МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССРВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ С^ЛЫОСНОВЫКОНСТРУКЦИИСАМОЛЕТОВПод общей редакцией профессора,
доктора технических наук К. Д. ТУРКИНАУтвержден главнокомандующим Военно-Воздушными Силами
в качестве учебника для курсантов
военных авиационно-технических училищОрдена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
М О С К В А — 1974
УДК <>29.7.02Учебник предназначен для курсантов авиационно-технических училищ ВВС,
специализирующихся по эксплуатации самолетов и авиадвигателей. В нем рас¬
сматриваются нагружение, силовые схемы и условия работы элементов .конст¬
рукции самолета. Объясняется сущность процессов, сопровождающих работу
основных самолетных систем и механизмов. Обращается внимание па встречаю¬
щиеся в эксплуатации возможные неисправности элементов конструкции и си¬
стем самолета.Учебник может быть использован также летным и техническим составом
ВВС при изучении конструкции самолетов.Книга написана по материалам открытой отечественной и зарубежной
печати.Гл. 1—6 написаны К- Д. Т у р к и и ы м и Г. А. Гершковичем, гл. 7,8,	13, 14, 15, 22, 24, 25, 28 — Г. А. Гершковичем, гл. 23 — Г. А. Гершко¬
вичем и Б. И. Федоренко, гл. 9, 11, 12, 16, 17, 18, 10, 20, 21 и введе¬
ние'— В. Д. Ш и р а х, гл. 10 — Б. И. Федоренко и В. Д. Ш и р а х, гл. 26,
27 — Л. А. Еремин ы м.© Воениздат, 1974
ВВЕДЕНИЕИстория развития авиации сравнительно коротка, но успехи,
достигнутые в создании летательных аппаратов, огромны. Если
первые самолеты летали со скоростью 40—80 км/ч, то многие со¬
временные самолеты имеют скорость, значительно превышающую
скорость звука.Большая заслуга в развитии авиации принадлежит нашей
стране. Талантливый русский изобретатель морской офицерА.	Ф. Можайский первым установил необходимые для полета
параметры самолета и воплотил их в реальной конструкции
в 1882- г. «Воздухолетательный снаряд» Можайского имел те же
основные части, что и современный самолет (крыло, фюзеляж, хво¬
стовое оперение, рули, шасси, винтомоторную установку), и выгод¬
но отличался от самолета братьев Райт, построенного почти 20 лет
спустя.Конструктивные идеи А. Ф. Можайского получили свое даль¬
нейшее развитие. В России в 1909—1914 гг. появился ряд ориги¬
нальных самолетов конструкции Я. М. Гаккеля, Д. П. Григо¬
ровича, В. А. Слесарева, И. И. Стеглау.В 1911 г. Б. Н. Юрьев спроектировал первый в России вер¬
толет. В 1913—1914 гг. совершили первый полет четырехмоторные
самолеты И. И. Сикорского «Русский витязь» и «Илья Муро¬
мец», на которых было установлено несколько мировых рекордов
по грузоподъемности, дальности и продолжительности полета.
В 1912 г. Д. П. Григоровичем был создан первый в мире гид¬
росамолет.Популяризации и развитию отечественной авиации способство-
пали полеты русских летчиков М. Н. Ефимова, Н. Е. Попова,
С. И. Уточкина и др. Замечательный военный летчик П. Н. Не¬
стеров, исследуя маневренные свойства самолета, выполнил
и 1913 г. впервые в мире «мертвую петлю», названную впоследст-
нии петлей Нестерова.Развитие авиации в начале XX века шло вслепую, наугад. Пер¬
ше самолеты строились эмпирически, без каких-либо расчетов.
Все это приводило к большому количеству аварий и катастроф.
Поэтому огромное значение для развития авиации имели труды
II. Е. Жуковского. Он создал основы современной гидро- и
аэромеханики. Недаром В. И. Ленин назвал его «отцом русской
йиияции». Создание самолетов было поставлено на научную ос¬
ипну. Н. Е. Жуковский и его ученик академик С. А. Чаплыгин
обьединили вокруг себя талантливую молодежь, из среды кото-I»3
рой вышли видные ученые и конструкторы А. А. Архангель¬
ск и й, Д. П. Г р и г о р о в и ч, В. П. Ветчинкин, В. В. Голу¬
бев, Н. Н. П о л и к а р п о в, А. Н. Т у п о л е в и др.По развитию научно-технической мысли Россия всегда стояла
на уровне передовых государств Европы, а порой значительно пре¬
восходила их. Однако новаторские начинания многих ученых, изо¬
бретателей и конструкторов часто не находили ни признания, ни
широкого применения в условиях экономической отсталости цар¬
ской России.В годы Советской власти благодаря заботам Коммунистической
партии, Советского правительства и лично В. Й. Ленина отечест¬
венная авиационная промышленность начала развиваться быст¬
рыми темпами. В 1918 г. все авиационные заводы и мастерские
были переданы в собственность народа. Для проектирования и
исследования новых образцов авиационной техники'в том же году
был создан Центральный аэрогидродинамический институт
(ЦАГИ), за короткое время превратившийся в крупнейший науч¬
ный центр. В 1919 г. создается Московский авиационный техникум,
реорганизованный впоследствии в академию имени профессораН.	Е, Жуковского.В 20-х годах были организованы конструкторские бюро по са¬
молетостроению, которые возглавили А. Н. Туполев, Н. Н. По¬
ликарпов, Д. П. Григорович.Первыми советскими самолетами были спортивный монопланA.	Н. Туполева АНТ-1 (1923 г.), пассажирские самолетыB.	Л. Александрова и В. В. Калинина АК-1 «Латышский
стрелок» (1924 г.), истребители Н. Н. Поликарпова И-1 (1923 г.)
и Д. П. Григоровича И-2 (1924 г).В 1924 г. коллективом под руководством А. Н. Туполева были
сконструированы первые цельнометаллические самолеты АНТ-2 и
АНТ-3. В следующем году этот коллектив создал замечательный
для того времени цельнометаллический тяжелый бомбардировщик
ТБ-1 с бомбовой нагрузкой до 1500 кг. Этот самолет явился пер¬
венцем нашей дальнебомбардировочной авиации.В последующие годы под руководством А. Н. Туполева разра¬
батываются истребитель И-4 и многоцелевой тяжелый самолет
АНТ-7; под руководством Н. Н. Поликарпова—истребитель И-3,
разведчик Р-5, учебный самолет У-2 (ПО-2) и др. Насколько со¬
вершенны были эти самолеты, свидетельствует тот факт, что са¬
молёты Р-5 и У-2 были в эксплуатации в течение 20 лет, а в годы
Великой Отечественной войны самолет ПО-2 успешно применялся
в качестве легкого ночного бомбардировщика. Таким образом,
в 20-е годы были заложены основы советского самолетостроения.За годы первых пятилеток под руководством Коммунистической
партии Советского Союза была создана мощная авиационная про¬
мышленность.В 1930 г. под руководством А. Н. Туполева был создан бом¬
бардировщик ТБ-3. Это был первый в мире четырехмоторный сво-
боднонесущий моноплан.4
В 1933 г. был сконструирован самолет АНТ-25, на котором
экипажи В. П. Чкалова и М. М. Громова совершили знаме¬
нитые перелеты через Северный полюс в Америку. Во время этих
перелетов были побиты мировые рекорды дальности.В 1933 г. создаются скоростные истребители. И-14 (А. Н. Тупо¬
лева), И-16 (Н. Н. Поликарпова). Это были истребители-моно-
илаиы с убираемым в полете шасси. Истребитель И-16 по тому
времени был действительно выдающимся самолетом, первым в
мире серийным истребителем-монопланом, положившим начало
распространению такой схемы. Самолет применялся в боевых дейст¬
виях в Испании, Китае, на Халхин-Голе, с белофиннами и на фрон¬
тах Великой Отечественной войны.В 1934—1935 гг. был создан фронтовой бомбардировщик Тупо¬
лева — СБ со скоростью полета до 480 км/ч. По потолку, вооруже¬
нию он превосходил лучшие отечественные и зарубежные образцы.О	высоком качестве советских самолетов свидетельствует тот
факт, что к 1939 г. по количеству международных авиационных
рекордов СССР занимал первое место в мире.Успехи в развитии самолетостроения были во многом определе¬
ны аамечательны'ми открытиями, разработками советских ученых.И. II. Ветчин кин экспериментальным путем определил пре¬
дельные перегрузки в полете, заложил основы расчета самолета
нм прочность, разработал вопросы посадки, создал методы расчета
и проектирования воздушных винтов.П. Н. Юрьев опубликовал работы о методах определения
силы потока за крылом и расчета продольной статической устой¬
чивости самолета.В.	С. Пышнов разработал методы определения нагрузок
при полете в неспокойном воздухе и в криволинейном полете, соз¬
дал методы расчета статической устойчивости и управляемости в
криволинейном полете и разработал теорию штопора.Большой вклад в развитие норм прочности внесли С. Н. Шиш¬
кин и А. И. М а к а р е в с к и й, в развитие теории расчета тонко¬
стенных оболочек и пластин — А. Н. Крылов, Б.-Г. Галеркин,
Д. II. Дин ник, П. Ф. Пап ков ич, В. 3. Власов, И. Г. Буб¬
нив, В. Н. Б е л я е в, А. А. У м а н с к и й и многие другие.И связи с ростом скоростей полета в середине 30-х годов воз¬
никли новые проблемы — обеспечение достаточной жесткости
конструкции, исключающей возможность появления опасных коле-
Оипин крыла, оперения и других частей самолета. Эти вопросы
Пыли глубоко исследованы советскими учеными М. В. Келды¬
шем и Е. П. Гроссманом.Значительные успехи в технологии производства позволили ши¬
роки применять в самолетостроении методы крупносерийного про-
н шодства: штамповку, прессование, панелирование.В условиях напряженной международной обстановки 1938—
ИСК) гг. Коммунистическая партия приняла ряд мер по повыше¬
нии! мощи ВВС. Конструирование новых образцов самолетов было
поручено нескольким КБ. В 1938 г. под руководством С. В. Илью¬5
шина создается штурмовик Ил-2. Все жизненно важные эле¬
менты конструкции на нем были защищены броней. Удачное вклю¬
чение брони переменной толщины в конструкцию позволило сохра¬
нить высокие летно-тактические характеристики самолета.
Штурмовик Ил-2, снабженный мощным вооружением, оказался
исключительно эффективным для действий по фронтовым наземным
целям и сыграл большую роль в разгроме немецко-фашистских
войск.Конструкторскими коллективами под руководством А. С. Яков¬
лева, А. И. Микояна, С. А. Лавочкина в короткий срок
были созданы истребители Як-1, МиГ-3, ЛаГГ-3. По летно-такти¬
ческим характеристикам эти самолеты превосходили многие ино¬
странные самолеты-истребители того времени.В 1940 г. под руководством В. М. Петлякова был построен
фронтовой пикирующий бомбардировщик Пе-2 с хорошим бомбо¬
вым вооружением и скоростью полета 540 км/ч.С этими самолетами наша страна вступила в Великую Отечест¬
венную войну. В период войны советские конструкторы продол¬
жали работу по совершенствованию серийных и созданию новых
самолетов. В эти годы появились пикирующий бомбардировщик
Ту-2, штурмовик Ил-10, истребители Ла-5, Ла-7, Як-7Б, Як-9И.
Истребитель Як-3, созданный в 1943 г., был самым легким и ма¬
невренным истребителем того времени.В конце второй мировой войны скорость советских серийных
самолетов достигла 690—720 км/ч, высота полета -т-12 км, даль¬
ность полета — 6000 км.Дальнейшее повышение скорости ограничивалось чрезмерным
ростом габаритов и веса поршневых двигателей, резким сниже¬
нием к. п. д. винта. Качественный скачок, ознаменовавший собой
начало технической революции в авиации, произошел, когда по¬
явился мощный и легкий реактивный двигатель.В СССР первый реактивный полет был осуществлен в фев¬
рале 1940 г. летчиком В. П. Федоровым на ракетоплане СК-9
конструкции С. П. Королева, впоследствии известного созда¬
теля космических кораблей.15 мая 1942 г. поднялся в воздух первый в СССР эксперимен¬
тальный самолет с ЖРД, созданный коллективом конструкторов
под руководством В. Ф. Болховитинова. Пилотировал его
летчик-испытатель капитан Г. Я. Бахчиванджи.В 1945—1947 гг. ОКБ А. С. Яковлева, А. И. Микояна, С. А. Ла¬
вочкина разработали реактивные истребители Як-15, МиГ-9, Ла-150.
Эти самолеты по аэродинамической схеме не отличались от обыч¬
ных самолетов с поршневыми двигателями, но имели скорость на
100—200 км/ч большую. Дальнейший рост скоростей потребовал
решения новых проблем в областях аэродинамики, динамики по¬
лета, конструирования летательных аппаратов.Большая роль в решении этих проблем принадлежит советским
ученым С. А. X р и с т и а н о в и ч у, М. В. Келдышу, А. А. До-
родницину, В. С. Пышнову, И. В. О сто с л а веко му,6
Г). Т. Г о р о щ е н к о, Я. М. С е р е б р'и й с к о м у, В. Ф. Б о л х о-
н и т и н о в у, А. М. Ч е р е м у х и н у, С. Н. К а н у, И. А. С в е р д-
.'| о в у и многим другим.В результате проведенных исследований были разработаны
принципиально новые аэродинамические схемы самолетов, вклю¬
чающие стреловидное крыло и оперение, тонкие скоростные про¬
фили крыльев, специальные формы фюзеляжей и мотогондол.С,тало возможным применение схем шасси с передним колесом,
герметических кабин, гидроусилительных устройств в системах уп¬
равления самолета, катапультируемых сидений для аварийного
покидания самолета.В 1947—1948 гг. ОКБ А. И. Микояна создало реактивный
истребитель МиГ-15 (на нем впервые в системе управления элеро¬
нами был установлен гидроусилитель), а в 1950—1951 гг. — само¬
лет МиГ-17, на котором летчик-испытатель И. Т. Иващенко в
горизонтальном полете преодолел звуковой барьер.Новые реактивные самолеты получила и бомбардировочная
нннация. В 1948 г. был создан фронтовой бомбардировщик Ил-28,
который для своего времени обладал исключительно высокими
летно-тактическими характеристиками (бомбовая нагрузка 1—3 т,
дальность полета около 2500 км, максимальная скорость около
!Ш0 км/ч).Для дальнейшего повышения скоростей полета потребовалось
увеличить энерговооруженность и провести дальнейшее совершен¬
ствование аэродинамических форм самолета (крыло и оперение0	большими углами стреловидности, треугольное крыло, сверхзву¬
ковые воздухозаборники).В начале 50-х годов создается сверхзвуковой истребитель
МиГ-19 со скоростью полета 1450 км/ч и статическим потолком
1К 000 км.Созданные в 1950—1960 гг. отечественные истребители имели
высокие летные характеристики. В 1959—1962 гг. на самолетах
Л. И. Микояна и П. О. Сухого было установлено десять миро¬
вых рекордов скорости и высоты полета. В 1961 г. Герой Совет-1	кого Союза Г. К- Мосолов на самолете Е-66 установил миро¬
вой рекорд высоты 34 200 м, а в 1962 г. на самолете Е-166 рекорд
скорости 3000 км/ч.В период 1950—1960 гг. дальнейшее развитие получила ско¬
ростная реактивная бомбардировочная авиация. Был разработан
дольний бомбардировщик Ту-16. Военно-транспортный самолет
Ли 12 обладал высокими тактико-техническими характеристиками.Для успешного выполнения народнохозяйственных планов
большое значение имело развитие гражданской авиации.11 1956 г. на воздушных трассах страны появился самолет кой*
с^Уукции А. Н. Туполева — Ту-104, положивший начало оснаще¬
нию гражданской авиации реактивной техникой.И 1957—1959 гг. аэрофлот пополнился самолетами О. К- Анто*
Нонн— Ан-10 и Ан-24, С. В. Ильюшина — Ил-18, А. И. Туполева —I	у 114 и Ту-124.7
В 1959 г. в Париже на Всемирной выставке за самолеты Ту-104
и Ту-114 Генеральному конструктору А. Н. Туполеву была при¬
суждена Большая Золотая Медаль, а на Всемирной выставке в
Брюсселе самолет Ту-114 отмечен высшей наградой — «Гран-при».В июне 1965 г. во Франции на аэродроме Ле Бурже на XXVI
международном салоне аэронавтики и космоса демонстрировался
самый большой в мире воздушный корабль Ан-22 «Антей», создан¬
ный конструкторским бюро О. К. Антонова, и модель первого
сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, создаваемого
конструкторским бюро А. Н. Туполева. Успех экспонатов был не¬
обычайный.В последующие годы на пассажирские линии пришли новые
реактивные пассажирские самолеты Ил-62, Ту-134, Ту-154, Як-40,
заслужившие высокую оценку у нас и за рубежом. В настоящее
время начат серийный выпуск сверхзвукового пассажирского само¬
лета Ту-144.Убедительной демонстрацией достижений советской авиации
явился воздушный парад 9 июня 1967 года в Домодедово, пока-'
завший высокий уровень нашей авиации, достигнутый к 50-летию:
Советской власти. На воздушном параде демонстрировались со-,
ветские самолеты с изменяемой в полете стреловидностью крыла,
с вертикальным и укороченным взлетом и посадкой, новые сверх¬
звуковые истребители-перехватчики и истребители-бомбардиров¬
щики, реактивные сверхзвуковые бомбардировщики и ракетоносцы
С мощным вооружением, современные самолёты ВТА и др.Выдающиеся достижения в развитии советского самолетострое¬
ния стали возможными благодаря неослабному вниманию Коммуни¬
стической партии Советского Союза и Советского правительства
делу укрепления Воздушного Флота СССР, высокому уровню раз¬
вития науки и техники, упорному труду ученых, конструкторов, ин¬
женеров и рабочих. XXIV съезд КПСС поставил перед советским
народом новые задачи по дальнейшему совершенствованию совет-,
ской авиации и эффективному ее использованию.Непрерывно оснащаются современной авиационной техникой
ВВС. В результате их боевые возможности и ударная сила резко
возросли. «Скорость 2500—3000 километров в час, с которой сей¬
час летают реактивные самолеты, и высота их полета, достигаю¬
щая 30 километров, не являются пределом... Военно-Воздушные
Силы развиваются в направлении роста боевых возможностей са¬
молетов по поражению наземных (морских) и воздушных целей,
использования всего диапазона высот, увеличения скорости и
дальности полета, повышения способностей по преодолению про¬
тивовоздушной обороны. Все это еще больше повысит боевую
мощь Военно-Воздушных Сил»1 А. А. Г р е ч к о. На страже мира и строительства Коммунизма. М., Воей-
издат, 1971, стр. 46, 47.
Глава 1ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
§ 1. ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ГРУППЫ САМОЛЕТАСамолет является сложным инженерным сооружением. Его
оборудование, силовая установка, вооружение отражают современ¬
ные достижения различных отраслей науки и техники. Для удоб¬
ства изучения и эксплуатации самолета целесообразно выделить
его основные конструктивные группы, в которые входят следую¬
щие оборудование, механизмы, агрегаты:—	группа планера — крыло, фюзеляж и оперение;—	группа самолетных механизмов и систем — шасси, механиз¬
мы системы управления, силовые приводы механизмов, противо-
обледенительные устройства, силовая установка самолета (двига¬
тели, топливная система, маслосистема, система пожаротушения
и др.);—	группа авиационного оборудования — оборудование элек¬
тронной автоматики, электрооборудование, приборное и кислород¬
ное оборудование и высотное спецснаряжение, средства фотораз¬
ведки и фотоконтроля;—группа радиоэлектронного оборудования — средства связи,
самолетовождения и разведки, борьбы с радиоэлектронными уст¬
ройствами противника, опознавания самолетов, управления и др.;—	группа авиационного вооружения — вооружение на борту
самолета (ракеты, пушки, бомбы), установки для крепления
вооружения, прицельные приспособления и бортовые вычислитель¬
ные устройства систем вооружения, десантное оборудование само¬
лета и др.Следует отметить, что это деление носит условный характер,
так как все группы тесно связаны между собой.§ 2. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К САМОЛЕТНЫМКОНСТРУКЦИЯМКаждый самолет создается для выполнения определенных задач.
И зависимости от его назначения (истребитель, бомбардировщик,
ноенно-транспортный самолет) те или иные его качества являются
наиболее существенными для решения поставленной задачи. Так
например, для военно-транспортного самолета характерными ка¬
чествами являются грузоподъемность, определенные размеры гру¬
зовой кабины, быстрота доставки грузов, дальность полета, эко¬
номичность, надежность и др. Для истребителя-перехватчика осо-9
Ги'ипо важными будут высокая скорость и высота полета, большая
скороподъемность и маневренность, мощное вооружение и соответ¬
ствующее прицельное оборудование. От сочетания этих свойств
зависит боевая эффективность самолета.Профессором В. Ф. Болховитиновым в 1945 г. было по¬
казано, что на определенном уровне развития техники улучшение
одних свойств самолета влечет за собой ухудшение других.Действительно, для получения того или иного качества само¬
лета необходимо затратить определенное количество материала.
Полный вес самолета О состоит из суммы весов конструкции пла¬
нера Опл, двигательной установки Ся. у, топливной системы От. с,
полезной нагрузки (экипажа, оборудования, вооружения) Оп.н:О — Опл + Од, у + От. с -)- 0„. и.Если мы при заданном полном весе увеличим, например, вес
вооружения,'то при этом будет нужно уменьшить вес топлива,
что приведет к уменьшению дальности полета. В свою очередь уве¬
личение дальности полета может быть достигнуто за счет умень¬
шения полезной нагрузки самолета.Следовательно, при изучении основных требований, предъяв¬
ляемых к самолету, надо иметь в виду их противоречивость.Высокое аэродинамическое совершенство. Самолет должен
иметь такие внешние формы и размеры, которые обеспечили бы
ему высокую боевую эффективность за счет оптимальных летно¬
тактических характеристик (максимальной скорости полета, верти¬
кальной скорости подъема, потолка, дальности полета, маневрен¬
ности, взлетно-посадочных свойств и др.) при определенных пара¬
метрах двигательной установки и хорошей устойчивости и управ¬
ляемости на всех режимах полета.Малый вес конструкции при обеспечении необходимой прочности
и жесткости. Конструкция всякого самолета прежде всего должна
быть достаточно прочной и жесткой.Прочность — это способность конструкции воспринимать, не
разрушаясь, определенные внешние нагрузки, возникающие в раз¬
личных условиях эксплуатации. Различают статическую прочность,
соответствующую постепенному нарастанию нагрузок, динамиче¬
скую прочность — при резком, внезапном изменении нагрузки
(удар при посадке, резкий воздушный порыв) и усталостную проч¬
ность— при повторных регулярных нагрузках (вибрации, вызван¬
ной работой двигателя) и нерегулярных циклических нагрузках.Жесткость — это способность конструкции сопротивляться
деформированию под действием нагрузки. Особенно важно обеспе¬
чить необходимую жесткость у конструкций, создающих аэроди¬
намические силы (крыло, оперение).Требования прочности и жесткости должны удовлетворяться
при минимальном весе конструкции.Простота эксплуатации. Боевая эффективность самолетов в
значительной мере зависит от простоты их обслуживания на земле
и удобства эксплуатации в полете. Чем менее трудоемки работы,10
Связанные с подготовкой самолёта К полету, тем больше полётов
может быть произведено за одно и то же время.Требования простоты эксплуатации предусматривают:—	возможность быстрой подготовки к полету (этому способ¬
ствует удобство регулировки, проверки, осмотра, монтажа и де¬
монтажа оборудования, хорошее качество антикоррозийных по¬
крытий) ;•— удобство эксплуатации в полете;—	удобство хранения (простота и малая трудоемкость консер¬
вации и расконсервации);—	безопасность обслуживающего персонала при подготовке
самолетов к полету;—	наличие эксплуатационных разъемов для удобства транс*
портировки;—	взаимозаменяемость основных частей и элементов конструк¬
ции.Обеспечение высокой надежности, боевой живучести и безо¬
пасности полета. Надежность — свойство конструкции само¬
лета в определенных условиях эксплуатации и в течение опреде¬
ленного времени работать безотказно. Надежность конструкции за¬
висит от конструктивной схемы самолета, прочности и жесткости
отдельных элементов и конструкции в целом, совершенства и до¬
веденное™ механизмов и систем, степени регулирования систем.
Главным условием обеспечения надежности самолетных систем
является их грамотная эксплуатация.Боевая живучесть — это способность самолета выполнять
полет в соответствии с боевым заданием при наличии поврежде¬
ний от огня противника. Обеспечивается боевая живучесть при¬
менением дублирующих систем, сдвоенных проводок управления,
развитой и автоматизированной противопожарной системы, бро¬
нированием мест расположения членов экипажа и наиболее жиз¬
ненно важных агрегатов и др.Безопасность полета характеризуется отсутствием лет¬
ного происшествия — события, совершившегося в полете
И закончившегося полным или частичным разрушением самолета.Безопасность полета обусловливается не только надежностью
техники, но и возможностями летчика по парированию последст¬
вий отказа техники. Кроме того, безопасность полета зависит от
условий полета (турбулентности атмосферы, возможности обле¬
денения и др.) и ошибок операторов авиационного комплекса (лет¬
чиков, штурманов, руководителей полета), а также от возможно¬
стей летчика по парированию последствий неблагоприятных погод¬
ных условий и ошибок операторов.Обеспечивается безопасность полета высокой надежностью
Техники, хорошими аэродинамическими характеристиками само-
ЛП'П, применением специальной автоматики, позволяющей совме¬
стить возможности самолета с физиологическими возможностями
Летчика, а также сигнализацией о приближении к опасным режи¬
мам полета.11
12Рис. 1.1. Классификация самолетов по конструктивным признакам
Технологичность конструкции. Это* такое свойство конструкции,
которое при обеспечении эксплуатационных качеств самолета поз¬
воляет получить в процессе его изготовления высокие производст¬
венные показатели — малую трудоемкость, простоту обработки, ко¬
роткие сроки освоения, снижение стоимости.§ 3. КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
ПО КОНСТРУКТИВНЫМ ПРИЗНАКАМЛетательные аппараты можно классифицировать:а)	по принципу полета:—	самолеты;—	вертолеты;б)	по назначению:—	гражданские, военные;—	истребители, бомбардировщики, военно-транспортные само¬
леты и др.;в)	по конструктивным признакам (рис. 1.1):
типу, числу и расположению двигателей;.— форме, количеству и расположению крыльев;—	типу взлетно-посадочных устройств и т. д.Следует отметить, что установившейся классификации не су¬
ществует. Она меняется с развитием техники и тактики.В процессе развития авиации возникла необходимость созда¬
ния самолетов, которые могли бы действовать с очень малых
взлетно-посадочных площадок или совершать вертикальный взлет
и посадку (самолеты ВВП).Сокращение взлетной и посадочной дистанций достигается соз¬
данием вертикальной составляющей тяги путем отклонения двига-
Телей, реактивных сопл, установкой двигателей в вертикальном
Положении и др. (рис. 1.2).13
Глава 2НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ§ 1. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ПОЛЕТЕВ процессе эксплуатации на самолет действуют различные по
величине и направлению, характеру приложения нагрузки.Все силы, действующие на самолет и его части, можно разде¬
лить на две группы:—	массовые силы — силы, действующие на элементы кон¬
струкции и пропорциональные ее массе (вес, инерционные силы);—	поверхностные силы — силы, приложенные к поверх¬
ности частей самолета (аэродинамические силы, силы тяги дви¬
гателей, реакции земли при посадке, силы взаимодействия между,
отдельными частями самолета).Рис. 2.1. Силы, действующие на самолет в горизонтальном полетеДля агрегатов, расположенных внутри самолета, поверхност¬
ными силами принято считать силы, передающиеся на агрегат че¬
рез узлы крепления.Рассмотрим силы, действующие на самолет в различных слу¬
чаях полета.1.	Горизонтальный полет. В прямолинейном горизонтальном
полете с постоянной скоростью на самолет действуют (рис. 2.1)
массовая сила'—сила веса самолета О и поверхностные силы —
подъемная сила У, сила тяги Р, сила лобового сопротивления X.
Для упрощения принимаем, что все перечисленные ййлы проходят
через центр тяжести самолета.Для того *гГобы самолет совершал горизонтальный полет с по¬
стоянной скоростью V, необходимо равновесие всех сил!Г=0 и Р = Х.14
Подъемная сила У создается за счет разности давления (раз¬
режения) на верхней и нижней поверхностях крыла. Силы разре¬
жения (рис. 2.2) стремятся оторвать обшивку от каркаса крыла.
При этом на конструкцию самолета могут действовать значитель¬
ные местные нагрузки — 50—80 кПа (5000—8000 кгс/м2) *.бVРис. 2.2. Принцип образования подъемной силы крыла:
а — на малых скоростях полета; б — на больших скоростях
полетаВ процессе эксплуатации самолета техник должен следить за
креплением обшивки, стекол, проверять перед полетом закрытие
замков люков, фонаря кабины, пробок заливных горловин топ¬
ливных баков и т. д.2.	Криволинейный полет в вертикальной плоскости. На самолет,
движущийся по наклонной траектории (крутое планирование или
пикирование) под углом 0 к горизонту (рис. 2.3), действуют в
вертикальной плоскости уравновешенные силы У1 = О соз 0. Танген¬
циальная сила Ртаиг=Р + О зш 0 сравнительно мала и учитываться
ними не будет.Для выхода из пикирования надо искривить траекторию в вер¬
тикальной плоскости. Необходимо создать прирост подъемной
СИЛЫ ДУ (например, за счет увеличения угла атаки самолета).* См. приложение о переводе единиц измерений в систему СИ.15
Криволинейный полет (выход из пикирования) можно предста¬
вить как полет по дуге окружности радиусом г. Следовательно,
дополнительная сила А У, искривляющая траекторию самолета,
является центростремительной силой= Ра., с —О — •	(2.1)Полная подъемная сила, действующая на самолет в криволи¬
нейном полете в вертикальной плоскости, равнаГ=(?соз0 + О-^-.	(2.2)Анализ формулы (2.2) показывает:1)	Подъемная сила, действующая на самолет в криволинейном
полете в вертикальной плоскости, величина переменная и зависит
не только от .скорости полета V и радиуса г, но и от угла ©.Максимальное значение подъемной силыП,акс = 0(1 +^)	(2.3)возникнет в нижней точке траектории, где 0 = 0.2)	Силы, действующие на самолет в криволинейном полете,
больше соответствующих сил, действующих на самолет в гори¬
зонтальном полете, на величину центростремительной силы Ря с.
Следовательно, силы, действующие на узлы подвески агрегатов и
грузов внутри самолета, в криволинейном полете также будут
больше соответствующих сил в горизонтальном полете. Так,16
например, сила, действующая на узел крепления агрегата, будет
равна% = багр + Оагр — .	(2.4)3.	Криволинейный полет в горизонтальной плоскости. Рассмот¬
рим криволинейный полет в горизонтальной плоскости на примере
правильного виража, т. е. виража без скольжения, на постоянной
высоте с постоянной скоростью (рис. 2.4).Рис. 2.4. Силы, действующие на самолет при правиль¬
ном виражеУсловием выполнения виража будет равенство вертикальных
составляющих сил, действующих на самолет, т. е.V сов у — 0 = 0,где у — угол крена, откудаС05 1Следовательно, чем с большим углом крена совершается вираж,
тем большую подъемную силу необходимо создать путем увеличе¬
ния угла атаки а или скорости полета.Итак, при выполнении маневра в любой плоскости летчик из¬
меняет аэродинамические силы, действующие на самолет.4.	Полет в неспокойном воздухе. Кроме случаев увеличения
аэродинамических сил по воле летчика значительные изменения
подъемной силы возникают при полете самолета в неспокойной
(турбулентной) атмосфере (в болтанку).В неспокойном воздухе могут быть как горизонтальные, так и
иертикальные порывы.(2.5)17
Горизонтальные воздушные порывы внезапно из¬
меняют величину скорости полета на величину скорости ветра №.
При этом подъемная силаГ=суР(У0±Скорости ветра № малы по сравнению со скоростями У0, по¬
этому действие горизонтальны^ порывов в расчетах не учитыва¬
ется.Вертикальные воздушные порывы опасны для гори-,
зонтально летящего самолета тем, что возможно резкое измене¬
ние угла атаки (рис. 2.5).Рис. 2.5. Нагружение самолета при действии вертикаль¬
ного воздушного порываПри действии вертикального порыва со скоростью угол атаки
изменяется на величину Да, а подъемная сила У о— на величину
ДУ, т. е.У = Г0±АУ = (су± Асу)^-5,гдеАсу = с* Да = с* №у1У0.ОкончательноГ=У0±с;МУу-^-оЗ.	(2.6)Из формулы (2.6) следует, что максимальные значения ДУ при
болтанке достигаются на больших скоростях и на малых высотах
полета.Этот случай может оказаться расчетным, так как ДУ может
достигать больших значений. А при полете на малых скоростях
(посадка самолета) возникновение вертикальных порывов может
привести к увеличению углов атаки до критических и срыву потока
на крыле.18
§ 2. ТЕПЛОВЫЕ НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ПОЛЕТЕПри обтекании тела воздухом образуется пограничный слой,
скорость которого по толщине переменна. Разница скоростей в
пограничном слое вызывает трение частиц воздуха, которое пере¬
ходит в тепло, повышая температуру пограничного слоя. От погра¬
ничного слоя тепло передается обтекаемой поверхности, а от нее
через материал обшивки на элементы конструкции самолета. Это
явление называется аэродинамическим нагревом. Так, например,
для точек обшивки носка профиля крыла при малых скоростях
нагрев незначителен (при У = 500-^600 км/ч /Нагр = 25°С (~300К).
Однако уже при V = 21004-2200 км/ч, или М = 2, нагрев обшивкидостигает 170—200° С («473 К), при М = 3 /НагР = 320оС (-600 К)В последнее время в связи со значительным ростом скоростей
полета самолетов возникает ряд трудностей, вызываемых аэроди-'
ннмическим нагревом.С ростом температуры механические свойства материалов сни¬
жаются — уменьшается предел прочности ап и модуль упругости Е,
появляется явление «ползучести» материала при малых, но дли¬
тельных' нагрузках.Температура аэродинамического нагрева обшивки крыла зави¬
сит от высоты и числа М полета самолета (рис. 2.6). Здесь же по¬
киданы диапазоны применения различных материалов для изго-
Тоилсния элементов конструкции планера самолета.И т. д.*;с кт,кН'кмО 15 3045 601000 -12731033 нержавеющая сталь4900 5000 6600 3400 12.400 КМ/Ч500 -77337о 643 Титановые сплавы3208 3688 / 5000 7900 НМ/ч1ПП	г г ' ,и 1500 2120 3400 4500 КМ/Ч0 2 4	6 8 Ю МРис. 2.6. Зависимость температуры аэродинами¬
ческого нагрева обшивки крыла от высоты
и числа М полета19
В результате аэродинамического нагрева возникают дополни¬
тельные значительные напряжения элементов конструкции. Сумми¬
руясь с основными напряжениями, они могут вызвать появление
остаточных деформаций элементов конструкции, ее коробление.
Кроме того, аэродинамический нагрев ухудшает нормальные усло¬
вия жизнедеятельности экипажа и пассажиров.Борьба с аэродинамическим нагревом может проводиться раз¬
ными путями. Для самолетов, летающих на малых высотах, вво¬
дят ограничение времени полета на большой скорости, чтобы эле¬
менты конструкции н.е успели разогреться до недопустимой тем¬
пературы. Для снижения вредного влияния нагрева применяют
жаростойкие материалы, покрытия с жаростойкими замазками,
придают специальные формы крылу и фюзеляжу. Используют цир¬
куляцию жидкости (топлива или воды) в пространстве между на¬
ружной и внутренней обшивкой для охлаждения конструкции.§ 3. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ПЕРЕГРУЗКИПерегрузкой п называется величина отношения поверхностных
сил, действующих на самолет (узел крепления агрегата), к его
весу.Перегрузка — величина безразмерная. В общем случае полная
перегрузка п=Я/0— величина векторная.	_Разложив равнодействующую поверхностных сил Я на состав¬
ляющие по осям координат, получим составляющие поверхностных
сил: Ях, Яу, Яг-	■В самолетах ббльшие по величине поверхностные силы дейст¬
вуют, как правило, вдоль оси у, поэтому и основными перегруз¬
ками являются перегрузки, действующие вдоль этой оси:пу=1Т-	(2-7)Обычно Я^ — У, тогда пу—У10.Как было отмечено выше, подъемная сила — величина перемен¬
ная. С точки зрения прочности важно знать максимальную подъем¬
ную силу, допустимую в эксплуатации самолета на данном ре¬
жиме полета. Такую силу Умакс будем называть эксплуатационной
.и обозначать У3. Коэффициент перегрузки, соответствующий У®,
называется коэффициентом эксплуатационной перегрузки (эксплу¬
атационной перегрузкой):л$“тг-	адЗнак перегрузки (« + » или «—») определяется направлением
подъемной силы У9.Значение пу в различных случаях полета равно:—	в горизонтальном полете (рис. 2.1)Пут. „ =	(2.9)20
—	в криволинейном полете в вертикальной плоскости (рис. 2.3)пу = -^- = соз& + ~;	(2.10)анализ последней формулы показывает, что величина перегрузки
данного маневра обусловливает параметры его движения: скорость
полета и радиус кривизны траектории. У истребителей при выходе
из пикирования развиваются перегрузки пу = 8-н9;—	при вираже (рис. 2.4)П =	(2.11)У О со5 7	' 7При вираже необходимая перегрузка зависит от угла крена у.На современных самолетах у достигает 75—80°, а наибольшее
значение коэффициента перегрузки пувщ равно 3—5. Ниже при¬
ведены перегрузки, которые возникают при выполнении самолетом
некоторых маневров (фигур высшего пилотажа).Боевой разворот 	4—5Спираль 	3—4Бочка	4—5Петля Нестерова 	3—6Штопор	2—3Кроме маневренных перегрузок на самолет действуют пере¬
грузки, возникающие при полете в болтанку.Действительно, при воздействии, например, вертикального по¬
рыва ветра самолет начинает движение вверх. Все части самолета,
стремясь сохранить по инерции исходное направление движения,
будут давить (тянуть) на связи (узлы подвески, креплений агре¬
гатов) с дополнительной инерционной силой. Они как бы будут
«перегружаться» («облегчаться»), т. е. будут испытывать перегрузку.При вертикальных воздушных порывах= /, + АГ
У	ОУчитывая, что при горизонтальном полете У0--3, имеем:^болт = 1	(2.12)Перегрузка при полете в неспокойном воздухе увеличивается
с увеличением скорости горизонтального полета У0 и скорости
вертикального порыва №у, а также зависит от высоты полета,
удельной нагрузки на крыло 0/3 и величины с“, которая меня¬
ется с изменением числа М, замедляя рост перегрузки при боль¬
ших числах М. Так, для транспортных самолетов величина пу б0Лт
достигает 2,5—4.Особенно опасна циклическая (вверх —вниз) болтанка,
которая может вызвать знакопеременные резонансные колебания
Крыла. При этом на концах крыла местная перегрузка может ока-
•аться значительно больше перегрузки в центре тяжести самолета.
Перегрузки при циклической болтанке могут оказаться весьма21
существенными для узлов крепления агрегатов, подвешиваемых к
крылу (двигателей, баков и др.).Знакопеременное нагружение планера ветровыми нагрузками
может привести к усталостному разрушению элементов конструкции
и является важным фактором, определяющим ресурс самолетов.§ 4. ИЗМЕРЕНИЕ ПЕРЕГРУЗОКИзмерение и запись перегрузок производится с помощью спе¬
циальных приборов, называемых акселерометрами. .Простейший акселерометр имеет следующее устройство(рис. 2.7).В корпусе 3 к тарирован¬
ной пружине 2 подвешен
груз 1, который перемещает¬
ся пропорционально дейст¬
вующей на него силе (пере¬
грузке). Показания прибора
фиксируются стрелкой на
шкале. Колебания груза га¬
сятся жидкостным демпфе¬
ром 4.Принцип действия прибо¬
ра следующий. В горизон¬
тальном полете и на стоянке
самолета на груз весом Сгр
действует натяжение пружи¬
ны />. В этом случае пе¬
регрузка, испытываемая гру¬
зом (а следовательно, и эле¬
ментами конструкции в точ¬
ке самолета, где закреплен
прибор), пу = Рщ,!Огр = 1.При движении самолета с ускорением вдоль оси у натяже¬
ние пружины меняется, так как на пружину, кроме веса груза,
будут действовать еще инерционные силы. Каждому ускорению
соответствует определенное положение груза в приборе.В ряде случаев в кабинах самолетов устанавливают сигналь¬
ные лампы (световые табло), которые зажигаются при достижении
величины предельно допустимой перегрузки.Акселерографом называют прибор, который связан с самопис¬
цем и вычерчивает график перегрузки по времени.Для маневренных пилотируемых летательных аппаратов пре¬
дельно допустимая величина перегрузки может ограничиваться
физиологическими возможностями человека.§ 5. ВОЗДЕЙСТВИЕ ПЕРЕГРУЗОК НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКАСпособность человека переносить ускорения, а следовательно,
н перегрузки'в основном определяется следующими факторами:—	величиной и направлением перегрузки;Рис. 2.7. Акселерометр:/ — груз; 2 — тарированная пружина; 3 — корпус;
4 — демпфер22
—	временем и частотой (пойторяемостью) ее действия;—	состоянием организма.При действии ускорений (перегрузок) возникают инерционные
силы (рис. 2.8). Эти силы смещают и деформируют ткани и целые
органы человека, что ведет к нарушению его нормальной жизне¬
деятельности.На рис. 2.9 показана зависи¬
мость допустимых перегрузок от
времени и направления действия
их. Жирными линиями указаны
границы сохранения сознания че¬
ловека при данном положении.Наибольшие перегрузки чело¬
век может выдержать в направ¬
лении «грудь — спина», «спина —
грудь» (например, в случае разго¬
на и торможения самолета, стар¬
та космического корабля): 4—5 в
течение 10 мин, 8—10 в течение
1—2 мин.При действии перегрузок в на¬
правлении «голова—таз» (выход
из пикирования, катапультирова¬
ние вверх и др.) кровь от головы
отливает вниз, ток крови по ве¬
нам затрудняется, падает давле¬
ние в сосудах головного мозга.Это ведет К нарушению зрения, Рис. 2-8- Нагружение органов чело-
значительному перемещению ор- века при де"ств1Ш перегрузок:
ГЭНОВ, имеющих большие массы '-сердце; 2-^желудок; 3 печень;
(желудок, печень, сердце и др).Если перегрузки действуют в течение 1—2 мин, происходит следу¬
ющее:при «у = 2,5 — встать с сиденья почти невозможно;при пу = 3-^4 — трудно прямо держать голову, затруднено ды¬
хание, серая пелена перед глазами;при Пу = 4— полная потеря зрения;при пу = 5 — обморок.После прекращения действия перегрузок зрение восстанавлива¬
ется через 5—15 с, но летчик находится в состоянии дезориента¬
ции еще 15—30 с, т. е. самолет фактически неуправляем.Но если перегрузки пу = 7-^8 действуют в течение 1 с, то они
переносятся сравнительно легко; также без особых последствий пе¬
реносятся при катапультировании перегрузки пу=20 в течение0,2 с. •Труднее всего переносятся отрицательные перегрузки в направ¬
лении «таз — голова» (ввод в пикирование, катапультирование
Вниз и др.). При таких перегрузках кровь приливает к мозгу, повы¬
шая давление в его сосудах. Например, при пу = — 3 в течение23
10—15 с человек испытывает несколько минут состояние, анало¬
гичное сотрясению мозга, а при пу = — (8^-9) в течение 2 с ло¬
паются сосуды и наступает кровоизлияние в мозг.Рис. 2.9. Зависимость допустимых перегрузок от их
направления и времени действияПовысить выносливость человека к перегрузкам можно:—	закаливанием организма и тренировками на специальных
центрифугах и катапультах;—	изменением положения человека в кабине по отношению к
направлению действия перегрузок;—	применением специальных противоперегрузочных костюмов(ППК).ППК (рис. 2.10, а) состоит из комбинезона, в котором смонти¬
рованы резиновые камеры с натяжным устройством, автомата дав¬
ления, фильтра и разъемной муфты. ППК является индивидуаль¬
ным средством защитного снаряжения и надевается перед поле¬
том. Все остальные агрегаты костюма устанавливаются на борту
самолета.24
В нормальном полете без перегрузки надетый на летчика про-
тивоперегрузочный костюм не мешает пилотировать самолет и не
стесняет движения. При возникновении перегрузки автомат давле¬
ния включает подачу воздуха от компрессора ТРД в камеры ко¬
стюма. В камерах 1 создается избыточное давление. Они надувают¬
ся и обжимают тело (рис. 2.10,6). При прекращении перегрузки
подача воздуха выключается, а имеющийся в камерах воздух вы¬
пускается.Рис. 2.10. Противоперегрузочный костюм:
а — внешний вид ППК; б — принцип действия ППК; / — камера; Ч — тесемка;3 — ткань костюмаФизиологическое действие ППК в основном заключается в том,
что давление, создаваемое в камерах, фиксирует внутренние орга¬
ны от перемещения и до некоторой степени препятствует инерцион¬
ному смещению крови в сосудах брюшной полости и нижних ко¬
нечностей. Это, в свою очередь, приводит к улучшению кровоснаб¬
жения головного мозга. В результате работоспособность летчика
и устойчивость его к перегрузкам «голова — таз» сохраняются на
более высоком уровне (в среднем на 2 единицы). ППК позволяет
летчику в большей степени использовать высокие летно-тактиче¬
ские свойства современных маневренных самолетов.§ 6. ПОНЯТИЕ О НОРМАХ ПРОЧНОСТИ И ЖЕСТКОСТИПри проектировании любого строительного сооружения возни-
Кйн иопрос, какие нагрузки на него будут действовать в процессе
эксплуатации и на какие силы проектируемое сооружение должно225
быть рассчитано. Особенно это важно знать при проектировании
самолетов.Действительно, если задать излишне большие нагрузки, то это
приведет к значительному перетяжелению самолета, росту стоимо¬
сти или ухудшению летно-тактических свойств. Если же задать
слишком малые нагрузки, то в эксплуатации они часто будут пре¬
вышаться, что приведет или к появлению остаточных деформаций,
или даже к разрушению самолета.Поэтому нагрузки для проектируемых самолетов задаются в
законодательном порядке нормами прочности и жест к о-
с т и. Эти нормы составляют на основе учета опыта проектирова¬
ния, постройки и эксплуатации самолетов, организованного в об¬
щегосударственном масштабе. По мере развития авиационной нау¬
ки и техники нормы непрерывно совершенствуются и обновляются.Нормы прочности устанавливают:1.	Достаточную степень прочности для разных типов самолетов(норму прочности), при которой обеспечивается малая вероятность
разрушения самолета в полете, при взлете и посадке. Норма проч¬
ности устанавливается заданием предельных параметров нагруже¬
ния, например: л*акс—максимально допустимой в эксплуатации пе¬
регрузки; <7макс. макс. — максимально допустимого скоростного напо¬
ра, достигаемого при пикировании и крутом планировании. Эти ве¬
личины задаются в зависимости от потребной маневренности, кото¬
рая определяется назначением самолета.По степени потребной маневренности все самолеты делятся на
три класса:класс А — маневренные самолеты (истребители, истребители-
бомбардировщики), пэиакс = 8-т-9;класс Б — ограниченно маневренные самолеты (разведчики,
ракетоносцы и др.), пэшкс = 4ч-6;класс В — неманевренные самолеты (военно-транспортные са¬
молеты, тяжелые бомбардировщики), которые не совершают сколь¬
ко-нибудь резких маневров, пэшкс = 2-4-3. Эти перегрузки опреде¬
ляются в основном из условия полета в болтанку.2.	Характер приложения эксплуатационной (максимально допу¬
стимой в эксплуатации) нагрузки. Максимально допустимая на¬
грузка назначается посредством так называемых случаев нагру¬
жения как в полете, так и при движении по земле, в каждом из
которых для соответствующей части самолета (крыла, оперения,
фюзеляжа и т. д.) задается величина нагрузки, ее направление и
распределение.3.	Коэффициент безопасности. В ряде областей техники расчет
на прочность проводят по эксплуатационным нагрузкам, сравнивая
эксплуатационные напряжения с допускаемыми.Но допускаемыми напряжениями можно считать и предел про¬
порциональности материала конструкции апц, условный предел те¬
кучести материла ст0,2 и временное сопротивление <зв или же какое-
то другое характерное напряжение.20
Единственно надежным критерием для суждения о точности рас¬
четов являются испытания конструкции (§ 8) до разрушения. Но
при таких испытаниях уточняются не допускаемые напряжения, а
разрушающие. Следовательно, чтобы сравнивать расчеты с эк¬
спериментом, в качестве расчетной нагрузки нужно принимать не
эксплуатационную, а разрушающую нагрузку.Величина, показывающая, во сколько раз расчетные (разру¬
шающие) нагрузки больше эксплуатационных, называется коэф¬
фициентом безопасности:Коэффициент безопасности всегда должен быть больше едини¬
цы, в противном случае конструкция разрушится в условиях экс¬
плуатации.Чем больше коэффициент безопасности, тем надежнее конструк¬
ция, но и тем больше ее вес, а следовательно, хуже летно-такти-
ческпе данные самолета.Чем ближе к единице коэффициент безопасности, тем легче
конструкция, так как при этом наиболее полно используются воз¬
можности материала. Одпако при малых значениях / отдельные
элементы могут работать за пределами упругости, в конструкции
появляются остаточные деформации, которые снижают усталост¬
ную прочность и могут изменить аэродинамические формы само¬
лета. Поэтому при проектировании самолета вводят требование:
при действии максимально допустимых в эксплуатации нагрузок
конструкция не только не должна разрушиться, но и не должна
получить остаточных деформаций.Для выполнения этого требования в случае деформации растя¬
жения необходимо братьДля большинства материалов, из которых изготавливаются сило-
мыс элементы самолетов, это отношение равно 1,2—1,5. С учетом
Гюлее сложных деформаций (изгиб, кручение, комбинация дефор¬
маций), частоты повторяемости нагрузок и длительности их дейст-
пш1 значение коэффициента безопасности берут несколько боль¬
шим.Для беспилотных летательных аппаратов одноразового дейст-
М1П1 принимают /=1,1-4-1,3, что оправдывается однократностью их
применения.Коэффициент расчетной перегрузки — это число, показываю¬
щее, во сколько раз расчетная (разрушающая) нагрузка больше
гили веса самолета:1 Рэ Уэ(2.13)(2.14)(2.15)27
откудаГр = 0/гР.Тогда, выразив эксплуатационную и расчетную нагрузки через со¬
ответствующие перегрузки п3 и п^, получим4=И = Л.} ув пуоткуда величина расчетной перегрузки «р = /л®,
а расчетная нагрузка берется равнойГР = 0/«^.	(2,16)Нормы жесткости устанавливают:1.	Величину нагрузки, в пределах которой не должно быть поте¬
ри устойчивости обшивки и остаточных деформаций конструкции.2.	Допустимые величины углов закручивания и относительных
прогибов крыла, оперения и фюзеляжа, зависящие от соответствую¬
щих жесткостных характеристик конструкции.3.	Эффективность .рулевых поверхностей (так как упругие де¬
формации крыла и фюзеляжа уменьшают эффективность рулей).4.	Величины критических скоростей автоколебаний несущих по¬
верхностей.§ 7. ИСПЫТАНИЯ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА НА ПРОЧНОСТЬ• Основным способом контроля фактической прочности являются
испытания самолета. И если в результате испытаний обнаружива¬
ются отступления от требований норм прочности и жесткости, кон¬
струкцию дорабатывают.Статические испытания самолета и отдельных его частей прово¬
дятся в целях установления соответствия между расчетной Рр и
разрушающей Ррйз нагрузками конструкции.При испытаниях к самолету, крылу и т. д. последовательно при¬
кладываются все возрастающие нагрузки до разрушающих вклю¬
чительно. Если самолет разрушился при меньших нагрузках, чем
расчетные, следовательно его ^прочность недостаточна, а если при
больших —значит, он перетяжелен.Испытания на повтор-ные нагрузки заключаются в выяв¬
лении наиболее слабых элементов конструкции с точки зрения
усталостных разрушений.Динамические испытания конструкции проводятся в целях про¬
верки прочности конструкции при динамическом приложении на¬
грузки (копровые испытания шасси, отстрелы оружия для провер¬
ки прочности узлов его крепления), а также выявления области
опасных резонансных и самовозбуждающихся колебаний (опреде¬
ление форм и частот собственных и вынужденных колебаний ча¬
стей самолета, испытания в аэродинамических трубах динамически
подобных моделей).28
Летные испытания самолета служат для определения величин
перегрузок и уточнения распределения воздушной нагрузки, ис¬
следования напряженного состояния отдельных частей конструк¬
ции в летных условиях, изучения условий возникновения и природы
автоколебаний и, главным образом, для проверки устойчивости и
управляемости самолета на различных режимах полета.§ 8. ОГРАНИЧЕНИЯ МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ САМОЛЕТА
ИЗ УСЛОВИЯ ПРОЧНОСТИПо скоростному напору. При горизонтальном полете У=0, т. е.
общая нагрузка, действующая на конструкцию планера самолета,
постоянна.Аэродинамическая нагрузка У возникает за счет разности дав¬
лений на поверхности планера (рис. 2.2).При увеличении скорости полета возрастает скоростной напор
^ = р1/2/2 воздушного потока, который и обусловливает появление
поверхностных аэродинамических сил разрежения и повышенного
давления.При больших скоростях полета и на малых высотах (где велика
плотность воздуха) на самолет действуют большие скоростные напо¬
ры. Так, например, при 1/=1440 км/ч (400 м/с) и р = 0,125 кгс • с2/м4
(1,223 кг/м3) <7 = 0,125 - 4002/2 = 100 00 кгс/м2 (100 кПа).Большие распределенные аэродинамические нагрузки могут при¬
вести к разрушению заклепочных швов и отрыву обшивки, отрыву
смотровых лючков, разрушению остекления кабины и т. д.Следовательно, для обеспечения местной прочности обшивки
планера необходимо либо увеличить местную прочность конструк¬
ции (что ведет к увеличению веса конструкции и ухудшению летно-
тактических характеристик самолета), либо ограничить местные
нагрузки, т. е. снизить скоростной напор (приборную скорость),
так как Ущта^НУ) ■Увеличение местной прочности в расчете на максимальную ско¬
рость у земли приведет к излишнему перетяжелению конструкции
самолета в случае полета на средних и больших высотах (где
плотность, а следовательно, и </ много меньше). А так как совре¬
менные самолеты основное время летают на больших высотах, то
при проектировании самолетов идут по пути ограничения КМакс на
малых высотах (ограничение по скоростному напору — приборной
скорости).До Н — 2 ч-8 км максимально допустимая скорость Vмакс. д полетаменьше максимально возможной УМаис. в- На больших высотах
Кмакс. д по условиям прочности становится больше Кчакс. в и огра¬
ничение по скоростному напору снимается.По температуре. С увеличением числа М возрастает температу¬
ра поверхности самолета, а вследствие этого ухудшаются механи¬
ческие свойства материалов силовых элементов конструкции. При
рисчете самолета задаются конкретными механическими свойст¬
вами (ав, Е и т. д.) материалов, соответствующими определенным29
температурам. Например, допустимая температура для силовых
элементов из Д16-АТ при 10% потере прочности 170° С. По графи¬
ку (рис. 2.6) определяют соответствующие ей предельные скорости
полета по высотам и строят зависимость Vм*кс = {(Н).Рассмотренные выше ограничения Умакс относятся к общей
прочности самолета. Кроме того, могут быть ограничения, связан¬
ные с местной прочностью. Например, ограничиваются скорости,
при которых можно выпускать шасси и закрылки, скорости полета
с внешней подвеской грузов и баков и т. д.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие нагрузки действуют на самолет-в горизонтальном полете? От чего
зависит их величина?2.	Какие нагрузки действуют на самолет в криволинейном полете? От чего
зависит их величина?3.	В чем заключается физическая сущность перегрузки?4.	Чему будет равна полная перегрузка и перегрузка пу самолета на ви¬
раже с углом крена 60°?5.	Как изменится перегрузка пу самолета в момент сброса бомбы, вес
которой составляет 10% от веса самолета?6.	Почему при попадании в грозовую облачность при полете на М<МКР ре¬
комендуется уменьшать скорость полета?7.	В каком случае при полете в болтанку условия нагр-ужения узлов креп¬
ления двигателей будут более тяжелыми: в начале полета при полных топлив¬
ных баках или в конце при пустых баках?8.	Каковы будут показания акселерометра в случае горизонтального полета
и в случае стоянки самолета на земле?9.	Что представляют собой нормы прочности и как они классифицируют
самолеты?10.	Какие нагрузки являются расчетными для самолетной конструкции?11.	Каков смысл коэффициента безопасности?12.	Каково назначение испытаний конструкции самолета на прочность и ка¬
кие виды испытаний вы знаете?
Глава 3ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ САМОЛЕТНЫХ КОНСТРУКЦИЙ§ 1. НЕКОТОРЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ИЗ КУРСА
СОПРОТИВЛЕНИЯ МАТЕРИАЛОВ1.	Под работой сооружения или элемента сооружения понима¬
ется его способность противодействовать внешней нагрузке. Так,
стержень (рис. 3.1) работает па сжатие, пока не искривилась его
ось. После этого он уже будет работать на продольный изгиб, по¬
теряет устойчивость.	х>—Рис. 3.1. Работа стержня па сжатие2.	Нагрузка воспринимается каким-либо элементом конструк¬
ции только при наличии соответствующей опоры. Опора должна
обеспечить возникновение в ней соответствующих сил и моментов,
уравновешивающих внешние силы и моменты. Опорой бруса, на¬
туженного распределенной нагрузкой, может быть жесткая за-
дг.ика одного его конца (рис. 3.2). Очевидно, опора крыла (узлы
крепления его на фюзеляже) также должна обеспечивать созда¬
ние сил и моментов реакции.Рис. 3.2. Опора консольной балки.4 Для обеспечения наилучших условий работы силовых эле¬
ментом их обычно располагают в направлении действующей силы
мнет соединяют в виде фермы (треугольника).■I П сечении тонкостенной конструкции есть такая точка, в кого-|’"И 		('.речная сила, проходящая через нее, не вызывает закручи-Мммин тонкостенной конструкции. Поперечная нагрузка, создавшая
умпмнпутую поперечную силу, вызывает только поперечный изгиб31
тонкостенной конструкции. Такая точка называется центром изгиба
или центром жесткости (рис. 3.3).Линия, соединяющая центры жесткости сечений конструкций,
называется осью жесткости.Ось жесткостиЗакручивание крыла, оперения, фюзеляжа получается в резуль¬
тате несовпадения приложенных к ним поперечных нагрузок с осью
жесткости.5.	Только сооружения и элементы, имеющие замкнутый контур
поперечного сечения или сплошные, способны успешно сопротив¬
ляться скручиванию (воспринимать крутящий момент Мкр).Рис. 3.4. Работа конструкции на кручение?
а — замкнутого контура; б <*■* незамкнутого контураЦельная труба успешно сопротивляется скручиванию (рис. 3.4, а).
При этом возникают реакции сопротивления (погонные каса¬
тельные усилия ^Кр). Труба, разрезанная вдоль, почти не сопротив¬
ляется скручиванию (рис. 3.4,6).В конструкции крыла, оперения, фюзеляжа — везде, где дейст¬
вуют крутящие моменты, имеются замкнутые контуры.32
6.	Наиболее целесообразным для воспринятая изгибающего
Мнят и крутящего М„р моментов является расположение мате¬
риала на периферии конструкции. Это объясняется законом ра->
пределения нормальных напряжений в поперечном сечении конст¬
рукции при изгибе (рис. 3.5) и касательных напряжений при кру¬
чении.Мизгга:У77%777ГбежРис. 3.5. Распределение нормальных напря¬
жений в поперечном сечении балки при
изгибеПоэтому агрегаты конструкции планера (крыло, оперение, фю¬
зеляж) и выполняются в виде тонкостенных конструк¬
ций, состоящих из каркаса, образованного поперечным и продоль¬
ным набором, и прикрепленной к нему обшивки. Материал в такой
оболочке (крыло, фюзеляж) расположен по периферии.Такая конструкция лучше всего удовлетворяет противоречивым
требованиям минимального веса, достаточной прочности и жест¬
кости и удовлетворительных аэродинамических форм.§ 2. ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА И ИХ РАБОТАК основным силовым элементам относятся стержни, балки, пла¬
стинки и оболочки. Сочетания этих элементов образуют силовые
схемы отдельных агрегатов планера.Стержнем принято считать всякую деталь удлиненной формы,
которая имеет малую жесткость на изгиб и кручение и работает
главным образом на растяжение или сжатие. Длина стерж¬
ня значительно больше его поперечных размеров.Расчетными напряжениями стержня являются нормальные на¬
пряжения растяжения (сжатия), определяемые по формуле:где N — продольная сила;Г — площадь поперечного сечения стержня.При работе стержня на сжатие может возникнуть потеря устой¬
чивости.У с т о й ч и в о с т ь — это способность элементов конструкции
Сохранять первоначальный вид деформации при возрастании на-
Гру.чки.Изменение первоначальной деформации и переход к другому
НИДу деформации называется потерей устойчивости.'' 85	33
При нагрузке Р = РКТ> для данного стержня он от работы на
сжатие переходит к работе на изгиб (рис. 3.6). Поэтому в случае
сжатия стержень необходимо проверить на устойчивость.Примерами 'применения стержней в авиационных конструкциях
могут служить стрингеры в крыле, оперении и фюзеляже, подкосы
шасси самолета, штоки и цилиндры гидравлических подъемников,
тяги проводки рулевого управления и др.Балка в отличие от стержня представляет собой конструктивный
элемент, способный воспринимать изгибающие моменты.
Расчетные напряжения в балках определяются по формуле_ _ Мизг. макс	/о о\-где \У2 — момент сопротивления площади сечения балки относи¬
тельно нейтральной оси (зависит от формы и размеров попереч¬
ного сечения балки).Кроме изгибающих моментов балка одновременно может вос¬
принимать еще и продольную силу N. В этом случае кроме расче¬
та на прочность необходима проверка ее устойчивости. Примерами
балок могут служить лонжероны крыльев, оперения и рулей, стой¬
ки шасси и др.Как правило, балки (за исключением трубчатого сечения) пло¬
хо работают на кручение. Поэтому при передаче Мкр приходится
разгружать балку от кручения с помощью дополнительных сило¬
вых элементов либо использовать для передачи крутящего момента34
сечения двух или нескольких параллельных балок, восприни¬
мающих кручение за счет изгиба в разных направлениях.Пластинки — это элементы, у которых толщина много меньше
длины и ширины. Они являются характерными элементами конст¬
рукция самолета. Примерами пластинок являются: обшивка крыла,
оперения и фюзеляжа, тонкие стенки лонжеронов, диафрагмы
(нервюры и шпангоуты), створки и крышки люков и др.Пластинки являются очень удобными конструктивными элемен¬
тами, так как имеют малый вес, обеспечивают создание поверхно¬
сти, воспринимающей аэродинамические силы, защищают внутрен¬
нюю полость конструкции от воздействия внешней среды.Особенностью тонких пластинок является способность вос¬
принимать только распределенные усилия, лежащие в их
плоскости (рис. 3.7).Сосредоточенные и распределенные усилия, перпендику¬
лярные к плоскости пластинки, вызывают в тонких пластинках
большие напряжения и деформации.Кроме того, тонкие пластинки плохо работают на сжатие, кото-
рис иедет к потере устойчивости (рис. 3.6).Устойчивость пластинки (обшивки) можно увеличить либо пу-
И'М увеличения ее толщины, либо уменьшением ширины (за
снч более частого расположения опор-стрингеров и нервюр). По¬
следний способ особенно широко используется в самолетостроении:
у г I«>Г| ч и вость сжатых частей обшивки повышают за счет подкреп¬
лении ее продольными и поперечными элементами; т. е. применяют
н п III* л и обшивки (рис. 3.8).Гонкие пластинки хорошо работают на сдвиг и растяжение (ес¬
ли рнгшгивающие усилия приложены в их срединной поверхности).Тонкостенная оболочка—это элемент конструкции с криволи-
НРЙиоП поверхностью. Такие оболочки широко применяются в са¬
молетостроении в виде обшивки фюзеляжа и криволинейной части9+<>тш±Рис. 3.7. Касательные и нормальные напряжения, воз¬
никающие в тонких пластинках от распределенных
усилий, лежащих в их плоскости35
крыла, кожуха и внутреннего обтекателя входного устройства дви¬
гателей, сопла, капотов.и др.1Рис. 3.8. Панель обшивки:/ — стрингер; 2 — полка нервюры§ 3. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ТОНКОСТЕННОЙ ОБОЛОЧКИРаботает оболочка подобно пластинке. Она хорошо восприни¬
мает растягивающие и сдвигающие усилия, действующие в ее средин¬
ной поверхности.Для эффективной работы на изгиб и сдвиг оболочки подкрепля¬
ются продольными и поперечными силовыми элементами (подобно
панелям).Особенностью работы тонкостенной оболочки является ее смя¬
тие (потеря устойчивости) при изгибе.Это объясняется появлением сжимающих радиальных сил
и Ц2), возникающих при действии на оболочку Мизг (рис. 3.9).Рис. 3.9; Образование сжимающих радиальных сил при
.	изгибе оболочки36
Для сохранения формы оболочки при изгибе (для предотвраще¬
ния смятия) внутри оболочки необходимо устанавливать попереч¬
ные силовые элементы — диафрагмы (рис. 3.10).Бели к неподкрепленной оболочке приложить распределенную
нагрузку, то элемент оболочки (рис. 3.11, б) будет работать как
рама, имеющая большие габариты и малую толщину в поперечном
сечении. Такая рама имеет очень маленькую жесткость и неспособ¬
на воспринять большую нагрузку.Я	6Рис. 3.11. Работа оболочки от распределенной нагрузки:
а — подкрепленная оболочка; б — неподкрепленная оболочка;1 — Нервюра; 2 — стрингерН оболочке устанавливают с некоторым шагом поперечные диа¬
фрагмы (нервюры в крыле и оперении, шпангоуты в фюзеляже)
И подкрепляют ее продольным силовым набором (стрингерами).При этом оболочка загружается в следующем порядке.Под действием внешней нагрузки элемент 1—2—3—4, заклю¬
чи ный между двумя диафрагмами и стрингерами (рис. 3.11, а),
#Г|)»’Мптся переместиться вверх. Связи со стрингерами и нервюрами37
(заклепочные, сварные или клеевые швы) препятствуют этому
перемещению. Таким образом обшивка совместно со стрингерами
передает местную распределительную нагрузку на диафрагмы.Яст р/	Рис. 3.12. Нагружение стрингераДиафрагмы оказываются нагруженными сосредоточенными си¬
лами Яд, переданными со стрингеров (рис. 3.12) и погонной нагруз¬
кой переданной непосредственно с обшивки. Диафрагма, стре¬
мясь переместиться в направлении действия равнодействующей
АР, передает через удерживающие ее заклепки нагрузку по всему,
контуру вновь на оболочку. При этом боковые своды оболочки ра¬
ботают на сдвиг. В общем случае равнодействующая всех сил АР
(рис. 3.13) не проходит через центр жесткости (ц. ж.) оболочки
и нагружает ее сдвигом от прироста крутящего момента
\МЩ) = \Рс.№IРис. 3.13. Нагружение диафрагмыТаким образом, диафрагмы обеспечивают неизменность формы
поперечного сечения оболочки и способствуют трансформации
местных воздушных нагрузок (и сосредоточенных сил — § 4) в по¬
токи касательных усилий, действующих в сечении оболочки.38
§ 4. ОСОБЕННОСТЬ ПЕРЕДАЧИ СОСРЕДОТОЧЕННЫХ СИЛ
НА ОБОЛОЧКУ И ПЛАСТИНКУПри нагружении тонкостенных оболочек и пластинок сосредо¬
точенными сил а.ми из-за малой жесткости и прочности обшивки мо¬
жет возникнуть местное сплющивание и разрушение оболочки
(рис. 3.14).Рис. 3.14. Деформация тонкостенных оболочек
прп нагружении их сосредоточенными силамиПричиной больших деформаций или разрушений является то,
•по л работу от этих сил включается не вся оболочка, а лишь ее
Небольшие участки.Но избежание местного разрушения оболочки, а также тонких
пенок лонжеронов, нервюр и шпангоутов необходимо так распре¬
делить сосредоточенную нагрузку, чтобы включалось в работу все
речение оболочки или большая часть стенок лонжерона, шпангоу-
Ти, нервюры.Для этого на пластинках в местах приложения больших сил
ОТиият специальные силовые элементы — узлы (рис. 3.15,6), кото¬
рые соединяются со стенкой большим количеством заклепок (бол-
Тим), передающих сосредоточенную силу на пластинку в виде не-
0ОЛЫ1ШХ сил <7 по каждой заклепке.39
В местах нагружения сосредоточенными силами оболочек
крыла, оперения, фюзеляжа ставят усиленные диафрагмы
(рис. 3.16). При этом очень важно, чтобы сила вначале была бы
передана на диафрагму, а уж с нее на оболочку. Для нагруже-Рис. 3.16. Установка усиленных диафрагм	Рис. 3.17. Узел для пе-в местах нагружения оболочек сосредото-	редачи на стенку силыченными силами	с переменным направле¬нием в ее плоскостиРис. 3.15. Приложение сосредоточенных
к тонким пластинкам:
а — неправильно; б —■ правильнония диафрагмы (нервюры, шпангоута) к ним крепят специальные
силовые элементы (стойки, распорки), а уже сама диафрагма
через ,заклепочные швы усилиями <7передает нагрузку на оболочку.	г
Для равномерного загружения оболочки необходимо осущест¬
вить ее связь с силовой диафрагмой по всему контуру. В случае
когда сила в плоскости стенки имеет переменное направление,
устанавливают узел с двумя стойками (рис. 3.17).Если же сила имеет переменное положение в пространстве,
устанавливают две взаимно перпендикулярные стенки с продоль¬
ными стержнями по трем направлениям (рис. 3.18).В процессе эксплуатации авиационной техники (швартовка са¬
молета, подъем на подъемниках, буксировка и т. д.) нужно вни¬
мательно следить за тем, чтобы сосредоточенные нагрузки прикла¬
дывались лишь в точках, где предусмотрены специальные узлы.1.	Что понимается под работой конструкции?2.	Какие сооружения и элементы успешно работают на кручен'ие?Почему в самолетостроении широкое применение нашли тонкостенныеиПп.почки? Каковы их достоинства и недостатки?4.	Что называется стержнем и каковы особенности его работы?5.	Что называется балкой и каковы особенное™ ее работы?(). Каковы особенности работы пластин и оболочек?7.	Каково назначение подкрепления пластин и оболочек продольным и по-
Ипрсчиым силовым набором?М. Как работает панель на сжатие?!>. Каково назначение поперечных диафрагм (нервюр, шпангоутов), установ¬
ленных и тонкостенной оболочке?■ 1.0. Как передать значительные сосредоточенные нагрузки на пластину и
щикоггснную оболочку?рРис. 3.18. Узел для передачи" на конструк¬
цию переменной в пространстве силыКОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ41
Глава 4КРЫЛО§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУКрыло предназначено для создания подъемной силы. Кроме
того, оно обеспечивает поперечную устойчивость й управляемость,
а также выполняет дополнительные функции: к нему крепятся
двигатели, стойки шасси, в нем размещаются топливные баки, во¬
оружение и др. На долю крыла приходится значительная дасть
веса самолета (7—16%) и полного его сопротивления (схКр == 0,3-е-0,5с,с).Исходя из назначения крыла, к нему предъявляются следую¬
щие специальные требования:а)	возможно меньшее значение сопротивления крыла с^ на ос¬
новных режимах полета; это заставляет снижать относительную
толщину крыла с (на больших скоростях, где появляется волновое
сопротивление), уменьшать шероховатость и т. д.;б)	возможно большее значение произведения сумакс8, которое
определяет несущие способности самолета, способность летать на
малых скоростях и совершать маневры на больших высотах;в)	возможно большее значение максимального аэродинамиче¬
ского качества /Смаке, способствующее увеличению дальности по¬
лета;г)	наличие в крыле свободных объемов для размещения в нем
грузов или агрегатов.Ряд этих требований противоречит друг Другу (например, а и б,
а и г), а также общим требованиям минимума веса при достаточ¬
ных прочности и жесткости, технологичности и удобства в экс¬
плуатации (гл. 1, § 2).§ 2. КОМПОНОВКА КРЫЛАВыбор внешней формы крыла (формы профиля, формы в плане,
вида спереди, установочного угла крыла и др.) главным образом
определяется требованиями аэродинамики. На современных само¬
летах' широко применяются стреловидные крылья и крылья малых
удлинений с тонкими и симметричными профилями, позволяющими
значительно увеличить критическое число М полета и уменьшить
лобовое сопротивление крыла на больших скоростях. Для компен¬
сации уменьшения несущих способностей таких крыльев на них42
устанавливается мощная механизация (гл. 5). Находят примене¬
ние крылья с изменяемой в полете стреловидностью.Выбор вида расположения крыла по высоте фюзеляжа (низко-
план, среднеплан, высокоплан) чаще всего определяется конструк¬
тивными соображениями.Среднеплан имеет наименьшую интерференцию между кры¬
лом и фюзеляжем, эта схема широко применяется на современных
самолетах.Низкой л ан менее благоприятен из-за вредного влияния
интерференции. Однако такое расположение крыла удобно для
размещения в нем шасси.Высокоплан — схема, применяемая обычно на десантных и
транспортных самолетах. Это объясняется следующими ее досто¬
инствами: облегчается производство погрузочно-разгрузочных ра¬
бот, так как такая компоновка позволяет расположить фюзеляж
самолета очень низко; силовые установки, размещенные на крыле,
значительно удалены от земли, что особенно важно для ТВД с вин¬
тами больших диаметров; верхнее расположение крыла более
мыгодно в отношении интерференции по сравнению с низкоплаиом.Недостатками верхнего расположения крыла являются:■- невозможность размещения в нем шасси (из-за большой
иысоты стоек) —шасси вынуждены крепить к фюзеляжу, это ведет
к уменьшению поперечной устойчивости самолета при движении
ни земле (мала база);повышенная поперечная устойчивость самолета, которая мо¬
жет привести к возникновению его колебательной неустойчивости;-	трудность доступа к силовым установкам.Установочный угол крыла (ауст)—угол, образованный корне-II	о и хордой крыла и продольной осью фюзеляжа, выбирается
и тнпснмости от назначения самолета.Для истребителей <хуСт выбирается из условия минимального
диГнжого сопротивления на режиме максимальной скорости, для
Ппмбарднровщиков и транспортных самолетов — из условия полета
Ни режиме максимальной дальности. На указанных режимах по¬
лет фюзеляж располагается по потоку и его сопротивление мини-
МнлыГо.§ 3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО В ПОЛЕТЕАэродинамическая (воздушная) нагрузка (Рв) распределена по
кричу весьма сложно (рис. 4.1, а). Направление и величина ее
И мп.'Н'ге меняются и зависят от режима полета.Погребная прочность крыла определяется не только абсолют¬
ной пел		пой подъемной силы, но и характером ее распределения.Распределение по хорде зависит от угла атаки, формы профиляII	числа М полета. Расчетная аэродинамическая сила, действую¬
щим на крыло: Кр=(7/я^.И приближенном расчете допускают, что нагрузка по всей43I
площади крыла распределена равномерно. Тогда удельная наг¬
рузка (на 1 м2 крыла)Рис. 4.1. Распределение воздушной нагрузки:
а — по крылу; б — погонная нагрузкаа нагрузка, приходящаяся на элемент крыла длиной в 1 м, так
называемая погонная нагрузка <7В (рис. 4.1,6), будет поо-
порциональна площади этого элемента Д5=И-6, т. е. пропорцио¬
нальна хорде элемента:?в = РВД5 = РфилиОМ?в = —5^.	(4.2)Таким образом, можно считать, что характер распределения
нагрузки соответствует форме крыла в плане — закону распреде¬
ления хорд. Приложена эта нагрузка по линии центров давлений
крыла.44
Распределенная массовая нагрузка крыла д,:1, (кгс/м) прибли¬
женно может определяться аналогично аэродинамической нагрузке
пропорционально хордам:<7кР =Окр/Пу8■Ь.(4.3)Приложена эта нагрузка по линии центров тяжести крыла и
направлена перпендикулярно плоскости хорд. Таким образом, ха¬
рактер массовой погонной нагрузки также соответствует форме
крыла в плане.Так как воздушная и массовая нагрузки направлены в противо¬
положные стороны, то для удобства
расчетов определяют избыточную
распределенную нагрузку
(/то, направленную в сторону большей
ноздушной нагрузки и приложенную
па линии избыточной нагрузки
(рис. 4.2):?В *7кр	(О - 6кр)/Пу
8■Ъ. (4.4)Сосредоточенные массовые силы отигрегатов, расположенных па крыле,
определяются по формуле Р11гр =
«а,.р/я; • Они приложены в центре
тяжести агрегатов и считаются на¬
правленными перпендикулярно плоско¬
сти хорд. Все нагрузки, действующие
мл крыло (воздушные, массовые и от
игрегатов), уравновешиваются на уз-
лих крепления крыла к фюзеляжу
(рис. 4.3).Крыло может быть представлено в
ките балки на двух опорах (полукры-
Ло считают консольной балкой),нагру¬
женной распределенной избыточной на-
гру (кой </„36 и сосредоточенными си-
лнми от агрегатов, расположенных на
Крыле. В случае несовпадения линии
Приложения избыточной нагрузки с
011.Ю жесткости крыла оно будет не
Ш.тько работать на сдвиг и изгиб (как
Амлка), но и закручиваться.Для расчета крыла на прочность
Необходимо знать действующие в от¬
дельных его сечениях величины попе¬
речных сил (2, изгибающих моментов
Ми.,I п крутящих моментов Мкр (отно-9 избРис. 4.3.Схемакрыланагружения45
сительно оси жесткости крыла). Эпюры <2 и Мизг для крыла строят¬
ся так же, как для двухопорной балки с консолями (рис. 4.3).§ 4. ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ КРЫЛЬЕВДля простоты анализа работы крыла представим его в виде
конструктивной схемы, т. е. совокупности элементов,
играющих существенную роль в работе крыла, оперения или фю¬
зеляжа под нагрузкой. Схема проще действительной конструкции.
В ней не рассматриваются конструктивные элементы, необходимые
для крепления агрегатов, отсутствуют вырезы и т. д.Рассматривая схему, будем отвлекаться от действительной кон¬
струкции ее основных элементов, связей между ними независимо
от того, каковы они в действительности: заклепочные, болтовые,
сварные или клеевые.В конструкции любого крыла должны быть предусмотрены си¬
ловые элементы, способные противодействовать поперечным си¬
лам <3, изгибающим и крутящим моментам Мизг и Мкр.Силовыми элементами крыла являются: лонжероны и
стрингеры, образующие продольный силовой набор крыла;
нервюры, образующие поперечный силовой набор крыла;
обшивка —тонкостенная оболочка конструкции.Для воспринятия поперечной силы ^ необходимо предусмот¬
реть в крыле силовой элемент, направленный вдоль действия силы.
Такими силовыми элементами являются стенки лонжеронов
(рис. 4.4, а).Изгибающий момент вызывает сжатие и растяжение противо¬
положных панелей крыла и в общем случае может восприниматься
поясами лонжеронов, жесткой обшивкой и стрин¬
герами (рис. 4.4, б).Для воспринятия крутящего момента в крыле организуется замк¬
нутый контур, образованный обшивкой и задней стенкой
крыла (рис. 4.4, а).а АМизгРис. 4.4. Работа крыла:а — на сд-виг и кручение; б — на изгиб46
Видно, что различия в силовых схемах крыльев могут заклю¬
чаться лишь в мощности элементов, воспринимающих Мшт, так как
ф воспринимается только стенками лонжеронов, а Мкр — замкну¬
тым контуром. Подбором материала, поперечного сечения полок
лонжеронов, стрингеров и обшивки можно добиться различной сте¬
пени их участия в восприятии Мшг. На современных самолетах ос¬
новными силовыми схемами крыла являются лонжеронные (балоч¬
ные) и моноблочные схемы.Лонжеронной называется схема, в которой М„зг в основном
воспринимается поясами лонжерона (рис. 4.5). Обшивка у такого
крыла тонкая, а стрингеры довольно слабые и служат главным
образом для повышения устойчивости обшивки при сжатии и
сдвиге.В зависимости от числа лонжеронов различают однолонжерон-
ные, двух-, трех- и многолонжеронные крылья (рис. 4.5, а, б, в).Вследствие склепывания стрингеров с обшивкой поверхность
крыла приобретает ребристость. В полете за счет действия воздуш¬
ных сил начальная ребристость увеличивается, что ведет к неже¬
лательному искажению профиля. Для устранения этого явления
лонжероннЫе крылья иногда выполняют бесстрингерными
(рис. 4.5, г). Нервюры в бесстрингерных крыльях устанавлива¬
ются чаще.Моноблочной (кессонной) называется схема, в которой М1ИГ в
основном воспринимается обшивкой и стрингерами, образующими
мощные панели крыла (рис. 4.6). В таком крыле полки лонжеро¬
нов сравнительно слабы и в основном служат для связи стенок с
толстой работающей обшивкой, т. е. для связи панелей и стенок в
единое целое — моноблок. В зависимости от числа блоков
такое крыло может быть одно-, двух- и многосекцион¬
ным.Полет современных самолетов на малых высотах с большими
скоростями привел к появлению больших по величине отсасываю¬
щих сил, приложенных к обшивке. Для повышения критических
нппряжений обшивки было предложено и нашло применение
крыло с элементами из слоистой к о н с т. р у к ц и и
(рис. 4.7). В нем по направлению действия отсасывающих усилий
рипюлагаются силовые элементы (соты, заполнитель). Такие
крылья не нуждаются в подкреплении обшивки стрингерами, так
кик она и без того имеет высокие критические напряжения.Наиболее часто в виде слоистой конструкции выполняется об¬
шивка, по такую же конструкцию могут иметь стенки лонжеронов
Н нервюр.Моноблочная схема на скоростных самолетах может выпол¬
ни п.си в виде безнервюрного крыла (крыла из монолит¬
ных панелей). Она реализуется при наличии в крыле часто рас¬
положенных продольных стенок и достаточно жесткой обшивки
(рис. 4.8).Логическим завершением моноблочной схемы крыла с малой
троительной высотой являются крылья сплошного сечения.47
49
6Рис. 4.7. Крыло с элементами слоистой конструкции:заполнитель из пенопласта; 2 — соты; 3—гофр; 4 — заполнитель обшивки;
5 — обшивка крыла; 6 — носок крылаРис. 4.8. Безнервюрное крыло
По сравнению с лонжеронными моноблочные крылья, имеющие
более толстую обшивку, подкрепленную мощными стрингерами,
обладают большей жесткостью, лучшим аэродинамическим совер¬
шенством и меньшим весом. Но с точки зрения удобства эксплуа¬
тации они менее выгодны, так как для подхода внутрь необходимо
снимать люки, крепящиеся большим количеством силовых вин¬
тов.В ряде случаев оказывается целесообразным применять в раз¬
ных частях крыла разные силовые схемы (например, конец крыла
выполняется в виде моноблочной схемы, а корневая часть — лон-
жеронной),§ 5. ПЕРЕДАЧА НАГРУЗОК СИЛОВЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ КРЫЛАВоздушная нагрузка, действующая на обшивку в виде разреже¬
ния или давления (рис. 4.9, а), воспринимается ею как пластиной,
опирающейся на стрингеры и нервюры. С обшивки нагрузка через
заклепки передается на нервюры и стрингеры.Рис. 4.9. Передача нагрузок силовыми элементами крыла:а—с обшивки на стрингеры и нервюры; б — со стрингера на нервюры;
1 — обшивка;'2 — нервюры; 3 <— стрингерыСтрингер, нагруженный распределенной нагрузкой со стороны
обшивки (рис. 4.9, б), вместе с присоединенной обшивкой испыты¬
вает поперечный изгиб и передает свою нагрузку также нервюрам.
Нервюры опираются па стенки лонжеронов и передают свою на¬
грузку на них.Каждая нервюра нагружается нагрузкой, численно равной той,
Которая действует на участке обшивки, ограниченной двумя со¬51
седними нервюрами. Равнодействующая нагрузки А У (рис. 4.10)
приложена в центре давления, который в общем случае не совпа¬
дает с центром жесткости. Под действием нагрузки А У нервюра
будет стремиться подняться вверх и повернуться относительно
оси жесткости. Перемещению вверх сопротивляются стенки лонже¬
ронов, которые испытывают деформации сдвига, уравновешиваясь
па опорных узлах крепления крыла к фюзеляжу (рис. 4.11).Повороту нервюры сопротивляются обшивка со стенкой, обра¬
зующие замкнутый контур. Они нагружаются приростом крутя¬
щего момента АМкр = А^КV2РК в виде потока погонных сдвигающих
сил А<7кР, действующих по замкнутому контуру. ■ Моменты, пере¬
дающиеся с нервюр на обшивку, стремятся повернуть каждое сече¬
ние крыла относительно друг друга. Накапливаясь от конца крыла
к его корню, приросты моментов ДМкр дают суммарный момент
Мкр, который передается замкнутым контуром обшивки на усилен¬
ную нервюру, установленную у борта фюзеляжа, а с нее на опор¬
ные узлы крепления крыла к фюзеляжу.Изгибающие моменты вызывают сжатие и растяжение соответ¬
ствующих панелей крыла (поясов лонжеронов, обшивки и стрин¬
геров). Уравновешиваются они реакциями в узлах крепления кры¬
ла к фюзеляжу. Со стороны узлов на фюзеляж действуют равные,Рис. 4.10. Нагружение нервюры
но противоположно направленные этим реакциям силы, которые
нагружают продольные силовые элементы центральной части кры¬
ла или же воспринимаются мощными силовыми шпангоутами.ЛЬРис. 4.11. Уравновешивание нагрузок крыла на узлах его крепленияк фюзеляжу§ 6. НАЗНАЧЕНИЕ И РАБОТА СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛАЛонжероны (балки) служат для восприятия части изгибаю¬
щего момента Мтт (поясами) и поперечной силой 0. (стенками).
При этом в поясах возникают нормальные напряжения сжатия и
растяжения, а в стенках — касательные напряжения сдвига
(рис. 4.12).По конструкции лонжероны разделяются на ферменные, ба¬
лочные и смешанной конструкции (рис. 4.13).Ферменные лонжероны применяются редко, при большой строи¬
тельной высоте крыла. Раскосы и стойки фермы воспринимают по¬
перечную силу в виде усилий сжатия и растяжения, а полки лон¬
жерона воспринимают изгибающий момент.Лонжероны современных самолетов делают преимущественно
балочной конструкции. Они состоят из верхнего и нижнего поясов
(самых различных профилей), жестко связанных одной или двумя
стенками. Для повышения прочности стенок к ним крепятся стой¬
ки или диафрагмы. Для уменьшения веса пояса делаются перемен¬
ного по длине сечения, так как изгибающий момент уменьшается
К концевым сечениям крыла.53
Стрингеры служат для повышения устойчивости обшивки и пе¬
редачи воздушной нагрузки с обшивки на нервюры.В моноблочном крыле они совместно с обшивкой воспринимают
значительную долю изгибающего момента в виде усилий сжатия
и растяжения. Работают стрингеры одновременно на сжатие и по¬
перечный изгиб (рис. 4.9, б), как многоопорные балки. Так как
основное назначение стрингеров (например, в лонжеронном кры¬
ле) обеспечить устойчивость обшивки, то форма сечения стринге¬
ров должна обеспечить большой момент инерции сечения. Устой¬
чивость стрингеров обеспечивается формой поперечного сечения
(рис. 4.14, а—и), применением толстых стенок профиля и утол¬
щениями (бульбами, рис. 4.14, д,е) на его кромках.Вес стрингерного набора в зависимости от силовой схемы со¬
ставляет 5—20% веса крыла.1изгРис. 4.12. Работа лонжерона на изгиб
и сдвига6Рис. 4.13. Конструкции лонжеронов:а — ферменные; б — балочные54
Нервюры служат для сохранения формы профиля крыла при
изгибе (рис. 4.1.5) и воздействии воздушной нагрузки и для повы¬
шения устойчивости обшивки'. Они передают аэродинамическую
нагрузку с обшивки на стенки лонжеронов и замкнутый контур
крыла. Кроме того, нервюры, воспринимающие сосредоточенные
нагрузки от шасси, силовых установок, вооружения и других агре¬
гатов, расположенных на крыле, служат для равномерного рас¬
пределения этих нагрузок по тонкой обшивке крыла.Б С ПЛ. V с. гг Ла 6 в г д е ж } иРис. 4.14. Профили поперечных сечении стрингеронРис. 4.15. Образование сил сплющивания обшивки (А?г ,,)
при изгибе крылаНервюры подразделяются па нормальные (рис. 4.5) и уси¬
ленные (рис. 4.16), основное назначение последних состоит и
передаче сосредоточенных нагрузок на стенки лонжеронов и замк¬
нутый контур крыла.В общем случае нагрузка, действующая па нервюру (рис. 4.10),
ПО совпадает с центром жесткости. Эго ведет к тому, что нервюры
работают на изгиб в своей плоскости как балки, опирающиеся на
Стенки лонжеронов и замкнутый контур крыла.
Нервюры по контуру (особенно усиленные нервюры) прикреп¬
лены к обшивке крыла и уравновешены со стороны обшивки по¬
гонными реакциями <7. Все это приводит к необходимости распола¬
гать материал нервюр ближе к обшивке, поэтому они представ¬
ляют' собой двухпоясные балки.2Рис. 4.16 Усиленная нервюра крыла транспортного самолета:/—узел крепления раскосов; 2 — стенка; 3 — пояс; 4 — кницы; 5 — узел крепления подкосамотогондолыПо конструкции нервюры подразделяются на балочные,
ферменные и ферменно-балочные (рис. 4.17).;	I2	3	Ца	б	вРис. 4.17. Конструкции нервюр:с — балочная; б — ферменная; в — ферменно-балочная; 1 — пояс; 2 — стенка; 3 — стойка;4 — раскосНаибольшее применение на современных самолетах получили
'нервюры балочного типа. Их стенки при сравнительно малой тол¬
щине (0,8—1,5 мм) имеют большой запас прочности, поэтому для56
уменьшения веса в нервюрах делают вырезы, которые можно ис¬
пользовать для проводки управления элеронами, механизации
крыла и т. д.Для повышения устойчивости стенок края отверстий отборто-
вываются, ставятся стойки (рис. 4.16).Расстояние между нервюрами может быть 150—400 мм и бо¬
лее. Оно зависит от толщины обшивки, расстояния между стринге¬
рами, удельной нагрузки на крыло.Вес нервюр составляет 10—14% веса всего крыла.Обшивка образует внешнюю поверхность крыла, воспринимает
воздушную нагрузку и передает ее на стрингеры и нервюры. Она
также служит для создания замкнутого контура сечения крыла и
воспринятия крутящего момента. При этом в обшивке возникают
касательные напряжения сдвига чКр. В моноблочном крыле обшив¬
ка принимает значительное участие (вместе со стрингерами и пол¬
ками лонжеронов) в воспринятии изгибающего момента, при этом
в ней возникают нормальные напряжения сжатия и растяжения
(асш и ар).Работа обшивки, как тонкостенной оболочки, рассматривалась
выше (гл. 4, § 5). Соединяется обшивка с каркасом заклепочными
швами. В последнее время начинают применять соединения об¬
шивки с помощью сварки и клея. Толщина обшивки вдоль по раз¬
маху и по хорде меняется. В зависимости от материала и нагру¬
жения толщина обшивки может быть 0,8—8 мм. На современных
самолетах получили применение трехслойные обшивки (рис. 4.7).
Вес обшивки на современных крыльях составляет 20—50% веса
крыла.§ 7. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ И РАБОТЫ СТРЕЛОВИДНОГОКРЫЛАПо конструктивному выполнению стреловидные крылья имеют
те же силовые схемы, что и прямые — лонжеронные и моноблоч¬
ные. Под действием воздушных нагрузок они также испытывают
поперечный изгиб и кручение, такой же остается и последователь¬
ность передачи нагрузок по элементам в консольной части крыла.Конструкция стреловидных крыльев имеет следующие особен¬
ности.1.	Нервюры могут ставиться по потоку или перпендикулярно
переднему лонжерону. В первом случае они имеют большую длину
и вес. Кроме того, при креплении их к лонжеронам и обшивке воз¬
никают технологические трудности.2.	Увеличена жесткость крыла. На прямом крыле нагрузка,
приложенная по линии жесткости (идеальный случай), вызовет
поперечный изгиб крыла (без кручения).На стреловидном крыле даже в случае приложения нагрузки
но оси жесткости будет происходить поворот сечения крыла АВ
(рис. 4.18). Действительно, при изгибе стреловидного крыла каж¬
дое сечение крыла, перпендикулярное оси жесткости, деформиру-57
етея (прогнется) па определенную величину к. Например, все точ¬
ки в сечении /—/, в том числе и точка А, имеют прогиб ки а в
сечении II—II, в том числе и точка В, — прогиб к2. Из эпюры про¬
гибов видно, что к\<Н2 и сечение крыла АВ поворачивается на
уменьшение угла атаки Да.Рис. 4.18. Закручивание стреловидного крыла при
изгибеТаким образом, стреловидное крыло (оперение) имеет тенден¬
цию к уменьшению углов атаки по сравнению с прямым крылом
при изгибе вверх. В связи с этим требуется повышение его жест¬
кости на изгиб.3.	Наличие излома продольного силового набора в корневой
части крыла по борту фюзеляжа. При действии изгибающего мо¬
мента (рис. 4.19, а) сжимающие и растягивающие усилия 5 с обо¬
их полукрыльев нагружают силовые элементы подфюзеляжноп
части крыла. У прямого крыла (рис. 4.19, б) усилия в верхних
поясах находятся в плоскости шпангоутов 1—1 и 2—2 и взаимно
уравновешиваются на поясах лонжеронов центроплапной части
крыла или же нагружают изгибом шпангоуты 11 и 2—2 в их
плоскостях.У стреловидного крыла усилия 5 не находятся в плоскости
шпангоутов (рис. 4. 19, в). При этом только составляющие силы 5|
уравновешиваются в плоскости шпангоута, а составляющие 5^
(перпендикулярные плоскости шпангоута) образуют пары сил
(рис. 4.19, г), которые стремятся вывернуть шпангоут из его пло¬
скости.Следовательно, для полного восприятия осевых усилий 8, воз¬
никающих при действии Мпзг, необходимо или установить в пло¬
скости действия составляющих 52 силовой элемент или же каким-
то образом совместить усилие 5 с плоскостью шпангоута фю¬
зеляжа.58
г "2221 1[_	у11^5Рис. 4.19. Передача нагрузок на фюзеляж
при изгибе, крыла:
а — образование сжимающих и растягивающих
усилий; б — передача усилий с прямого крыла
на фюзеляж; в — передача усилий со стреловид¬
ного крыла на фюзеляж; г — образование пар
сил,* выворачивающих шпангоут из его плоскости
По конструктивному выполнению корневые части стреловид¬
ных крыльев могут быть с бортовой нервюрой, центральной нер¬
вюрой и подкосной балкой. Рассмотрим особенности их работы.Работа корневой части стреловидного крыла с бортовой нер¬
вюрой. Силовая схема (рис. 4.20) включает: бортовую нервюру
1—2; корневую нервюру 1—3\ лонжероны крыла 1-а и 2-Ь, шпан-.
гоуты фюзеляжа 1—1 и 2—2.Рис. 4.20. Силовая схема стреловидного крыла с борто¬
вой нервюрой:1-1 и 2-2 — шпангоуты фюзеляжа; 1-2 — бортовая нервюра;1-3 — корневая нервюра; 1-а и 2-Ь — лонжероныПоперечная сила С? (рис. 4.21) воспринимается стенками лон¬
жеронов и передается на шпангоуты фюзеляжа, которые уравнове¬
шиваются сдвигом заклепок на обшивке.Изгибающий момент Мизг в виде сжимающих и растягиваю¬
щих усилий 5 передается на узлы крепления крыла к фюзеляжу.
При этом составляющие 51 = 5Шп = 5со5ос замыкаются на шпангоу¬
те, нагружая шпангоут в его плоскости. Составляющие 52 — ^БН
= 5зшх нагружают дополнительный силовой элемент — б о р т о-
вую нервюру изгибом в ее плоскости. Так как изгибающий мо¬
мент значителен по величине, то нервюра должна иметь мощные
полки.Под действием моментов МБН1=	и МБН2— $БН2Н нервюрастремится повернуться в своей плоскости. От поворота нервюра
удерживается на опорах (лонжеронах крыла или шпангоутах), в
которых возникают реакцииО п	+ ^БН2' 'Ч — А2 —	7	•‘БНРеакции и /?2 загружают нервюру поперечной силой. Поэто¬
му кроме поясов нервюра должна иметь достаточно мощную стенку.60
61
Крутящий момент Мкр снимается с замкнутого контура обшив¬
ки специальным силовым элементом — корневой нервюрой 1—3
(рис. 4.20). Сама нервюра уравновешивается парой сил
(рис. 4.21, б), одна из которых /?зкорн приложена со стороны лон¬
жерона и с нее переходит в плоскость шпангоута, а другая —
Яшорн приложена- к узлу крепления крыла к фюзеляжу.Рис. 4.22. Работа корневой части стреловидного крыла с центральной нервюройРабота корневой части стреловидного крыла с центральной
нервюрой (рис. 4.22) аналогична работе стреловидного крыла с
бортовой нервюрой. Отличие заключается в том, что перелом про¬
дольного набора крыла- осуществляется в плоскости симметрии
самолета, где устанавливается центральная нервюра 1—2.Поперечная сила (2 снимается со стенок лонжеронов шпангбу-
тами у борта фюзеляжа.Изгибающий момент Мшг воспринимается следующим образом.
Сжимающие и растягивающие усилия с полукрыльев встречаются
на центральной нервюре. При этом составляющие .$! взаимно
уравновешиваются, а составляющие 52, переданные с полок лон¬
жеронов (в лонжеронном крыле) или с панелей крыла (в моно¬
блочном крыле) на полки центральной нервюры, будут стремить¬
ся повернуть ее. Повороту препятствуют опоры / и 2 на внутри-
фюзеляжных участках лонжеронов. При этом внутрифюзеляжные
участки лонжеронов дополнительно догружаются изгибом (перед¬
ний лонжерон нагружается, а задний разгружается).Крутящий момент Мкр передается с крыла на фюзеляж нагру¬
жением корневой нервюры аналогично нагружению крыла с бор¬
товой нервюрой.62
Работа корневой части стреловидного крыла с подносной бал¬
кой. Недостатком схемы с бортовой нервюрой является затруд¬
нение при желании сделать вырез под нишу шасси из-за наличия
бортовой нервюры. Конструкторами было предложено оригиналь¬
ное решение крыла с подкосной балкой, позволяющее устранить
указанный недостаток и, кроме того, уменьшить вес конструкции.Шарнирный
а чзела. на лонжерон
тв с обшивка3 / Линия действия .:—равнодействующей
воздушной нагрузки'Эпюра О.Эпюра МизгСтенка.
Моментный
узелРис. 4.23. Силовая схема корневой части стреловидного крыла
с подкосной балкойСиловая схема такого однолонжеронного крыла (рис. 4.2$)
включает: передний лонжерон 2—3—5, подкосную балку 1—3,
корневую нервюру 3—4, шпангоуты фюзеляжа 1—1 и 2—2. Осо¬
бенностью конструкции является шарнирное закрепление передне¬
го лонжерона к шпангоуту -2—2. Изгибающий момент в точке 2
на. фюзеляж передаться не может. Второй опорой крыла является
моментиый узел крепления 1 подкосной балки. Работает такое
крыло следующим образом. Лонжерон, нагруженный в основном
погонной воздушной нагрузкой ^в, уравновешивается реакция¬
ми /?2 и /?3. С лонжерона на узлы 2 и 3 передаются силы, равные
реакциям и Д3, но направленные в противоположные стороны.Изгибающий момент МШТ воспринимается полками. Площади
поперечных сечений лонжерона следуют характеру эпюры Мшт.Сила Дз нагружает в узле 3 подкосную балку 1—3 изгибающим
Моментом М^3® и поперечной силой <2 = /?3 (рис. 4.24). В силу из¬
ложенного подкосная балка имеет мощные (особенно вблизи уз¬63
ла 1) полки для восприятия Мизг и толстую стёнку, работающую
на сдвиг от большой силы Нз-Подносная балка через болты моментного узла 1 нагружает
шпангоут 1—1 изгибом в его плоскости парой сил 5юж и 5^ и
силойРис. 4.24. Работа подносной балкиКрутящий момент Мкр с замкнутого контура обшивки переда¬
ется на корневую нервюру 3—4 (см. работу стреловидного крыла
с бортовой нервюрой), которая уравновешивается в опорах 3 и 4.§ 8. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВТреугольные крылья сочетают в себе достоинства стреловид¬
ного крыла (увеличивающего критическое число М полета) и вы¬
годны в весовом отношении. Последнее обусловлено тем, что кор¬
невые хорды треугольных крыльев имеют значительные размеры.
Это позволяет иметь сравнительно большую строительную йысоту
крыла при малых относительных толщинах. И, кроме того, тре¬
угольное крыло при одинаковых площадях с другими крыльями
имеет меньший изгибающий момент в корневом сечении, так как
центр давления крыла расположен ближе к фюзеляжу. Конструк¬
ции треугольных крыльев аналогичны прямым и стреловидным
крыльям и могут быть лонжеронными и кессонными (рис. 4.25).Однолонжеронная схема с бортовой нервюрой (рис. 4.25, а)
применяется относительно редко, так как в этом случае большая
часть Мизг воспринимается изгибом бортовой нервюры. Ее необхо¬
димо выполнять мбщной, что значительно увеличивает вес крыла.64
Однолонжероиная Схема с подкосной балкой (рис. 4.25, б) бо¬
лее предпочтительна, особенно в случае уборки шасси в подфю-
зеляжную часть крыла. Кроме того, в отличие от схемы етрело-Рис. 4.25. Силовые схемы треугольных
крыльев:а — однолонжеронное с бортовой нервюрой; б —
однолонжёронное с подкосной балкой; в — много-
понжеронное; г — однолонжеронное с продоль¬
ными стенками; д — многолонжеронное со сходя¬
щимися лонжеронами; / — бортовая нервюра; 2,
5 — лонжероны; 3 — съемный носок крыла; 4 —-
подкосная балка; 6 основной ( лонжерон; 7 —
продольные стенкивидного крыла, можно варь’ировать положением точки крепления
подкосной балки 4. Это позврляет получить минимальный вес под¬
косной балки и лонжерона.Многолонжеронное крыло (рис. 4.25, в) применяется чаще. В
нем все элементы продольного набора расположены перпендику¬
лярно оси фюзеляжа. В этом случае воздушная нагрузка пере¬
дается на фюзеляж ближайшим путем, в- результате чего лонже¬
роны, работающие на изгиб, имеют минимальную длину и вес и
Не требуется мощной бортовой нервюры. Но при этой схеме лон¬3-8565
жероны пересекают фюзеляж, занимая его объем, что часто мо¬
жет мешать размещению грузов. Поэтому иногда применяется
другая многолонжеронная схема—с одним основным лон¬
жероном и продол ьными стенками (рис. 4.25, г).Общим недостатком многолонжеронных схем является слож¬
ность изготовления продольных силовых элементов, имеющих до¬
вольно сложную форму.В многолонжеронном крыле со сходящимися лонжеро¬
нами (рис. 4.25, д) продольный силовой Набор располагается по
образующим крыла, а следовательно, он и более прост по форме.
По весу же эта силовая схема менее выгодна, так как имеет
большую длину лонжеронов и мощную бортовую нервюру.§ 9. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ РАЗЪЕМЫ ПЛАНЕРА.СТЫКОВКА КРЫЛА С ФЮЗЕЛЯЖЕМТребования технологии и эксплуатация вынуждают расчленять
планер самолета на отдельные части (рис. 4.26). Эти части при'
сборке стыкуются между собой с помощью узлов стыковки.Технологические разъемы необходимы в связи с широким при¬
менением в самолетостроении панельных методов изготовления
каркасной группы. Разделение крыла технологическими разъемами
обеспечивает:—	расширение фронта работ на производстве;—	применение прессовой клепки вместо ручной, открытой —
вместо закрытой;—	удобную позу рабочему, хорошее освещение рабочего ме¬
ста; '	,—	упрощение монтажа различных проводок и агрегатов.Деление конструкции крыла на панели в плоскости хорд поз¬
воляет наклепывать элементы каркаса на толстую обшивку, за¬
жатую в приспособлении, имеющем точную форму профиля кры¬
ла, т. е. позволяет «базировать каркас по обшивке», а не наоборот.
Этим достигается высокое качество поверхности и точное соответ¬
ствие заданному профилю.Технологические стык^ после сборки на стапелях могут стать
как неразъемными, так и разъемными. Разборка каркаса на от¬
дельные панели в эксплуатации не предусматривается, поэтому
технологические- стыки выполняются или заклепочными швами,
или болтовыми соединениями с контровкой гаек керном. При не¬
обходимости разборки каркаса в данном месте в процессе экс¬
плуатации технологические разъемы можно сделать одновременно
и эксплуатационными разъемами.Эксплуатационные разъемы предусматриваются:'— для обеспечения транспортировки по железным дорогам;—	для обеспечения замены поврежденных частей каркаса
(консоль крыла, горизонтальное или вертикальное оперение);—	для монтажа и демонтажа двигателей;—	для осмотра техники.66
67
Желательно, чтобы эксплуатационные стыки были быстро¬
разъемными, но не приводили бы к значительному увеличению
веса.Рассмотрим примеры конструкции эксплуатационных разъемов.Рис. 4.27. Стыковка лонжеронного крыла?
/ — передние узлы; 1 — задние узлыСтыковка лонжеронного крыла (оперения) с фюзеляжем. Приизучении работы узловых соединений к нагрузкам крыла в вер*тикальной плоскости (<28. Мизг.в, Мкр) необходимо добавить по*перечную силу и изгибающий момент в горизонтальной плоскости(<ЭГ и Мизг.г) • Стыковые узлы должны передать на фюзеляж всепять силовых факторов (рис. 4.27).Соединение лонжеронов может быть трехболтовое(рис. 4.28). При этом сред-1	ний болт устанавливается^	на стойке. Поперечная силапередается со стенки настойку узла и срезом болтапередается на ответныйузел силового шпангоута.Мизг с поясов передаетсясрезом болтов на ответныеузлы силового шпангоута.Усилия на болт равныРб — Мл/Нб. Но зачастуюсредний узел не делают, а.для передачи (2В используютболты, которые передаютизгибающий момент. Дляэтого стойку, связанную со^ •	стенкой, увязывают с ушка-_ .	.	ми узла. Мкр уравновешива¬ние. 4.28. Трехболтовое соединение лонже-	^	„ 1 ■'1рона.	ется парой сосредоточенных/ — пояс лонжерона; 2 — стенка; 3 стойка СИЛ На Тех Же бОЛТЗХ Пв-
реднего и заднего лонжеронов: К = Мкр/В. Усилие на каждый болт
равно Я!2. Так как по крылу крутящий момент передается рас¬
пределение в виде касательных сил по контуру (обшивка и стен¬
ка заднего лонжерона), а уравновешивается парой сосредоточен¬
ных сил, то в месте стыка устанавливают специальный силовой
элемент — корневую нервюру,' склепанную с контуром и стен¬
ками лонжеронов. Этой же нервюрой на те же болты передается и
горизонтальная поперечная сила фг. Таким образом, четыре
узла крепления крыла к фюзеляжу обеспечивают передачу всех
силовых факторов, действующих в поперечном сечении крыла
(оперения).Рис. 4.29. Стыковка моноблочного крыла:1 — передача сжимающих и растягивающих усилий при изгибе; 2 — передача
поперечной силы; 3 — передача крутящего момента; 4 — стыковочная гребенкаСтыковка моноблочного крыла (оперения). В отличие от лон-
жеропного крыла моноблочное требует стыковки по всему кон¬
уру, так как изгибающий момент в нем передается сжатием-
рштижением панелей. В месте стыка устанавливаются специаль¬
ные стыковочные профили (гребенки) 4 (рис. 4.29), стягиваемые
Пил га ми, расположенными в специальных углублениях. Так как вI	жи гой зоне Мизг передается упором стыковочных профилей, тор¬
ны последних фрезеруются для плотного прилегания. Растягиваю¬
щие усилия передаются на стыковочные болты. Чтобы болты не
удлинялись и не происходило раскрытие стыка, их устанавлива-
нн г предварительной затяжкой, равной эксплуатационной силе
раггижсния болта. В этом случае усилия в болтах при нагрузках,
менмннх эксплуатационных, равны усилию предварительной за¬69
тяжки. При больших нагрузках усилия растут и при достижении
расчетной нагрузки равны разрушающим усилиям.Для передачи вертикальной поперечной силы стенки лонжеро¬
нов связывают со стенками центроплана (например, уголками).
Крутящий момент на центроплан передается, как правило, сила¬
ми трения между стыковочными гребенками, стянутыми болтами,
и срезом болтов; связывающих уголки стенок лонжерона.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	В чем состоит приближенность характера распределения воздушной на¬
грузки по закону хорд вдоль размаха крыла?2.	Каким основным видам деформаций подвергаются в полете обшивка,
стрингеры, пояса и стенки лонжеронов в лонжеронных и моноблочных крыльях?3.	Каким образом от действия воздушной нагрузки возникают осевые уси¬
лия в поясах лонжеронов и в панелях крыла?4.	Какое крыло, с малой или большой строительной высотой- (при прочих
равных условиях), будет иметь наименьший вес?5.	Каким образом возникают крутящие моменты крыла при действии на
него воздушной нагрузки?6.	Каково назначение нормальных нервюр в крыле?7.	Каково назначение усиленных нервюр в крыле? Назовите места их ве¬
роятной установки.8.	Каким образом силовые факторы в стреловидном крыле с бортовой нер¬
вюрой передаются в плоскость шпангоутов?9.	Почему в однодонжероином стреловидном крыле с подкосной балкой не
нужна бортовая нервюра?10.	Каково назначение технологических и эксплуатационных разъемов конст¬
рукции планера?11.	Каким образом передаются силовые факторы с лонжеронного и моно¬
блочного крыльев.на фюзеляж?	'
Глава 5ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТА И МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУОперение предназначено для обеспечения равновесия, устойчи¬
вости и управляемости самолета.Горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчи-
пость и управляемость. При числах М полета, больших Мкр,
уменьшается эффективность рулей высоты и для обеспечения про¬
дольной управляемости самолета применяется управляемый
(цельноповоротный) стабилизатор.Вертикальное оперение предназначено для обеспечения путевой
устойчивости и управляемости.•Поперечная управляемость обеспечивается элеронами, интер¬
цепторами и дифференциально отклоняемым стабилизатором (на
самолетах с крылом изменяемой стреловидности).На самолетах вертикального взлета и посадки и на самоле¬
тах, летающих на больших высотах, где из-за малой плотности
воздуха эффективность аэродинамических рулей уменьшается,
применяют струйные (реактивные) рули.К оперению предъявляются следующие специфические требо¬
вания:—	оно должно быть достаточно эффективно на всех возмож¬
ных режимах полета;—	обеспечивать правильное сочетание продольной, путевой и
поперечной устойчивости и управляемости самолета;—	не иметь вибраций.§ 2. КОМПОНОВКА ОПЕРЕНИЯНаиболее важным в вопросе компоновки оперения является
|ыбор расположения горизонтального оперения относительно кры-
Лй, фюзеляжа и вертикального оперения.Для обеспечения высокой эффективности оперения нормальной
Киостовой схемы очень важно, чтобы горизонтальное оперение не
НОПидало в «аэродинамическую тень» от крыла. Исходя из этого,
Конструктивно располагают горизонтальное оперение вне этой
Юны (рис. 5.1).71
Выбор «крестообразного» или верхнего (рис. 5.2) расположе¬
ния оперения зависит от размещения двигателей на фюзеляже и
крыле. Нельзя допускать, чтобы горизонтальное оперение попа¬
дало в струю газов от двигателей или эта струя проходила слиш¬
ком близко от него.Рис. 5.1. Вынос горизонтального оперения из зоны спут-
ной струи крыла:1 — нижнее расположение горизонтального оперения; 2 — верх¬
нее расположение горизонтального оперения; 3 — спутная струя
крыла-А- -А- ЪРис. 5.2. Варианты размещения горизонтального оперения:
а и б — нижнее; в —среднее (крестообразное); г-г-верхнееВ первом случае оперение будет нагреваться и вибрировать от
действия струи газов, во втором — в зависимости от режима дви¬
гателя будет меняться подсасывающее воздействие струи на го¬
ризонтальное оперение. Часто эту проблему решают не выносом
вверх горизонтального оперения, а приданием ему поперечного V
(рис. 5.2,6). Из трех схем размещения стабилизатора
(рис. 5.2, а, в, г) с весовой и вибропрочностной точек зрения наи¬
лучшей является схема с нижним расположением горизонтального
оперения на фюзеляже.Разнесенное (многокилевое) вертикальное оперение
(рис. 5.3, а) имеет следующие преимущества по сравнению с нор¬
мальной (однокилевой) схемой:72
—	оно увеличивает эффективность и уменьшает индуктивное
сопротивление горизонтального оперения, выполняя на нем роль
концевых шайб;Рис. 5.3. Догружение узлов крепления разнесенного
киля и Т-образного стабилизатора из-за малой базы их
крепления:а — крепление разнесенного киля; б —. догружение узлов ста¬
билизатора при косой обдувке—	центр давления у такого оперения расположен ниже, чем у
пдиокилевого оперения, что уменьшает крутящие моменты фюзе-
л я ж а;—• на самолетах с ТВД кили размещаются в струе от винтов,
что увеличивает эффективность килей на малых скоростях полета.Недостатком разнесенного вертикального оперения и располо¬
жения горизонтального оперения наверху киля является малая
Гш.ча с крепления киля и стабилизатора (рис. 5.3), что перегру¬
жает узлы их крепления. Усложняется проводка управления ру¬
лим п.На самолете типа «ут¬
ки» горизонтальное опере-11	не расположено впереди
крыла (рис. 5.4). Это
иГкч'печивает более высо¬
кие несущие свойства,
чем у самолета обычной
схемы, поскольку балан-спроика «утки» обеопечи- „ „1	Рис. 5.4. Самолет с оперением типа «утка»илетщ силои У г. о, направ¬
ленной гоже вверх.На самолете типа «бесхвостка» (Ту-144) горизонтальное опе¬
рение отсутствует, что может обеспечить меньшее лобовое сопро-
Iпиление самолета и уменьшить его вес.К недостаткам схемы «бесхвостка» относится прежде всего73
уменьшение несущей способности крыла из-за необходимости от¬
клонять элевоны вверх для балансировки.С увеличением крейсерских скоростей полета опасными стано¬
вятся явления, связанные с аэроупругостью крыла. В первую оче¬
редь к этим явлениям относится потеря эффективности элеронов
или «реверс» элеронов. Отклонение элеронов (рис. 5.5) вызывает
появление сил, закручивающих крыло в противоположную сторо¬
ну, например, отклонение элер'она вниз может вызвать не увели¬ЦЖРис. 5.5. Реверс элеронов:
а — уменьшение подъемней силы при отклонении элерона вниз; б — увеличение подъемной
силы при отклонении элерона вверхРис. 5.6, Меры борьбы с «реверсом» элеронов:-
1 внешний элерон; 2 — интерцептор; 3 — внутренний элерон; 4 — закрылок74
чение подъемной силы, а ее уменьшение, и наоборот. Особенно
опасно это явление для стреловидных крыльев.Радикальной мерой борьбы с «реверсом» является увеличение
жесткости крыла на кручение. Кроме того, применяется отказ от
внешних элеронов полностью или только при полете на больших
скоростях. На больших скоростях выключаются внешние элероны
и поперечный момент создается внутренними элеронами
(рис. 5.6). На некоторых самолетах необходимый поперечный мо¬
мент получают за счет одновременного отклонения внутренних
элеронов и интерцепторов.Постановка внутренних элеронов уменьшает размах
закрылков, следовательно, ухудшает взлетно-посадочные харак¬
теристики самолета. Поэтому на самолетах могут устанавливать¬
ся элерон-закрылки. Внутренние секции закрылков получают двой¬
ное управление (и как закрылки, и как элероны).§ 3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ОПЕРЕНИЕСтабилизаторы, кили, рули и элероны нагружаются аналогич¬
но друг другу, поэтому они аналогичны .и по конструкции и по ра¬
боте своих силовых элементов. Отличаются оперения лишь внеш¬
ними формами, способами крепления (навеской) и системами
управления.Внешней нагрузкой оперения является аэродинамическая на¬
грузка. Массовые силы оперения невелики.Оперение рассчитывается на два основных вида аэродинамиче¬
ских нагрузок: уравновешивающие нагрузки, обеспечивающие ста¬
тическое равновесие самолета, и маневренные, возникающие в
случае резкого отклонения рулей при маневре.Дополнительно при отклонении рулей и элеронов киль и ста¬
билизатор загружаются сосредоточенными силами, пере¬
данными с рулей в узлах подвески (рис. 5.7). Направление этих
сил зависит от направления отклонения рулей.Особенностью нагружения оперения является то, что оперение
подвергается многократно повторяющейся знакопеременной на¬
грузке (при каждом перекладывании рулей).Следовательно, прочность оперения в значительной степени за¬
висит от времени и интенсивности его эксплуатации (числа на¬
гружений). Оперение требует непрерывного наблюдения за состоя¬
нием его узлов и деталей в процессе эксплуатации.§ 4. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ОПЕРЕНИЯ
И ОСОБЕННОСТИ ЕГО КОНСТРУКЦИИГоризонтальное оперение можно представить как двухопор-
и у ю балку, закрепленную на фюзеляже или кцле (рис. 5.7, а),
Киль — как консольную балку, заделанную в фюзеляже
(рис. 5.7, б), а рули как многоопорные балки, нагружен¬
ные распределенной нагрузкой (рис. 5.7, в). Зная изменение на¬75
грузки вдоль размаха стабилизатора, киля и рулей, можно по¬
строить эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих момен¬
тов.Характер нагружения оперения такой же, как и крыла. По¬
этому конструкция и работа силовых элементов оперения анало¬
гичны конструкции и работе крыла (гл. 4).аIЧвоздгпТ от тяги управления
вРис. 5.7. Нагрузки, действующие на оперение:
а—схема нагружения горизонтального оперения; б —схема
нагружения вертикального оперения; в«— схема нагружения руляСиловые схемы стабилизаторов и килей состоят из продольно¬
го силового набора (лонжероны, стрингеры), поперечного набора
(нервюры нормальные и усиленные) и обшивки (рис. 5,§ и 5.9).Рис. 5.8. Конструкция горизонтального оперения:1 — передний лонжерон; 2 — усиленная нервюра; 3 — верхняя панель; 4 — узлы навески рулявысоты; 5 — задний лонжерон76
Изгиб воспринимается поясами лонжеронов, стрингерами и об¬
шивкой, поперечная сила — стенками лонжеронов, кручение —
замкнутым контуром обшивки и задней стенки. Конструкции
стабилизаторов и килей выполняют лонжеронными (на лег¬
ких самолетах) и моноблочными на средних и особенно тя¬
желых самолетах.Рис. 5.9. Конструкция вертикального оперения:/ — лобовой обтекатель; 2— левая панель; 3 — носовая панель; 4 — передний лонже¬
рон; 5 — задний лонжерон; 6 — руль направленияНаличие задней стенки лонжерона в этих схемах позволяет
сравнительно просто осуществить подвеску рулей. В местах ус¬
тановки узлов подвески рулей ставятся усиленные нервюры.Рули и элероны с точки зрения строительной механики одно¬
типны. Основными силовыми элементами их являются: один лон¬
жерон (реже два), нервюры, обшивка и стрингеры.Изгибающий момент воспринимается полками лонжерона, по¬
перечная сила — стенкой. Для воспринятая крутящего момента об¬
шивка рулей и элеронов делается достаточно жесткой, она об¬
разует со стенкой лонжерона замкнутые контуры. На некоторых
типах самолетов в рулях применяются трубчатые лонжеро-
н ы, воспринимающие изгиб, кручение и поперечную силу.Для расположения кронштейнов подвески рулей и элеронов в
писках рулей делают вырезы. Тем самым уменьшается жесткость77
руля На кручение в данном сечении. Поэтому в районе выреза
конструкцию усиливают постановкой специальных косйнок
или косых нервюр.При изгибных деформациях стабилизатора и особенно крыла
ось вращения рулей и элеронов также деформируется. Это может
привести к заклиниванию рулей и элеронов. Поэтому подвеска
элеронов и рулей осуществляется с помощью сферических само-
устанавливающихся подшипников. Для обеспечения взаимозаме¬
няемости рулей и элеронов применяют подвеску шарниров на
ориентирующихся по размаху кронштейнах. При этом для пре¬
дотвращения смещения руля или элерона вдоль оси вращения
один из шарниров крепится на неориентирующемся кронштейне.§ 5. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ И РАБОТЫ
УПРАВЛЯЕМОГО СТАБИЛИЗАТОРА .Управляемый стабилизатор (киль) устанавливается на скоро¬
стных самолетах. Каждая' половина стабилизатора вращается
либо на оси, жестко закрепленной в фюзеляже (рис. 5.10, а), либо
на валу, жестко закрепленном в стабилизаторе (рис. 5.10, б, в). В
своей консольной части управляемый стабилизатор работает как
крыло.Рис. 5.10. Конструкция управляемого стабилизатора:
а — схема стабилизатора на оси, закрепленной в фюзеляже; б и в — схемы
стабилизаторов на валу, закрепленном в стабилизаторе; 1 — усиленная нер¬
вюра; 2 — лонжерон; 3 — продольная стенка; 4 — шкворень; 5 — подшипник;6 — рычаг; 7 — ось; 8 — подшипник78
В схеме на рис. 5.10, а передача нагрузок со стабилизатора на
фюзеляж (киль) осуществляется сосредоточенными силами (реак¬
циями), передаваемыми с подшипников С и О и вызывающими
поперечный изгиб вала. Момент передается в виде сосредоточен¬
ной силы с бортовой нервюры стабилизатора через рычаг на
тягу исполнительного механизма.В схеме на рис. 5.10, б, в изгибающий момент передается на
трубу срезом болтов, крепящих пояса лонжерона или моноблок к
трубе. Труба передает сосредоточенные усилия, возникающие при
изгибе, через подшипники на конструкцию фюзеляжа (киля). Мо¬
мент Мкр с бортовой силовой нервюры через болты передается на
трубу и с нее непосредственно на элементы исполнительного меха¬
низма системы управления.§ 6. НАЗНАЧЕНИЕ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙОдним из важных тактико-технических требований, предъяв¬
ляемых к современным самолетам, является наличие возможно
меньших посадочных и взлетных скоростей, что важно для обес¬
печения безопасности при взлете и посадке, сокращения длины раз¬
бега и пробега.Из аэродинамики известно, что основными способами умень¬
шения величины минимальной (взлетной и посадочной) скорости
полета самолета являются способы, позволяющие увеличивать не¬
сущую способность крыла.Устройства, служащие для увеличения несущих свойств крыла,
называются механизацией крыла.Кроме общих требований к механизации крыла предъявляются
следующие специфические требования:—	возможно большее увеличение суыакс-,—	незначительное увеличение критического угла атаки, кото¬
рый трудно реализовать на посадке;—	малое изменение продольного момента, нарушающего ба¬
лансировку самолета.§ 7. ТИПЫ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛАКоэффициент Су макс можно увеличить:—	увеличение^ кривизны профиля крыла (закрылки, пред¬
крылки, отклоняемые носки);-— увеличением <*Кр за счет предотвращения срыва потока пу¬
тем управления пограничным слоем;—	комбинацией первого и второго способа;—	уменьшением угла стреловидности крыла.Управление пограничным слоем (УПС) позволяет обеспечить
бгштрывное обтекание профиля крыла (а следовательно, увеличе¬
ние Су макс) до больших углов атаки за счет увеличения кинетиче¬
ской энергии частичек воздуха в зоне срыва. Это возможно обес¬79
печить двумя способами: сдувом пограничного слоя и отсосом по¬
граничного слоя.Наибольшее распространение получило применение сдува по¬
граничного слоя. Сдув пограничного слоя используется в щеле¬
вых закрылках.и щелевых предкрылках (рис. 5.11, б,
в), где воздух из зоны под крылом перетекает через специальнопрофилированные щели в зону
срыва. Проходя через эти ще¬
ли — сопла, воздух увеличивает
свою скорость (кинетическую
энергию), сообщает ее погранич¬
ному слою и предотвращает срыв
потока.При сдуве от вспомогательного
источника (рис. 5.11, г, 5)—от
компрессора ВРД, вспомогатель¬
ного ТРД или насоса с электри¬
ческим приводом— воздух по
трубам поступает в крыло и вы¬
дувается через специальные соп¬
ла на закрылок и переднюю
часть профиля крыла.Особое место занимает измене¬
ние угла стреловидности крыла
в полете (рис. 5.12). Для полета
на трансзвуковых и сверхзвуко¬
вых скоростях нужна большая
стреловидность крыла. Но прида-
Рис. 5.11. Типы механизации крыла: ние крылу стреловидности ухуд-а, отклоняемый закрылок; б и в щеле* тпярт РГО НРРЛ/ТТТИР рипирттяя \Л
вые закрылок и предкрылок; г и д— Ш<ЛсТ сГО несущие СВОИСТВа., |г1сдув пограничного слоя от вспомогатель- КрОМв ТОГО, ИЗ-За СТрвЛОВИДНОСТИ
ного источника	»	Гзадней кромки резко снижается
эффективность обычных средств
механизации на малых скоростях. На дозвуковых скоростях
выгоднее летать с прямым крылом, у которого несущая способ¬
ность и качество , на этих скоростях наибольшие. На сверхзвуко¬
вых скоростях большее качество имеет самолет со стреловидным
крылом.Изменение стреловидности крыла в полете позволяет получить
наилучшие аэродинамические свойства крыла на различных режи¬
мах полета.Комбинация перечисленных способов механизации позволяет
резко повысить ее эффективность. Например, комбинация средств
механизации, изменяющих кривизну профиля, с системами УПС
обеспечивает безотрывное обтекание профиля крыла при больших
углах отклонения закрылков и высокое значение с^макс.Точно также увеличивается эффективность обычных средств
механизации на крыле переменной стреловидности при малых уг-80
лах стреловидности. Поэтому на современных самолетах в основ¬
ном получили распространение, комбинированные средства повы¬
шения несущих свойств крыла.Рис 5.12. Самолет с крылом изменяемой
в полете стреловидности:/ — подъемно-маршевый двигатель; 2 и 5 —
управляющие сопла; 3 — ось вращения крыла;
4 — поворотное крыло§ 8. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ И РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ
СРЕДСТВ МЕХАНИЗАЦИИОбычные средства механизации (закрылки, щитки, предкрыл¬
ки) по нагружению, работе и по конструкции своих силовых эле¬
ментов аналогичны рулям (гл. 5, § 4). Некоторое отличие имеет¬
ся лишь во внешних формах, в способах крепления (подвески) и
в системах управления механизацией.Широкое распространение получил выдвижной закрылок
(рис. 5.13).При выпуске и уборке закрылок на каретках передвигается по
направляющим стальным рельсам. Каждый из направляющих
рельсов крепится к силовой нервюре и заднему лонжерону крыла
посредством подкосов. Передвижение закрылка по направляющим
рельсам производится с помощью винтовых подъемников. Гайки
подъемников шарнирно соединяются с закрылками. При вращении
ходовых винтов гайки перемещаются и переводят закрылок в со¬
ответствующее положение. При этом ролики каретки, жестко свя-
1МННОЙ с закрылком, скользят по направляющим, заставляя за¬
крылок поворачиваться.81
Существуют и другие схемы механизмов отклонения выдвиж¬
ных закрылков: выдвижные закрылки на цилиндрических
или винтовых рельсах; выдвижные закрылки с фигурны¬
ми рельсами; закрылки на двухзвенных механизмах.■7Рис. 5.13. Конструкция, выдвижного закрылка:
а — конструкция каретки; б — подвеска закрылка; 1 — каретка;
2 — рельс; 3 — подъемник; 4 — вал; 5 — подкосы§ 9. ОСОБЕННОСТЬ КОНСТРУКЦИИ крыла
С ИЗМЕНЯЕМОЙ В ПОЛЕТЕ СТРЕЛОВИДНОСТЬЮОсобенностью конструкции'такого крыла является наличие ме¬
ханизма изменения стреловидности, на который передаются
с крыла поперечная сила, изгибающий и крутящий моменты. Труд¬
ность создания такого механизма обусловливается большими
нагрузками, которые механизм должен воспринять и при этом
сохранить подвижность своих элементов в полете. Это усугуб¬
ляется ограниченной высотой узла, размещаемого в центроплане.Разработано несколько технических решений подобных меха¬
низмов. Рассмотрим два из них.82
В узле с шарниром, башмаком и направляющей (рис. 5.14, а)
поворот подвижной консоли крыла осуществляется относительно
вертикального шарнира. От консоли крыла отходит рычаг, закан¬
чивающийся башмаком, который ходит в направляющей неподвиж¬
ной опоры, закрепленной на фюзеляже. Поворот осуществляется
с помощью гидроцилиндра.Рис. 5.14. Механизмы изменения стреловидности крыла:
а — схема с шарниром, башмаком и направляющей; б — схема с узлом прямого шарнира;
/ — рычаг; 2 — направляющая; 3 и 10 — гидроцилиндр; 4 — башмак; 5 — крыло; 6 — шар¬
нир; 7 и 12—консоль; 8 и 11 — центроплан; 9—подшипники; 13 — штифтПри такой схеме нагрузки с крыла передаются на конструкцию
фюзеляжа через шарнир, а также башмак и направляющую. Од¬
нако размещение рычага требует большого свободного объема
в фюзеляже.Наибольшее распространение получила конструкция узла пря¬
мого шарнира (рис. 5.14,6). Здесь соединение консоли крыла с цен¬
тропланом осуществляется с помощью полого вертикального
штифта. Штифт входит в соединение типа кольцевой втулки кон¬
соли крыла и центроплана. Передача нагрузок осуществляется
срезом штифта парами сил от изгибающего и крутящего моментов.
Преимуществом этого узла является простота конструкции и высо¬
кая надежность. Недостатком — наличие высоких напряжений
И узле и необходимость большой толщины крыла для расположе¬
ния узла.283
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Дайте сравнительную оценку нормальной и Т-образной схемам хвосто¬
вого оперения.2.	Чем вызвана необходимость в разнесенном хвостовом оперении?3.	В каком случае узлы крепления горизонтального оперения окажутся бо¬
лее загруженными: при креплении его к фюзеляжу или же при креплении его
к килю? Почему?4.	Какие конструктивные меры предусматриваются для предотвращения
заклинивания рулей и элеронов?5.	Какова последовательность передачи нагрузки с управляемого стабилиза¬
тора на фюзеляж (киль)?6.	В чем отличие нагружения оперения от нагружения крыла? Как это
отражается на конструкции оперения?7.	Каким образом обеспечивается работа руля на кручение в районе вы¬
реза под узел подвески?8.	Каково назначение механизации крыла?9.	Объясните принцип действия щитка, закрылка и предкрылка.10.	Какими силовым» элементами воспринимается в механизации поперечная
сила (2, изгибающий Мизт и крутящий Л}кр моменты?11.	Перечислите схемы отклонения закрылков.12.	Какова особенность передачи нагрузок в крыле изменяемой стреловид¬
ности в полете?
Глава 6ФЮЗЕЛЯЖ§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУФюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, гру¬
зов, оборудования и для крепления к нему основных частей само¬
лета: крыла, оперения, а иногда и шасси.Рис. 6.1. Типы корпусов самолета:
а — Ф1039ЛЯЖ; б —лодка; в и г —- гондолаПод фюзеляжем понимают корпус самолета (рис. 6.1, а).
У гидросамолета корпусом является лодка, которая кроме функ¬
ций фюзеляжа выполняет задачу обеспечения взлета и посадки на
поду. Поэтому ее внешние формы (обводы нижней части) имеют
специальную «мореходную» форму (рис. 6.1,6). На самолетах
специального Назначения (разведывательные), для которых очень
Важно требование хорошего обзора, иногда устанавливаются гон¬
долы (рис. 6.1, б). Кроме того, гондолы вписывают в схему само¬
лета типа «летающее крыло» (рис. 6.1, г).85
К фюзеляжам предъявляются следующие требования:—	удобство размещения экипажа, пассажиров, оборудования и
грузов; удобство погрузки и выгрузки грузов;—	достаточная жесткость на изгиб и кручение; от этого зави¬
сят углы атаки оперения, а следовательно, и его эффективность;—	возможно меньшее лобовое сопротивление на характерном
режиме полета, обеспечиваемое формой и положением фюзеляжа
относительно крыла;—	обеспечение надежного аварийного покидания самолета;—	обеспечение хорошего обзора летчику, особенно при посадке;—	максимальное использование внутренних объемов фюзе¬
ляжа.Форма и размеры 'фюзеляжей в основном определяются габа¬
ритами грузов и техники, агрегатов и оборудования, размещаемых
в них, а также условиями аэродинамики.С точки зрения размещения грузов наиболее удобны сечения,
показанные на рис. 0.2, а, б, так как при такой форме сечения уве-.
личивается площадь грузового пола и лучше используется объем
грузового помещения.В круглых сечениях (рис. 6.2, г) неэффективно используется
площадь с боков и снизу фюзеляжа. Однако для фюзеляжей
с герметическими кабинами наиболее выгодным является именно
круглое сечение* или сечение, образованное из двух кругов разн-ого
диаметра (рис. 6.2, (5), которое характерно для легких самолетов.
В фюзеляжах (рис. 6.2, г, д) шпангоуты и обшивка работают на
растяжение под действием разности давления. Силовые же эле¬
менты фюзеляжей (рис. 6.2, а, б) работают под действием наддува
не только на растяжение, но и па изгиб, что значительно увеличи¬
вает вес конструкции.Внешние формы фюзеляжей зависят от назначения самолета,
от расположения двигателей (в фюзеляже или на крыле) и от ско¬
рости полета самолета. Так, транспортные самолеты имеют припод¬
нятую хвостовую часть фюзеляжа, что обеспечивает удобство по¬
грузки и выгрузки крупногабаритной техники. Размещение двига¬
телей в фюзеляже влияет на его внешние формы нз-за воздухо-§ 2. КОМПОНОВКА ФЮЗЕЛЯЖЕЙдогРис. 6.2. Типы поперечных сечении фюзеляжей86
заборников (спереди, сбоку, сверху). Фонари кабины, не вписан¬
ные в обвод фюзеляжа (рис. 6,2, д), улучшают обзор летчику, но
зато увеличивают лобовое сопротивление. На современных ско¬
ростных самолетах фонари кабины часто вписывают в контур фю¬
зеляжа.Относительные размеры фюзеляжей характеризуются его уд¬
линением:где /ф — полная длина фюзеляжа (/ф= (0,8-ь 1,2) I крыла для са¬
молета с прямым и стреловидным крылом большого
удлинения п /ф= (И,5-т-2,0) /кр для самолетов с крылом
малого удлинения);(1Ф—диаметр круга, равновеликого по площади мпделеву се¬
чению.На современных самолетах йф=1,2-т-1,5 м для истребителей,
2,3—2,8 м для дальних бомбардировщиков, З1—3,8 м для пассажир¬
ских и средних транспортных самолетов и 6 м для тяжелых тран¬
спортных самолетов.При М<СП основным сопротивлением является трение и это вы¬
нуждает делать фюзеляжи нескоростных самолетов с малым удли¬
нением X,= 7-^10. При М>МКР основным видом сопротивления
является волновое. Поэтому для трансзвуковых самолетов Хф =
=9-^12, а для сверхзвуковых самолетов Хф = 9-И5. На них для
уменьшения волнового сопротивления носовая часть удлиняется
и заостряется, что значительно затрудняет обзор летчику. На таких
самолетах при посадке носовая часть фюзеляжа может откло¬
няться вниз, обеспечивая хороший обзор летчику.§ 3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖНа фюзеляж передаются нагрузки от основных частей само¬
лета, закрепленных на нем, т. е. фюзеляж является основной строи¬
тельной базой всего самолета.Основными нагрузками, действующими на фюзеляж, являются:—	сосредоточенные нагрузки от хвостового оперения (рис.6.3,	а);—	массовые, нагрузки от агрегатов и грузов, расположенных
в фюзеляже (рис. 6.3, б); они передаются через соответствующие
узлы крепления к конструкции фюзеляжа;—	распределенные массовые нагрузки от конструкции самого
фюзеляжа (рис. 6.3, б);—	поверхностные распределенные воздушные нагрузки (рис.6.3,	в); эти нагрузки оказывают влияние лишь на местную проч-87
ность обшивки и остекления фонарей фюзеляжа, она может
достигать 7000—10000 кгс/м2;—	нагрузки, передающиеся от шасси в случае закрепления
шасси на фюзеляже (рис. 6.3, г);—	силы избыточного давления для герметических кабин фюзе¬
ляжей.Все перечисленные виды нагрузок, их величины, законы рас¬
пределения и направление задаются Нормами прочности для раз¬
личных случаев полета и посадки.Рис. 6.3. Нагрузки, действующие на фюзеляж:« — сосредоточенные нагрузки от хвостового оперения; б — массовые нагрузки от агрегатов
и грузов, расположенных в фюзеляже; в — распределенные воздушные нагрузки; г — на¬
грузки от шассиВвиду того что все силы, действующие на фюзеляж, уравнове¬
шиваются реакциями в узлах крепления крыла, при анализе ра¬
боты фюзеляжа его рассматривают как двухопорную консольную
балку (рис. 6.4). Опорами балки являются лонжероны крыла.
Нагрузки, действующие на фюзеляж, делятся на симметричные —
от сил, лежащих в плоскости симметрии фюзеляжа (силы от гру¬
зов и агрегатов, силы от горизонтального оперения в полете); не¬
симметричные — от сил, не лежащих в плоскости симметрии (полет
со скольжением, отклонение руля направления). В отличие от
крыла, где силы, действующие в горизонтальной плоскости, неве¬
лики и ими пренебрегают, несимметричные нагрузки фюзеляжа
оказываются такого же порядка, что и симметричные. Поэтому
фюзеляж испытывает изгиб и сдвиг как в вертикальной плоскости,
так и в горизонтальной. Кроме того, при несимметричном нагру^
жении на фюзеляж действует крутящий момент.Рис. 6.4. Схема нагружения фюзеляжа§ 4. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ФЮЗЕЛЯЖЕЙИз рассмотренной картины нагружения видно, что фюзеляж,
как силовая база самолета, является балкой, в поперечных сече¬
ниях которой возникают поперечные силы, изгибающие и крутя¬
щие моменты. Таким образом, фюзеляж и по конструкции должен
быть подобен крылу.Фюзеляж, как и крыло, может иметь лонжеронную
(рис. 6.5, а) или моноблочную (рис. 6.5, б) схему. Такие фю¬
зеляжи называются балочными (в отличие от ферменных фюзеля¬
жей, применявшихся на некоторых самолетах, таких, как По-2,
Як-18 и др.).л лллРис. 6.5. Силовые схемы фюзеляжей:
а — лонжеронная; б — моноблочная89
В зависимости от продольного набора различают три вида кон¬
струкций балочных фюзеляжей:—	лонжеронную, состоящую из мощных лонжеронов, слабых
стрингеров, тонкой обшивки и набора шпангоутов (рис. 6.6, а).
В отличие от крыла лонжероны здесь не имеют стенок, они по
своему назначению аналогичны поясам лонжеронов крыла, т. е.
воспринимают осевые силы от изгиба фюзеляжа. На сдвиг от попе¬
речной силы <2 и крутящего момента Мкр в таком фюзеляже рабо¬
тает обшивка;1а	3	&Рис. 6.6. Конструкции балочных фюзеляжей:, а — лоижеронный: б — стрингерный; в — обшивочный; / и 8 — шпангоуты; 2 и 5 — тонкая
обшивка; 3 —- лонжероны;' 4 и 6 — стрингеры; 7 толстая обшивка—	стрингерную, состоящую из более толстой обшивки и частой
сетки стрингеров и шпангоутов (рис. 6.6,6). В таком фюзе¬
ляже Мизг, как и в моноблочном крыле, воспринимаются растяже¬
нием-сжатием обшивки и стрингеров. При изгибе в вертикальной
плоскости в основном работают обшивка и стрингеры сводов, а при
изгибе в горизонтальной плоскости работают обшивка и стрингеры
боковин. Большая строительная высота фюзеляжа, по сравнению
с моноблочным крылом, обеспечивает большую жесткость конст¬
рукции и меньшие усилия сжатия и растяжения в сводах и боко¬
винах фюзеляжа. Поэтому обшивка фюзеляжа делается более тон¬
кой, а стрингеры — меньшими по площади поперечного сечения,
чем в крыле. Для фюзеляжей наиболее выгодной является стрин¬
герная схема. Но частому ее' применению мешают вырезы (под
бомбоотсеки, люки и т. д.). Поэтому в местах больших вырезов
применяют лонжеронные схемы;—	обшивочную, образованную лишь толстой (например, слои*
стой) обшивкой, подкрепленной шпангоутами (рис. 6.6,в). В та*
ком фюзеляже, являющемся логическим развитием стрингерного90
фюзеляжа, толстая оболочка воспринимает все виды деформаций
(работает на сдвиг, изгиб и кручение). Однако такая схема в чис¬
том виде применяется редко. Необходимость в монтажных и экс¬
плуатационных вырезах заставляет окантовывать эти вырезы ра¬
мами или устанавливать усиленные стрингеры и шпангоуты.Наиболее широкое применение на современных самолетах на¬
шел стрингерный фюзеляж, поэтому в дальнейшем будем рассмат¬
ривать только эту силовую схему (рис. 6.7).Рис. 6.7. Конструкция хвостовой части стрингерного фюзеляжа само-
лета-истребителя:I — стыковой узел; г--шпангоут; 3 — силовой шпангоут; 4 — обтекатель;5 — наклонный шпангоут§ 5. НАЗНАЧЕНИЕ И РАБОТА СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ФЮЗЕЛЯЖАНазначение основных силовых элементов фюзеляжа (стринге¬
ров и шпангоутов) аналогично назначению соответствующих сило¬
вых элементов крыла (стрингеров и нервюр).Сосредоточенные силы от отдельных частей самолета, грузов
и агрегатов, расположенных в фюзеляже, непосредственно прикла¬
дываются к усиленным шпангоутам, которые нагружают обшивку
фюзеляжа касательными силами через заклепочные швы. Эти силы
вызывают поперечный изгиб и кручение фюзеляжа как балки.Обшивка, как и у крыла, служит для создания внешней обо¬
лочки фюзеляжа; она является основным силовым элементом, вос¬
принимающим касательными напряжениями поперечные силы Ц
и крутящие моменты М,ф.Стрингеры служат для восприятия совместно с обшивкой рас¬
тягивающих и сжимающих усилий, возникающих при изгибе фюзе¬
ляжа. Кроме того, стрингеры совместно со шпангоутами подкреп¬
ляют обшивку, увеличивая ее критические напряжения сжатия и
сдвига.Шпангоуты аналогичны по назначению нервюрам: они опреде¬
ляют форму поперечного сечения фюзеляжа и предотвращают по¬
терю устойчивости оболочки, заставляя ее работать без искажения91
поперечных сечений, как балку. Шпангоуты отличаются по конст¬
рукции от нервюр, поэтому рассмотрим их подробнее. Как и нер¬
вюры, шпангоуты делятся на нормальные и усиленные.	,Нормальные шпангоуты служат для сохранения
формы тонкостенной оболочки фюзеляжа при изгибе (подобно
нормальным нервюрам), препятствуя смятию фюзеляжа от ради¬
альных сил и /?2 (рис. 6.8), а также увеличивают устойчивостьстрингеров (уменьшением их ра¬
бочей длины). Кроме того, нор¬
мальные шпангоуты нагружаются
воздушными нагрузками, дейст¬
вующими на участке обшивки,
прилегающей к шпангоуту.Так как воздушные нагрузки
на обшивку фюзеляжа меньше,
чем у крыла, и к тому же сим¬
метричные, а потребность в ис¬
пользовании внутренних объемов
фюзеляжа больше, чем у крыла,
то для нормальных шпангоутов
характерна рамная схема.Усиленные шпангоуты
устанавливаются в местах креп¬
ления основных частей самолета,
грузов и агрегатов (рис. 6.9).
Они распределяют (через заклеп¬
ки или другие соединения) по об¬
шивке фюзеляжа сосредоточен¬
ные нагрузки, поэтому обяза¬
тельно (в отличие от нормальных шпангоутов) должны быть не--
посредственно соединены с обшивкой. В этом случае нагрузка
шпангоута уравновешивается касательными усилиями в заклепках
боковин. Так как диаметры фюзеляжей современных самолетов
значительны, то под действием центрально приложенной силы
шпангоут, опирающийся на боковины, испытывает значительный
изгибающий момент (рис. 6.10). Это требует утяжеления конст¬
рукции шпангоута. Для разгрузки силовых шпангоутов применяют
следующие меры:1.	Нагружение шпангоута сосредоточенными силами, прило¬
женными вблизи его опор (рис. 6.11, в). Благодаря малой вели¬
чине плеча между нагрузкой и опорой изгиб шпангоута практи¬
чески отсутствует.2.	Зашивка шпангоута жесткой стенкой (рис. 6.11,6). Со
стойки нагрузка в виде погонных сил передается на жесткую
стенку и далее в виде распределенных сил на обшивку фюзеляжа.
Изгиб шпангоута при этом практически отсутствует.3.	Постановка на шпангоут раскосов и распорок (рис. 6.11, а).
Так как треугольник из раскосов и распорок более жесток, чем
шпангоут, он и работает в первую очередь, разгружая шпангоут.Рис. 6.8.Нагружениешпангоутанормального92
Рис. 6.9. Усиленные шпангоуты в фюзеляже транспортного само¬
лета:^ — шпангоуты крепления крыла; 2 — стыковой шпангоут; 3 и 4 — шпан¬
гоуты крепления шасси2Рис. 6.10. Работа усиленного шпангоута93
Рис. 6.11. Меры разгрузки усиленных шпангоутов:
а —■ шпангоут с раскосами и распорками; б — шпангоут
с жесткой стенкой; в — приложение нагрузки вблизи
опор шпангоута; / — раскосы; 2 — распорка; 3 — стойка;4 — стенка; 5 — стрингер жесткости94
Особое место в конструкции фюзеляжа занимает фонарь лет¬
чика — это конструкция, имеющая очень большую остекленную
поверхность, удерживаемую от внутренних и внешних нагрузок
металлическим каркасом (рис. 6.12). От каркаса требуется не
только высокая прочность, но и'большая жесткость, так как упру¬
гие деформации каркаса могут стать причиной появления трещин
и даже разрушения остекления.5Рис. 6.12. Фонарь летчиков:1 — передний фонарь; 2 — фонарь штурмана; 3 — фонарь летчиков; 4— окантовка выреза
под блистер; 5 — пол кабины летчиков; 6 — окантовка выреза под люк§ 6. ВЫРЕЗЫ В КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРАВсе агрегаты и узлы, установленные внутри крыла, оперения и
фюзеляжа, в процессе эксплуатации самолета требуют удобных
подходов для монтажа и демонтажа, периодических осмотров и
проведения регламентных работ. Для этого в планере самолета
делают вырезы, которые закрывают быстросъемными крышками
лючков н панелямн. По конструкции вырезы могут быть некомпен¬
сированными и компенсированными.Некомпенсированными вырезами называются такие, на крышки
которых ни сдвиг, ни нормальные усилия с прилегающих участков
'конструкции не передаются. Передача этих усилий обеспечивается
за счет окантовки выреза усиленными балочками (стрингерами,
шпангоутами). Так, усилия 5 на участке выреза (рис. 6.13) нагру¬
жают поперечную балочку ВС (АД), которая, в свою очередь,
опирается на продольные балочки АВ и ДС и далее на другую по¬
перечную балочку АД.Крышка люка, которая закроет вырез АВСД, окажется осво¬
божденной от нагрузок, действующих в ее плоскости. Единствен¬
ной нагрузкой крышки является местная воздушная нагрузка. Это
позволяет делать крышки легкосъемными, что необходимо в тех
случаях, когда агрегат требует периодических осмотров. Такие
крышки и "люки закрываются быстрооткрывающимися замками.95
Следует помнить, что все замки надежно удерживают ЛЮк
только в том случае, если они правильно закрыты, иначе крышка
в полете может сорваться. Так как применение быстросъемных
люков требует местного усиления конструкции, некомпенсирован¬
ные вырезы имеют обычно малые размеры.Компенсированные вырезы применяют в том случае, когда не
нужен частый доступ к агрегатам (например, к топливным бакам),
тогда появляется возможность закрецить крышку люка (панель)
винтами и болтами и тем самым включить ее в работу конструк¬
ции в целом. Крышка не только передает на каркас воздушные
нагрузки, но и сама нагружается с прилегающих участков обшивки
нормальными и сдвигающими усилиями.Если съемная панель большого размера, то при ее снятии про¬
исходит потеря прочности и жесткости конструкции на кручение и
изгиб. Поэтому во избежание затруднений при снятии и поста¬
новке таких панелей из-за возникновения деформаций необходимо
поддержать конструкцию подъемниками.Кроме того, конструкция может иметь большие некомпенсиро¬
ванные вырезы, крышки которых должны открываться в полете
(бомболюки на бомбардировщиках, люки гондол шасси, грузо-
люки на военно-транспортных самолетах). Створки таких люков
воспринимают лишь местные воздушные нагрузки и в общую сило¬
вую схему не включаются (подобно некомпенсированным выре-
зам). Наличие больших некомпенсированных вырезов ведет к из¬
менению основной силовой схемы фюзеляжа и крыла. На торцах
таких вырезов приходится устанавливать усиленные Диафрагмы
(нервюры, шпангоуты), а по продольным краям — усиленные
стрингеры (лонжероны, бимсы).96
Таким образом^ если большой некомпенсированный вырез сде¬
лан, например, в моноблочном стрингерном фюзеляже, то его сило¬
вая схема в районе выреза по характеру работы и конструкции
сильно напоминает лонжеронную.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие формы поперечных сечений фюзеляжа наиболее целесообразны
с точки зрения:а)	максимального использования внутренних объемов;б)	работы силовьйс элементов конструкции при внутреннем избыточном дав¬
лении (наддуве)?2.	Какие меры необходимы для обеспечения хорошего обзора летчику?3.	Чем отличается напружение крыла от нагружения фюзеляжа?4.	Какие силовые схемы фюзеляжей вы знаете? Сравните их с аналогич¬
ными силовыми схемами крыльев.5.	Объясните назначение обшивки, стрингеров, нормальных и усиленных
шпангоутов фюзеляжа.6.	В чем заключается разница в работе нормальных нервюр крыла и нор¬
мальных шпангоутов фюзеляжа?-7.	Каково назначение усиленных шпангоутов? Чем они конструктивно
должны отличаться от нормальных?8.	Как разгрузить усиленные шпангоуты?9.	Какой вырез называют -некомпенсированным, а какой компенсированным?
Почему .снятие люкга в некомпенсированном вырезе не вызывает деформации
конструкции, а в компенсированном вызывает?10.	Каковы особенности конструкции стрингерного фюзеляжа в районе-боль¬
ших некомпенсированных вырезов?
Глава 7КОЛЕБАНИЯ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ§ 1. ПОНЯТИЕ О КОЛЕБАНИЯХ КОНСТРУКЦИИ И УСТАЛОСТНОМ
РАЗРУШЕНИИ ДЕТАЛЕЙПриложение силы к телу вызывает в нем деформацию, величина
которой зависит от величины силы и упругих свойств системы.Если деталь или конструкцию нагружать периодическими си¬
лами, они вызовут появление периодических деформаций — коле¬
бания конструкции.В зависимости от характера подвода внешней энергии к колеб-',
лющемуся элементу различают следующие виды колебаний: сво¬
бодные, вынужденные и самовоз-
буждающиеся (автоколебания).Свободными (собственными)
колебаниями называются колеба¬
ния системы, которые совершают¬
ся под воздействием только внут¬
ренних сил упругости и сил инер¬
ции.Свободные колебания являют¬
ся затухающими (их амплитуда
со временем уменьшается из-з_а
воздействия демпфирующих сил:
внутреннего трения частиц мате¬
риала и сопротивления воздуха).Вынужденными называются колебания системы под воздейст¬
вием на нее внешней периодической силы. Амплитуда колебаний
будет зависеть не только от частоты приложения внешней силы,
но и от частоты собственных колебаний системы. Если частота
собственных колебаний системы равна частоте возбуждающей
силы или близка к ней, то наступает явление резкого возрастания
амплитуды, которое называется резонансом. Резонансные колеба¬
ния на практике очень опасны, так как дают наибольшие ампли¬
туды, а следовательно, и наибольшие напряжения в конструкции.В деталях, воспринимающих внешние периодические нагрузки,
возникают циклические напряжения (рис. 7.1), вызываю¬
щие усталостные явления. Под действием переменных циклических
напряжений вблизи зон местных перенапряжений материала появ¬
ляются микротрещийы. При определенном уровне напряжений98
образовавшиеся трещины постепенно развиваются, уменьшая се¬
чение полноценного материала. Концы каждой трещины являются
концентраторами напряжений и ведут к возникновению новых мик¬
ротрещин. При напряжении, большем, чем предел выносливости
(усталости) металла а_ь процесс образования трещин становится
лавинообразным и металл разрушается. Разрушение, вызванное
переменными нагрузками, называется усталостным разрушением.Многочисленные испытания материалов при переменных наг¬
рузках позволили установить следующие положения.1.	Материалы могут разрушаться при достаточно большом ко¬
личестве циклов переменных напряжений со значением амакс
(рис. 7.1), существенно меньшим ов-Для сталей при изгибе см = (0,4-т-0,5) ств, а для цветных метал¬
лов о-1= (0,25-;-0,5) ав. Ниже приведены пределы выносливости
для некоторых металлов (кге/м2).Сталь 30 (незакаленная) 	 48—60	20—27Сталь 45 (незакаленная) 	 60—75	25—34Сталь ЗОХГСА (закаленная) .... 170 70
Алюминиевый сплав АМц(термообработанный)	10—19	4.9—72.	С увеличением амплитуды переменных напряжений мате¬
риал выдерживает значительно меньшее количество циклов до
разрушения. Следовательно, вибрации на таких режимах (напри¬
мер, при резонансе) ведут к уменьшению долговечности конструк¬
ции, срока ее службы.На усталостную прочность деталей конструкции существенное
влияние оказывает концентрация напряжений, которая
резко снижает усталостную прочность. В местах резкого измене¬
ния размеров в сечении деталей (выточки, сквозные отверстия, глу¬
бокие коррозионные каверны, надрезы, царапины и др.) возни¬
кают повышенные напряжения, значительно превышающие сред¬
ние напряжения. Эти места называют концентраторами
И и п р я же н и й. Именно в них прежде всего и начинается уста¬
лостное разрушение материала.Для предотвращения разрушения конструкции из-за усталости
Мгтнлла необходимо своевременно обнаружить появление ее приз-
Нйков (наличие усталостных трещин, царапин, наклепа и др.).Отсюда видна важнейшая роль осмотров авиационной техники.
От систематичности и качества контрольных осмотров техники за¬
висит надежность работы и долговечность конструкции.§ 2. ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ НА САМОЛЕТЕПа современных самолетах различают следующие основные
Виды вынужденных колебаний.Вибрации, возникающие при работе силовых установок. Двига¬
тель создает вибрации двух типов — механические, передающиеся4*99
по конструкции, и звуковые (акустические), передающиеся через
воздушную среду. ■Источниками механических колебаний являются: им¬
пульсная работа камер сгорания; неуравновешенность ротора дви¬
гателя; неуравновешенность воздушного винта (для ТВД) и др.Возмущающие силы, возникающие при работе силовой уста¬
новки, являютс'я периодическими, кратными оборотам вращаю¬
щихся частей двигателя и воздушного винта.Амплитуды колебаний, вызываемых двигателями, невелики, но
действуют они в течение всего полета и могут оказаться причиной
усталостного разрушения элементов конструкции (особенно об¬
шивки в районе крепления двигателя) и оборудования са¬
молетов.Акустические колебания, создаваемые двигателем,
приводят к усталостным разрушениям конструкции, в особен¬
ности ее наружных элементов: обшивки, люков, обтекателей. Это
особенно опасно для герметических фюзеляжей.Основным источником шума на самолетах являются их двига¬
тели. Примерно II % их мощности тратится на создание шума.Основной источник шума у ТРД— это выхлопная струя гааов
из сопла двигателя. Шум возникает при перемешивании горячего
газа с воздухом. Зона максимальных амплитуд обшивки фюзеляжа
при акустических вибрациях ТРД близка к срезу реактивного
сопла.На самолетах с ТВД зона максимальных амплитуд обшивки
фюзеляжа от порций воздуха, отбрасываемых лопастями винта,
располагается в плоскости вращения винтов.Уровень шума от реактивной струи двигателей у самолетов
с ТРД больше, чем от воздушных винтов ТВД. Поэтому на совре¬
менных самолетах с ТРД имеется тенденция к размещению дви¬
гателей в хвостовой части фюзеляжа.Кроме двигательной установки источником акустических виб¬
раций являются колебания воздуха в турбулентном пограничном
слое, особенно у скоростных самолетов.Вынужденные колебания, возникающие при взлетах и посадках.
При движении самолета по рулёжной или взлетно-посадочной по¬
лосе возникают силы реакции земли, которые вызывают упругие
колебания конструкции. При рулении самолета преобладают коле¬
бания шасси, возникающие вследствие местных неровностей по¬
верхности рулежной дорожки и неравномерности торможения
колес. Эти колебания могут 'иметь частоты, близкие к частотам
собственных изгибных колебаний крыла и фюзеляжа тяжелых
самолетов.При взлете с перфорированной металлической полосы и с грун¬
та наблюдаются значительные колебания конструкции и оборудо¬
вания самолета. Они примерно в 1,5—2 раза больше, чем при
взлете с бетонированных ВПП. Соответственно уменьшается и срок
службы (ресурс) самолетов, базирующихся на подобных аэро¬
дромах.100
§ 3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА.БАФТИНГ ОПЕРЕНИЯОсновной причиной возникновения переменных аэродинамиче¬
ских нагрузок, изменяющихся с высокими частотами, является
срыв потока. Как известно из аэродинамики, нарушение плавности
обтекания и срывы потока возникают, во-первых, на больших углах
атаки (малой скорости полета) и, во-вторых, на больших ско¬
ростях полета (малых а) из-за образования скачков уплотнения.
В обоих случаях в зоне срыва образуются вихри воздуха с очень
широким спектром частот.Пульсирующие нагрузки действуют как на само обтекаемое
тело, с которого происходит срыв потока, так и на все агрегаты
н детали самолета, попавшие в зону спутной струи, возникающей
за обтекаемым телом.Сорвавшийся поток может попасть на хвостовое оперение. И
если частота собственных колебаний горизонтального оперения
окажется близка к преобладающей частоте сбегания вихрей, воз¬
никнут резонансные колебания, которые называются бафтингом
(тряской) оперения. Вследствие нерегулярности срывов бафтинг
ощущается как ряд последовательных ударов по оперению, подер-
гпвание рычагов управления.В соответствии с упомянутыми выше двумя причинами срыва
потока различают нескоростной и скоростной бафтинг.Для борьбы с бафтингом проще и выгоднее устранять срыв по¬
тока и выводить оперение из зоны срыва. Вынос оперения из зоны
спутной струи рассмотрен в § 2 гл. 5 (рис. 5.1 и 5.2). Увеличение
общей жесткости фюзеляжа и оперения требует увеличения веса
п применяется редко.Срыв устраняют увеличением акр крыла за счет постановки
предкрылков, улучшением сопряжений в местах соединения крыла
п фюзеляжа (пилонов двигателей и крыла), постановкой в местах
срыва специальных обтекателей — зализов.В ряде случаев бафтинг не устраняется, но самолеты получают
дополнительные ограничения для летной эксплуатации из-за чрез¬
мерных колебаний. В частности, такая мера иногда применяется
м отношении фронтовых самолетов с внешними подвесками.Современные бомбардировщики и транспортные самолеты
с большими грузовыми люками, открывающимися в полете, также
иногда получают ограничения по скорости полета из-за повышен¬
ных колебаний, возникающих при полете с открытыми люками.§ 4. ПРИНЦИПЫ ВИБРОИЗОЛЯЦИИВибрации конструкции кроме усталостного ее разрушения ока-
яыиают вредное воздействие на приборное оборудование самолета,
но много раз снижая срок его службы.Для уменьшения вредного действия вибраций (например, от
риботы двигателей) применяется виброизоляция источника101
вибраций и оборудования, а также повышается прочность конст'
рукции планера и деталей оборудования самолета.Рис. 7.2. Подвеска двигателя на амортизаторахДля уменьшения вибраций деталей самолета необходимо
прежде всего уменьшить силы, передающиеся с двигателя механи¬
ческим путем на каркас самолета, избежать резонансных явле¬
ний — изменить частоты собственных колебаний системы.Часто обе эти задачи решаются путем
подвески двигателя на амортизаторах
(рис. 7.2). Аналогично осуществляется
амортизация приборов и оборудования
самолета (рис. 7.3).В качестве демпферов используются
фрикционные, гидравлические, ударные
и некоторые другие амортизаторы.С точки зрения высокой вибропрочно¬
сти перспективны конструкции, выпол¬
ненные из композиционных мате¬
риалов, состоящих из двух или не-777ЛРис. 7.3. Подвеска приборов и оборудования:
I — блок оборудования; 2 — амортизаторы102
скольких отличных друг от друга компонентов, армированных во¬
локном. Композиционные материалы обладают неплохими демп- .
фирующими свойствами.§ 5. ФЛАТТЕР КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯАвтоколебаниями называются колебания под действием воз¬
буждающей силы, возникающей в процессе самих колебаний си¬
стемы.Флаттером называются самовозбуждающиеся колебания
крыла или оперения, происходящие за счет энергии набегающего
воздушного потока.С момента возникновения флаттера до разрушения конструк¬
ции обычно проходит очень малый промежуток времени. Поэтому
возможность его возникновения должна быть предотвращена.Рис. 7.4. Изгибно-крутильные колебания крылаФормы флаттера очень разнообразны. Рассмотрим лишь неко¬
торые из них. Но сначала для уяснения причин возникновения
флаттера рассмотрим колебания крыла при Кпот^О.В обычных конструкциях крыльев центры жесткости располо¬
жены примерно на 38—40% хорды, а центры тяжести крыла—на
42—50% (рис. 7.4). Возникновение изгибных колебаний крыла,
у которого линия Ц. Т. не совпадает с линией Ц. Ж., вызывает и
крутильные колебания. Действительно, если такое крыло откло¬
нить вверх (вниз) из положения равновесия и отпустить, то под
Действием силы упругости Ру (приложенной в центре жесткости)
кр ыло начнет двигаться вниз к нейтральному положению.103
Величина силы упругости Р7 пропорциональна отклонению от
положения равновесия у. Так как движение крыла вниз происхо¬
дит с ускорением у (на рис. 7.4. эпюра у изображена справа), то
возникает инерционная сила Ри, приложенная в центре тяжести
участка крыла и направленная в сторону, противоположную направ¬
лению ускорения. Поэтому при движении крыла вниз в положе¬
нии 3 Ру уменьшается до нуля (ибо у уменьшается до нуля) и Ра
тоже уменьшается до нуля. В положении 4,5 отклонение у и уско¬
рение у меняют знак, следовательно, поменяют направление и силы
Ру и Рж. Аналогичная картина будет наблюдаться при движении
крыла вверх.Так как центры жесткости и центры тяжести крыла не сов¬
падают, то при изгибных колебаниях крыла возникает момент
М = РуС и колебания будут носить изгибно-крутильйый характер.
В рассмотренном случае в нейтральном положении (3, 7) угол за¬
крутки 0 крыла будет близким к максимальному. В крайних по¬
ложениях (1, 5, 9) 0 = 0.Рис. 7.5. Изгибно-крутильные колебания крыла в полете иод дей¬
ствием возбуждающих и демпфирующих сил:
а — образование возбуждающей силы; б — образование демпфирующейсилыПри отсутствии скорости потока Упот = 0 эти колебания из-за
наличия демпфирующих еил будут всегда затухающими.Иная картина будет наблюдаться при обтекании такого крыла
потоком воздуха (в полете) 1/пот>0.Изгибно-крутильный флаттер крыла (оперения). При рассмот¬
рении этого вида флаттера (рис. 7.5) элерон будем считать зажа¬
тым и полностью сбалансированным.Допустим, что по каким-либо причинам крыло прогнулось и
прогиб выделенного учаетка крыла единичной длины вдоль разма¬
ха (площадью А5= 1-6) равен у. После прекращения - действия
возмущения, крыло под действием силы упругости начнет возвра-104
щаться в исходное положение (рис. 7.4). Из-за того, что центр
тяжести этого участка крыла расположен позади центра жестко¬
сти, крыло начнет закручиваться на угол 0. Так как теперь крыло
находится в потоке воздуха, то при изгибном и крутильном его
движениях будет меняться и характер аэродинамических сил, воз¬
никающих на профиле крыла. При закручивании крыла, напри¬
мер против движения часовой стрелки (крыло движется из поло¬
жения 1 к положению 3), угол его атаки будет уменьшаться на
угол 0. При этом в фокусе рассматриваемого участка крыла по-Р V'2явится приращение подъемной силы Д Ув = с“0 ■ 1 • Ь, направ¬
ленное вниз (рис. 7.5).Очевидно, там, где закрутка 0 максимальна (положение 3),о = макс. В положении 5 АУв = 0. При движении крыла вверх
крыло начнет закручиваться на увеличение угла атаки. Следова¬
тельно, ДГ0 изменит свое направление.На рис. 7.5 видно, что аэродинамическая сила Д Ув, возникаю¬
щая за счет крутильных колебаний крыла, направлена в сторону
изгибных движений крыла *. Следовательно, аэродинамическая
сила ДУв является возбуждающей силой.При изгибном движении крыла вниз воздух набегает на крыло
снизу вверх со скоростью у и, кроме того, крыло летит горизон¬
тально со скоростью У\. Следовательно, результирующий вектор
скорости У2 будет подходить к крылу под углом 02 = 0)4- Да. Уве¬
личение угла атаки Да у/У вызывает появление в фокусе крыла
приращения подъемной силы ДУ^=с“у рУЫ2, направленной вверх.
При движении крыла вверх угол атаки Да будет отрицательным и
аэродинамическая сила АУу будет направлена вниз.На рис. 7.5 видно, что сила ДГу направлена против изгибного
движения крыла, следовательно, она является демпфирующей
силой. Демпфировать колебания будут также силы конструктив¬
ного трения крыла.Очевидно, характер изгибно-крутильных колебаний крыла бу¬
дет зависеть от соотношения работ возбуждающих и демпфирую¬
щих сил за один период колебания.Характер изменения работы возбуждающих сил Ав и демпфи¬
рующих сил Ау в зависимости от скорости полета будет аналоги¬
чен характеру изменения сил ДГ0 ~ У2 и ДК^ ~ У.Из графиков работ возбуждающих и демпфирующих сил
(рис. 7.6) видно, что до скорости полета Укр работа демпфирую¬
щих сил больше работы возбуждающих сил и колебания будут
затухать. При полете со скоростью У>Укр приток энергии в сис¬
тему будет превосходить работу демпфирующих сил, и колебания
будут происходить с нарастающей амплитудой. Критической
скорости флаттера УКр соответствует равенство работ
А0 = .*	При сдвиге фаз между © и у, равном чс/2.105
Возбуждение колебаний изгибно-крутильного флаттера проис¬
ходит за счет закрутки крыла на угол 0, поэтому основной мерой
борьбы с этими колебаниями является уменьшение угла 0. Обыч¬
но этого добиваются либо уменьшением плеча с = хц.т—хц.ш за
счет смещения центра тяжести крыла вперед к линии центров
жесткости путем постановки противофлаттерных грузов,
либо увеличением жесткости крыла на кручение.Рис. 7.6. Зависимость работ возбуждающих
и демпфирующих сил при изгибно-крутильном
флаттере от скорости полета:Аа — работа демпфирующих сил при У=0; / — без весо-
вой балансировки; 2 — с весовой балансировкой; 3 —
область флаттераПротивофлаттерные грузы располагают в самом конце крыла,
так как там амплитуды колебаний и, следовательно, эффектив¬
ность грузов максимальны. Грузы располагают в носке крыла
(рис. 7.7, в) или даже выносят в поток (рис. 7.7, б), так как вРис. 7.7. Размещение противофлаттерных грузов:
а — использование авиадвигателя в качестве груза; б — сосредоточенный
груз; в — распределенный в носке крыла грузэтом случае увеличивается плечо груза до центра тяжести и при
минимальном весе груза можно получить максимальное смеще¬
ние центра тяжести вперед. На многоДйигателышх самолетах да-т
гатели подвешивают на пилонах впереди крыла и они служат прб-
тивофлаттерными грузами (рис. 7.7, а).Увеличение жесткости крыла на кручение достигается увеличе¬
нием толщины обшивки и площади замкнутого контура крыла.
Особенно высокой жесткость на кручение (а следовательно, и кри¬
тическая скорость флаттера) оказывается у треугольных крыльев.
Моноблочные крылья также обладают высокой жесткостью на
кручение.Изгибно-элеронный флаттер крыла
(изгибно-рулевой фла!ттер оперения)вызывается самопроизвольным откло¬
нением элеронов (рулей) в процессе
колебаний.Рассмотрим изгибные колебания
крыла, имеющего бесконечную жест¬
кость на кручение. Кроме того, пред¬
положим, что элероны могут откло¬
няться из-за наличия люфтов в про¬
водке управления и упругой деформа¬
ции проводки и что центр тяжести уча¬
стка элерона находится позади его оси
вращения. При изгибном движении
крыла (оперения), например вниз
(рис. 7.8), в центре тяжести участка
члерона возникает сила инерции
члерона (Лю). Эта сила на плече а
создает относительно оси вращения
момент, отклоняющий элерон (руль)тн'Рх-	Рис. 7.8. Отклонения элеронаОчевидно, что при движении крыла при изгибных колебаниях
пиерх сила инерции элерона будет	крыланаправлена вниз и элерон будет от¬
клоняться в противоположную сторону. Максимальный угол от¬
клонения элерона 8ЭМакс будет при нейтральном положении кры¬
ла 3 (рис. 7.8). В крайних (верхнем 1 и нижнем 5) положениях
К, • 0.Отклонение элерона вызовет появление в фокусе крыла при¬
ращения подъемной силы ДУ, — саэ53р1/2#/2, направленное в сто-э Уроиу движения крыла* (рис. 7.9).Следовательно, аэродинамическая сила ДУ, является воз-ЭЛуждающей силой. Демпфировать колебания будут силы
конструктивного трения крыла и аэродинамическая сила ДКумо.чникающая при изгибном колебании крыла.Возбуждающая сила зависит от квадрата скорости полета, а
чсмпфирующая сила — от скорости полета в первой степени. Харак¬
тер изменения работ этих сил от скорости V за один период коле¬*	При сдвиге фаз между и у, равном тс/2.г:0)е;фсзасСЗИ Ж. крыла107
бания (рис. 7.10) показывает, что до критической скорости изгиб-
но-элеронного флаттера 'работа демпфирующих сил больше рабо¬
ты возбуждающих сил и колебания будут затухать. При полете со
скоростью У>УКр приток энергии в систему будет превосходить
работу демпфирующих сил, и колебания будут происходить с на¬
растающей амплитудой.Рис. 7.9. Изгибно-элеронные колебания крыла в полете под действием воз-
буждающих и демпфирующих силРис. 7.10. Зависимость работ возбуждающих и демпфирую¬
щих сил при изгибно-элеронном флаттере от скорости
полета: '1 — без весовой балансировки; 2 — с противофлаттерным грузом;3 — область флаттера; Ло’— работа демпфирующих, сил - приАнализ возникновения возбуждающих сил показывает, что
причиной изгибно-элеронного (изгибно-рулевого) флаттера явля¬
ется неблагоприятное отклонение элеронов (рулей) за счет зад¬
него положения центра тяжести элерона (руля) относительно оси
его вращения или люфтов и упругих деформаций в проводке уп¬
равления.Основными мерами' борьбы с изгибно-элеронным (рулевым)
флаттером являются:1.	Весовая балансировка (компенсация) элеро¬
нов (рулей). С помощью грузов центр тяжести элерона (руля)108
переносится на ось вращения элерона, а иногда и впереди нее
(перебалансировка). Критическая скорость флаттера при этом
увеличивается (рис. 7.10). На рис. 7.11 показаны типы конструк¬
тивного выполнения весовой балансировки рулей и элеронов. Ба¬
лансировка распределенным грузом (рис. 7.11, а) не вызывает
местного закручивания элерона и увеличения лобового сопротивле¬
ния (так как спрятана внутри элерона); малое плечо требует уве¬
личения веса балансиров (С балансиров достигает 50% веса эле¬
ронов). Балансировка сосредоточенными грузами (рис. 7.11, б)Рис. 7.11. Типы весовой балансировки элеронов
и рулей:а — распределенным грузом; б — сосредоточенным гру¬
зом; 1 — носок элерона (руля); 2—распределенный груз;3 — линия Ц. Т.; 4 — сосредоточенный грузпозволяет увеличить плечо, а следовательно, уменьшить вес балан¬
сиров. Но такая балансировка требует выноса грузов в поток, что
увеличивает вредное сопротивление. Кроме того, это вызывает ме¬
стное закручивание элерона.2.	Установка демпферов — гасителей колебаний
(рис. 7.12), которые при отклонении элеронов создают дополни-7Рис. 7.12. Демпфер — гаситель колебаний руля:1 — крыло; 2 — руль; 3 — демпфер109
тельные демпфирующие силы за счет гидравлических сопротивле¬
ний, возникающих при перетекании жидкости через малые отвер¬
стия в поршне.§ 6. ВОЗМОЖНЫЕ ПРИЧИНЫ НЕИСПРАВНОСТЕЙ ПЛАНЕРА
В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИВ процессе эксплуатации самолета на планере самолета могут
появиться повреждения. Основными причинами повреждений сле¬
дует считать:•— превышение эксплуатационных нагрузок в полете и при по¬
садке;—	усталостное разрушение элементов конструкции;—	небрежное обслуживание и хранение самолета на земле;—	аварии и боевые повреждения.Превышение предельно допустимой скорости полета (по ско¬
ростному напору) ведет к увеличению местного нагружения обшив¬
ки. На участках большого разрежения (верхняя поверхность кры¬
ла, нижняя поверхность стабилизатора и др.) возможны прорыв
головок заклепок через тонкие листы обшивки или их ослабле¬
ние, «хлопуны» на обшивке, срыв крышек лючков некомпенсиро¬
ванных вырезов.Превышение эксплуатационных перегрузок (определяется по до¬
кладу летчика, записям самописцев) ведет к появлению оста¬
точных деформаций крыла в целом или к появлению местных
остаточных деформаций (косые волны обшивки крыла, оперения,
фюзеляжа и на стенках лонжеронов) из-за местной потери ус¬
тойчивости обшивки и стрингеров.При грубой посадке (определяется по докладу летчика, запи¬
сям самописцев) возможны повреждения силовых нервюр и шпан¬
гоутов, к которым крепятся стойки шасси, двигатели и другие
грузы. Разрушаются заклепочные швы крепления силовых нервюр
и шпангоутов к обшивке. Появляются косые волны на
стенках лонжеронов и нервюр и обшивке крыла и фю¬
зеляжа как следствие потери устойчивости тонких стенок
от сдвига.Во всех случаях превышения эксплуатационных перегрузок и
скоростных напоров самолет требует тщательного осмотра и ниве¬
лировки.Усталостное разрушение элементов конструкции планера(гл. 7, § 2) накапливается постепенно. Вначале появляются тре¬
щины, затем эти трещины растут и, наконец, происходит разру¬
шение конструкции. Поэтому своевременное обнаружение устало¬
стных трещин предотвратит разрушение конструкции и тяжелое
летное происшествие.Разрушению крыла лонжеронной схемы от повторных нагрузок
предшествует появление трещин полок лонжерона (подкосной
балки) в районе крепления их к фюзеляжу и трещины обшивки
крыла в его корневой части.110
На крыльях моноблочной схемы усталостные трещины могут
появляться прежде всего на основном силовом элементе крыла —
обшивке.На фюзеляже усталостные трещины могут появляться чаще,
чем на крыле, что объясняется особенностью знакопеременного на¬
гружения фюзеляжа (при перекладывании рулей). В процессе экс¬
плуатации необходимо внимательно следить за состоянием поверх¬
ности обшивки фюзеляжа, особенно в плоскости среза сопла ТРД
и в плоскости вращения винтов ТВД, в районе узлов крепления
крыла, оперения и шасси. Большую опасность для полета самоле¬
та представляют трещины обшивки гермокабин, работающих под
значительным перепадом давления.В процессе небрежной эксплуатации и обслуживания самолета
на земле легко разрушить обшивку планера ударом стремянки,
установкой подъемников в местах, где нет специальных узлов, и т. д.Легко продавливается тонкая обшивка рулей и элеронов, по¬
этому на них делаются надписи «Не становиться».Глубокие царапины, оставленные гвоздями обуви и инструмен¬
том, являются концентраторами напряжений и способствуют раз¬
витию усталостных трещин.При небрежном обслуживании и хранении самолета на от¬
дельных его узлах и деталях появляется коррозия. Она ведет к
ослаблению сечений силовых элементов и является дополнитель¬
ным концентратором напряжений.Систематичность и высокое качество контрольных осмотров
нланера в процессе эксплуатации самолета в значительной сте¬
пени предопределяют надежность работы и долговечность его кон¬
струкции.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Что называется усталостным разрушением металлов? Какие факторы на
него влияют?2.	Каковы основные источники вибраций на самолете?3.	Каким образом можно увеличить усталостную прочность конструкции?4.	Каковы способы виброизоляции конструкции и оборудования?5.	К какому виду колебаний относится бафтинг оперения?6.	Каковы причины нескоростного и скоростного бафтингов?7.	Меры борьбы с бафтингом оперения.8.	К какому виду колебаний относится флаттер?9.	Что такое изгибно-крутильный, лзгибно-элеронный флаттеры крыла и из-
гибно-рулевой флаттер оперения?10.	Какова природа возбуждающих сил в изгибно-крутильном и изгибно-
меронном флаттерах? Как они зависят от скорости полета?11.	Какова природа демпфирующих сил в изгибно-крутильном и изгибно-
меронном флаттерах? Как они зависят от скорости полета?12.	Как изменится критическая скорость изгибно-крутильного флаттера
Крыла, если под переднюю часть крыла подвесить контейнеры с реактивиыми
снарядами?13.	Для чего применяется весовая балансировка рулей и элеронов?14.	Каково назначение выносных балансиров?
Глава 8СРЕДСТВА АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ САМОЛЕТА§ 1. НЕОБХОДИМОСТЬ СРЕДСТВ АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ САМОЛЕТА
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМЕще недавно (в 30—40-х годах) все средства спасения экипа¬
жа при аварии или при боевых повреждениях самолета сводились
к использованию личного парашюта. Летчик (и другие члены эки¬
пажа) покидал самолет, просто вылезая из кабины. Пролетев не¬
которое время свободно, он раскрывал парашют и благополучно
приземлялся. С увеличением скорости полета такой способ спасе¬
ния экипажа оказался невозмож'ным по двум причинам:1)	на индикаторных скоростях, больших 400 км/ч, давление
потока столь велико, что преодолеть его при покидании самолета
становится очень трудно;2)	набегающий воздушный поток относит покидающего само¬
лет человека (если бы ему удалось отделиться от самолета) так,
что столкновение его с горизонтальным оперением становится
практически неизбежным (рис. 8.1).Рис. 8.1. Зависимость характера траектории летчика от скорости полетасамолетаЗа время второй мировой войны при аварийном покидании са¬
молета на К=400 км/ч 26% летчиков были убиты ударом о ста¬
билизатор, 22%—получили тяжелые повреждения, 26%—легкие
повреждения и только 26%—не получили повреждений.112
Необходимо было разработать средство, обеспечивающее эки¬
пажу возможность покинуть самолет без особого напряжения фи¬
зических сил и исключающее столкновение с частями самолета.
Таким средством явилось катапультируемое сиденье, снабженное
специальным выстреливающим механизмом (пиропатроном или
реактивным двигателем), обеспечивающим безопасное отделение
сиденья с летчиком от самолета.Средства аварийного покидания самолета должны обеспечи¬
вать:—	безопасное покидание самолета па всех режимах его полета;—	приемлемые для организма человека перегрузки при ката¬
пультировании:—	защиту летчика от отрицательного воздействия на него ско¬
ростного напора на всех скоростях и высотах;—	безопасное приземление летчика во всех случаях катапуль¬
тирования.§ 2. ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОЙ ТРАЕКТОРИИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯПри катапультировании кресло движется вверх с большим ус¬
корением. К моменту выхода из самолета кресло достигает боль¬
шой скорости катапультирования Vк, с которой оно начинает сво¬
бодный полет относительно самолета (рис. 8.2).Рис. 8.2. Зависимость характера траектории полета
кресла с летчиком от скорости катапультированияДля обеспечения безопасности летчика необходимо, чтобы тра¬
ектория кресла имела некоторое превышение над хвостовым опе¬
рением.Величина фактического превышения зависит от скорости ката¬
пультирования Ук, скорости полета самолета Ус (рис. 8.3), веса
кресла с летчиком Ок и аэродинамических характеристик кресла.
С увеличением скорости полета самолета увеличивается тормозя¬
щее действие воздушного потока на кресло и траектория его ста¬
новится более пологой. Следовательно, с увеличением скорости по¬
лета самолета необходимо увеличивать скорость катапультирова¬
ния.ИЗ
Определим начальную скорость катапультирования из условия,
что работа пороховых газов пошла на подъем кресла на высоту I
и создание кинетической энергии креслу с летчиком.Яср/ = ■ + Оки	(8.1)где Рср — средняя сила пороховых газов в цилиндре стреляющего
механизма (Рср= (0,75-ч-0,85) ^макс), КГС;I—рабочий ход стреляющего механизма, м;Ок — вес кресла с летчиком, кгс.Из этой формулы следует, чтоV к —V 2^1 (пу — 1),	(8.2)%где пу — средняя перегрузка при катапультировании.Рис. 8.3. Зависимость характера траектории
кресла с летчиком от скорости полета самолетаАнализ последней формулы показывает, что увеличить ско¬
рость катапультирования можно либо путем увеличения перегруз-
ки пу, либо за счет увеличения хода стреляющего механизма I.Возможности увеличения перегрузки пу ограничены способно¬
стью человеческого организма переносить перегрузки (гл. 2, § 5,
рис. 2.9). Так, при катапультировании вверх максимально допу¬
скаемая перегрузка в направлении «голова—таз» (в течение 0,1—0,2 с) равна 18—20, а при катапультировании вниз («таз—голо¬
ва») пу = —6н—8. Для достижения нужной скорости катапульти¬
рования увеличивают рабочий ход стреляющего механизма /,
применяя трех- или четырехтрубные телескопические стреляющие
механизмы (рис. 8.4).На некоторых самолетах применяется катапультирование вниз.
При этом устраняется опасность удара о киль и, следовательно,
нет необходимости в создании значительных ускорений при вы¬
бросе кресла из самолета.114
Однако широкого распространения этот способ не получил по
следующим причинам:—	исключается возможность спасения экипажа на малых вы¬
сотах, при взлете и посадке;-— отрицательная перегрузка «таз —голова» очень плохо пере¬
носится человеком;—	если при катапультировании
вверх кресло выталкивает летчика из
кабины, то при катапультировании 2
вниз кресло через привязные ремни
«тянет» за собой летчика, возрастает
нагрузка на плечи и позвоночник.§ 3. ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ЛЕТЧИКА	1ОТРИЦАТЕЛЬНЫХ ФАКТОРОВ
ПРИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИИПри катапультировании человек
подвергается воздействию следующих
факторов.1.	В момент катапультирования на
сиденье с летчиком действует сила
давления пороховых газов Р пиропа¬
трона, создающая перегрузку
пу = Р/Ок. Эта перегрузка кроме ощу¬
щений, изложенных выше (гл. 2), соз¬
дает значительную нагрузку силой Р
на позвоночник летчика. Нагрузка мо¬
жет быть успешно воспринята позво¬
ночником (как силовым элементом)
лишь при условии расположения его	3вдоль действия силы. Неправильная Рис. 8.4. Многотрубный стре¬
коза летчика (изогнутая спина), от-	ляющий механизм:
сутствие упора для головы и рук мо- 1
гут вызвать повреждение позвоночни¬
ка при катапультировании.2.	При выходе за пределы кабины лицо и тело летчика попа¬
дают под воздействие воздушного потока. На скоростях по¬
лета до 700—750 км/ч непосредственное воздействие воздушного
потока переносится без вредных последствий. При больших скоро¬
стях возможны надрывы кожи в области глаз, рта, шеи. Это при¬
водит к необходимости предусматривать защиту лица летчика при
катапультировании. Местное действие воздушного потока на неза¬
щищенные конечности приводит к разбрасыванию их относительно
туловища, что может вызвать травму.Установлено, что давление потока 0,6 кгс/см2 вызывает конту¬
зии (ушибы), а давление свыше 1 кгс/см2 обычно приводит к ги¬
бели (катапультирование у земли на околозвуковой скорости115
332 м/с вызывает давление потоком 0,72 кгс/см2, что близко к пре¬
дельно допустимому).При катапультировании на сверхзвуковой скорости обтекание
кресла с летчиком сопровождается возникновением скачка уп¬
лотнения, в котором резко повышается давление и температу¬
ра. Скачок уплотнения еще больше обостряет воздействие на лет¬
чика вышеперечисленных факторов.3.	Действие перегрузки «голова—таз» («таз—голова» при
катапультировании вниз) прекращается сразу же после выхода
сиденья с летчиком из кабины (через 0,1—0,15 с). Однако тот¬
час же на них начинает действовать перегрузка, обусловленная
торможением кресла с летчиком встречным потоком.При этом перегрузка в направлении «спина—грудь»п с С.АПх~ ОкО к(8.3)где (3 =' ссила лобового сопротивления кресла с летчи¬ком, кгс;б’к—площадь поперечного сечения кресла с летчи¬
ком, м2;Ок—вес кресла с летчиком, кгс.Так, при скоростях полета, больших 1000 км/ч, создаются зна¬
чительные перегрузки пх> 25, способные
привести к тяжелым травмам летчика
(гл. 2, § 5). Уменьшить величину перегруз¬
ки можно путем увеличения веса кресла,
но это ведет к увеличению инерционности
кресла, времени торможения кресла, вре¬
мени действия перегрузки.4.	Кресло, выброшенное из кабины, не
сохраняет устойчивого положения и стре¬
мится повернуться вперед- под действием
моментов от сил Р и С) (рис. 8.5). Враще¬
ние кресла нежелательно по двум при¬
чинам:1)	частота вращения (более 2 об/с) вы¬
зывает дополнительные перегрузки и отри¬
цательные ощущения у летчика;2)	при повороте головой вперед перегруз¬
ка пх вместо направления «спина—грудь»начинает действовать в направлении «таз — голова», что перено¬
сится человеком особенно тяжело (гл. 2, § 5).§ 4. ПРИНЦИП УСТРОЙСТВА КАТАПУЛЬТНЫХ УСТАНОВОК
И СРЕДСТВ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ЛЕТЧИКАКатапультируемые сиденья (рис. 8.6) включают следующие ос¬
новные агрегаты:—	собственно кресло (чаша, спинка, заголовник);щие вращение кресла116
—	стреляющий механизм (за спинкой);—	средства защиты лица от скоростного напора и ограничи¬
тели (фиксаторы) разброса рук и ног;—	агрегаты стабилизации кресла;—	привязную систему с быстродействующими замками и с си¬
стемой принудительного под-
тяга;—	систему управления аг¬
регатами кресла.Кресла различают по ти¬
пу самолетов, для которых
они предназначены: кресла
истребителя (истребителя-
бомбардировщика), кресла
бомбардировщика (в свою
очередь, различают кресла
летчика, штурмана и т. д.).Кресла бомбардировщика, в
которых экипаж проводит
много часов, обязательно
должны иметь положение
для отдыха, а следователь¬
но, и устройство для изме¬
нения установочного угла
кресла и положения его от¬
носительно кабины. Для
уменьшения перегрузки пх,
а также для уменьшения
влияния веса летчика на
величину перегрузки пу стре¬
мятся увеличивать вес крес¬
ла за счет размещения на
нем различных самолетных
агрегатов. Правда, это, в
с!вою очередь, требует увели¬
чения мощности стреляюще¬
го механизма.	ловник; 3 — стабилизирующий щиток; 4 — броне-
ипшптт'’» мауоп.лм спинка; 5 — привязная система; 6 — чаша сиденья;ЪмрсЛиШЩИИ механизм, 7 — ограничители разброса ног; 8 — ручка вы-работающий ОТ пиропатрона,	стрела; 9 — ограничители разброса руквыполняется, как правило,телескопическим (рис. 8.4). Наружная труба (цилиндр) своим
нижним концом укреплена на шпангоуте фюзеляжа. В наружной
трубе передвигается внутренняя труба (поршень), несущая кресло
с летчиком. При выстреле (срабатывании пиропатрона) порохо¬
вые газы выталкивают поршень вместе с креслом.Защита лица от действия скоростного напора может осущест¬
вляться специальной шторкой (рис. 8.7,а), которую летчик натя¬
гивает на лицо в момент катапультирования (одновременно вклю¬
чая при этом запал пиропатрона). Защитная шторка позволяет117
катапультироваться до 1^=900-^1000 км/ч. При катапультировании
на больших высотах, где летчик одет в высотно-компенсирующий
костюм (или скафандр) с герметическим шлемом, шторкой поль¬
зоваться неудобно и ее не применяют.Рис. 8.7. Защита лица от действия скоростного напора:
а — специальной шторкой; б — скачком уплотнения; 1 — шторка; 2 — дефлектор;
3—скачок уплотнения; 4— ограничители разброса рукНа сверхзвуковых скоростях полета для уменьшения воздейст¬
вия на тело скоростного напора на некоторых креслах применяют
дефлекторы, выдвигаемые впереди кресла (рис. 8.7,6). При этом
кресло с летчиком оказывается за скачком уплотнения, где давле¬
ние воздушного потока меньше.На некоторых скоростных самолетах для защиты летчика от
воздействия скоростного напора используется фонарь кабины
(рис. 8.8), который при катапультировании надевается на специ¬
альные захваты сиденья.Весьма перспективной является уже применяемая сейчас ката¬
пультируемая капсула (рис. 8.9), которая позволяет значительно
расширить диапазон скоростей и высот безопасного катапультиро¬
вания экипажа. Створки капсулы сдвигаются перед катапультиро¬
ванием и защищают летчика от удара воздушного потока. Кроме
того, наличие капсулы позволяет освободить летчика от необходи¬
мости полета в высотном костюме или скафандре, которые стес¬
няют движения летчика при управлении самолетом. Капсула118
Рис. 8.8. Защита летчика от воздей¬
ствия скоростного напора фонарем
кабины6Рис. 8.9. Катапультируемая капсула?Я —перед катапультированием; б —при катапультированииИ 9I	4
уменьшает перегрузку торможения из-за своего значительного ве¬
са (до 300 кгс) и обеспечивает плавучесть при попадании на воду.Существуют конструкции катапультных установок в виде о т-
деляемой носовой (хвостовой) части фюзеляжа
вместе с кабиной экипажа, которая затем приземляется с помо¬
щью парашютов.Для обеспечения правильной позы при катапультировании и ис¬
ключения травмы позвоночника на креслах устанавливаются систе¬
мы подтяга человека к спинке сиденья. Система подтяга связана
с привязными ремнями, соединенными в области живота быстро¬
действующим замком. Замок открывается после катапультирова¬
ния, позволяя летчику отделиться от кресла.Рис. 8.10. Кресло со стабилизирующим парашютомДля предотвращения вращения кресла после катапультирова¬
ния применяются средства стабилизации кресла. В качестве
средств стабилизации применяют стабилизирующие щитки
(рис. 8.6), парашюты и штанги с небольшими парашютами на
концах (рис. 8.10).Стабилизирующие щитки устанавливаются как можно
выше над центром тяжести кресла, чтобы получить больший мо¬
мент при малой площади щитка. Большие кабины позволяют при¬
менять жесткие щитки. Малые размеры кабин самолетов-истреби¬
телей заставляют применять складывающиеся щитки, которые от¬
крываются после выхода кресла из кабины.Стабилизирующие парашюты укладываются в чехол
и помещаются в специальную камеру за заголовником кресла.
Ввод парашюта в поток осуществляется пулей с разрывной тесь¬
мой с помощью небольшой специальной пушки. Сам парашют кре¬
пится к креслу фалом длиной 3—4 м. Однако опыт показывает,
что время ввода в действие парашюта, равное 0,1 с, недостаточ¬
но для стабилизации кресла. Кресло успевает приобрести значи¬120
тельную угловую скорость. Поэтому на современных установках
применяется комбинация щ и т к и-п арашют.Система управления агрегатами кресла автоматическая, что
позволяет, во-первых, значительно уменьшить время, потребное
для катапультирования, н, во-вторых, обеспечить надежное спасе¬
ние летчика в случае его растерянности, потери сознания или
получения травмы.Процесс автоматического управления катапультированием раз¬
деляется на два этапа.На первом этапе— после принятия решения о покидании само¬
лета летчик должен прижаться спиной к креслу, снять ноги с пе¬
далей и поставить их на подножки кресла. После этого летчик
включает привод катапультирования либо натяжением шторки на
лицо, либо нажатием рычага на подлокотниках кресла (рис. 8.6).
Дальнейшее срабатывание агрегатов осуществляется автоматиче¬
ски в определенной последовательности:1)	включается механизм подтяга и ограничителей (фиксато¬
ров) разброса рук и ног;2)	включается механизм сброса фонаря и механизм выдерги¬
вания предохранительной чеки;3)	включается пиропатрон стреляющего механизма;4)	при выходе в поток вводятся стабилизирующие щитки и вы¬
стреливается стабилизирующий парашют;5)	включаются автоматы времени, датчики скорости и высоты,
которые будут выдавать команды на втором этапе катапультиро¬
вания.На втором этапе — после отделения кресла от самолета:1)	расстегивается замок привязной системы;2)	срабатывает система принудительного выталкивания летчи¬
ка из кресла (надувными резиновыми камерами), если он поте¬
рял сознание;3)	вводится в действие система раскрытия парашюта летчика
(на определенной скорости и высоте).Вся система управления выполняется либо механической
(мягкие тросы или более сложная система жестких тяг и поворот¬
ных рычагов), либо пиротехнической, либо комбинирован¬
ной (механической с пиротехнической). Электрическая систе¬
ма управления встречается крайне редко из-за недостаточной на¬
дежности контактной системы и необходимости иметь на кресле
источник питания.§ 5. ПОКИДАНИЕ САМОЛЕТА НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ,ПРИ ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕОсновными условия-ми успешного катапультирования на малых
и нулевых (разбег, пробег самолета) высотах являются:1)	подъем кресла с летчиком на достаточно большую высоту;2)	применение парашютной системы с малым временем ввода
в действие;121
3)	полная автоматизация всех процессов катапультирования.
Катапультирование кресел на малых высотах, при взлете и посадке
потребовало увеличения начальной скорости катапультирования с
тем, чтобы поднять кресло на достаточную высоту, обеспечиваю¬
щую безопасный спуск на парашюте. С этой целью в настоящее
время широко стали применять реактивные ускорители, установ¬
ленные во внутренней трубе (рис. 8.11) или непосредственно на
кресле.Комбинация стреляющего механизма с ракетным ускорителем
позволяет подбросить кресло с летчиком на высоту более 50 м.
Специальная пушка через 0,5 с после катапультирования выбра¬
сывает стабилизирующий парашют (рис. 8.12), который опроки¬
дывает кресло и вытягивает тормозной парашют, еще через
1,5—2 с временной автомат открывает замки привязной системы,
кресло отделяется от летчика и вытягивается основной парашют.122
Для активизации наполнения купола парашюта и уменьшения вре¬
мени его наполнения применяют:а) центральную стропу, которая убыстряет вытягивание купола;о	I	г	3	4	5	6 г,аРис. 8.12. Катапультирование на малых высотах:1	— ввод в действие стабилизирующего парашюта, работа ракетного ускорителя;2	— ввод тормозного парашюта; 3 — ввод в действие основного парашюта; 4 — отде¬ление от кресла и приземлениеб)	карманы, расположенные на нижней кромке купола, кото¬
рые, быстро наполняясь воздухом, способствуют быстрому раста¬
скиванию кромки купола и образованию входного отверстия;в)	специальные пиропатроны, принудительно раскрывающие
купол парашюта.§ 6. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО МАНЕВРА КРЕСЕЛ
И КАПСУЛ В ВОЗДУХЕПри покидании самолета над территорией противника или
труднодоступной местностью (над морем, в горах) возникает за¬
дача обеспечения горизонтального маневра кресла и капсулы для
вывода кресла с летчиком из опасной зоны.Для этого катапультируемые кресла (капсулы) должны иметь
устройства для создания подъемной силы и силовую установку для
горизонтального маневра. Возможным примером такого устройства
является система, в которой подъемная сила создается гибким
крылом, закрепленным расчалками на кресле. После катапуль¬
тирования на высоте 240—300 м крыло раскрывается и запуска¬
ется небольшой турбореактивный двигатель, установлен¬
ный на спинке кресла. Управление летчик осуществляет изменени¬
ем положения центра тяжести (перемещением кресла) и поворо¬
том крыла с помощью тросов.123
В другой системе подъемная сила создается несущим вин¬
том (диа-метр 4,8 м) с телескопическими лопастями (корневые
части лопасти входят в консольные). Винт складывается по бокам
сиденья. После катапультирования лопасти раскрываются и рас¬
кручиваются до режимных оборотов. Летчик полулежит в кресле
и осуществляет управление с помощью системы тросо-в, изменяю¬
щих наклон плоскости вращения винта.Перед посадкой винт (крыло в первой системе) сбрасывается
(отстреливается) и летчик, отделившись от сиденья, приземляется
на парашюте. Эти системы позволяют удаляться от места ката¬
пультирования на расстояние в несколько десято® километров.Могут найти применение также системы «аэростат-пара¬
шют». После катапультирования и при последующем спуске на
парашюте из ранца парашюта, закрепленного на куполе, вытяги¬
вается баллон из специальной ткани, который заполняется нагре¬
тым воздухом и удерживает летчика в воздухе. •§ 7. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ НАДЕЖНОСТИ
КАТАПУЛЬТНЫХ УСТАНОВОКОтказ отдельных агрегатов катапультных установок может при¬
вести к гибели летчика. Для надежного срабатывания установки
широко используется дублирование агрегатов системы управления.
Устанавливаются не один, а два пиропатрона, причем сами пиро¬
патроны делаются двухкапсюльными. На случай отказа автомати¬
ческого управления катапультированием на креслах предусмат¬
ривается вспомогательное ручное управление, с помощью которого
летчик может в определенной последовательности включать систе¬
мы при катапультировании.Основным условием надежного срабатывания катапультных
установок является их грамотная эксплуатация. Катапультные ус¬
тановки необходимо содержать в чистоте, своевременно (согласно
регламенту) производить проверку работы системы , аварийного
сброса фонаря и системы выстрела.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какова необходимость средств аварийного покидания самолета?2.	Каким образом обеспечивается безопасная траектория при катапультиро¬
вании?3.	Какие отрицательные факторы воздействуют на летчика при катапуль¬
тировании и каковы меры защиты летчика от них?4.	Какова необходимость телескопических стреляющих механизмов?5.	На каких скоростях и высотах обеспечивается безопасное катапультиро¬
вание в кресле, капсуле и отделяемой кабине?6.	За счет каких мероприятий обеспечивается спасение экипажа на малых
'высотах?!. 7. Какова необходимость применения стабилизирующих щитков и парашю-
.■црв на креслах?„V 1'8. Каковы мероприятия повышения надежности катапультных установок?
Глава 9ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ШАССИ САМОЛЕТА§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ШАССИ
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУШасси предназначено для осуществления взлета и посадки са¬
молета, поддержания его на стоянке и передвижения по земле.Кроме общих для всего самолета требований, к шасси предъяв¬
ляются следующие специфические требования:—	достаточные устойчивость и управляемость (маневрирова¬
ние) самолета при движении по земле;—	обеспечение амортизации ударов в момент посадки и при
движении;—	эффективное торможение на пробеге при посадке для по¬
глощения и рассеивания большей части кинетической энергии
движущегося самолета;—	обеспечение проходимости самолета при заданном характе¬
ре покрытия взлетно-посадочной полосы;—	возможность уборки в полете.Ш асси включает в себя: элементы, непосредственно соприка¬
сающиеся с грунтом, —- колеса, лыжи; элементы, передающие на¬
грузки от колес (лыж) к планеру самолета, — стойки; тормозные
устройства; амортизационное устройство; механизм уборки и вы¬
пуска шасси.§ 2. СХЕМЫ РАСПОЛОЖЕНИЯ ШАССИСхема расположения шасси определяется количеством опор и
расположением их относительно центра тяжести самолета. Каж¬
дая опора может иметь несколько колес и даже несколько стоек.
Определяющим при выборе той или иной схемы шасси является
устойчивость движения самолета по земле. Компоновка шасси ока¬
зывает также влияние на удобство уборки шасси и на его вес.По типу и характеру расположения опор различают:—	трехопорное шасси с хвостовой опорой (рис. 9.1), где основ¬
ная нагрузка приходится на две главные опоры, расположенные
впереди центра тяжести самолета;—	трехопорное шасси с передней (носовой) опорой (рис. 9.2),
где основная нагрузка также приходится на две главные опоры,
расположенные позади центра тяжести самолета;125
—	двухопорное, или велосипедное, шасси (рис. 9.3), где всю
нагрузку воспринимают опоры, расположенные иод фюзеляжем,
впереди и позади центра тяжести самолета.Рис. 9.1. Трехопорное шасси с хвостовой опорой:/ — хвостовая опора; 2 — главные опорыРис. 9.2. Трехопорное шасси с передней опорой:/ — передняя опора; 2 — главные опорыТрехопориое шасси с хвостовой опорой применялось в основном
на винтомоторных малоскоростных самолетах. Ограниченное при¬
менение данной схемы вызвано следующими существенными не¬
достатками:126
Рис. 9.3. Велосипедное шасси:/и 8 — главные опоры; 2 — подкрыльевые опоры—	при энергичном торможении возможно капотирование само¬
лета;—	при случайном развороте самолета (рис. 9.4) боковые силы
трения Г, и Г2 создают разворачивающий (дестабилизирующий)
момент МДестаб= (Т[ + Т2)1и т. е. устойчивость самолета в путевом
направлении недостаточна. Для
создания восстанавливающего
момента Мь — Т312 колесо хвосто¬
вой опоры необходимо застопори¬
вать, но это вызывает увеличение
нагрузок на хвостовую опору;—	невозможность применения
для самолетов с реактивными
двигателями из-за наличия боль¬
шого стояночного угла и разру¬
шения струей газа взлетно-поса¬
дочной полосы;-	- при скоростной посадке
(«•0,ф) при ударе в основные
стойки может произойти взмыва¬
ние самолета.Трехопорное шасси с передней
опорой получило наибольшее
распространение на современных
1’пмолетах. Преимущества схемы:
отсутствует опасность капотиро-
Пиния через переднюю стойкуКолесоРис. 0.4. Образование дестабилизн*
рующего момента при случайном раз¬
вороте самолета с хвостовой опорой127
при энергичном торможении, самолет устойчив и в путевом направ¬
лении (рис. 9.5). При случайном развороте боковые силы трения Г]
и Т2 стремятся вернуть самолет в первоначальное положение. Сто-
порение передней опоры могло бы привести при этом к появлению
на ней боковых сил трения и созданию разворачивающего (деста¬
билизирующего) момента. Поэтому переднюю опору делают сво¬
бодно ориентирующейся.К недостаткам схемы относят¬
ся: большой вес шасси и возмож¬
ность зарывания переднего коле¬
са при движении по мягкому
грунту.Велосипедное шасси может
применяться для самолетов с
тонким стреловидным крылом,
где убрать главные опоры в кры¬
ло, не нарушив его аэродинами¬
ку, практически трудно.Для обеспечения достаточной
поперечной устойчивости при
движении самолета по земле с
малыми скоростями и. на стоян¬
ке устанавливаются специальные
подкрыльевые	опоры(рис. 9.3).Распределение нагрузки между
основными опорами иногда де¬
лают почти равным. Вес велоси-п 0,	.	педного шасси	получается мень-Рис. 9.5. Обеспечение путевой устои-	•’чнвости на самолете с передней опо-	шим, чем вес	шасси С носовойрой	опорой.	'§ 3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ШАССИСхемы шасси характеризуются геометрическими параметрами.
От величины этих параметров зависит устойчивость и управляе¬
мость самолета при движении по земле, а также распределение
нагрузок между опорами.Основными параметрами трехопорной схемы шасси с носовым
колесом (рис. 9.6) являются:—	база шасси —в, которая делается обычно равной 0,3—0,35
длины фюзеляжа; при малой базе происходит продольное раска¬
чивание самолета; большая база утяжеляет конструкцию, так как
удлиняется носовая часть фюзеляжа и смещаются назад главные
стойки шасси;—	вынос основных стоек шасси — е, который для большинства
самолетов делают равным 0,1—0,2 величины базы шасси; при этом
на переднюю стойку приходится 10—20% веса самолета, что поз¬128
воляет достаточно легко оторвать переднюю стойку от земли при
взлете самолета;—	угол выноса — ср основных стоек, который должен быть боль¬
ше посадочного угла самолета сриос; это необходимо для того, что¬
бы при посадке самолета его центр тяжести не оказался сзади
точки касания земли основными колесами; таким образом обеспе¬
чивается возможность самолету вернуться в стояночное положение
из посадочного, если самолет хвостовой частью касается земли;Рис. 9.6. Основные параметры шасси:
в — база шасси; е — вынос основных стоек; В — ширина колеи; Фпос~“ угол выносаосновных стоек—	ширина колеи —В, которая для обеспечения поперечной
устойчивости самолета при движении его по земле равна 0,15—0,25 размаха крыла.	^КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Как обеспечивается поперечная устойчивость самолета при движении его
пи чгмлс на трехопорном и двухопорном шасси?‘2. При каких условиях обеспечивается путевая устойчивость самолета при
диижеиин самолета по земле на трехопорном шасси с передней и хвостовойПНСф.'ШИ?.4. Почему на современных самолетах не применяется трехопорное шасси с
XII* м' гопоп опорой?4.	Какие преимущества и недостатки дает увеличение базы шасси?г яг;129
Глава 10АВИАЦИОННЫЕ КОЛЕСА
§ 1. УСТРОЙСТВО КОЛЕСААвиационное колесо (рис. 10.1) состоит из барабана 2, пневма¬
тика 4 и тормоза 6. Тормоза в - колесе может и не быть. Не¬
тормозные колеса используются на передних и подкрыльевых
стойках.Барабан колеса отливается из алюминиевого, магниевого или
титанового сплава. В барабан впрессовываются внешние обоймы
конусных роликовых подшипников 3, на которых колесо устанав¬
ливается на оси стойки 5 и через которые нагрузки передаются
на ось. Барабан имеет неподвижную 7 и съемную 1 реборды,
последняя обеспечивает удобство монтажа пневматика на ба¬
рабан.Пневматик колеса состоит из покрышки 8 и камеры 11. Воз¬
можно применение и бескамерных колес. Покрышка имеет си¬
ловой каркас — корд 10, выполненный из 6—10 слоев нитей кап¬
рона (ацетатного волокна). Нити корда крепятся к бортовым ме¬
таллическим (проволочным) кольцам 13 и воспринимают большую
часть нагрузки от внутреннего давления и инерционных сил. Цо-
верх каркаса располагается слой резины — протектор 9, защи¬
щающий нити корда от воздействия внешней среды, истирания и
механических повреждений. Для улучшения сцепления протектора
с поверхностью ВПП на нем делают специальный рисунок. Износ
покрышки разрешается до полного истирания протектора. При
этом прочность покрышки на разрыв практически не меняется.
Дальнейшая эксплуатация такого колеса может вызвать механи¬
ческое разрушение слоев каркаса.Для контроля допустимой величины износа на большинстве
покрышек выполнены контрольные углубления. Если одно конт¬
рольное углубление в результате износа покрышки исчезнет, эксп¬
луатация покрышки запрещается.Камера И выполнена из специальной морозостойкой резины.
Она имеет зарядный вентиль 12 с золотником. При проворачива¬
нии покрышки относительно барабана колеса, вызываемого тор¬
мозным моментом, возможен срез вентиля. Проворачиванию по¬
крышки препятствуют силы трения между основанием стенок по¬
крышки и ребордами барабана. Величина этих сил зависит от дав-130
Рис. 10.1. Авиационное колесо?I -съемная реборда; 2— барабан; 3— подшипник; 4 — пневматик; 5 — ось стойки;I тормоз; 7 — неподвижная реборда; 8 — покрышка; 9 — протектор; 10 — корд;// — камера; 12— вентиль с золотником; 13 — бортовые металлические кольца§ 2. РАБОТА ПНЕВМАТИКАПри нагружении колеса радиальной нагрузкой С?к пневматик
пПж и мается. При этом давление в пневматике изменяется незна-
'ипглыю, так как внутренний объем пневматика вследствие де-
|||• 111млIц11н покрышки почти не меняется. Работа силы (2К затрачи-
нш'И'н на обжатие пневматика. График зависимости нагрузки фк,
ЫЬтиующей на колесо, от величины обжатия 8 называется диаг¬Ь*	131лепия воздуха в колесе. При малом давлении зарядки проворачи¬
вание может появиться при меньшем значении тормозного мо¬
мента. Для контроля отсутствия сдвига покрышки относительно
барабана на покрышке и реборде колеса наносят контрольные
метки.
раммой работы колеса (рис. 10.2). Этот график дается в паспорте
колеса.При действии стояночной нагрузки <Зк.ст обжатие пневматика
равно стояночному 8СТ. С увеличением стояночной нагрузки <2К
увеличивается и величина обжатия, а это, в свою очередь, приво¬
дит к большему - изгибу боковин пневматика при его качении. В
результате «ходимость» колеса (длина пробега до разрушения)
уменьшается. Поэтому для каждого пневматика указывается пре¬
дельное значение обжатия 80т. макс и нагрузка (Эк. ст. макс, которые
могут быть допущены при стоянке самолета. С понижением дав¬
ления в пневматике (кривая рг) его обжатие <5ст при той же нагруз¬
ке (Эст увеличивается (8ст2>§ст1), что может послужить причиной
разрушения пневматика в процессе эксплуатации.При больших обжатиях (8Макс), которые могут произойти при
посадке самолета или переезде через неровности, стенка покрышки
ложится на реборду и появляется опасность разрушения стенки
покрышки ребордой колеса. Чтобы этого не произошло, при нор¬
мальной эксплуатации самолета обжатие пневматика не должно
превышать максимально допустимой величины Змакс.д- Это возмож¬
но тогда, когда соответствующая этому обжатию нагрузка (Эк. макс. д
выбрана большей, чем эксплуатационная нагрузка на стойку
шасси.§ 3. ТОРМОЗА КОЛЕССовременные самолеты при посадке обладают большим запасом
кинетической энергии. Тормоза колес предназначены для рассеива¬
ния большей части этой энергии и перевода ее в тепло, что поз¬
воляет значительно сократить длину пробега самолета после при¬
земления. Кроме того, тормоза колес улучшают маневренность са¬
молета при движении по земле и позволяют проверять перед
взлетом работу двигателей, удерживая самолет от перемещения.132
Тормозной момент создается по желанию летчика путем прижатия
к колесу тормозных колодок (дисков).Если к колесу (рис. 10.3), вращающемуся с некоторой угловой
скоростью м, приложить момент Мт, то при отсутствии касания о
грунт число оборотов колеса будет резко уменьшаться. При движе¬
нии колеса по земле за счет сил Р сцепления колес с грунтом обо¬
роты колеса (при малом изменении скорости его качения) меня¬
ются мало и общего проскальзывания колеса относительно грунта1К"Г.Момент силы/7 относительно оси колеса уравновешивает прила-
гисмый к колесу тормозной момент Мр = Р(Я—8) =МТ. Сила Р и
тормозит движение самолета. При этом в соответствии со сниже¬
нием скорости движения самолета уменьшается угловая скорость
крашения колеса. Чем больше МТОр, тем больше сила Р и сильнее
трможение самолета.Однако сила сопротивления движению Р не может возрастать
Лил се чем до величины*'А1’ 1\'1>."ок—максимальный коэффициент. трения покоя;(X — нормальная нагрузка на колесо.Поэтому попытка получить силу сопротивления больше Рмако
иум'м приложения дополнительного тормозного момента приводит
н тому, что Мт становится больше уИр = р.тр(2к(/?—8) и обороты
колеса уменьшаются (при У~сопз1). В результате окружная ско¬
рость беговой дорожки становится меньше скорости движения са¬
молета и начинается проскальзывание всего контакта колеса от¬
носи гельно грунта (юз). Проскальзывание приводит к уменьше¬
нию сопротивления движения и большому износу покрышки.Рис. 10.3. Принцип торможения колеса(10.1)133
Для обеспечения эффективного торможения и исключения про¬
скальзывания всего контакта колеса необходимо, чтобы момент
торможения Мт был немного меньше М^макс- Летчику самому
трудно выдержать это условие, так как величина Мрмакс при дви¬
жении все время меняется из-за колебания силы (2К и коэффици¬
ента трения. Поэтому в тормозной системе устанавливают автома¬
ты торможения, которые обеспечивают оптимальный режим тор¬
можения, на пределе юза, но не допуская его.В результате трения вращающихся и неподвижных частей в
тормозе выделяется большое количество тепла, которое не успе¬
вает рассеиваться в окружающую атмосферу. Поэтому тормоз и
все колесо могут нагреваться до высоких температур. В резуль¬
тате этого возможно падение коэффициента трения фрикционных *
материалов (падение тормозного момента), растрескивание дета¬
лей тормозов,, разрушение пневматиков и элементов тормозной
системы, находящихся на колесе. Максимальная работа торможе¬
ния, поглощенная колесом, при которой нагрев тормозов и осталь¬
ных элементов колеса будет в допустимых пределах, называется
энергоемкостью тормоза. Эта величина указывается в
паспорте колеса.К тормозам колес предъявляются следующие специфические
требования:—	создание максимального тормозного момента, обеспечиваю¬
щего полное затормаживание колес на месте;—	плавность действия, т. е. постепенное нарастание силы тре¬
ния;—	возможность быстрого растормаживания и затормаживания
колес;■— обеспечение необходимой энергоемкости.На самолетных колесах могут применяться колодочные, камен¬
ные и дисковые тормоза.Колодочный тормоз (рис. 10.4) имеет две колодки 2, выполнен¬
ные из алюминиевого сплава и закрепляемые шарнирно одним
концом на тормозном барабане 3. Внешняя поверхность колодок,
соприкасающаяся с тормозной рубашкой колеса, покрыта ф р и к-
ционной пластмассой.Тормозной момент создается путем прижатия тормозных коло¬
док к тормозной рубашке колеса с помощью одного или двух воз¬
душных (гидравлических) цилиндров 1. Растормаживание осуще¬
ствляется возвратными пружинами 4.Камерный тормоз (рис. 10.5) состоит из ряда колодок 2, об¬
лицованных фрикционными пластинами, установленными по всей
окружности тормозного барабана 5. Фрикционные пластины обла¬
дают высоким коэффициентом трения, хорошей термостойкостью и
прочностью.Колодки могут перемещаться лишь в радиальном направлении
относительно тормозного барабана, который крепится неподвижно134
Рис. 10.4. Колодочный тормоз:1 *— силовой цилиндр; 2 — колодка; 3— тормозной барабан;
4 — возвратные пружины; 5 — фрикционная пластинаРис. 10.5. Камерный тормоз:1 «*> тормозная рубашка; 2 — колодки; 3 — возвратная
пружина; 4 — камера; 5 — тормозной барабан135
на оси колеса. Между колодками и корпусом тормозного барабана
установлена резиновая камера 4. При подаче в нее под давлением
воздуха или жидкости камера расширяется и прижимает колодки
к стальной или чугунной тормозной рубашке 1, жестко сидящей
на барабане колеса. При сбросе давления из камеры ко¬
лодки отжимаются от тормозной рубашки возвратными пружи¬
нами 3.Рис. 10.6. Схема дискового тормоза:I “ барабан колеса; 2 — вращающиеся диски; 3 — невращающиеся
диски; 4 — тормозной барабанДисковые тормоза (рис. 10.6 и 10.7) действуют по принципу
фрикционной пластинчатой муфты сцепления. Они" состоят из на¬
бора дисков, скрепленных через один с тормозным барабаном 4 и
барабаном колеса 1. Торможение при этом создается за счет сил
трения между вращающимися 2 и невращающимися 3 дисками,
имеющими возможность смещаться в осевом направлении. Прижа¬
тие их друг к другу осуществляется с помощью поршней 6. При
сбросе давления за счет пружин 5 колеса растормаживаются. Ве¬
личина тормозного момента зависит от силы сжатия дисков. Вра¬
щающиеся диски делают биметаллическими (сталь — чугун), а не¬
вращающиеся— из листовой стали или дюралюминия. Поверхность
невращающихся дисков для увеличения коэффициента трения по¬
крывается металлокерамикой.Для уменьшения коробления дисков при нагреве вращающиеся
диски выполняются из отдельных секторов, шарнирно соединенных
друг с другом.Дисковые тормоза по сравнению с колодочными и камерными
создают значительно больший тормозной момент и обладают луч¬
шей энергоемкостью. Поэтому на современных самолетах они на¬
ходят все более широкое применение.136
2Рис. 10.7. Конструкция дискового тормоза:1	— барабан колеса; 2—вращающиеся диски; 3 — невращаю-
щиеся диски; 4— тормозной барабан; 5 — растормаживающие
пружины; 6 * поршни силовых цилиндров137
§ 4. ПРОХОДИМОСТЬ КОЛЕСА И МЕРОПРИЯТИЯ
ПО ЕЕ ПОВЫШЕНИЮОдним из основных требований, предъявляемых к шасси сов¬
ременных самолетов, является обеспечение их проходимости по
грунтовому аэродрому.Под проходимостью самолета понимается способность самолета
стронуться с места, рулить и набирать скорость отрыва в преде¬
лах нормированной длины взлет¬
но-посадочной полосы на естест¬
венном увлажненном грунте. При
этом покрытие аэродрома не
должно быть разрушено, чтобы
обеспечивались повторные взлеты »
самолетов. Проходимость самоле¬
та определяется характеристика¬
ми проходимости колес и его тя-
говооруженностыо.Проходимость колес зависит от
глубины колеи, возникающей при
движении самолета, и силы со¬
противления движению колес.
Рассмотрим условия деформации
грунта при движении по нему
колеса.Пневматик, установленный на
абсолютно твердый грунт
(рис. 10.8), под действием на¬
грузки ()к обжимается, и ось ко¬
леса опускается на некоторую ве¬
личину 8. Удельное давление
(кгс/см2) на контакт при этом'а = -0-к-Ч к с *°контгде 5К0нт — площадь контакта.При увеличении величины
происходит дополнительная де
формация колеса и увеличивает¬
ся 5К0Н*. Удельное давление при
этом остается примерно постоян¬
ным. Давление воздуха р3ар п
колесе, как указывалось выше,
изменяется незначительно.
Экспериментально установлено, что давление со стороны обжа
того пневматика на грунт равно </к~ 1,2/?3ар-Если прочность грунта сг больше удельного давления колеса
на грунт ог>1,2р3ар, то деформация грунта практически отсутст¬
вует (рис. 10.9, а) и можно считать, что обжимается только пнеп
матик. Коэффициент сопротивления при этом /~0,05-^0,1.138Рис. 10.8. Увеличение площади кон¬
такта пневматика за счет обжатия
колеса
При увеличении давления зарядки или уменьшения прочности
грунта, когда а( < 1,2/л.лр, происходит одновременная деформация
грунта и колеса (рис. 10.9, б). В случае когда />*,,,>> ог, деформа¬
ция пневматика получается настолько незначительной, что ею мож¬
но пренебречь ( рис. 10.9,»).У	V	у<3г >12Рзар*0. /аРис. 10.9. Влияние давления зарядки пневматика на степень
деформации грунта (к -глубина колеи):
а — деформация грунта отсутствует; в — одновременная деформация ко¬
леса и грунта; в — деформация только грунтаI иким образом, с увеличением давления зарядки колес иумень-•	■мнем прочности грунта глубина колеи увеличивается.Величина прочности грунта определяется специальным при-|р()М.Средние значения а (кгс/см2) для различных грунтовСухой суглинок		 			 . 10—12Сухой супесчаный грунт 		 8Сухой дерн			6	-7Влажный дерн 	 5Мокрый грунт 			3—4IIрн образовании колеи значительно возрастает сопротивление
м пи .-кепи ю колеса (рис. 10.10),Рис. 10.10. Сопротивление движению колеса при обра¬
зовании колеи< пли сопротивлении движению пропорциональны глубине ко-N1 II /|
Действительно, равнодействующую распределенных сил реак¬
ции грунта (равную нагрузке на колесо) можно разложить на
две составляющие: силу сопротивления Р и вертикальную силу Р
при /гI>/г2, как видно из рисунка, Р\>Р%-Для обеспечения возможности дальнейшего использования
аэродрома допускается максимальная глубина колеи, равная0,065/3. Коэффициент сопротивления в этом случае /«0,25.
Неровности грунтовой ВПП значительно увеличивают силы сопро¬
тивления движению. С уменьшением диаметра колеса при одной и
той же высоте неровности (глубине колеи) силы сопротивления
движению также возрастают (рис. 10.11).Стремление уменьшить размеры колес, уборка которых пред¬
ставляет большую сложность, а также увеличение скоростей вра¬
щения колес при взлете и посадке требуют увеличения давления
в колесах. Давление в колесах современных самолетов достигает
15 кгс/см2. В результате этого проходимость колес ухудшается. По¬
вышение проходимости самолета обеспечивается следующими сред¬
ствами.1.	Увеличение ширины колес, тем самым уменьшается удель¬
ное давление колеса на грунт ^к. Но из весовых и компоновочных
соображений это не всегда удается сделать. Для уменьшения га¬
баритов колес и уменьшения нагрузки на ВПП на тяжелых само¬
летах устанавливают многоколесное шасси.2.	Уменьшение давления зарядки в пневматике. Однако это
может привести к появлению трещин в боковинах и срезу ниппе¬
ля. На современных самолетах находят применение пневматики с
переменным давлением: на начальном этапе разбега давление в
пневматике снижается, на конечном — увеличивается.3.	Применение лыжного и колесно-лыжного шасси. Габариты
лыжи при той же удельной нагрузке (удельном давлении) на грунт
получаются значительно меньше, чем колеса. Это позволяет еде
лать лыжу со столь малыми удельными нагрузками (1—3 кгс/см2),140
что она обеспечит эксплуатацию самолета с любого грунта. Так,
лыжное шасси с удельным давлением 1 —1,5 кгс/см2 (площадь
лыжи равна 2—3% площади крыла) обеспечивает работу самоле¬
та с грунтовых аэродромов в любое время года, а с давлением0,2 0,3 кгс/см2 (площадь лыжи 10—15% площади крыла)—ра¬
боту со снежной целины.Я-АРис. 10.12. Лыжа:1 — силовая панель; 2 — полоз; 3 — узел крепления к стойкеЛыжа (рис. 10.12) обычно изготовляется из алюминиевого
сплина. Снизу к ней крепится съемный полоз 2 из износостойкого
мшсрмала ЭИ-669 или титана. Стойка шасси при установке на нее
книги) колеса лыжи обычно не претерпевает существенных изме¬
нений.Лыжное шасси до сих пор
III' получило широкого приме¬
нении. Причиной этого являются
Гиги,пик- трудности управленияI	н 'пн'| трения в процессе движе¬
нии по грунту. При сухом и проч¬
ном грунте коэффициент тренияI,,, 0,3 : 0,4. С уменьшением
Прочности и увеличением влаж-
щи 1Н коэффициент /тр уменьше¬
нии то 0,1—0,2.Дли уменьшения трения лыжи
Н|юн шоднт впрыск под лыжу
Ни мы (масла или эмульсии), но
н|нгрстии, через которые произ-иицппн подача жидкости, очень быстро засоряются грунтом. В
Нг|н пгк гике для повышения проходимости в сочетании с лыжами
мш\1 найти применение опоры на воздушной подушке.К о л е с п о - л ы ж н о е шасси (рис. 10.13) позволяет полнее
Иннин юнать достоинства колес и лыж в целях повышения прохо-
йммп!ли самолета по грунту. При движении по сухому прочному141ПлощадьконтактаРис. 10.13. Колесно-лыжное шасси
грунту работает только колесо, так как лыжа поднята. При движе¬
нии но мягкому грунту работают колесо и лыжа вместе. В резуль¬
тате площадь контактной поверхности увеличивается, давление на
грунт уменьшается и улучшается нроходпмость.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Почему при износе покрышки до корда ее необходимо заменять?2.	Чем опасен сдвиг покрышки относительно барабана?3.	При каких условиях может возникнуть юз колеса? К чему ои может
привести?4.	Объясните преимущества дисковых тормозов.5.	Почему с увеличением давления воздуха в пневматиках ухудшается про¬
ходимость самолета?6.	Почему в пневматиках с переменным давлением па конечном этапе раз¬
бега давление воздуха увеличивают?7.	Какие преимущества и недостатки имеет лыжное шасси?8.	Чем вызвано применение колесно-лыжпого шасси?9.	Перечислите основные способы повышения проходимости колес.
Глава 11АМОРТИЗАЦИЯ ШАССИ§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ АМОРТИЗАЦИИ ШАССИ, ТИПЫ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙПри посадке в момент касания колесами земли самолет
(рис. 111.1) кроме горизонтальной составляющей скорости Упои
имеет вертикальную составляющую Уу. Скорость Упос гасится по¬
степенно при пробеге. Вертикальная составляющая скорости Vу
мри отсутствии амортизирующих устройств должна была бы га¬
ситься практически мгновенно. При этом возникали бы значитель¬
ные вертикальные ускорения и на элементы конструкции подейст-
нопали бы недопустимо большие нагрузки.Рис. 11.1. Скорости самолета в момент приземленияДействительно, при посадке на шасси действуют силы реак¬
ции (рис. 11.2), которые уравновешивают действие веса само¬
лет (>, подъемной силы У и силы инерции Ы = т]у (т — масса
вйМолета; /„— вертикальное ускорение в центре тяжести):2	()к=Г—0 — Ы.	(П.1)Грубо можно считать, что при посадке 0=У, тогда2 (},. = —Ы=—т]у	(11.2)Таким образом, чем больше по абсолютной величине вертикаль¬
ное ускорение 1У, тем больше будут нагрузки на шасси (2К, а также
Инерционные нагрузки, действующие на все элементы конструкции
(ЙМолста.Маргинальное ускорение значительной величины может возник¬
нуть и при переезде на большой скорости через неровности аэро-143
дрома. Уменьшить величину вертикального ускорения можно за
счет увеличения времени гашения скорости Уу. Эту задачу выпол¬
няют амортизирующие устройства, которые под действием на¬
грузки плавно изменяют свою длину и тем самым увеличивают
путь и время опускания центра тяжести самолета, а следова¬
тельно, и уменьшают абсолютную величину вертикального ускоре¬
ния /у. Таким образом, амортизация шасси служит для уменьше¬
ния нагрузок на элементы конструкции самолета при посадке и
движении по неровному аэродрому.У-в0N1 (га*Рис. 11.2. Силы, действующие на самолет б момент призем¬
ленияАмортизация шасси поглощает кинетическую энергию посадоч¬
ного удара или удара от руления по неровному аэродрому, превра¬
щая ее в энергию деформации амортизационного устройства. Для
того чтобы вертикальные колебания, возникающие при ударе само¬
лета о грунт, быстрее затухали, амортизационное устройство
должно обладать способностью рассеивать часть поглощенной
энергии.Амортизация шасси состоит из пневматиков колес и амортиза¬
торов. Пневматик колеса в зависимости от давления в нём
воспринимает от 15 до 25% всей энергии удара, но рассеивает ее
мало. Амортизатор воспринимает большую часть кинетиче¬
ской энергии и рассеивает ее.Амортизация шасси должна удовлетворять следующим требо¬
ваниям:—	воспринимать энергию посадочного удара, при этом наг
рузки на опоры шасси должны нарастать плавно, достигая наи
большей величины в конце хода амортизации;—	рассеивать энергию удара путем перевода ее в тепло;—	обладать способностью быстро возвращаться в исходное
положение для восприятия следующего удара (за время 0,8—1с);—	мало зависеть от внешних условий (температурных и др.).В зависимости от типа рабочих тел амортизаторы подразде¬
ляются на следующие основные виды:—	жидкостно-газовые;—	жидкостные;—	жидкостно-пружинные;144
—	резиново-фрикционные и пружинно-фрикционные.Наиболее широкое применение находят жидкостно-газовые
амортизаторы.§ 2. УСТРОЙСТВО И РАБОТА ЖИДКОСТНО-ГАЗОВОГО АМОРТИЗАТОРАВ жидкостно-газовом амортизаторе рабочим телом обычно слу¬
жит масло гидравлическое АМГ-10 и технический азот. Масло
ЛМГ-110 мало меняет свою вязкость в широком диапазоне темпе¬
ратур, но при высоких давлениях и температурах, возникающих
и амортизаторе при его сжатии, взрывоопасно. Поэтому амортиза¬
торы с этой жидкостью заряжаются не воздухом, а инертным га¬
зом — азотом.Амортизатор представляет собой цилиндр 3 со штоком 9
(рис. 11.3). Шток опирается на буксы 4 и 8. Букса 4 переме¬
щается со штоком, а букса 8 неподвижна в нижней части цилиндра.
■V плотнен не между цилиндром и штоком осуществляется с по¬
мощью маслостойких манжет 7 и распорных колец 6.Для улучшения работы уплотнения трущиеся поверхности
(внутренняя поверхность цилиндра и внешняя поверхность штока)
полируются. Появление на этих поверхностях рисок или царапин
может быстро вывести уплотнение из строя.Внутри цилиндра устанавливается плунжер 1 с отверстиями
для торможения жидкости. Для увеличения сопротивления жид¬
кости при распрямлении амортизатора (на обратном ходе) в за-
иоршневом пространстве установлен обратный клапан 5
(обратные клапаны могут устанавливаться и в плунжере).Клапан при распрямлении амортизатора уменьшает отверстия
для прохода жидкости и тем самым сильнее тормозит жидкость,
что приводит к лучшему рассеиванию энергии.15 амортизатор через штуцер 2 заливают жидкость, а затем за¬
ряжают азотом до давления 20—100 кгс/см2. При ударе колеса о
:н'млю шток 9 движется вверх и азот в полости А сжимается в ре¬
зультате изменения занимаемого им объема. На сжатие азота за¬
трачивается работа, которая аккумулируется и расходуется затем
Ни возвращение амортизатора в исходное положение (при обрат¬
ном ходе).При прямом ходе штока 9 с буксой 4 объем кольцевого про¬
странства С увеличивается, и часть жидкости, вытесняемой из по¬
лости В, через отверстия в плунжере и буксе, отжимая обратный
клапан 5, перетекает в полость С. На вытеснение жидкости из по¬
лости В в полость С тратится работа, которая преобразуется в
Т1М1ЛО. Кроме того, затрачивается работа на преодоление сил тре¬
нии манжет и буксы, которая также преобразуется в тепло и рас¬
сеивается в окружающую среду. Таким образом, энергия удара
При прямом ходе затрачивается па сжатие азота, преодоление ги-
дрмнлпческих сопротивлений, возникающих при перетекании жид¬
кости, и на преодоление сил трения между подвижными частями145
амортизатора. Когда энергия, затраченная при прямом ходе амор¬
тизатора, станет равной энергии удара, шток остановится..Рис. 11.3. Жидкостно-газовый амортизатор:а — работа при прямом ходе; б — работа при обратном ходе: /«-плун¬
жер; 2 — штуцер; 3 — цилиндр; 4 — подвижная букса; 5 — обратный кла¬
пан; 5 —распорное кольцо; 7 —манжеты; 8 неподвижная букса;9 — штокПри обратном ходе шток под давлением газа, сжатого в поло¬
сти А, идет вниз, а жидкость из кольцевой полости С начинает пе¬
ретекать в полость В. При этом обратный клапан 5 прижимается
к буксе 4 и перекрывает все отверстия,'через которые протекала
жидкость при прямом ходе, оставляя для протока жидкости толь¬
ко малые отверстия в самом клапане. На вытеснение жидкости из
полости С затрачивается механическая работа, которая преобразу¬
ется в тепловую энергию и полностью рассеивается. Благодаря
увеличению гидравлических сопротивлений жидкости на обратном
ходе большая часть энергии рассеивается (затрачивается работа
на преодоление сил трения в амортизаторе),
Таким образом, при первом цикле работы амортизатора на
прямом н обратном ходе часть энергии удара преобразуется в теп¬
ло и рассеивается. Оставшаяся часть энергии гасится при после¬
дующих циклах работы.§ 3. ДИАГРАММА РАБОТЫ ЖИДКОСТНО-ГАЗОВОГО АМОРТИЗАТОРАДиаграммой работы амортизатора называется зависимость си¬
лы <2к, действующей на шток амортизатора, от хода штока 5. Уси¬
лие, необходимое для обжатия амортизатора (на прямом ходе),
равно сумме усилий, идущих на преодоление сопротивления газа
фг, жидкости Цт и сил трения <3тр (рис. 11.4, а):Ск = + *3ж + С\-р-	(11.3)Рис. 11.4. Силы, действующие на шток амортиза¬
тора:а — при прямом ходе; б — при обратном ходеПри распрямлении амортизатора — обратном ходе (рис. 111.4,6)
шток движется за счет усилия газа С}г. Часть этого усилия затра-
чииастся на преодоление гидравлических сопротивлений жидкости
н трепия. Поэтому усилие (Эк = <2г—IЭж—Ртр.Усилие от сопротивления газаЯт = ргр,	(11.4)где ре — давление газа;Р — площадь поперечного сечения штока.На рис. 11.5 показана диаграмма <2г=/(5) на прямом и обрат¬
ном ходе (потерь на тепло практически нет). Площадь диаграммы0	I 2—3—4—0 представляет энергию сжатого газа. Эта энергия
Используется на распрямление амортизатора. Газ при своем сжа¬
тии расширении очень мало рассеивает энергии. Самолет с147
газовым амортизатором шасси после удара длительное
время продолжал бы совершать вертикальные колебания.Усилие от сопротивления жидкости равно силе, потребной
на проталкивание жидкости через отверстия в буксе. Сила <3Ж тем
больше, чем больше скорость движения жидкости, а следовательно,
и скорость штока УШт и меньше площадь сечения отверстий /0Тв:аУ2' (П-5)/ ОТВгде а — коэффициент.В начале и конце обжатия амортизатора скорость штока равна
нулю. Значит, и усилия <3Ж в начале и конце обжатия равны нулю.
Установлено, что скорость движения штока и сила (Зж вначале
быстро нарастают, а потом начинают медленно убывать. Поэтому
диаграмма (рис. 11.6) зависимости фж=/(5) имеет вид на прямом
ходе 1—5—3 и на обратном — 3—9—1. На обратном ходе усилия
увеличиваются за счет уменьшения /0Тв■Площадь диаграммы соответствует энергии, затраченной на
преодоление гидравлических сопротивлений и превращенной в теп¬
ло.Сила трения (2Тр между штоком и цилиндром возникает за счет
трения в буксах и манжетах уплотнения. Сила трения в буксах за¬
висит от величины боковых нагрузок и моментов, действующих на
амортизатор. Сила трения в манжетах уплотнения пропорциональ¬
на давлению внутри амортизатора, прижимающего манжеты к
стенкам штока (цилиндра). Поэтому силы (2тр при обжатии амор¬
тизатора увеличиваются, а при распрямлении уменьшаются.На рис. 11.7 показана диаграмма (2тр=/(5) на прямом ходе—6—7—<§, на обратном — 10—И—12. Площадь диаграммы 6—7—
8—10—11—12 соответствует энергии, затраченной на преодоление
сил трения и превращенной в тепло.Диаграмма работы жидкостно-газового амортизатора (рис. 11.8)
представляет собой сочетание рассмотренных выше диаграмм.
Действительно, если к ординатам кривой 1—2—3 (диаграмме уси¬
лия от сопротивления газа <2Г) прибавить отрезки, соответствующие148
силам сопротивления жидкости (дж и трения фТр1 при данном ходе
штока при обжатии амортизатора, то получим кривую 6—7—8 из¬
менения усилий, действующих на шток при прямом ходе. И если
от ординат кривой 1—2—3 отнять отрезки, соответствующие силам
сопротивления жидкости (}Ж2 и трения (?Тр2 при распрямлении
амортизатора, то получим кривую 10—11—12 усилий, действующих
на шток при обратном ходе амор¬
тизатора.Площадь диаграммы 0—6—7-^8—4—0 соответствует той ра¬
боте, которую воспринял аморти¬
затор на прямом ходе.Площадь петли диаграммы
12—6—7—8—10—11—12 соответ¬
ствует работе, рассеянной силами
жидкости и трения на прямом иобратном ходе, т. е. энергии, превращенной в тепло. Величина ее
.ч а висит от площади отверстий, через которые проталкивается жид¬
кость.тораПлощадь диаграммы 0—12—11—10—4—0 соответствует энер-
1Н11, по.чвращенной самолету и расходуемой на его подпрыгивание.
Чем больше площадь петли диаграммы 12—в—7—8—10—11—12,
м ч меньше площадь диаграммы 0—12—11—10—4—0 и тем быст-
!"■(' прекратятся вертикальные колебания самолета после удара.
•»1 м Iко величина площади петли диаграммы лимитируется ограии-149
ченным временем полного срабатывания амортизатора (0,8—II с),
т. е. временем, обеспечивающим подготовку амортизатора к по¬
вторному удару.Рис. 11.9. Устройства для уменьшения нагрузки, действующей
на самолет при движении по неровной поверхности:
а — профилированная игла; б — плунжер с проточками; 1 — цилиндр; 2 —
плунжер; 3 — калиброванное отверстие; 4 — газ; 5 — игла; 6 — шток;
7 _ плунжер с проточками§ 4. УСТРОЙСТВА, УМЕНЬШАЮЩИЕ НАГРУЗКИ ПРИ ПЕРЕДВИЖЕНИИ
САМОЛЕТА ПО НЕРОВНОЙ ПОВЕРХНОСТИ АЭРОДРОМАПри движении самолета по неровной поверхности амортизация
шасси, рассчитанная на поглощение работы при приземлении, мо¬
жет оказаться недостаточной, и элементы самолета будут подвер¬
жены значительным перегрузкам.Действительно, при переезде самолета на большой скорости че¬
рез неровности грунта скорость обжатия амортизатора может до¬
стигать более десятка метров в секунду. Увеличение скорости што¬
ка увеличивает силу сопротивления жидкости <2®, а следовательно,
увеличивает усилие, действующее на шток <3К.Для уменьшения усилий (Зк применяются следующие конструк¬
тивные меры:—	в амортизаторах предусматривают устройства, которые при
малых обжатиях увеличивают проток жидкости; к таким устройст¬
вам относятся профилированная игла (11.9, а), плунжер с проточ¬
ками (рис. 111.9, б) и др.;150
—	в плунжере амортизатора устанавливают предохранитель¬
ный клапан, который при определенном давлении обеспечивает
проток жидкости;—	применяют двухкамерные амортизаторы (рис. 11.10); в этих
амортизаторах вторая газовая камера Л2 изолирована от газовой
камеры Ах и рабочей жидкости; начальное давление азота в ка¬
мере АI значительно ниже, чем в камере А2; при резком возраста¬
нии нагрузки на колесо во второй газовой камере сразу начинается
сжатие, снижающее усилия, передаваемые на
конструкцию самолета.§ 5. РАБОТА АМОРТИЗАТОРА
ПРИ НЕПРАВИЛЬНОЙ ЗАРЯДКЕКинетическая энергия самолета при при¬
землении, которая должна быть поглощена
амортизирующими устройствами, определяется
но нормам прочности и именуется нормиро¬
ванной работой. Нормированная работа,
приходящаяся на амортизатор, поглощается на
эксплуатационном ходе штока 5Э и соответ¬
ствует площади диаграммы 0—6—7—8—4—О
(рис. 11.8). На элементы шасси при этом
действуют максимально допустимые нагрузки.Однако амортизатор будет воспринимать нор¬
мированную работу и максимальное усилиеII	нем не превысит максимально допускаемых
и эксплуатации значений только в том слу¬
чае, ссли он правильно заряжен.Правильная зарядка амортизатора означа¬
ет, что при зарядке выдержаны расчетные
IIIимения начального давления газа и объема
жидкости в амортизаторе. В процессе эксплу-
йтиции самолета эти параметры могут откло¬
нит!. с я от расчетных значений. Необходимо вы- Рис. 11.10. Двухка-
Мсннть, как в таких случаях работает аморти- мерный амортизатор:янки,	1 — цилиндр; 2 — плун-• ’	жер; 3 — клапан; 4 —Для облегчения задачи рассмотрим влия- - шток; 5 —букса
мне неправильной зарядки только на силу
1'Житпя газа, так как этого вполне достаточно для выводов о ра¬
боте амортизатора в целом.I.	Начальное давление газа ниже нормы, а количество жидко-
Г1 и нормальное (рис. 11. 11). Кривая усилий на сжатие газа С}г
(сплошная линия Г—3') пойдет ниже кривой усилий <3Г при пра¬
вильной зарядке (пунктирная линия 1—2—3). Амортизатор будет
Ми г к им (при тех же обжатиях усилия будут меньше). Поэтому
|||Н1 ударах с малой энергией амортизатор будет работать лучше,
Чем амортизатор с нормальной зарядкой. При грубой посадке (с
Шпиней, близкой к нормированной) при полном обжатии151
амортизатора 5мако часть энергии, эквивалентная заштрихованной
площади, окажется непоглощенной. Это приведет к жесткому уда¬
ру и поломке шасси (или частей самолета).йк,нгс.1е'УСЙ§*<3$ макс8, ммРис. 11.11. Диаграмма работы сил сжатия газа при его давленииниже нормы2.Начальное давление газа больше нормы, а количество жидко¬
сти нормальное (рис. 11.12). Кривая усилий <2Г (сплошнаялиния —
1'—3') пройдет выше, чем при нормальной зарядке. Амортизатор
будет жестким. При грубой посадке энергия удара будет воспри¬
нята на ходе, меньшем,
чем 5Макс, поэтому ускоре¬
ния будут больше, и сила
удара возрастет больше
расчетной величины С) макс,
что может привести к по¬
ломке элементов конст¬
рукции. При посадке с
малыми вертикальными
скоростями амортизатор
может не работать вооб¬
ще.3.	Количество жидко¬
сти в амортизаторе мень¬
ше потребного, а началь¬
ное давление газа нор¬
мальное (рис. 11.13). В
этом случае начальный
объем газа больше расчетного. Поэтому нарастание давления
в процессе обжатия амортизатора будет происходить медлен¬
нее (оплошная линия), чем при нормальной зарядке (пунк¬
тирная линия). Амортизатор становится мягче. Характер работы
амортизатора такой же, как и в первом случае. Отличие в диаграм¬152Рис. 11.12. Диапрама работы оил сжатия
газа при ©го давлении выше нормы
ме состоит лишь в том, что при неправильной зарядке газа началь¬
ные усилия С?о различны, а при неправильной заливке жидкости
Фо не меняется. Следует также иметь в виду, что если уровень
жидкости окажется ниже устройства торможения жидкости, то
при сжатии амортизатора возможно возникновение гидравличе¬
ского удара.Рис. 11.13. Диаграмма работы сил сжатия газа
при количество жидкости, меньшем потребного4.	Количество жидкости в амортизаторе больше потребного, а
начальное давление нормальное (рис. 11.14). В этом случае началь¬
ный объем газа меньше расчетного. Поэтому усилия С?г при обжа-Рис. 11.14. Диаграмма работы сил сжатия газа
при количестве жидкости, большем потребного•	ни растут более энергично, чем при нормальной зарядке. Амор-
1Н 1пгор будет жестким. Характер работы амортизатора такой
(Ир, как и во втором случае.II) рассмотрения работы неправильно заряженного амортиза¬
цию можно сделать вывод, что его следует заряжать согласно
расчетным данным, указанным в инструкции по технической экс:
плуатации самолета (едином регламенте), а в процессе эксплуата¬
ции систематически контролировать правильность зарядки. В про¬
тивном случае при грубой посадке возможна поломка амортиза¬
тора, узлов крепления шасси и других элементов конструкции.Кроме того, при более жестких амортизаторах увеличиваются
нагрузки в период разбега (пробега) по неровностям, а при более
мягких амортизаторах увеличивается стояночное обжатие, и сво¬
бодного хода может не хватить для преодоления неровности.§ 6. ТИПЫ СТОЕК ШАССИВсе амортизационные стойки в зависимости от характера креп¬
ления амортизатора можно разделить на два типа: телескопические
стойки и стойки с рычажной подвеской колес.Рис. 11.15. Типы стоек шасси:а телескопическая; б —с рычажной подвеской и внешним амортизато¬
ром; в — с рычажной подвеской и внутренним амортизатором; 1 — ци¬
линдр; 2 — двухзвенник; 3 ~ шток; 4 — рычаг; 5 — стойкаВ телескопических стойках (рис. 11. 15, а) колеса крепятся не¬
посредственно к штоку 3 амортизатора. Для передачи крутящего
момента со стороны колеса на цилиндре 1 амортизатора имеетс'я
специальное устройство — двухзвенник 2. Такая стойка отличается
малым весом и простотой конструкции. Но она способна амортизи¬
ровать удары только в направлении оси амортизатора. Поэтому та¬
кие стойки, как правйло, рассчитываются на эксплуатацию с бето^
нированных полос.У стойки с рычажной подвеской колес ось колес крепится к
стойке 5 через подвижный элемент — рычаг 4 (рис. 111.15, б).Широкое распространение получили два вида стоек с рычаж¬
ной подвеской: с внешним креплением амортизатора
(рис. 11.15, б) и с внутренним амортизатором
(рис. 11.15, в).154
В стойке с внутренним амортизатором легко обеспечивается
свободная ориентировка колес относительно оси стойки. Поэтому
такая конструкция распространена у носовых стоек шасси.Стойки с рычажной подвеской обладают следующими преиму¬
ществами по сравнению с телескопическими:—	имеют меньшую длину амортизатора и всей стойки; умень¬
шение длины амортизатора получается за счет уменьшения хода
штока, так как при том же перемещении колеса, что и у телеско¬
пической стойки, а следовательно, и при том же опускании центра
тяжести самолета ход амортизатора значительно меньше, чем теле¬
скопической стойки;—	амортизатор не нагружается боковыми силами, в результате
изгиб амортизатора отсутствует; это обеспечивает лучшую работу'уплотнений и позволяет увеличить давление зарядки до 1100 кгс/см?
(в телескопических стойках давление зарядки 30—40 кгс/см2);
благодаря этому можно уменьшить диаметр амортизатора; отсут¬
ствие изгиба также уменьшает силу трения в амортизаторе, а сле¬
довательно, делает работу амортизатора более плавной;—	способность амортизировать передний удар; при переезде
колеса через неровности грунта возникают лобовые силы, вызы¬
вающие обжатие амортизатора и перемещающие колесо вверх, что
способствует переезду через неровности; поэтому такие стойки осо¬
бенно рациональны для самолетов, рассчитанных на эксплуатацию
с плохо подготовленных аэродромов.К недостаткам стоек с рычажной подвеской можно отнести их
большую конструктивную сложность по сравнению с телескопиче¬
скими, а также большое количество шарнирных соединений.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Для чего нужна амортизация шасси?2.	С какой целью производится полировка внешней поверхности штока?3.	Какое назначение обратного клапана амортизатора?4.	Какое назначение жидкости в амортизаторе?5.	Какое назначение газа в амортизаторе?0.	К чему может привести неправильная зарядка амортизатора жидкостью?7.	К чему может привести неправильная зарядка амортизатора газом?8.	Какой тип стойки (по характеру крепления амортизатора) целесообразно
установить на самолет, эксплуатируемый на грунтовых аэродрома-х?
Глава 12РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ§ 1. РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ ПОД НАГРУЗКОЙКонструкция стойки шасси и ее силовая схема во многом за¬
висят от величины и направления нагрузок, действующих на нее
в процессе эксплуатации.При посадке и движении самолета по аэродрому на шасси мо¬
гут действовать значительные внешние силы. Величины этих сил
могут меняться в широком диапазоне. Сила (2К (рис. 12.1) зави¬
сит от качества посадки (от Уу), скорости движения и высоты не*
ровностей аэродрома.При движении самолета на лыжах или заторможенных коле¬
сах на стойку будут действовать значительные силы трения, при¬
ложенные к участку контакта опоры с землей и направленные156
против движения самолета. При наезде на неровности грунта воз¬
никает горизонтальная сила и при незаторможенных колесах.При движении самолета с боковым проскальзыванием на ко¬
лесо будет действовать боковая сила трения. Нормы прочности
определяют наиболее тяжелые величины нагрузок на шасси по
трем указанным направлениям.Силовая схема шасси должна обеспечить необходимую проч¬
ность крепления опор к самолету при возможно меньшем ее весе.
Па современных самолетах в основном используют балочную схе¬
му шасси. Для вертолетов иногда применяют ферменные схемы
шасси.Рис. 12.2. Балочная схема шасси с одним под¬
косомПалочная схема наиболее простая и имеет несложную сйстему
уГ,о| >ки шасси. Стойка в этой схеме под действием нагрузок, при¬
ложенных со стороны колеса, работает как консольная б а л-
Нл, которая опирается верхним своим концом на узлы подвески и
кропления подъемника. Основным недостатком такой схемы явля-
1ШП1 тяжелые условия работы на изгиб, что видно из эпюр Мизг
(риг. 12.1), и, как следствие, большой вес конструкции. Такой
Iип силовой схемы шасси в настоящее время используется на лег¬
ких самолетах и вертолетах.Применение подкосов приводит к значительной разгрузке
НРрхией части стопки от изгиба. Подкос (рис. 12.2) при действии
Ий1рулкн на колесо разгружает верхнюю часть стойки от изгиба в
иди ни плоскости (XI). В другой плоскости (ХУ) стойка работает
Мйк консольная балка (см. эпюру Мшг). Роль подкоса может157
выполнять и цилиндр-подъемник. Данные схемы позволя¬
ют уменьшить вес стойки.Нагрузки, действующие на шасси, вызывают в сечениях си¬
ловых элементов стоек нормальные и поперечные силы, изгибаю¬
щие и крутящие моменты. Однако прочность силовых элементов
определяется в основном изгибающими и крутящими мо¬
ментами, а нормальные и поперечные силы увеличивают сум¬
марные напряжения в них не более чем на 10—20%. Это позво¬
ляет не учитывать их действия при анализе работы силовых эле¬
ментов.Рис. 12.3. Работа балочно-подкосного шасси!
а — силы, нагружающие амортизатор,'рычаг и стойку; б — нагружение полу¬
оси изгибом; в — величина и направление сил реакции, нагружающих стойку
и амортизатор; г — разложение сил на составляющие; 1 — стойка; 2 «=* амор¬
тизатор; 3 — рычаг; 4 — подъемник; 5 — полуосьМатериалом для силовых элементов шасси в основном служит
сталь ЗОХГСНА, обладающая при большой прочности
(ов = 150 кгс/мм2) достаточной вязкостью, что особенно важно для
элементов, подверженных динамическим нагрузкам.Для примера рассмотрим работу основных элементов балочно-
подкосного шасси с рычажной подвеской колеса (с внешним амор¬
тизатором). Шасси (рис. 12.3) состоит из стойки 1 и подъем¬а158
ника 4, осуществляющего ее уборку и выпуск. Подъемник одно¬
временно выполняет роль бокового подкоса. В нижней части стойки
шарнирно крепится рычаг 3, поворачивающийся в своей плоско¬
сти относительно узла на нижнем конце стойки. Свободное враще¬
ние рычага ограничивается амортизатором 2. На нижнем узле
рычага жестко крепится полуось 5, на которую устанавливает¬
ся колесо.Рассмотрим работу элементов данного шасси при вертикаль¬
ном ударе. Силу реакции земли С}к перенесем по линии ее дейст¬
вия на полуось (рис. 12.3, а). Полуось представляет собой кон¬
сольную балку, защемленную в месте крепления к рычагу.Под влиянием нагрузки С?к полуось работает на изгиб
(рис. 12.3, б). Максимальный изгибающий момент, а следователь¬
но, и наибольшее напряжение будут в месте крепления полуоси.Рычаг представляет собой двухопорную балку с консолью
(рис. 12.3, а). Опорами для него служат узлы крепления к стойке
и амортизатору. Рычаг нагружается силой фк и силой реакции Ял
п шарнире А рычага и силой реакции КБ в узле Б крепления
амортизатора. Величина и направление сил реакции находятся из
силового треугольника (рис. 12.3, в). Для удобства анализа ра¬
боты силу <2к можно разложить на две составляющие: (Эн2, пер¬
пендикулярную к оси рычага, и (2кЬ направленную вдоль оси ры¬
чага (рис. 12.3, г).Под действием силы (2к2 рычаг работает на изгиб. Наиболь¬
ший изгибающий момент будет в месте крепления амортизатора.
Сила <2к1 сжимает рычаг и на плече I создает изгибающий мо¬
мент Мизг=(2к11.По всей своей длине рычаг загружен равномерным крутящим
моментом Мкр = (}к21- При этом его следует рассматривать как
балку, защемленную на одном конце (в узле крепления
к стойке).К цилиндру в узлах А и Б приложены соответственно силы
М- Ял и 5 = (направленные в стороны, противоположные си¬
лам реакции), которые возникают в результате действия рычага
И амортизатора на цилиндр. Разложим эти силы на составляю¬
щие вдоль оси цилиндра и перпендикулярно ей (рис. 12.3, г). Под
влиянием составляющих сил	и 32 стойка работает на из¬гиб. При этом стойка рассматривается как консольная балка, за¬
щемленная в узле подвески. Наибольшие изгибающие моменты бу¬
дут н месте защемления.В результате эксцентрического по отношению к оси стойки
Приложения усилия в подкосе в стойке может возникнуть дефор-
МйЦпн кручения.При боковом ударе под действием силы Т (рис. 12.4) появля¬
ются дополнительные нагружения и деформации (дополнительные
К деформациям от силы <3К).Полуось испытывает изгибающий момент М — Тг, где г — ра¬
диус колеса.159
Рычаг испытывает переменный изгибающий момент и постоян¬
ный по всей длине крутящий момент (Мк — Тг). Наибольший из¬
гибающий момент будет в месте крепления рычага к стойке.Изгибающий и крутящий моменты с рычага на амортизатор
благодаря наличию карданных узлов не передаются.Рис. 12.4. Работа балочно-подкосного шасси при боко¬
вом удареСтойка силой Т изгибается как консольная балка на двух
опорах. Опорами ее будут являться узел крепления подъемника и
узел крепления стойки к планеру.Наибольший изгибающий момент будет в сечении узла креп¬
ления подъемника. Стойка, кроме того, загружена постоянным
'крутящим моментом Мкр = Тв.При переднем ударе сила С}к приложена под углом к оси ко¬
леса (рис. 12.5). Разложим ее на две составляющие: вертикаль¬
ную силу (21 и силу С?2, направленную вдоль рычага. Сила С?]
действует так же, как и при вертикальном ударе, но величина ее
меньше. Под действием силы СЬ элементы шасси нагружаются до¬
полнительно: рычаг — изгибающим моментом, стойка — изгибаю-160
|цнм и крутящим моментами. Амортизатор, так же как и в пре¬
дыдущих'случаях, нагружен только осевыми нагрузками. Подкос
(подъемник) усилием (32 не нагружается, так как сила (32 лежит
и плоскости, перпендикулярной к подкосу, а крепится подкос че-
рез карданный узел, т. е. может воспринимать только осевые на¬
грузки.Устройство стойки шасси с колесной тележкой (рис. 12.6) мо-•	г г быть как телескопическим, так и рычажным. Тележка состо-
н| III балки 3 и осей 4, на которые устанавливаются колеса. Бал-
' I тележки крепится к стойке / шарнирно, чтобы при изме¬
нении наклона стойки к грунту в процессе взлета и посадки са-
м".н'га или при перекатывании через препятствия при рулежке
и и’жка могла бы поворачиваться относительно оси шарнира.II	полете тележка фиксируется относительно стойки с помощью
' I ийилизирующего амортизатора 2. Его предвари-
" и.пая затяжка должна быть достаточной, чтобы удерживать
и н жку в полете от поворота под действием моментов от аэро-
иншмических и массовых сил. Вместе с тем стабилизирующий
нмпрттатор должен позволять тележке поворачиваться для со-
•рит'ппя постоянного контакта передней и задней пары колес с
тронной поверхностью аэродрома. Конструкция тележки должна
мГн . мочить равномерное нагружение всех колес. При стоянке и
мим.гцпн по аэродрому без торможения нагрузки на колеса
примически одинаковы. Это обеспечивается тем, что стойка кре-
		н шарнирно в середине тележки.I	ели тормозные барабаны жестко закрепить на осп колес
мин 12.7), то при торможении силы трения Р\ и Р2 и моменты
п М2т0р передавались бы на оси колес и стремились бы по*
нириуп» тележку относительно шарнира О в направлении, проти*
мпипложмом движению часовой стрелки. В результате передниеРис. 12.5, Работа балочно-подкосного шасси при переднем ударе§ 2, РАБОТА ШАССИ С КОЛЕСНОЙ ТЕЛЕЖКОЙ(I Мг,161
стойка;
5 иРис. 12.6. Шасси с колесной тележкой:2	~~ стабилизирующий амортизатор; 3 — балка;
—•рычаги; 6 и 8 — тяги уравнительного механизма
колеса догружались бы дополнительными силами, а задние раз¬
гружались. Это привело бы к более быстрому износу передних
колес.Для устранения неравномерности нагружения колес при тор¬
можении на тележках применяется уравнительный (компен¬
сационный) механизм (рис. 12.6, 12.8). Он состоит из рыча¬
гов 5 и 7, жестко связанных
с тормозными барабанами тяг
Ч II 8. Тормозные барабаны на
осях колес установлены на
подшипниках скольжения.При торможении колес тор¬
мозные барабаны удерживают¬
ся от вращения уравнитель¬
ным механизмом. Тормозные
моменты колес от сил Р\ и Р2
нм балку тележки передавать¬
ся не будут (моменты через
иодшипники не передаются).Они будут уравновешиваться
усилиями в верхней тяге 8 и
У 1ЛС стойки А.Таким образом, на балку
тележки со стороны колес че-
рм их оси будут действовать только сила трения Р = Р\+Р2 и ре¬
акция /?А верхней тяги.Меняя наклон верхней тяги 8, можно добиться, чтобы равно-
дНктиующая сил Р и проходила бы через ось шарнира О
(слежки. В этом случае алгебраическая сумма моментов отРис. 12.8. Схема действия уравнительного механизма:/ — стойка; 3-?-,балка; 4 — ось колеса; 5, 7 — рычаги; 6, 8 — тягиРис. 12.7. Догружение передних колес
тележки при торможении163
сил Р и Я а относительно точки О, действующих на тележку, бу¬
дет равна нулю, т. е. момент от силы Р будет уравновешиваться.
В результате этого нагрузка на колеса при их торможении изме¬
няться не будет.На некоторых схемах шасси тормозные барабаны закрепляют¬
ся жестко с осью колес, а оси имеют возможность свободно вра¬
щаться относительно балки. Принцип работы уравнительного ме¬
ханизма от этого не меняется.§ 3. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ПЕРЕДНЕЙ СТОИКИПередняя стойка располагается в плоскости симметрии само¬
лета и крепится к конструкции передней части фюзеляжа. Отли¬
чительная особенность ее состоит в том, что для улучшения пу¬
тевой устойчивости сайолета при передвижении по земле, колеса*
на них должны быть свободно ориентирующимися от¬
носительно оси стойки.Для этого у телескопической стойки двухзвенник своим верх¬
ним узлом крепится не к цилиндру 2 стойки, а к специальному
поворотному хомуту 3, который на подшипниках может вращать¬
ся относительно стойки (рис. 12.9).У рычажной стойки кронштейн крепления рычага 6 устанав¬
ливается на стойку 8 в подшипниках (рис. 12.10).Для того чтобы .исключить пово¬
рот колеса при уборке и выпуске
шасси, что может привести к дефор¬
мации конструкции планера, при¬
меняется специальное устройство,
фиксирующее колеса в направлении
оси фюзеляжа (в вертикальной пло¬
скости симметрии). Наиболее рас¬
пространена фиксация колес при
необжатом амортизаторе с 'по¬
мощью кулачкового меха¬
низма, установленного внутри
амортизатора (рис. 12.11). При пе¬
редвижении по земле амортизатор
будет обжат, кулачки 1 и 2 разве¬
дены, и шток с колесами может сво¬
бодно поворачиваться.В рычажных стойках фиксация
колес при обжатии амортизатора
может производиться с помощью
специального фиксатора 7
(рис. 15.10).Рис. 12.9. Телескопическая передняя
стойка шасси:/ — траверса; 2 — цилиндр; 3 — поворотный хо¬
мут; 4 — головка штока; 5 — шток; 6 — силовой
цилиндр управления передними -колесами164
Рис. 12.10. Рычажная передняя стойка шасси:	Рис. 12.11. Фиксация/ цилиндр управления поворотом стойки; 2 — цилиндр	колес С ПОМОЩЬЮ ку-уйнрки и выпуска; 3 — траверса; 4 — поворотный хомут;	ЛЭЧКОВОГО механизма:Л — серьга; 6 — рычаг; 7 — фиксатор; 8 — стойка1 — кулачок, закреплен¬
ный на штоке; 2 — ку¬
лачок, закрепленный на
цилиндреДля обеспечения лучшей маневренности самолета на земле пе¬
редние колеса часто делают управляемыми. Система управле¬
ния поворотом передних колес представляет собой гидравличе¬скую следящую систему. Исполнительным органом системы явля-
цги гидравлический цилиндр 1, а управляющим органом — кран,
который механически связан с педалями управления или со спе¬
циальным штурвалом.165
§4. САМОВОЗБУЖДАЮЩИЕСЯ КОЛЕБАНИЯ КОЛЕС
ПЕРЕДНЕЙ СТОЙКИ (ШИММИ)При движении самолета по грунту возможны самовозбуждаю-
щиеся колебания (автоколебания) передних колес в направлении,
перпендикулярном движению самолета. Эти самоколебания про¬
исходят за счет кинетической энергии самолета и носят название
шимми.Рассмотрим физическую картину возникновения таких колеба¬
ний. Колесо передней стойки в процессе разбега или пробега мо¬
жет совершать два взаимосвязанных движения (рис. 12.12). Во-Рис. 12.12. Физическая картина шиммипервых, как самоориентирующееся оно может разворачиваться на
некоторый угол у относительно оси стойки. Во-вторых, оно может
смещаться относительно линии движения самолета на некоторую
величину X. Боковое смещение X обусловлено в основном дефор¬
мацией пневматика и частично деформацией стойки, а также воз¬
можно за счет люфтов в стойке. Деформация пневматика и стой¬166
ки вызывается силой сцепления (трения) между колесом и поверх¬
ностью аэродрома. В дальнейшем для простоты рассуждения бу¬
дем считать, что боковое смещение является результатом только
изгиба стойки.При движении самолета колесо под действием внешних сил мо¬
жет отклониться от линии движения на расстояние X. При этом
плоскость колеса наклонится в вертикальной плоскости на
угол 0, а ось колеса на этот же угол наклонится к плоскости
земли. Колесо в этом случае будет вращаться относительно на¬
клонной оси а—а и двигаться не по прямой х—хи а по криволи¬
нейной траектории. При этом угол поворота колеса у, боковое пе¬
ремещение X и угол 0 будут периодически изменяться от нуля до
максимума и от максимума до нуля, меняя свои знаки.Действительно, пусть под действием внешней силы в положе¬
нии / колесо повернулось на угол уМакс. Вращаясь вокруг своей
оси, оно будет смещаться вправо от направления движения са¬
молета. Это боковое смещение X вызовет наклон плоскости сим¬
метрии колеса, в результате чего колесо будет катиться по кри¬
нолинейной траектории, которая на рис. 12.12 показана штриховой
линией. Угол у уменьшится и в положении III станет равным
пулю, но угол 0 будет максимальным, так как смещение X мак¬
симально.При дальнейшем движении колеса от положения III к поло¬
жению V боковое смещение X будет уменьшаться и в положе¬
нии V придет к нулю. Поворот колеса от положения III будет
происходить в другую сторону и в положении V угол поворота у
Лудет максимальным. Колесо начнет двигаться по кривой, распо¬
ложенной по другую сторону оси л:—х1. Изменение параметров
X, у и 0 повторится с изменением знаков.Таким образом, силы трения между пневматиком и грунтом пе¬
редают часть кинетической энергии движения самолета, возбуж-
дни самоколебания носовых свободно ориентирующихся колес.При малых скоростях движения самолета за счет трения в уз-
лпх вращения стойки и проскальзывания элементов пневматика
оиюсительно грунта колебания будут затухать. При возрастании
скорости до большей, чем критическая скорость движения У„р,
энергия, возбуждающая колебания, становится больше энергии
гил демпфирования, амплитуды колебаний возрастают — наступа¬
ют самоколебания типа шимми.При возникновении шимми может произойти срыв пневматика,
поломка стойки и разрушение конструкции носовой части фюзе-АIIЖII.Критическая скорость шимми уменьшается при увеличении сил
Iрения между пневматиком и грунтом. Поэтому с увеличением
иигру.чки на переднюю опору шимми будет возникать при мень¬
шей скорости движения самолета. Явление шимми более вероятно
ни сухой бетонной полосе, имеющей коэффициент трения боль¬
ший, чем на полосе с травяным покровом или на влажной бетон¬
ной полосе.167
Установка гидравлических демпферов шимми, принцип дейст¬
вия которых основан на эффекте проталкивания жидкости через
калиброванные отверстия. При вращении колеса относительно оси
стойки демпфер рассеивает энергию, тем самым способствует за¬
туханию колебаний.В настоящее время находят применение поршневые или
крыльчатые демпферы. В качестве примера рассмотрим порш¬
невой демпфер (рис. 12.15). Он состоит из корпуса 5, соединен¬
ного с цилиндром 1 стойки, поршня 4, соединенного со штоком 2,
и дросселя 6. При отклонении колеса от нейтрального положения
шток с поршнем 4 перемещается относительно корпуса и перего¬
няет жидкость из одной полости в другую через дросселирующее
отверстие.Конструктивные мероприятия по борьбе с шимми следующие.Вынос колес назад относительно стойки (рис. 12.13). Сила тре¬
ния скольжения, появляющаяся при случайных разворотах колеса
относительно оси стойки, в этом случае создает стабилизирующий
момент тем больший, чем больше вынос (. При самоколеба-
ния не возникают. Однако в практике такой' вынос не делают, так
как в этом случае затрудняется уборка передней стойки и резко
увеличиваются изгибные моменты, действующие на стойку.Применение спаренных колес, вращающихся на одной оси
(рис. 12.14). Во время колебаний относительно оси стойки радиу¬
сы кривизны траекторий каждого из колес различные. Поэтому
поступательная скорость У2 должна быть больше У\. А так как
колеса закреплены жестко на одной оси и вращаются совместно,
(м! = ш2), возникает проскальзывание колеса 1. Появляющиеся при
проскальзывании силы трения создают момент, препятствующийповороту колес относительно оси стой¬
ки. Работа, рассеиваемая колесами, полу¬
чается значительной, и возникшие ко¬
лебания быстро затухают.Рис. 12.13. Вынос переднего
колесаV,Рис. 12.14. Спаренные колеса168
Величина гидравлического сопротивления дросселя пропорцио¬
нальна квадрату скорости движения жидкости. Поэтому при
медленном развороте колес сопротивление дросселя мало. С уве¬
личением скорости поворота оно будет значительно возрастать,
что увеличит демпфирование колебаний.Величина демпфирующего момента зависит от вязкости жид¬
кости. Поэтому при высоких температурах (вязкость жидкости
уменьшается) демпфер может оказаться не в состоянии создать
необходимый демпфирующий момент, а при низких температурах
окажется очень жестким. Для уменьшения влияния температуры
на демпферах могут устанавливаться температурные ком¬
пенсаторы, регулирующие площадь проходного сечения для
жидкости.15Рис. 12.15. Демпфер шимми:1 — цилиндр стойки; 2 — шток стойки; 3 — рычаг;4 — поршень демпфера; 5 — корпус; 6 — дроссельДля исключения самоколебаний в процессе эксплуатации не¬
обходимо следить за тем, чтобы в полостях гидравлического демп-
сра не было воздушных пробок, которые снижают эффект демп-
ирования; контролировать отсутствие люфтов в звеньях, соеди¬
няющих колесо с подвижной частью демпфера.§ 5. СХЕМЫ УБОРКИ И ВЫПУСКА ШАССИНа всех современных скоростных самолетах шасси в полете
убирается, так как оно создает большое лобовое сопротивление и
аначительно ухудшает летно-тактические характеристики самолета.169
С этой целью на самолете предусмотрен механизм уборки и вы¬
пуска шасси, который обеспечивает перемещение стоек из поло¬
жения, которые они занимают при движении по земле, в убран¬
ное положение. Уборка и выпуск шасси осуществляется с помо¬
щью гидравлического или пневматического привода.Направление и кинематика уборки и выпуска шасси опреде¬
ляется наличием свободных объемов и местом установки стоек.
Шасси, как правило, убирается перпендикулярно потоку или вдоль
него.Рис. 12.16. Кинематика уборки и выпуска шасси по размаху крыла:1 •— цилиндр-подъемник; 2 — подкос; 3 — колесо; 4 — стойкаУборка стоек шасси по размаху крыла (перпендикулярно по¬
току) показана на рис. 12.16. Наиболее широкое применение на¬
ходит уборка стоек в направлении к фюзеляжу (колеса разме¬
щаются в более толстой части крыла).В случаях, когда толщина и расположение крыла не позволяют
поместить колеса во внутренней полости крыла, их располагают
в фюзеляже (рис. 12.17).Для более рационального использования внутренних объемов
фюзеляжа применяются схемы с поворотом колеса
(рис. 12.18).При уборке шасси по размаху крыла набегающий поток мало
влияет на их уборку и выпуск. Но при такой схеме уборки нару¬з-170
шается замкнутый контур обшивки на значительном участке у
корня крыла, в результате чего уменьшается жесткость крыла на
кручение. Это заставляет вносить в силовую схему крыла ком¬
пенсирующие дополнительные элементы и тем самым увеличивать
вес.Рис. 12.17. Кинематика уборки и выпуска шасси в фюзеляж
самолета:1 — стойка; 2 — створка; 3 — распор; 4 — цилиндр-подъемник; 5*~* скла¬
дывающийся подкос; 6 — колесаУборка шасси в направлении хорды крыла (вдоль потока)
применяется на самолетах с двумя и более двигателями, распо¬
ложенными на крыле. В этом случае стойки убираются в гондо¬
лы (рис. 12.19) по потоку или против него. Для уменьшения га-
биритов гондолы тележка делается поворотной (рис. 12.20).
Для размещения длинных стоек (особенно подкрыльевых) в не¬
больших объемах применяют стойки, укорачивающиеся при убор¬
ке*, Уборка основных стоек в фюзеляж по его продольной оси впе¬
ред или назад производится на самолетах с велосипедной схемой.
По такой же схеме убирается и передняя стойка на трехопорном
шисси.При уборке шасси вперед скоростной напор оказывает
большое сопротивление, но зато он способствует выпуску
ШИССИ.171
Для предотвращения складывания Стоек при движении само¬
лета по земле и самопроизвольного выпуска их при действии пе^
регрузки в. полете, стойки ф икс и р у ю тс я Б.крайиих поло¬
жения х (убранном и выпуще-нном). Фиксация стоек в выпу¬
щенном положении осуществляется посредством замков склады¬
вающихся подкосов или цилиндров-подъемников.Рис. 12.18. Кинематика уборки шасси с поворотом колеса:/ — цилиндр створок; 2 — цилиндр-подъемник; 3 — подкос; 4 —стойка; 5 — механизмповорота колесаВ убранном положении стойки фиксируются с помощью спе¬
циальных замков, установленных на силовых элементах планера.
Замок запирает проушину, закрепленную на стойке. Проушина
крепится к неизменяющейся по длине части стойки — цилиндру
амортизатора. Благодаря этому обеспечивается закрытие замка и
в случае неполного распрямления амортизатора.Для контроля за закрытием замков убранного и выпущенного
шасси устанавливается сигнализация.172
Рис. 12.20. Кинематика уборки и выпуска шасси с тележкой:/ —, стабилизирующий , амортизатор; 2 — цилиндр-подъемник; 3 — стойка;
4 — тележка; 5 — механизм поворота колеса
§ 6. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ШАССИОпыт эксплуатации показывает, что наиболее: слабым элемен¬
том шасси, обладающим наименьшим ресурсом, является пневма-
тик. Разрушение пневматикой может присходить из-за механиче¬
ского повреждения, больших скоростей качения, повторных нагру¬
зок, перегрева при торможении колес.Механические повреждения вызываются большей частью по¬
сторонними предметами, находящимися на взлетно-посадочной по¬
лосе. Имеют место также случаи прокола камеры концами про-
^ волок от бортовых колец. Если произошел износ покрышки до
' корда, дальше эксплуатировать покрышку нельзя, так как бу¬
дут истираться нити корда и прочность покрышки умень¬
шится.Значительный износ покрышки происходит при проскальзыва¬
нии (юзе) колеса при торможении. Для предупреждения про¬
скальзывания колеса, как указывалось выше, устанавливают а в-
томат торможения (рис. 12.21). Он состоит из управляю¬
щего органа — инерционного датчика А и исполнительного орга¬
на— электромагнитного клапана растормаживания Б.Принцип работы инерционного датчика заключается в сле¬
дующем. К колесу крепится шестерня /, с которой сцепляется
шестерня валика 2 датчика. В пазу валика находится толка¬
тель 3, который своими лапками вращает втулку 5. С втулкой
соединен маховик 6, который вращается в ту же сторону, что и ва¬
лик датчика. При интенсивном торможении, когда тормозной мо¬
мент колеса превысит момент сцепления его с грунтом, враще¬
ние колеса замедлится (появляется отрицательное угловое уско¬
рение). Маховик 6, обладающий большой инерцией и потому
стремящийся сохранить прежние обороты, начнет обгонять веду¬
щий валик 2 (обороты которого уменьшились вместе с колесом).
При этом косой паз втулки 5, связанной с маховиком фрикцион-
но, выдвинет пластину с толкателем 3, размещенную в прорези
валика 2, преодолевая усилие пружины 4. Контакты электриче¬
ского датчика замкнутся. Электромагнитный клапан растормажи¬
вания сообщит -цилиндры 7 управления тормозами с линией сли¬
ва. Это вызовет растррмаживание колес, и устранится причина
проскальзывания (натяжение пружины 4 отрегулировано с таким
расчетом, чтобы зэмыкание контактов происходило на грани ка¬
чения и юза).При увеличении скорости вращения колеса увеличивается и
скорость валика 2, толкатель 3 под действием пружины 4 возвра¬
щается в исходное положение, и размыкает цепь электромагнит
ного клапана. В результате давление в тормозах увеличится,
тормозной момент возрастёт и снова сработает автомат тормо¬
жения.Таким образом, исключается проскальзывание колес и обес¬
печивается максимальная эффективность торможения. При отказе
автомата или невключении его перед применением (он должен174
быть включен перед полетом) происходит быстрое разрушение
пневматиков.Рис. 12.21. Автомат торможения:4	1 — шестерня; 2 — валик датчика; 3 — толкатель; 4 — пру-<	жина; 5— втулка; 6маховик; 7 — цилиндры управлениятормозами; А — инерционный датчик; Б — электромагнит¬
ный клапан растормаживанияПовторные нагрузки, действующие на покрышки при их каче¬
нии, могут являться также причиной разрушения колес. Наиболь¬
шие переменные нагрузки действуют в боковинах покрышки, ко¬
торые при качении колеса то изгибаются, то распрямляются. Раз¬
рушение колес начинается с боковин. Изгиб боковин зависит от
«личины обжатия покрышки. Увеличение обжатия покрышки при
К14?нии значительно увеличивает вероятность ее разрушения175
(уменьшает «ходимость»), А величина обжатая увеличивается с
ростом нагрузки на колесо и уменьшением давления -зарядки.Характерной причиной разрушения пневматика может быть
скоростное разрушение. Установлено, что при определенной ско¬
рости качения за контактом на покрышке появляются «стоячие»
волны колебаний. Они возникают тогда, когда скорость вращения
колеса становится равной скорости изгибных колебаний йдоль ок¬
ружности покрышки. При этом возникает . сопротивление качению
колеса, пневматик нагревается, резко возрастают напряжения в
нитях каркаса и происходит мгновенное разрушение пневматика.
Имеют место и случаи вырыва отдельных кусков протектора.Одной из основных причин возможного разрушения пневмати-
ков является нагрев, в результате которого ухудшаются механиче-.
ские свойства материала покрышки и камеры. Применяемые в на¬
стоящее время материалы камеры- и покрышки начинают менять
свои механические свойства при- температуре 100—120° С, а при
температуре 170—175° С пневматик разрушается.Основным источником тепла являются тормоза колес. Нагрев
пневматиков от тормозов мОжет достигать 100° С и более. Тепло
от тормозов передается пневматику сравнительно медленно. Мак¬
симальный нагрев его обычно получается через 15—20 мин после
процесса торможения. Это накладывает значительные ограничения
по времени на обеспечение повторных полетов. Взлет через ко¬
роткий промежуток времени после посадки оказываете?} недопу¬
стимым даже в том случае, если не произошел перегрев колес,
так как при разбеге произойдет дополнительный нагрев боковин
покрышки. В результате этого может произойти разрушение пнев¬
матика. В целях сокращения времени между повторными выле¬
тами и увеличения энергоемкости тормозов применяются системы
принудительного охлаждения тормозов. Существуют два типа при¬
нудительного ,охлаждения: жидкостное; и воздушное.Наиболее эффективно жидкостное охлаждение. В мо¬
мент торможения или сразу после него на тормоза подается распы¬
ленная жидкость, обычно 30% спирто-водяная смесь. Применение
жидкостного рхлажДения требует замены агрегатов торможения на
загерметизированные, так как пары спирто-водяной смеси вызы¬
вают значительную коррозию агрегатов.Менее эффективно, но наиболее просто принудительное охлаж¬
дение с помощью вентиляторов, которые обеспечивают обдув
тормозов воздухом.При отсутствии систем Принудительного охлаждения рекомен¬
дуется охлаждать тормоза водой или сжатым воздухом из. бал¬
лонов на стоянке.Наиболее характерными дефектами тормозов являются повы¬
шенный износ тормозных дисков (колодок), коробление и трещи¬
ны на дисках (тормозных рубашках), нарушение герметичности
тормозных цилиндров.(тормозных камер). Появление перечислен¬
ных дефектов нарушает правильную работу тормозов —происхо¬
дит уменьшение'тормозного момента или неполное растормажива-176
ние колес. Основной причиной большинства из этих неисправно¬
стей является перегрев тормозов. Развитие перечисленных неис¬
правностей происходит постепенно. Тщательный контроль за со¬
стоянием тормозных устройств при выполнении регламентных ра¬
бот предупреждает развитие указанных дефектов.В процессе эксплуатации могут быть и другие неисправности
шасси.Трещины на буртиках под съемной ребордой. Они возникают
вследствие повторных нагрузок, действующих на реборды при
качении колеса. Отсутствие трещин проверяется при выполнении
регламентных работ с помощью дефектоскопа.Разрушение подшипников колес из-за неправильной их затяжки,
нарушения смазки или в результате перегрева тормозов. Для пре¬
дотвращения возможности неправильной затяжки на колесах меж¬
ду внутренними обоймами подшипников монтируются специаль¬
ные распорные втулки, устанавливающие строго определенный за¬
зор в подшипниках.Негерметичность амортизаторов из-за дефектов уплотнений и
зарядных клапанов. В целях исключения нарушения работы амор¬
тизаторов при подготовке самолета к полету и выполнении регла¬
ментных работ обязательно проверяется правильность зарядки
амортизаторов жидкостью и газом.Трещины на стойках, подкосах, уравнительном механизме и
других элементах шасси. Часто эти трещины носят усталостный
характер. Причина этого — динамическое (циклическое) нагру¬
жение элементов шасси при посадке и движении по грунту. При
проведении осмотров самолета на эти элементы обращается осо¬
бое внимание. Современное и качественное выполнение регламент¬
ных работ, соблюдение правил ухода обеспечивают надежную ра¬
боту-шасси.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	В каком месте возникают максимальный изгибающий момент в стойке с
боковым подкосом при боковом ударе?2.	На каком участке рычага шасси с рычажной подвеской возникает макси¬
мальный изгибающий момент?3.	Почему при переднем ударе боковой подкос не нагружается?4.	Какими усилиями нагружаются тяги уравнительного механизма при тор¬
можении и без торможения колес?5.	Какие пневматики колес (передние или задние) будут подвержены боль¬
шему износу, если равнодействующая сил На и Р будет проходить выше оси
Подвески тележки О (рис. 12.8)?6.	Для чего в передней стойке устанавливается кулачковый механизм?7.	Объясните физическую картину самоколебанпй передних колес.8.	К чему приведет наличие воздушных пробок в демпфере?9.	Как работа демпфера зависит от вязкости рабочей жидкости?10.	Объясните влияние скоростного напора на условия выпуска и уборки
Шисси различных схем.11.	Можно ли производить торможение колес при посадке до момента каса¬
ния их о землю? Как в этом случае будет работать автомат торможения?12.	Какие причины механического повреждения колес вы знаете?13.	Как влияет понижение давления в пневматиках колес на их «ходимость»?
Глава 13ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ
§ 1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМПод управлением самолетом понимается процесс из¬
менения сил и моментов, действующих на самолет, в целях обес¬
печения его движения по заданной траектории. Для обеспечения
процесса управления движением самолета в воздухе и на земле
на нем устанавливается совокупность устройств, которая называ¬
ется системой управления самолетом.Система управления современного самолета включает в себя
большое число частных систем, работающих как независимо друг
от друга, так и совместно.Система управления параметрами движения самолета в воз¬
духе (скоростью и положением в пространстве) называется основ¬
ной системой управления. Остальная часть системы называется
дополнительной системой управления. Сюда относится управление
торможением колес, поворотом переднего колеса, уборкой и вы¬
пуском шасси и посадочной механизации и др.Следует оговориться, что такое разделение чисто условное,
так как, например, выпуск (уборка) механизации, шасси ведет и
к изменению параметров движения самолёта.В данной главе рассматривается только основная система уп¬
равления самолетом.Для управления самолетом достаточно трех органов управле¬
ния. Это объясняется тем, что у самолетов взаимосвязано враща¬
тельное и поступательное движения. Величина и направление аэро¬
динамических сил зависят от положения самолета относительно
набегающего потока (от углов атаки, скольжения и крена), поэто¬
му управление траекторией движения самолета осуществляется с
помощью управления его угловым положением.В зависимости от назначения и схемы самолета его управление
может выполняться различными средствами. У обычного самолета
для этого служат руль высоты (управляемый стабилизатор), руль
направления и элероны (интерцепторы). На самолете с крылом
изменяемой стреловидности — это элероны, интерцепторы, руль на¬
правления и дифференциально, отклоняемый стабилизатор. На са¬
молетах «бесхвостка» —- это руль направления и элевоны. На са¬173
молетах ВПП для полета на малых скоростях (где аэродинами¬
ческие рули не эффективны) применяются струйные (газовые)
рули, поворотные камеры двигателей и др.§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯСистема управления самолетом должна обеспечивать:—	управление на всех режимах полета с необходимой точно¬
стью;—	перемещения командных рычагов в соответствии с характе¬
ром естественных рефлексов человека;—	приемлемые по величине усилия, прикладываемые летчиком
к рычагам управления;—	возможность парирования отказов элементов (например,
автопилотов, демпферов и др.), обеспечивая резервное время
летчику для вмешательства в управление самолетом;—	предупреждение попадания самолета в недопустимые по ус¬
ловиям безопасности режимы полета («подхват», «инерционное
вращение» и др.) с помощью специальных устройств (автоматов
безопасности).§ 3. КЛАССИФИКАЦИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯОсновные принципы управления самолетом заключаются в сле¬
дующем. Летчик (или автоматическое устройство), используя по¬
казания приборов (сигналы соответствующих датчиков), наблюда¬
ет за положением самолета в пространстве и другими параметра¬
ми движения. Он сравнивает их фактические значения с задан¬
ными, проводит анализ, вырабатывает решение и, исполняя его,
воздействует на командные рычаги управления.В результате этого воздействия отклоняются органы управле¬
ния, которые изменяют силы и моменты, действующие на самолет.
О величине отклонения органов управления летчик судит по уси¬
лиям, прикладываемым к рычагам управления, изменению поло¬
жения органов управления и параметров движения.Суждение о достаточности величин управляющего воздействия
»а.иисйт от реакции самолета на это воздействие, т. е. от резуль¬
татов управления. Это значит, что обеспечение управления само¬
летом возможно лишь при наличии обратной связи. Таким обра¬
зом, для обеспечения управления самолетом необходимы:—	источники информации о поведении самолета в результате
управляющего воздействия (авиагоризонт, указатель положения
1'ймолета, указатель скоростд, высотомер и др.);—	устройства для анализа полученной информации и выра¬
ботки решения( летчик или автопилот);-- исполнительные устройства, с помощью которых отклоня¬
ют! органы управления.179
Системы управления, самолетом можно классифицировать:а)	по источнику энергии, затрачиваемой на отклонение рулей:—	ручное — за счет:мускульной-силы летчика;—	бустерное — за счет использования энергии посторонних
источников (как правило, гидроусилителей);б)	по степени участия летчика в управлении самолетом:—	неавтоматические, в которых все задачи по управле¬
нию выполняет летчик;—	автоматические, в которых все задачи управления вы¬
полняются автопилотом;—	полуавтоматические, в которых основное управляю-■
щее воздействие осуществляет летчик, а остальные устройства слу¬
жат для облегчения и улучшения качества управления.§ 4. РОЛЬ ЛЕТЧИКА В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ• ' /Для выполнения главной задачи управления самолетом — осу¬
ществления намеченного (программного) плана полета—-летчик
воздействует на самолет через органы управления, изменяя его
положение в пространстве и скорость полета. Характер этих воз¬
действий летчик определяет по несоответствию фактического режи¬
ма полета программному. Пр'и этом летчик и самолет образуют
единую систему, а управление самолетом представляет собой замк¬
нутый процесс, состоящий из последовательных действий летчика
и маневров самолета.Успешность полета самолета, очевидно, определяется эффектив¬
ностью комбинации «летчик — система управления — самолет». От
летчика требуется высокая натренированность, умение одновре¬
менно управлять изменением одних координат и контролировать
допустимые значения других, 6 короткие интервалы времени оце¬
нивать создавшуюся ситуацию и принимать правильные решения.
Быстрые изменения внешней обстановки делают часто даже крат¬
ковременный полет на современном самолете крайне напря¬
женным.Перечисленные трудности пилотирования современных самоле¬
тов нередко заставляют считать,'что полная автоматизация управ¬
ления такими самолетами является наиболее приемлемой. Однако
многообразие возможных ситуаций при выполнении задания, во
время взлета и, особенно, во время посадки делает часто затруд¬
нительным использование автоматических систем управления без
вмешательства летчика.Увеличение эффективности комбинации «летчик — система уп¬
равления — самолет» осуществляется путем «подбора» самолета
и его системы управления к человеку. Конструируют самолет и его
систему управления таким образом, чтобы наиболее полно исполь¬
зовать возможности человека.Сравним свойства и возможности человека и машины при уп¬
равлении самолетом.180
Преимуществами машины являются:—	сила и скорость; машина реагирует быстрее и с боль¬
шей силой, а-для человека характерно постоянное нейромускуль-
ное запаздывание, составляющее примерно 0,25—0,4 с;—	правильные однообразные действия; машина
работает ритмичнее и точнее, она в отличие от человека не утом¬
ляется от однообразия действий;—	точность и быстрота расчета независимо от сложно¬
сти задач;—	хорошая «па м я т ь»; машина способна быстро «запо¬
минать» понятия, формулы и тексты;—	многоканальное т ь действия; в отличие от одноканаль¬
ного действия человека, который способен одновременно выпол¬
нять только такие две операции, одна из которых не требует ак¬
тивного внимания;—	сохранение работоспособности в условиях изме¬
нения высоты, перегрузки, температуры и т. д.;—	способность регистрировать сигналы, передаваемые радио¬
волнами, инфракрасными и ультразвуковыми лучами и т. д., а че¬
ловек чувствителен в основном лишь к звуковым и световым сиг¬
налам (вкус, обоняние и осязание не используются при управле¬
нии) .Преимуществами человека являются:—	способность обобщать и воссоздавать события, об¬
разы и постоянные величины по поступающим сигналам,
суммировать различные раздражители в осмысленное
целое;—	логическое мышление; человек может из полученных
. эмпирическим путем данных сделать общие выводы, лежащие запределами возможностей машины;—	способность к избирательной памяти, т: е. способ¬
ность применять в данной конкретной обстановке опыт и знания,
полученные из ранее встречавшихся ситуаций;—	творческое мышление и фантазия, воображение,
которые выходят за пределы собственного опыта; поэтому он мо¬
жет предвидеть и тем самым мысленно определить возможные си¬
туации.Благодаря всему этому человек способен изменять план дейст¬
вия в создавшейся обстановке и может лучше, чем машина, рабо¬
тать в аварийной ситуации. Включение человека в систему управле¬
ния значительно повышает безопасность полета самолета, расши¬
ряет возможности применения самолета, существенно упрощает
автоматическую часть системы управления.Поэтому широкое распространение получили системы неавтома¬
тического управления на дозвуковых самолетах и полуавтомати¬
ческого управления на около- и сверхзвуковых самолетах.Наиболее перспективной и рациональной схемой управления
следует считать использование автоматического управления, конт¬
ролируемого летчиком.181
КОНТРОЛЬНЫЕ вопросы1.	Что'понимается под основной системой управления?2.	'Сколько органов осйовного• управления необходимо иметь на самолете? ■
Назовите их.3.	Как различают системы управления в зависимости от степени участия
летчика в управлении самолётом?' '4.	Какие схемы систем управления наиболее рациональны и почему?
Г' л а в а 14
СИСТЕМА ПРЯМОГО УПРАВЛЕНИЯ§ 1. СТРУКТУРНО-ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ И ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМЫ
ПРЯМОГО УПРАВЛЕНИЯСистему ручного неавтоматического управления часто назы¬
вают системой прямого управления в отличие от непрямой (с при¬
менением гидроусилителей) системы управления.Структурно-функциональная схема прямого управления изобра¬
жена на рис. 14.1, а принципиальная схема — на рис. 14.2,Рис. 14.1. Структурно-функциональная схема прямого управления:/ — обратная связь по положению самолёта; 2 — обратная связь но управляющему воздей¬
ствиюОсновным элементом такой системы управления является лет¬
чик. Воздействуя на командные рычаги управления (КРУ), летчик
С помощью проводки управления отклоняет органы управления
(рули высоты, направления и элероны). При этом изменяются
Мродинам-ические силы и моменты несущих поверхностей и само¬
лет изменяет параметры своего движения.183
Система прямого управления включает два вида обратных свя¬
зей (ОС):1)	по регулируемому параметру (т. е. по положению
самолета);2)	по управляющему воздействию (по усилиям).Рис. 14.2. Принципиальная схема прямого управления:/ — педали; 2 — штурвал; 3 — элерон; 4 — тяги управления; 5 — руль направления; 6 — руль
высоты; 7— штурвальная колонка	/§ 2. УСИЛИЯ НА РЫЧАГАХ УПРАВЛЕНИЯ /Второй вид обратной связи осуществляется через командные'
рычаги управления посредством усилия Р ручки (рис. 14.3), воз¬
никающего за счет действия шарнирного момента Мш = Урс. Эта
обратная связь позволяет летчику оценивать величину своего уп¬
равляющего воздействия.Рис. 14.3. Принцип образования усилия на ручке
управления.По изменению усилия летчик дозирует создаваемые перегрузки,
чувствует изменение скорости полета.
В процессе эксплуатации самолета установлены оптимальные
усилия, которые'должен был бы приложить летчик при максималь¬
ном отклонении командных рычагов' на режиме, соответствующем0,8 Умакс	-Направление отклонения КРУУсилия на рычагах управления, кгсна легких самолетахна тяжелых самолетахРучк!а (штурвал):вправо — влево8-1010-35на себя — от себя15—2030—50Педали20—3030—100Приведенные усилия, очевидно, требуют, чтобы шарнирные мо¬
менты (Мш) отклоненных рулей не превышали определенной ве¬
личины.Величина шарнирного момента обеспечивается в заданных пре¬
делах за счет применения осевой аэродинамической компенсации,
суть которой заключается в сближении оси вращения с центром
давления руля (рис. 14.4).Рис. 14.4. Осевая аэродинамическая компенсация:
/ — ось вращения 1; 2 ось вращения 2; 3 =- ц. д. руляПри больших значениях Ми1 кроме осевой компенсации на ру¬
лях устанавливают сервокомпенсаторы (флетнеры). При отклоне¬
нии рулей сервокомпёнсаторы отклоняются в противоположную
сторону, соответственно перераспределяя давление на руле и
уменьшая величину шарнирного момента (рис. 14.5).На некоторых современных тя!желых самолетах используется
управление с помощью серворулей (рис. 14.6). Здесь летчик, пе¬
ремещая командные рычаги, отклоняет не рули, а малые серво¬
рули, установленные на концах рулей. За счет шарнирного момен¬
та серворуля свободно подвешенный руль отклоняется и баланси¬
руется на определенном угле 8Р. Шарнирный момент серворуля
Небольшой, и усилия, прикладываемые летчиком к командному
рычагу управления, также малы.185
При длительном полете с отклоненными рулями летчик может
уменьшить усилия -на рычагах за счет отклонения триммеров
(рис. 14.7), работающих по принципу сервокомпенсатора, но имею¬
щих автономное управление.К летчику Мш-У -в1Рис. 14.7. Триммер:/ — штурвальчик управления триммером; 2 — к командному рычагу486
§ 3. АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ ПРЯМОГО УПРАВЛЕНИЯСистема прямого управления включает следующие агрегаты.Командные рычаги управления. Они проектируются так, чтобы
их отклонение соответствовало естественным движениям летчика
(ручка от себя — самолет вниз, ручка влево —крен влево и т. д.).
Перемещения рычагов выбираются так, чтобы их максимальные
значения получались за счет движения только рук и ног (без изме¬
нения положения корпуса):—	движение ручки (колонки) от себя — 150—180 мм; на себя—
200—250 мм;—	движение ручки вправо-влево— 150—200 мм;—	движение штурвалу вправй-йлево—±50°;—	движение педалей вперед-назад — 70—100 мм.Рис. 14.8. Командный рычаг управления креном и тангажом
истребителя:/, 2 — шарниры; 3 — тяга управления рулем высоты; 4 —труба;5 — тяга управления элеронамиПри этом управление рулем высоты (тангажом) и элеронами
(креном) осуществляется на легких самолетах одним командным
рычагом — ручкой. Для обеспечения независимости управления
по тангажу и крену при отклонениях ручки необходимо наличие
двух степеней свободы. На рис. 14.8 показана одна из возможных
схем командного рычага управления креном и тангажом истреби¬
теля.Для управления рулем высоты ручка отклоняется относительно
шарнира 1 при неподвижной трубе 4. Для управления элеронами
ручка отклоняется относительно шарнира 2 при неподвижной
тяге 3.На транспортных самолетах и самолетах бомбардировочной
«пиации, где необходимо создавать большие управляющие усилия,
Используются штурвальные колонки, перемещаемые двумя
руками (рис. 14.9). Управление рулем высоты осуществляется за
Счет отклонения колонки относительно шарнира 1 и перемещения187
тяги 2. Управление элеронами осуществляется за счет поворота
штурвала и соответствующего перемещения тросов 3, проходящих
по оси цапф.Рис. 14.9. Штурвальная колонка:	<“7 — шарнир; 2 — тяга управления рулем высоты; 3 трос
управления элеронамиНа современных тяжелых самолетах колонки, требующие зна¬
чительного места для своего размещения, выносят за приборную
доску кабины, выполняя их скользящими (с горизонтальной тру¬
бой).Из этих же соображений находят применение спаренные ко¬
лонки управления, которые одновременно увеличивают жесткость
продольного управления самолетом.Для управления рулем направления (курсом) на всех типах са¬
молетов используются н о ж н ы е педали. На легких самолетах
их обычно выполняют параллелограммного типа (рис. 14.10), а на
тяжелых самолетах — подвесного типа (рис. 14.11). В обеих схе¬
мах перемещение педалей вперед-назад вызывает перемещение
тяг (тросов), идущих к рулям направления.Проводка управления. Она может выполняться жесткой, гиб¬
кой и смешанной.
Рис. 14.10. Ножные педали параллело-
граммноГо типа:I — педали; 2 — тяга руля направленияРис. 14.11, Ножные пеДали подвесного типа;
1 — педали; 2 — тяга руля направления189
Жесткая проводка (рис. 14.12) состоит из тяг 1, последова¬
тельно соединенных между собой, рычагов 2, качалок 3 и роли¬
ковых направляющих 4. Тяги прокладываются в роликовых нап¬
равляющих (рис. 14.12, б) или на качалках 3. Во избежание
заклинивания тяг при деформациях планера в полете прямолиней¬
ные участки (в роликовых направляющих) перемежаются свобод¬
ными звеньями с — с (рис. 14.12). На участках с роликовыми нап¬
равляющими для уменьшения износа тяги, контактирующие с ро¬
ликами, часто выполняются из стали. Для уменьшения веса эти
тяги делаются короткими.яРис. 14.12. Жесткая проводка управления:
а — схема прямого управления; б—роликовая направляющая; в — регулировочный нако¬
нечник тяги; / —.тяги; 2 — рычаг; 3, 5 —качалки; 4 — роликовые направляющие; 6 — кон¬
трольное отверстие; 7 — ролики«Сами тяги подвергаются знакопеременным напряжениям сжа¬
тия и растяжения при отклонении рулей, а также испытывают зна¬
чительные вибрационные нагрузки, вызванные работой силовых
установок, динамическими нагрузками при взлете и посадке. Для
уменьшения вибрации тяг стремятся сдвинуть частоты собствен¬
ных колебаний тяг от резонансного режима.Частота собственных колебаний тягЗОтс л / Е1	/1Л 1\где I—длина тяги, см;Е—модуль упругости, кгс/см2;I—момент инерции, см4;Е!—изгибная жесткость, кгс-см2;
т—погонная масса тяги, кгс • с2/см2.Частоту собственных колебаний тяг увеличивают за счет умень¬
шения длины тяг — / и увеличением момента инерции сечения тяги.
Для регулировки нейтрального положения рулей в процессе экс¬
плуатации- часть тяг выполняют с регулировочными нако¬
нечниками (рис. 14.12, в). Роликовые направляющие190
(рис. 14.12,6) служат опорами тяг, и расстояние между ними опре¬
деляет эффективную длину тяги/. Ролики могут выполняться пласт¬
массовыми, стальными, дюралюминиевыми с регулируемым в про¬
цессе эксплуатации зазором.В местах поворота про¬
водки управления устанав¬
ливаются рычаги 2 или
качалки 5. Различают
поддерживающие ка¬
чалки, исключающие каса¬
ние проводки окружающих
деталей н обшивки, и п е р е-
х о д н ы е, изменяющие на¬
правление движения или пе¬
редаточное число.На некоторых самолетах
с повышенной поперечной
устойчивостью для созда¬
ния достаточного кренящего
момента необходимы боль¬
шие углы отклонения . эле¬
ронов. На предпосадочном
планировании (на больших
углах атаки) отклонение
элерона на большой угол
вниз может привести к срыв-
ному режиму обтекания, а
эффективность элерона, от¬
клоненного вверх, понижена
(рис. 14.13). В результате
уменьшаются подъемные си¬
лы полукрыльев и кренящий
момент. Необходимые вели¬
чины подъемных сил полу¬
крыльев в этом случае полу¬
чают за счет дифференци-
ального отклонения элеро¬
нов: вверх их отклоняют на
больший угол, чем вниз. Для обеспечения дифференциаль¬
ного отклонения элеронов в проводку управления включают
дифференциальные качалки (рис. 14.14), к одному из
плеч которых тяга подходит под углом, меньшим чем 90°.Гибкая (тросовая) проводка (рис. 14.15) включает тросы 1,
секторные качалки 3, направляющие ролики 2 и тандеры 4. Тро¬
сы работают только на растяжение, поэтому гибкая проводка
требует установки двух тросов. Выполняются тросы диаметром
2,5—8 мм из стальных нитей с ав = 170-^240 кгс/мм2.Секторные качалки 3 обеспечивают постоянство длины
Натянутого и ослабленного тросов, кроме того, они предотвращаютРис.14.13. Принцип дифференциального
отклонения элеронов:а — зависимость коэффициента подъемной силы
от угла атаки (угла отклонения элеронов); 6 —
распределение подъемных сил по размаху крыла191
Рис. 14.15. Гибкая (тросовая) проводка?а —схема прямого управления; б — направляющий ролик; в — тандер; / трос; г —на¬
правляющие ролики; 3 — секторные качалки; 4 — тандеры; 5 — наконечник; 5—контроль-ные отверстия; 7 =- муфта192
вытяжку тросов и возникновение ударных нагрузок в тросах при
перекладке рулей. Направляющие ролики (рис. 14.15, б)
с углублением под тросы устанавливаются в местах поворота про¬
водки на шариковых подшипниках. Для обеспечения необходимой
длины и натяжения тросов при сборке и в процессе эксплуатации
на отдельных участках проводки устанавливаются т а и д е р ьГ
(рис. 14,15, в).Каждая из проводок имеет свои положительные и отрицатель¬
ные стороны. Тросовая проводка легче жесткой, разрушающие
напряжения плетеной стальной проволоки очень велики. Однако
из-за вытяжки тросов в процессе эксплуатации появляются люфты
в управлении и, как следствие, запаздывание в отклонении рулей
при отклонении командных рычагов. Правда, предварительной вы¬
тяжкой удается уменьшить эксплуатационное провисание тросов,
но тем не менее на маневренных самолетах используется в основ¬
ном только жесткая проводка, обладающая к тому же высокой
боевой живучестью.Недостатком жесткой проводки является потребность в боль¬
ших свободных объемах для ее размещения (в отличие от гибкой),
поэтому ее ча'сто выносят за обводы фюзеляжа, закрывая соответ¬
ствующими обтекателями.В 'Эксплуатационном отношении преимущество имеет жест¬
кая проводка. При изменении температуры удлинения дюралюми¬
ниевых тяг и фюзеляжа одинаковые, а стальных тросов и фюзе¬
ляжа различные. Действительно, при изменении температуры из¬
меняются и линейные размеры проводки и планера самолета:/ = /0( 1+0-	(14.2)где I—конечная длина детали, см;10— начальная длина детали, см;
а— коэффициент линейного расширения, 1/°С;—температура детали, °С.Для деталей, выполненных из различных материалов, например
дюралюминия и стали:Д/ = /0(адюр — аст)Ы°.	(14.3)Так как аДЮр = 22-10-6, а «Ст = 12-10—б,
при А^ = 40°С (например, полет на высоте 10 км) и /0= 15 м
А/= 6-г-7 мм и трос может соскочить с роликовых направляющих.
Это требует регулярного контроля за натяжением тросов, что обе¬
спечивается с помощью тандеров (рис. 14.15, в). Кроме того, в
процессе эксплуатации наблюдается износ и разрушение отдель¬
ных нитей тросов и роликов.§ 4. СХЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕВОНАМИ
И ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫМ СТАБИЛИЗАТОРОМНа некоторых самолетах отдельные рули выполняют двоякую
Мдачу. Так, на самолетах типа «бесхвостка», не имеющих гори-
Юнтального оперения, рули на крыле — элевоны выполняют роль7—85193
и элеронов, и рулей высоты. В первом случае они должны откло¬
няться в разные; стороны на полукрыльях, а во втором случае —
в одну сторону. На, самолетах с крылом изменяемой стреловидно¬
сти при больших углах х схема поперечной управляемости с элеро¬
нами становится неэффективной (с увеличением ос падает несущая
способность крыла с элероном и уменьшается плечо, а следова¬
тельно, и управляющий момент Мх.Для поперечной управляемости на них используется дифферен¬
циально управляемый стабилизатор, половины которого отклоня¬
ются в одну сторону при управлении тангажом', и в разные сто¬
роны при управлении креном.Рис. 14.16. Дифференциальный механизм*2 тяги отклонения половин руляДля обеспечения дифференциального отклонения перечислен¬
ных рулевых поверхностей в проводку управления включают диф¬
ференциальные механизмы, например на командных рычагах,
принцип действия которых ясен из рассмотрения рис. 14.16.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие виды обратной связи включает система прямого управления? Ка*
Ково их назначение?2.	Как формируются усилия' на командных рычагах управления? Каковы
их нормированные значения?194	/
3.	Какими мероприятиями обеспечиваются нормированные усилия на ко¬
мандных рычагах управления (шарнирные моменты)?4.	Каковы назначение и принцип действия сервокомпенсаторов?5.	Каковы назначение и принцип действия серворулей?- 6. Каковы назначение и принцип действия триммеров? Чем триммеры от¬
личаются от сервокомпенсаторов и серворулей?7.	Каковы основные элементы прямой системы управления с жесткой про¬
водкой? Нарисуйте схему управления рулем высоты с жесткой проводкой.8.	Каковы основные элементы прямой системы управления с гибкой про¬
водкой? Нарисуйте схему управления рулем направления с гибкой проводкой.9.	Как обеспечивается независимость управления по тангажу и крену от од¬
ного командного рычага?10.	Каковы достоинства и недостатки жесткой проводки?11.	Как обеспечивается нормальная работа жесткой проводки (незаклинива-
ние) при деформациях фюзеляжа?12.	Какие элементы устанавливаются в местах поворота системы управле¬
ния- с жесткой проводкой?13.	Какова необходимость дифференциального отклонения элеронов? Ка¬
ким конструктивным элементом это обеспечивается?.14. Каковы достоинства и недостатки гибкой проводки?15.	Как обеспечивается постоянство длины натянутого и ослабленного
тросов? .	•	.16.	Как обеспечивается нормальное натяжение тросов в процессе эксплуа¬
тации? Зачем тросам дается предварительное натяжение?17.	Как обеспечивается дифференциальное отклонение элевонов и диффе¬
ренциально отклоняемых стабилизаторов? На каких схемах самолетов ставятся
эти органы управления?
Г л а в а ' 15СИСТЕМЫ ПОЛУАВТОМАТИЧЕСКОГО
И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА СИСТЕМЫ
БУСТЕРНОГО ПОЛУАВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМПолет на больших около- и сверхзвуковых скоростях сопро¬
вождается резким увеличением шарнирных моментов, а следова¬
тельно, и усилий на командном рычаге управления. Вследствие
этого прямое управление сверхзвуковым самолетом становится
практически невозможным, так как средствами аэродинамической
компенсации не удается уменьшить до нормированных величин
усилия на ручке. Кроме того, при переходе через 1^=^ эти уси¬
лия меняют свой знак, что исключает дозировку управляющих
движений по усилиям. Также значительно растут усилия на ручке
и на тяжелых дозвуковых самолетах, где применяются рули боль¬
шой площади. Таким образом, возникла необходимость уменьше¬
ния управляющих усилий за счет включения в систему управления
силового привода, использующего для отклонения рулей (преодо¬
ления шарнирного момента) энергию от постороннего источника.
Такие системы управления со следящим силовым приводом и сово¬
купностью устройств, обеспечивающих требуемые характеристики
управляемости самолета, называют системами непрямого управ¬
ления.Принципиальная схема системы непрямого управления
(рис. 15.1) включает командные рычаги управления, проводку
управления, следящий силовой привод с источником энергии и ор¬
ганы управления.Летчик, отклоняя командный рычаг управления 1, отклоняет
не руль непосредственно (как при прямом управлении), а элемент
распределительного устройства 4. Им может быть контакт потен¬
циометра или якорь сельсина (при электрическом силовом при¬
воде), золотник, заслонка, струйная трубка (при гидравлическом
или пневматическом силовом приводе).Энергия по магистралям питания 5 подается к силовому при¬
воду 6, который перемещает Щток 7 и отклоняет руль 8, преодоле¬
вая усилие Рш—Мш/Н. В такой системе управления вся нагрузка
с руля передается на силовой привод и с него через узел крепле¬
ния 3 на планер самолета. Летчик затрачивает лишь усилия, не¬
обходимые для преодоления сил трения в проводке управления 2196
и перемещения элемента распределительного устройства. Так как
каждому положению командного рычага управления 1 должно
соответствовать определенное положение руля, силовой привод
обязательно делают следящим за счет включения обратной связи
между силовым приводом и распределительным устройством.Рис. 15.1. Принципиальная схема непрямого управления:/— рычаг управления; 2 — проводка управления; 3 — узел крепления силового привода;
< — распределительное устройство; 5 —магистрали питания; 6 — силовой привод; 7 — шток;
8 — руль; 9 — источник энергииДля улучшения динамики управляемого движения в систему
полуавтоматического управления включаются различного рода ав¬
томатические устройства.Принципиальные схёМы непрямого управления с такими уст¬
ройствами будут показаны ниже.Наибольшее распространение в системах управления получили
гидравлические следящие приводы — гидроусилители (бустеры).Гидроусилитель предназначен для усиления сигналов управле¬
ния и отклонения органов управления самолета в соответствии с
перемещением командных рычагов.Гидроусилитель (рис. 15.2) состоит из силового цилиндра 4 и
распределительного золотникового устройства 1, направляющего
поток жидкости по каналам с ий в ту или иную полость цилиндра.
Обратная связь осуществляется за счет размещения корпуса 2 зо¬
лотникового распределителя на штоке поршня 3 силового ци¬
линдра 4.При взятии летчиком ручки на себя канал с (и полость Б сило¬
вого цилиндра) соединяется с магистралью давления гидросисте¬
мы, а канал й (и полость А силового цилиндра) —с магистралью
слива. За счет разности давления в полостях Б и А поршень,г§ 2. ГИДРАВЛИЧЕСКИЙ СИЛОВОЙ ПРИВОД197
а с ним шток и тяга, соединенная с рулем, начинают двигаться влево,
отклоняя руль. Непрерывное перемещение штока (отклонение ру¬
ля) возможно лишь в случае, когда открыты каналы с и й.
Если летчик остановил ручку управления (а следовательно, и зо¬
лотник), шток, смещаясь влево, надвинет корпус 2 золотника на
золотник. По мере перекрытия каналов с и й скорость движения
штока начнет уменьшаться, а при полном закрытии каналов шток
остановится. Руль окажется отклоненным на определенный угол
соответственно положению ручки управления (золотника).,,	^ го	соРис. 15.2. Принцип устройства гидроусилителя:1 — золотниковое устройство; I — корпус; 3 — поршень; 4 — силовой цилиндрВ настоящее время применяется большое количество различных
типов гидроусилителей. Это гидроусилители с подвижным штоком
или подвижным корпусом, с цилиндрическим и плоским золотни¬
ковым устройством, крановым распределителем и др. ’Для обеспечения надежного запирания каналов гидросистемы
управляющим золотником и уменьшения утечки жидкости конст¬
руктивно предусматривается некоторое перекрытием (х0) золотни¬
ком краёв отверстий гидромагистрали (рис. 15.3,6). Это перекры¬
тие является причиной возникновения зоны нечувствитель¬
ности системы управления, т. е. отклонение командного рычага
не сразу вызывает отклонение рулей. Для уменьшения зоны не¬
чувствительности в конструкциях гидроусилителей применяется
дифференциальный рычаг (рис. 15.3,а). При этом не¬
большое отклонение ручки на величину а вызовет значительное
перемещение золотника (на величину в).В последнее время на тяжёлых самолетах находят применение
гидроусилители вращательного действия, применение ко¬
торых обеспечивает значительно большие мощности привода и по¬
вышенную жесткость силовой части проводки управления. *Недостатками бустерной системы управления является ее слож¬
ность и более низкая надежность по сравнению с прямой системой
управления. Самым «капризным» элементом бустеров является198
управляющий золотник 4 (рис. 15.4). Для повышения его надежно¬
сти применяют дублирующий золотник 3 (на случай возмож¬
ного заклинивания). В бустерах устанавливаются дополнительныеРис. 15.3. Средства надежного запирания каналов гидросистемы:
а — система управления с дифференциальным рычагом; б — перекрытие золотнико¬
вых .отверстийфильтры особо тонкой очистки гидросмеси. Наиболее эффектив¬
ным способом повышения надежности системы управления явля¬
ется резервирование отдельных агрегатов и контуров, а также ре¬
зервирование всей системы. Так, на современных самолетах ши*
роко применяется дублирование питающей гидросистемы с по-■	мощью золотника 1. Кроме основной гидросистемы предусматри-
вается одна, а то и две аварийные гидросистемы, в том числе
одна работающая от автономного привода (например, ветряка).-
Широко применяются двухкамерные бустеры с питанием от неза¬
висимых гидросистем.На легких маневренных самолетах при отказе всех Имеющихся
гидросистем предусматривается прямое управление ру¬199
л я м и. В этом случае в конструкции гидроусилителя предусмат¬
риваются специальные устройства: клапаны кольцевания — 5 и
фиксатор 2 золотника.Рис. 15.4. Средства повышения надежности гидроусилителя:/•—золотник включения дублирующих гидросистем; 2 — фиксатор золотника;3 — дублирующий золотник; 4 — управляющий золотник; 5 — клапан кольце¬
вания; 6 — основная гидросистема; 7 дублирующая гидросистемаНа современных тяжелых самолетах, где значительные шар¬
нирные моменты не позволяют управлять рулями вручную, для по¬
вышения надежности системы управления рули разделяют на не¬
сколько секций, каждая из которых приводится отдельным бусте¬
ром и специальной гидросистемой. Таким образом, при отказе од¬
ного бустера для управления самолетом остается действующая
часть секций рулей, которые рассчитываются так, чтобы обеспе¬
чить возможность продолжения полета и аварийной посадки.§ 3. АГРЕГАТЫ, ФОРМИРУЮЩИЕ УСИЛИЯ НА РЫЧАГАХ УПРАВЛЕНИЯСистемы непрямого управления, построенные на схеме, изобра¬
женной на рис. 15.2, на практике не могут быть использованы на
самолете. Это объясняется отсутствием обратной связи по управ¬
ляющему воздействию (по усилиям на ручке). Управлять самоле¬
том, не ощущая усилий на: рычагах управления, ориентируясь
только по их перемещению, практически невозможно. Обеспечи¬
вают эту связь при непрямом управлении либо за счет включения
гидроусилителя по обратимой схеме, либо за счет искусственного
создания усилий на командных рычагах управления с помощью
различного рода загрузочных механизмов.200
Включение гидроусилителей по обратимой схеме (рис. 15.5)
предусматривает передачу части усилия с руля на командный ры¬
чаг управления (через точки 2—3—4—5). Характер управления
при такой схеме мало чем отличается от обычного прямого управ¬
ления (гл. 14). Однако обратимая схема оказалась рациональной
лишь в узком диапазоне дозвуковых скоростей полета. На сверх¬
звуковых скоростях знак шарнирного момента может измениться
на обратный, особенно при использовании управляемого стабили¬
затора, из-за перемещения назад центра давления стабилизатора.
Следовательно, и усилия на ручке изменят свой знак (вместо да¬
вящих тянущие), .что делает управление самолетом невозможным.Поэтому на современных сверхзвуковых самолетах гидроусили¬
тели включаются в систему управления по необратимой схе¬
ме (рис. 15.2), рассмотренной выше. Такая схема включения гид¬
роусилителей требует применения специальных загрузочных меха¬
низмов для формирования усилий на рычагах управления.Загрузочные механизмы (ЗМ) выполняются пружинными, пнев¬
матическими и гидравлическими. Наибольшее распространение по¬
лучили пружинные загрузочные механизмы (одно-, двух-, трех¬
пружинные).При отклонении простейшего однопружинного загружателя в
ту или иную сторону летчик сжимает пружину и таким образом
«ощущает» усилие на ручке. Величина этого усилия пропорцио¬
нальна жесткости пружины и величине ее деформации (рис. 15.6).
При таком загружателе изменение усилия на ручке будет пропор¬
ционально только величине отклонения ручки. При прямом же
управлении усилия на ручке пропорциональны величине Мш, т. е.
зависят от угла атаки, скорости полета (числа М). Так, например,
В полете на больших дозвуковых скоростях эффективность рулей
увеличивается и требуются меньшие углы их отклонения. Следо¬
вательно, рычаг управления нужно отклонять незначительно и уси¬
лия; создаваемые загрузочным механизмом, окажутся малыми.
Летчику трудно будет правильно дозировать отклонение. Поэтому
, иа самолетах, обладающих большим диапазоном скоростей полета,
применяют загрузочные механизмы с нелинейной характеристикой201
Рис. 15.6. Включение загрузочного механизмаРис. 15.7. Загрузочный механизм с' нелинейной
характеристикой:
а — трехпружинный загрузочный механизм; б — харак¬
теристика трехпружинного загрузочного механизма: 1 —
большой пружины; 2 — малой пружины; 3 — облаете
предварительной затяжкр
-	(рис. 18.'/’). В этом трехпружинном загружателе малые пружины
имеют большую жесткость (крутую характеристику 2), а большая
пружина — малую жесткость (пологую характеристику 1), причем
большой пружине обеспечивают предварительную затяжку до Ро
(рис. 15.7, б), благодаря чему при перемещении штока загрузоч¬
ного механизма на величину х<Ах пружина не деформируется.
При малых отклонениях ручки сжимается вначале малая жесткая
пружина, обеспечивая на этих режимах крутой рост усилия на
ручке. При значительных отклонениях ручки (л:пр>Ах) вступает
в работу более мягкая большая пружина.Увеличением числа пружин в пакете и соответствующей пред¬
варительной их затяжкой можно реализовать загрузочный меха¬
низм с большим числом изломов.Иногда приемлемые характеристики загрузки командных ры¬
чагов обеспечиваются установкой не одного, а двух парал¬
лельных загрузочных механизмов: п о л е т н о г о и взлетно-
посадочного. На взлете и посадке работает один загрузочный
механизм. В полете на большой скорости (при увеличении эффек¬
тивности рулей) включается второй загрузочный механизм. На¬
грузки на командном рычаге увеличиваются, чем ограничиваются
и предупреждаются резкие отклонения рулей и выход самолета на
опасные перегрузки. Иногда подобные дополнительные загрузоч¬
ные механизмы ставятся в'канале управления курсом для ограни¬
чения отклонения руля поворота при больших скоростных напорах.Рассмотренные пружинные загрузочные механизмы находят
широкое применение в непрямых системах управления самолетами,
главным образом в системах управления элеронами и рулем на¬
правления, но их установка в канал управления рулем высоты
(стабилизатором) не позволяет получить удовлетворительный за¬
кон загрузки ручки (штурвала) с учетом перегрузки, числа М и
высоты полета. Кроме того, загрузочные механизмы, имеющие
характеристики с изломом, не позволяют летчику правильно до¬
зировать перемещения рычагов управления на режимах, соответ¬
ствующих местам излома характеристики. Все это привело к соз¬
данию ряда автоматов загрузки, вводящих коррекцию по скорост¬
ному напору, перегрузке, числу М полета.На некоторых самолетах коррекция по скоростному напору и
числу М (высоте полета) осуществляется с помощью автомата ре¬
гулирования загрузки (АРЗ), изображенного на рис. 15.8.Автомат регулирования загрузки представляет собой электро¬
механизм 2, который при изменении скоростного напора и высоты
полета отрабатывает и изменяет плечо /. Тем самым изменяется
загрузка ручки продольного управления самолетом. Сигнал на
отработку электромеханизма поступает от командного блока 1.Механизмы триммерного эффекта. Как известно, при длитель¬
ном полете на каком-либо режиме даже небольшие нагрузки на
рычагах управления утомляют летчика. При прямом управлении
[уменьшение нагрузки на рычагах управления обеспечивается за203
счет отклонения триммеров (рис. 14.7). При непрямом управлении
разгрузка командных рычагов -управления легко осуществляется
за счет включения в систему механизма триммерного эффекта —
МТ (рис. 15.9, а).3Рис. 15.8. Включение автомата регулирования загрузки:1 — командный блок; 2 — автомат регулирования загрузки; 3 — загрузочный меха¬
низмРис. 15.9. Включение механизма триммерного эффекта?а — система непрямого управления с механизмом триммерног9 эффекта; б — принцип дей¬
ствия механизма триммерного эффектаВключая электродвигатель и изменяя положение точки в
(рис. 15.9, б), можно изменить и натяжение пружины загрузоч¬
ного механизма. Так, если ручка обжала пружину на величину а,
а механизм триммерного эффекта сдвинет корпус загружателя
влево на величину в = а, самолет будет балансироваться при нуле¬
вых усилиях на ручке управления.204
С помощью механизма триммерного эффекта можно также осу¬
ществлять и управление самолетом (аналогично триммерам или
серворулям). При этом электродвигатель будет отклонять свобод¬
ную ручку, а с ней и всю проводку управления и рули.§ 4. УСТРрйСТВА, ИЗМЕНЯЮЩИЕ ПЕРЕДАТОЧНЫЕ ОТНОШЕНИЯ
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ В ПОЛЕТЕКак известно, геометрические размеры рулей (управляемых
стабилизаторов) выбираются из условия обеспечения достаточной
их эффективности на посадке, когда скоростные напоры невелики,
и на больших высотах при М>1. На малой же высоте при боль¬
шой скорости самолет становится слишком «строг» в управлении,
.так как требует небольших перемещений командных рычагов
управления. Например, на одном из современных истребителей на
малой высоте и скорости У=1000 км/ч изменение перегрузки пу на
единицу требует отклонения стабилизатора на угол ф = 0,36°. Если
при этом оставить передаточное число неизменным, потребуется
отклонить ручку на величину л;в = 5 мм с тянущим усилием
Рр = 0,6 кгс. Такие малые значения перемещений не позволяют
летчику точно дозировать управляющие воздействия. Для устра¬
нения этого на самолетах применяют специальные устройства, поз¬
воляющие уменьшать передаточные отношения (увеличивать по¬
требное отклонение командного рычага) при полетах на таких
режимах.Простейшие механизмы нелинейной передачи механическим
путем уменьшают передаточное число в зоне малых перемещений
командного рычага. Это осуществляется различными способами.
Так, например, в схеме с кулисным механизмом (рис. 15.10, а) не¬
линейность образуется за счет возрастания проекции т — т,\ на
направление движения выходного звена.Недостатком таких нелинейных механизмов является то, что
изменение передаточного отношения зависит от положения ручки,
а не режима полета.Поэтому в продольном канале управления потребовалось при¬
менить специальные автоматы, регулирующие передаточное отно¬
шение (АРП) в зависимости от режима полета (рис. 15.11). Авто¬
мат 2 представляет собой качалку с изменяемой длиной плеч в (за
счет перемещения штока исполнительного механизма). Сигнал на
включение механизма вырабатывается в командном блоке I.Применение двух различных автоматов (загрузки и переда¬
точного отношения) позволяет обеспечить практически любой за¬
кон управления (загрузки командного рычага и отклонения орга¬
нов управления) без ухудшения маневренных свойств самолета.
Однако в этом случае требуются два отдельных исполнительных
механизма со своими командными блоками.Выше мы выяснили, что при увеличении скоростного напора
необходимо увеличивать загрузку командного рычага (плечо I за¬
грузочного механизма) и уменьшать передаточное отношение205
(плечо в). Таким образом, при изменении-режима полета во всех
случаях требуются противоположные по знаку законы изменения
передаточного отношения и жесткости загрузочного механизма.
Это позволило совместить функции автоматов загрузки и переда-Рис. 15.10. Ку-лисный механизм нелинейной передачи:-схема механизма; .6 — характеристика механизма; 1 — вход от команд¬
ного рычага управления; 2 — выход к гидроусилителюМТРис. 15.11. Система непрямого управления с автоматом, регулирующим переда¬
точное отношение:/ — командный блок АРП; 2 — автомат, регулирующий передаточное отношениеточных отношений в одном механизме. Система непрямого управ¬
ления с таким автоматом регулирования управления (рис. 15.12)
позволяет при изменении режима полета одновременно изменять
и величину загрузки командного рычага и передаточное отноше¬
ние (угол отклонения стабилизатора).206
Использование едино-го автомата регулирования управления
кроме очевидных достоинств имеет и недостатки. Единый исполни¬
тельный механизм ограничивает возможности автомата, так как
и величина загрузки и передаточное число изменяются всегда од¬
новременно, что не соответствует точным потребным законам их
изменения на всех режимах полета.Рис. 15.12. Система непрямого управления с автоматом регулирования управ¬
ления§ 5. АВТОМАТИЧЕСКИЕ УСТРОЙСТВА ДЛЯ УЛУЧШЕНИЯ
ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТАДемпферы тангажа, крена и рыскания. Увеличение скорости
(V>а) и высоты полета ведет к ухудшению демпфирующих
свойств самолета. Формы современных сверхзвуковых самолетов
(тонкий и симметричный профиль крыла и оперения, большие углы
стреловидности, малые удлинения крыла) также ухудшают демп¬
фирующие свойства самолета, а соответственно и характеристики
динамической устойчивости и управляемости.Ухудшение затухания собственных короткопериодических ко¬
лебаний современных самолетов приводит к тому, что летчики
пытаются гасить их соответствующими отклонениями рычагов уп¬
равления (рулей). Однако на сверхзвуковых скоростях и больших
высотах полета увеличивается запаздывание реакции самолета на
действие летчика. Это, а также запаздывание реакции летчика на
изменение режима полета чаще всего приводит к тому, что летчик,
пытаясь погасить колебания, усиливает их. Возникает задача —
обеспечить демпфирование колебаний большой частоты (малых
движений), на которые летчик не в состоянии оказать влияние,
причем сделать это надо автоматически.Сущность искусственного демпфирования состоит в создании
дополнительных моментов (посредством органов управления),
противодействующих вращательным движениям самолета
(рис. 15.13),207
Для успешного выполнения задачи парирования колебаний
самолета демпферы должны обладать большой чувствительностью
и быстродействием. Конструктивно демпфер состоит (рис. 15.14)
из трех частей: датчика угловой скорости (ДУС), усилительного
блока (УБ) и исполнительного устройства — рулевого агрегата
управления (РАУ).со2Рис. 15.13. Принцип создания демпфирующих момен¬
тов за счет отклонения рулей:
а — демпфирование продольных колебаний рулем высоты;
6 — демпфирование поперечных колебаний элеронами; в—
демпфирование путевых колебаний рулем направленияПо сигналу, пропорциональному угловой скорости (ускорению),
электромеханизм рулевого агрегата управления перемещает шток,
а с ним и золотник гидроусилителя. Гидроусилитель в свою очередь
отклоняет руль. При этом командный рычаг управления остается
неподвижным (обеспечивается предварительной затяжкой пру¬
жины ЗМ).Включение демпфера в канал управления тангажом, креном и
курсом ограничивает маневренные возможности самолета, так как203
демпфер всегда несколько отклоняет рули в сторону, противопо¬
ложную вращению самолета.Для исключения «паразитного» отклонения руля при выполне¬
нии маневра в схему автомата демпфирования включают специ¬
альный фильтр.Рис. 15.14. Система непрямого управления с демпфером колебаний само¬
летаАвтоматы балансировки. Как известно, на самолетах со'стрело¬
видным крылом в некотором диапазоне чисел М (от М] до М2,
рис. 15.15) может наблюдаться неустойчивость самолета по ско-Рис. 15.15. Зависимость балансировочного усилия
на ручке от числа М полета и перегрузкирости. В этом диапазоне чисел М летчик вынужден отклонять
ручку в непривычном для себя обратном направлении: при раз¬
гоне—на себя, а при торможении — от себя. При выполнении манев¬209
ров с перегрузками и с торможением, если летчик не успеет отдать
ручку от себя, смещение фокуса вперед создает значительный каб-
рирующий момент, растет угол атаки и перегрузка. Это явление
называют скоростным подхватом. При нем быстро соз¬
дается аварийная ситуация.Неблагоприятный характер изменения усилия на ручке в об¬
ласти околозвуковых скоростей полета можно устранить установ¬
кой специального автомата балансировки по схеме демпфера
(рис. 15.14). Исполнительный механизм (типа РАУ) такого авто¬
мата в этом диапазоне чисел М -предупредительно отклоняет ста¬
билизатор независимо от положения ручки так, что летчик для
сохранения балансировки самолета вынужден продолжать откло¬
нять ручку в прежнем направлении (при разгоне — от себя, а при
торможении — на себя).Автомат продольной устойчивости. Как известно, при переходе
самолета с докритической на сверхкритическую скорость полета
фокус крыла самолета смещается назад (рис. 15.16) и, как след¬
ствие, увеличивается степень продольной устойчивости самолета по
перегрузке \тсгУ = хР — х^).Если на сверхзвуковом самолете выбрать центровку для обеспе¬
чения минимальной степени устойчивости на дозвуковой скорости
(хТ )> то на сверхзвуковой скорости устойчивость окажется
излишне большой. Это приведет к ухудшению продольной управ¬
ляемости самолета и к большим потерям качества на балансировку.210
Если же выбрать центровку, соответствующую минимально до¬
пустимо?! устойчивости на сверхзвуковом режиме полета (хт )то на дозвуковых скоростях самолет окажется неустойчивым. По¬
лет же на неустойчивом по перегрузке самолете утомителен для
летчика, ибо любое возмущение ведет к прогрессивному увеличе¬
нию отклонения угла атаки от исходного значения и летчик вы¬
нужден беспрерывно вмешиваться в управление.Обеспечение нормальной степени продольной статической устой¬
чивости по перегрузке на различных режимах полета принципи¬
ально возможно тремя путями:Рис. 15.17. Автомат центровки:1 — перекачивающий насос; 2 — центровочный бак1.	Изменением центровки самолета с помощью автомата цент¬
ровки (например, перекачиванием, топлива в специальный цент¬
ровочный бак) при изменении режима полета (рис. 15.17).Рис. 15.18. Установка дополнительного носового стабилизатора:
1 — носовой стабилизатор; 2 — хвостовой стабилизатор2.	Выбором центровки из условия обеспечения нормальной сте¬
пени устойчивости на дозвуковых скоростях (хг)> а. на сверх-
апуковых скоростях автоматическим смещением фокуса самолета
вперед путем ввода в поток дополнительного носового стабилиза¬
тора (дестабилизатора, рис. 15.18) или отклонения концов стре¬
ловидного крыла вниз.211
3.	Выбором центровки из условия обеспечения нормальной сте¬
пени продольной устойчивости на сверхзвуковой скорости (х ,\ 7арис. 15.16), а на дозвуковом режиме полета применением автомата
устойчивости (сдвинуть фокус самолета назад).Рис. 15.19. Принцип действия автомата устойчивости-Принцип действия автомата устойчивости по перегрузке заклю¬
чается в создании восстанавливающего продольного момента
отклонениём стабилизатора (руля высоты) в сторону прироста
угла атаки а: при увеличении а стабилизатор отклоняется вверх,
при уменьшении а — вниз (рис. 15.19). Отклонение стабилизатора,
пропорциональное углу атаки (перегрузке пу), эквивалентно сме¬
щению фокуса самолета назад.В отличие от демпфера тангажа (рис. 15.14), у которого рас¬
ход рулей на демпфирование равен ±(2-т-5°), раздвижная тяга
автомата продольной устойчивости (рис. 15.20) должна иметь зна¬
чительный ход для парирования изменений перегрузки. Сигнал на
срабатывание РАУ поступает от датчика углов атаки («флюгар¬
ка») или акселерометра (датчик вертикальных ускорений — ДВУ).212
Автомат путевой устойчивости.Условием путевой устойчивости,
как известно, является располо¬
жение бокового фокуса /•'бок по¬
зади центра тяжести самолета,
что может обеспечиваться разме¬
щением в хвостовой части фюзе¬
ляжа киля. На сверхзвуковых
скоростях полета снижается эф1
фективность вертикального опе¬
рения, которая усугубляется еще
и «затенением» киля фюзеляжем
и крылом на больших высотах
.вследствие необходимости полета
с большими углами атаки.Улучшить путевую устойчи¬
вость только за счет увеличения
площади киля затруднительно,
ибо это ведет к увеличению раз¬
меров и веса киля на 50-—60%
и соответствующему смещению
назад центровки самолета.Наибольший эффект дает си¬
стема повышения путевой устой¬
чивости с помощью автомата пу¬
тевой устойчивости. Принцип дей¬
ствия его заключается в созда¬
нии восстанавливающего путево¬
го момента за счет отклонения
руля направления (аналогично
автомату продольной устойчиво¬
сти). Датчиками автомата путе¬
вой устойчивости являются дат¬
чик угла скольжения [3 и датчик
боковой перегрузки пг.Автомат поперечной устойчиво¬
сти. На современных самолетах
со стреловидным и треугольным
крыльями поперечная устойчи¬
вость на различных режимах по¬
лета значительно меняется. На
дозвуковых скоростях полета при
крене и последующем скольжении
на опущенное полукрыло изменя¬
ются эффективные углы стрело¬
видности и несущие способности
полукрыльев (рис. 15.21). Чем
больше полетный угол атаки, тем
больше восстанавливающий мо-/"I#Рис. 15.21. Зависимость поперечной
устойчивости самолета от угла атаки,
угла стреловидности и угла попереч¬
ного V крыла:
а — зависимость коэффициента подъемной
силы от угла атаки и угла стреловидности
крыла; б — изменение эффективного угла
стреловидности крыла при скольжении;
в — разность подъемных сил полукрыльев
при скольжении крыла с положительным
углом поперечного V; г — разность подъ¬
емных сил полукрыльев при скольжении
крыла с отрицательным углом попереч¬
ного V213
мент крена (рис. 15.21, а). Это йеблагопрйятйо Сказывается на бо¬
ковой устойчивости самолета (возникает колебательная неустой1
чивость). Для уменьшения поперечной устойчивости самолета на
больших углах атаки успешно используется установка крыла с от¬
рицательным углом поперечного V (рис. 15.21, г).Рис. 15.22. Зависимость коэффициентов подъемных сил
полукрыльев стреловидного крыла при его скольжении
от числа М полета:/ — зона прямой реакции на «дачу ноги»; 2 — зона обратной
реакции на «дачу ноги»Однако на околозвуковых скоростях полета (малых углах а2)
-поперечная устойчивость самолета значительно уменьшается и йо-
жет даже стать обратной по знаку. Причиной этого является не-
симметрия развития волнового кризиса у левого и правого полу-
крыла при скольжении (рис. 15.22). У опущенного полукрыла
(выдвинутого вперед) из-за меньшего угла стреловидности (х —13)
волновой кризис развивается на меньшем числе М. И в диапазоне
от М1 до Мг изменение величин подъемных сил ведет к изменению
момента крена по знаку. Здесь наблюдается обратная реакция са¬
молета на «дачу ноги». Если у поперечного устойчивого самолета
(на М<М^ отклонение руля направления вправо вызывало пра^
вый крен, то при М2>М>М] такое же отклонение руля вызовет
левый крен самолета. Все это значительно усложняет управление
самолетом.Желаемые характеристики поперечной устойчивости, а соответ¬
ственно и поперечной управляемости на некоторых самолетах обес¬
печивают с помощью автоматов поперечной устойчивости, прин¬
цип действия которых аналогичен принципу действия автоматов
продольной и путевой устойчивости самолета (рис. 15.20).§ 6. КОМПЛЕКСНЫЕ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯНепрерывное увеличение количества функций, выполняемых
автоматическими устройствами, сопровождается увеличением раз¬
личного рода датчиков, преобразователей, вычислителей, испол-214
/77777777215Рис. 15.23. Комплексная система автоматического управления
нительных устройств и других элементов автоматического оборудо¬
вания, причем некоторые автоматические устройства требуют уста¬
новки одних и тех же датчиков, а исполнительные устройства (на¬
пример, раздвижная тяга) могут обслуживать ряд автоматов.Поэтому в целях повышения надежности и уменьшения веса
все автоматические устройства на современных самолетах объеди¬
няют в единую систему автоматического управления (САУ).САУ (рис. 15.23) позволяет осуществить неавтоматическое,
полуавтоматическое и автоматическое управление самолетом,Неавтоматическое управление выполняет летчик,
воздействующий на рычаги управления с помощью гидроусили¬
телей.Автоматическое управление в целях безопасности
полета осуществляется с помощью двух исполнительных устройств:
рулевых агрегатов управления (РАУ) и механизмов триммерного
эффекта (МТ), на которые подаются управляющие сигналы, вы¬
рабатываемые вычислителем (В). Кроме того, в продольный ка¬
нал включен автомат регулирования управления (АРУ). РАУ мо¬
гут работать как в автоматическом, так и в полуавтоматиче¬
ском режиме. Они контролируют сравнительно небольшой диапа¬
зон отклонения рулей и обеспечивают большую скорость их отклоне¬
ния (20—40 град/с). Механизмы триммерного эффекта (МТ), вклю¬
ченные параллельно в проводку управления,при сравнительно не¬
большом быстродействии (2—4 град/с) позволяют использовать весь
диапазон отклонения рулей. Вычислитель (В) получает сигналы от
датчиков параметров движения и положения самолета (ДДПС),
а также от систем наведения (СН) и систем навигации и посадки
(СНП). В соответствии с заданным режимом работы (неавтома¬
тическим, полуавтоматическим, автоматическим) САУ обрабаты¬
вает поступающие сигналы и формирует управляющий сигнал,
который подается на исполнительные устройства (РАУ и МТ) и
на командно-пилотажные приборы (КПП). Между вычислителем
и исполнительными механизмами устанавливается блок безопасно¬
сти (ББ). Он пропускает только те сигналы, которые не превы¬
шают предельно допустимые значения, и формирует управляющие
сигналы, предупреждающие выход самолета на опасный ре¬
жим.§ 7. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ ПРЯМОГО УПРАВЛЕНИЯ
И МЕХАНИЧЕСКОЙ ЧАСТИ СИСТЕМЫ НЕПРЯМОГО УПРАВЛЕНИЯВ процессе эксплуатации системы управления с гибкой провод¬
кой тросы, работающие на растяжение, вытягиваются, натяжение
их падает и жесткость проводки уменьшается. Кроме того, натя¬
жение тросов изменяется при изменении температуры воздуха
(§ 3 гл. 14). Поэтому в процессе эксплуатации требуется система¬
тический контроль натяжения тросов. Натяжение регулируется
тандерами (рис. 14.15, в). На современных самолетах для умень¬216
шения натяжения тросов в проводку включают п р ужин н ы е
компенсаторы (рис. 15.24).Характерными неисправностями тросового управления явля¬
ются:—	«з а е р ш е н н о с т ь» тросов (обрыв отдельных нитей) в ме¬
стах контакта их с направляющими роликами и гермовыводами
(в стенках гермокабин);—	износ роликов и подшипников;—	срыв наконечников тандеров при их большом
выходе из корпуса тандера. Для недопущения этого при регули¬
ровке натяжения необходимо через контрольные отверстия
(рис. 14.15, в) следить за выходом наконечников.Рис. 15.24. Система управления с пружинным ком¬
пенсаторомКак отмечалось выше, в системе с тросовым управлением
к органам управления подводятся два троса. При ремонте или рег¬
ламентных работах необходимо исключить возможность обрат¬
ного крепления тросов (перепутывания правого и левого
троса), ибо это ведет к обратному отклонению рулей и тяжелому
летному происшествию.Жесткая проводка управления в процессе эксплуатации подвер¬
гается знакопеременным напряжениям и значительным статиче¬
ским и вибрационным нагрузкам. Под действием этих нагрузок
возможно появление трещин на тягах, узлах, качалках и рыча¬
гах. При дальнейшей эксплуатации трещины могут привести к раз-
пушению этих механизмов и тяжелому летному происшествию.
Из-за некоторого эксцентриситета приложения нагрузки тяги при¬
жимаются к роликам, что ведет к износу тяг в процессе экс¬
плуатации.Кроме того, для жесткой проводки характерны такие неисправ¬
ности, как повышенный люфт в проводке управления, разрушение
подшипников в наконечниках тяг и в качалках, -срыв резьбы на¬
конечников тяг при их большом выходе из тяги (выход контро¬
лируется с помощью контрольного отверстия, рис. 14.12, б) и другие.В системе управления триммерами наблюдается износ чер¬
ничной пары отклонения триммера, что на некоторых самоле-
тих приводит к повышенному люфту триммера и триммерно-руле-
иому флаттеру.217
§ 8. ПУТИ ПОВЫШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ ПОЛУАВТОМАТИЧЕСКИХ
СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМНасыщение систем управления современных самолетов различ¬
ными автоматическими устройствами, переход к бустерному управ¬
лению поставили перед конструкторами трудные задачи по обеспе¬
чению безопасности полета в случае отказа этих устройств.Повышение безопасности полета на' современных сверхзвуко¬
вых самолетах обеспечивается:1)	хорошими характеристиками устойчивости и управляемости
на всех режимах полета самолета (как с помощью дэродинамиче-
ской компоновки самолета, так'и, главным образом, применением
различного рода автоматических устройств);2)	сохранением надежности системы управления путем повы¬
шения надежности работы каждого из агрегатов; резервирования
отдельных агрегатов и’ контуров; резервирования всей системы
управления;3)	включением в систему управления специальных агрегатов и
целых блоков безопасности, предупреждающих выход самолета
на критические режимы.Способы обеспечения необходимых характеристик устойчивости
и управляемости самолетов рассмотрены выше. Однако следует
Отметить, что зачастую приходится отказываться от применения
на самолете весьма полезных автоматов только из соображений
невозможности защитить самолет от последствий выхода из строя
этих автоматов. Так, например, замыкание цепи электродвигателя
раздвижной тяги автомата' демпфирования или устойчивости со¬
провождается уводом руля в крайнее положение на-угол, контро¬
лируемый автоматом. Это особенно опасно при взлете и посадке и
в момент потери самолетом устойчивости, например, йо перегрузке.
Обрыв цепи обратной связи автоматов демпфирования при их
исправной работе ведет к нарушению пропорциональности угла от¬
клонения руля угловой скорости самолета. Рули будут отклонять¬
ся на предельные углы, контролируемые автоматом, и раокача^
ют самолет. Для повышения безопасности приходится «доверять»
автоматам малые углы (2—3°) отклонения рулей.При отказах АРУ (рис. 15.12) или АРП (рис. 15.11) в положе¬
нии штока на малом плече уменьшается диапазон углов отклоне¬
ния рулей, и их' может «не хватить» при взлете и особенно при
посадке.Во всех этих устройствах приходится применять сложные схемы
дублирования и компенсации ложных сигналов. Эффективным
средством повышения безопасности полета при отказе автоматов
и уводе рулевой поверхности -является применение механизмов
приведения отказавшего автомата (демпфирования, устойчивости,
балансировки, АРУ, АРП и других) к нейтрали. Такой механизм
срабатывает с помощью специальных концевых выключателей как
только руль при «уводе» автомата отклонится на предельную вели¬
чину. Кроме того, для повышения надежности в одном канале218
управления устанавливают последовательно два и более автома¬
тов демпфирования.На некоторых современных самолетах для обеспечения безопас¬
ности полета на случай отказа автоматических устройств предусмат¬
риваются специальные автоматы, ограничивающие выход самолета
на опасные режимы полета. Так, для предотвращения выхода са¬
молета на закритические углы атаки и на максимально допусти¬
мую перегрузку устанавливают автоматы перегрузок. На некото¬
рых самолетах при приближении к критическому режиму полета
по сигналу от датчика углов атаки такой автомат предупреждает
летчика тряской ручки управления или специальным световым или
звуковым сигналом. Если при этом летчик не дает ручку от себя,
то это за него делает автомат.'На других самолетах.измерительный блок ограничителя пере¬
грузок замеряет нормальное (акселерометром) и угловое (гиро¬
скопом) ускорения и при возрастании их выше определенного зна¬
чения мгновенно ставит стабилизатор (руль высоты или элевон)
нейтрально. После этого у летчика есть время на принятие необхо¬
димого решения.Как известно, самолеты со стреловидным и треугольным кры¬
лом обладают повышенной поперечной устойчивостью, особенно
на больших углах атаки. И при появлении скольжения (в частно¬
сти, при остановке одного из разнесенных по размаху крыла дви¬
гателей) быстро возникает большой кренящий момент, который
летчик зачастую не успевает парировать элеронами. Для париро¬
вания скольжения и возникающего крена на современных само¬
летах стали применять специальные автоматы скольжения (дат¬
чик— флюгер, измеряющий угол скольжения) и автоматы компен¬
сации отказа двигателей (датчик следит за режимом работы дви¬
гателей: давлением за турбиной). Исполнительные механизмы
этих автоматов успевают отклонять руль направления и элероны
в нужную сторону для парирования разворота и крена.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие .причины обусловили переход от прямого к непрямому (с гидро¬
усилителем) управлению самолетом?2.	Нарисуйте принципиальную схему систем непрямого управления.3.	Куда передается нагрузка от Мш в непрямой системе (сравните с пря¬
мой) управления?4.	Каков принцип действия гидроусилителя? Как осуществляется обратная
связь в этой системе управления и каково ее назначение?5.	Как формируются усилия на рычагах управления при необратимой схеме
включения ГУ? Для чего их нужно формировать?6.	Каково назначение и принцип действия однопружинного загрузочного
механизма? Каковы его недостатки? Для чего на самолетах устанавливают
двухппужинные (и более) загрузочные механизмы с нелинейной характери¬
стикой?7.	Какова идея установки двух параллельных ЗМ: полетного и взлетно-
посадочного?8.	Каково назначение и принцип действия автоматов регулирования за¬
грузки (АРЗ)? Нарисуйте принципиальную схему непрямого управления с АРЗ.219
9.	Каково назначение и принцип действия механизма триммерного эффекта?
Нарисуйте принципиальную схему управления с МТ.10.	Для чего необходимо менять передаточное отношение системы управле¬
ния в полете? Каков принцип действия автоматов регулирования передаточных
отношений?11.	Какие функции выполняет автомат регулирования управления (АРУ)?
Чем он отличается от АРЗ и АРП? Нарисуйте принципиальную схему управле¬
ния с АРУ.12.	Каково назначение и принцип действия демпферов тангажа, крена и
рыскания? Нарисуйте принципиальную схему их включения в систему управления.13.	Каково назначение и принцип действия автоматов продольной устой¬
чивости?14.	Каково назначение и принцип действия автоматов путевой устойчи¬
вости?15.	Каково назначение и • принцип действия автоматов поперечной устойчи¬
вости?16.	Перечислите возможные неисправности гибкой и жесткой проводок
управления.	• ,	(17.	Какими конструктивными мероприятиями повышается надежность гид¬
роусилителей?18.	Какими конструктивными мероприятиями повышается надежность всей
системы непрямого управления?19.	Как обеспечивают безопасность управления легкими и тяжелыми само¬
летами при отказах гидроусилителей?20.	Каково назначение автоматов ограничения перегрузок, автоматов сколь¬
жения и компенсации отказа двигателей?21.	Какие функции решают комплексные системы автоматического управ¬
ления современными сверхзвуковыми самолетами? Каковы их преимущества по
сравнению с обычными схемами непрямого управления?
Г л а в а 16ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХСИСТЕМ САМОЛЕТА§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ СИСТЕМ САМОЛЕТА
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМЭнергетические системы служат для питания энергией испол¬
нительных устройств (гидро- и пневмоцилиндров, электромоторов
и др.). приводящих в действие различные самолетные механизмы.
К числу этих механизмов относятся шасси, закрылки, тормозные
щитки, створки грузоотсека, рулевые поверхности, консоли крыль¬
ев переменной стреловидности, входные и выходные устройства
двигателей и другие.Энергетическая система должна отвечать следующим специфи¬
ческим требованиям:—	обладать достаточной энергией для выполнения всех воз¬
ложенных на нее функций, обеспечивая многократность действия
механизмов в полете и необходимую скорость срабатывания меха¬
низмов;—	обеспечивать высокую точность управления и возможность
фиксации управляемых агрегатов в крайних и промежуточных по¬
ложениях;—	надежно работать на всех режимах полета при изменении
температуры, высоты и скорости полета и быть удобной в эксплуа¬
тации.§ 2. ТИПЫ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ СИСТЕМ И ИХ СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКАВ зависимости от вида используемой энергии на самолетах при¬
меняют гидравлическую, пневматическую и электрическую си¬
стемы.Гидравлическая система использует энергию давления жидко¬
сти, пневматическая система — энергию давления сжатого газа,
электрическая система — электрическую энергию.Широкое применение сейчас находят комбинированные си¬
стемы: электрогидравлическая, пневмогидравлическая, электро-
пнбвмогидравлическая и другие.Рассмотрим преимущества и недостатки этих систем.221
Гидравлическая система. К достоинствам системы отно¬
сятся:—	небольшой вес источников и потребителей системы, прихо¬
дящийся на единицу мощности. Вес на единицу мощности для гид¬
ронасосов составляет 0,26—0,44 кгс/кВт, для гидроцилиндров и■	гидромоторов—0,3—0,73 кгс/кВт;—	высокое быстродействие. Испытания показывают, что время-
реверса и набора скорости до 2500 об/мин для гидравлического
мотора мощностью 3,7 кВт составляет 0,03—0,04 с;—	возможность непрерывного регулирования выходной скоро¬
сти привода;—	высокая точность действия и возможность фиксации управ¬
ляемых объектов в заданных положениях, что обеспечивается за
счет несжимаемости рабочего тела (жидкости), благодаря чему
система обладает большой механической жесткостью, т. е. обеспе¬
чивает жесткую связь между выходным звеном (штоком) и корпу¬
сом исполнительного устройства (цилиндром); жесткость гидро¬
привода примерно в 400, раз выше жесткости пневмопривода;—	плавность, равномерность и устойчивость движения управ¬
ляемых объектов;—	легкость выполнения системы в качестве следящей.Недостатками системы являются:—	большой вес трубопроводов и жидкости (примерно 0,2 кгс/м);—	зависимость работы системы от температуры и давления
окружающей среды;—	возможность возникновения отказов системы из-за наруше¬
ния ее герметичности,, загрязнения жидкости, больших забросов
давления при гидроударах;—	возможность пожара при нарушении герметичности системы
и при боевых ее повреждениях из-за применения легковоспламе¬
няющихся жидкостей.Пневматическая система. К преимуществам этой системы
относятся:—	малый вес трубопроводов и рабочего тела (0,1 кгс/м);—	способность развивать кратковременно большие мощности;—	высокое быстродействие;—	малая зависимость работы системы от давления окружаю¬
щей среды;	'—	безопасность в пожарном отношении.Недостатками системы являются:—	малая энергоемкость системы, которая ограничена объемом
баллонов;—	сравнительно большой вес и габариты источников энергии;—	большие ускорения управляемых агрегатов, приводящие к
ударным нагрузкам;—	малая механическая жесткость системы из-за: большой сжи¬
маемости рабочего тела (газа) и, как следствие, сложность фик¬
сации исполнительных устройств в промежуточных положениях и
выполнения системы в качестве следящей;222
—	возможность возникновения отказов системы из-за утечки
Газа, конденсации влаги и замерзания ее при низких темпера¬
турах.Электрическая система. К достоинствам системы относятся:•— простота формирования и передачи сигнала небольшой
мощности;—	отсутствие запаздывания при передаче энергии;—	простота автоматизации процессов управления;—	.высокая живучесть.Недостатками системы являются:■— большой вес и габариты источников питания и исполнитель¬
ных устройств (вес на единицу мощности генератора постоянного
тока —1,4 кгс/кВт, генератора переменного тока ^0,7 кгс/кВт,' электромеханизма ~2—2,8 кгс/кВт);—	большая инерционность исполнительных устройств;—	сравнительно небольшие усилия, развиваемые электродви¬
гателями (примерно в 20—30 раз меньше, чем в гидро- и пнев¬
моприводах) ;•— зависимость работы системы от. высоты полета;—	высокая стоимость элементов системы.При. выборе типа энергетической системы для управления аг¬
регатами исходят из условий работы объектов управления и мак¬
симального выполнения тактико-технических требований. Обычно
гидравлические системы исполцзуются там, где реализуются ее
основные преимущества: быстродействие, точность и плав¬
ность управления, возможность регулирования скорости и малый
вес.На современных самолетах гидравлическую систему применяют
для управления рулями, взлетно-посадочными устройствами,-
входными и выходными устройствами двигателей, створками
грузолюков, консолями крыла переменной стреловидности
и т. п.Пневматическая система используется там, где объекты управ¬
ления должны переводиться из одного положения в другое с боль¬
шой скоростью, а вопросы плавности их движения не имеют ре¬
шающего значения. К таким объектам относятся устройства для
покидания самолета, аварийного слива топлива, выпуска и от¬
цепки парашютов, перезарядки оружия и другие. Благодаря своей
автономности пневмосистема находит широкое применение в ка-
честве аварийной системы. Пневмосистема применяется также для
привода агрегатов, которые работают в условиях высоких темпе¬
ратур.Электрические системы используются для привода механизмов
малой мощности (триммеров, механизмов триммерного эффекта,
автоматов регулирования усилий), а также в аварийных системах
управления рулями.Широкое применение находят электрические системы для при¬
вода распределителей в гидравлических и пневматических систе¬
мах управления.223
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Перечислите и объясните требования, предъявляемые к энергетическим
системам.2.	Почему в гидравлических системах обеспечивается надежная фиксация
исполнительных устройств в промежуточном положении, а в пневматических
не обеспечивается?3.	Почему вес трубопроводов в гидравлической системе больше, чем в
пневматической?4.	Почему в пневматических системах управляемые агрегаты получают
большие ускорения?5.	Почему электрические системы не находят широкого применения для
привода механизмов большой мощности?6.	В каких случаях целесообразно применять электрические системы и по¬
чему?
Г л' а в а 17ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯО	ГИДРАВЛИЧЕСКИХ СИСТЕМАХ САМОЛЕТА§ I. ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ■	Элементарную гидравлическую систему можно представить как
совокупность (рис. 17.1) насоса 1 и исполнительного устройства 3,
приводящего в движение управляемый объект (например, шасси).При приложении к плунжеру 2 насоса силы Рх плунжер пере¬
мещается вправо и создает давление в насосе р\=Р\1и, гДе
/1 — площадь плунжера.По закону Паскаля это давление будет действовать и на пор¬
шень 4 площадью (потерями давления в трубопроводе прене¬
брегаем), создавая усилие Р-^ — р^ч, приложенное к штоку,Рис. 17.1. Принципиальная схема элементарной гидросистемы:
1 — насос; 2 — плунжер; 3 — исполнительное устройство; 4 — поршеньПри перемещении плунжера на расстояние 5! насос вытолк¬
нет объем жидкости	При полной герметичности системы
»Т0Т объем жидкости поступит по соединительному трубопроводу в
Полость исполнительного устройства 3 и переместит поршень на
величину 52 = 51/1//2, так какТаким образом, будет осуществляться жесткая механическая
снизь между насосом и штоком исполнительного устройства. Чем
большая сила Р\ приложена к плунжеру насоса, тем большее дав¬
ление создает насос и тем большая сила Р2 будет приложена к
управляемому объекту.н 8Г>225
Скорость движения исполнительного устройства зависит от то¬
го, за какое время из насоса будет вытолкнут объем Vьили, дру¬
гими словами, от производительности насоса:где I — время выталкивания жидкости.Подставив значение У\, получим= =	(17.1)где иил. = 5\11 — скорость движения плунжера насоса.Мощность насоса (кгс-м/с), как известно из механики, равна
произведению силы Ри действующей на плунжер 2, на скорость
его движения ипл:Лгн=ЛИпл = А/:1«пл=^5н-	. (17.2)Выполнив подстановки, связанные с преобразованием послед¬
него выражения ,в общепринятые единицы измерения мощности
(л. с., кВт) и расхода жидкости (л/мин), получимЛ'н = -Щ- л- ^н = тп| кВт-	(17.3)Схема реальной гидравлической системы отличается от рас¬
смотренной выше элементарной системы большим количеством
исполнительных устройств. Расход жидкости в системе определя¬
ется производительностью насосов, которая выбирается исходя из
объектов одновременно работающих исполнительных устройств и
времени их срабатывания.Гидравлическая система самолета по характеру выполняемых
функций делится на контур питания (центральную часть),
подающий жидкость под давлением к исполнительным устройст¬
вам, и контур потребителей, служащий для привода в дей¬
ствие самолетных механизмов.§2. РАБОЧЕЕ ДАВЛЕНИЕ ЖИДКОСТИМощность гидросистемы, как указывалось выше, зависит от
давления жидкости. Повышая давление жидкости, можно повы¬
сить мощность привода при том же расходе жидкости и при со¬
хранении габаритов исполнительных механизмов.Следовательно, увеличивая рабочее давление в системе, можно
уменьшить вес системы. Поэтому' стремятся повысить рабочее
давление жидкости. Увеличение рабочего давления ограничивается
такой максимальной величиной, при которой надежно работают
уплотнения агрегатов системы.В гидравлических системах современных самолетов применяют
рабочее давление 210—280 кгс/см2.226
§ 3. РАБОЧИЕ ЖИДКОСТИОсновным назначением рабочей жидкости является передача
энергии от насоса к исполнительным устройствам. Кроме того,
рабочая жидкость обеспечивает смазку подвижных деталей и от¬
вод тепла от нагретых элементов. Рабочая жидкость во многом
определяет характер работы и надежность системы.К жидкостям гидравлических систем самолетов предъявляются
следующие основные требования:—	хорошие смазывающие свойства по отношению к материа¬
лам трущихся пар;■— минимальная зависимость вязкости от температуры (умень¬
шение вязкости жидкости при повышении температуры приводит к
.увеличению утечек, увеличение вязкости при понижении темпера¬
туры отрицательно влияет на быстродействие, точность и чувстви¬
тельность системы);—	.малая упругость насыщенных паров и высокая температура
кипения (для улучшения кавитационных характеристик системы);—	малое абсорбирование (поглощение) воздуха (наличие воз¬
духа в жидкости снижает модуль упругости жидкости, способст¬
вует возникновению кавитации, пульсации давления и окислению
жидкости);—	высокая устойчивость к окислению в процессе эксплуатации
(при окислении жидкости из нее выпадают смолы и шлак, кото¬
рые, осаждаясь на подвижных элементах агрегатов, способству¬
ют их заклиниванию и отказу);—	нейтральность к применяемым в системе материалам; осо¬
бенно важно, чтобы рабочая жидкость не вызывала разрушения
материала уплотнительных устройств;.— жидкость должна быть нетоксичной (неядовитой) и огне¬
стойкой.Перечисленные требования противоречивы и удовлетворить их
полностью чрезвычайно трудно. В настоящее время широкое при¬
менение в гидравлических системах самолетов получила жидкость
АМГ-10 — авиационное масло гидравлическое с вязкостью не ме¬
нее 10 сСт (сантистоксов) при /=+50° С. Это минеральное мас¬
ло на нефтяной основе, к которому добавлены для повышения
НЯЗКОСти загуститель, а для предотвращения окисления масла —
противоокислитель. Для лучшего обнаружения течи масла АМГ-10
и него добавляется краситель красного цвета.Масло АМГ-10 не полностью удовлетворяет перечисленным тре-
бованиям:I	— вызывает разрушение кожаных уплотнений;—	огнеопасно, температура вспышки его 92° С;—	при контакте со сжатым воздухом (при степени адиабати¬
ческого сжатия более 7) масло может самовоспламеняться, вызы-
1Н1Н изрыв.Эти недостатки учитываются при конструировании и эксплуа¬
тации системы: уплотнения агрегатов гидравлической системы вы¬I»227
полнены из маслостойкой резины; в качестве газа, контактируе-
мого с АМГ-10, применяют азот (нейтральный газ).Масло АМГ-10 непригодно для тех самолетов, где в результате
аэродинамического нагрева обшивки температура жидкости дости¬
гает 120—150° С. При этой температуре масло вступает в соедине¬
ние с кислородом и разлагается с выделением смолистых ве¬
ществ. Поэтому на таких самолетах в качестве рабочих жидко¬
стей нашли применение синтетические жидкости.Практика показывает, что наилучшей среди них является поли-
силоксановая жидкость, которая имеет высокие температурно-вяз¬
костные характеристики, низкую упругость насыщенных паров и
устойчивость против окисления. Кроме того, эта жидкость явля¬
ется огнестойкой.В гидросистемах отечественных самолетов применяется синте¬
тическая жидкость 7-50С-3. Ее плотность 0,93 г/см3, вязкость
(при ^=+50° С) 12,5 сСт, температура вспышки +180° С.Основным недостатком этой жидкости является ее токсичность.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Почему увеличение давления в системе уменьшает ее вес?2.	Какими условиями определяется рабочее давление жидкости в системе?3.	Как влияет на работу системы наличие абсорбированного воздуха в ра¬
бочей жидкости? Объясните механизм действия.4.	Почему применение жидкости АМГ-10 ограничено по температуре?
Глава 18КОНТУР ПИТАНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ КОНТУРА ПИТАНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ■	Контур питания предназначен для подачи необходимого коли¬
чества рабочей жидкости с нужным давлением к потребителям.
К контуру питания предъявляются следующие специфические тре¬
бования:—	достаточная мощность и энергоемкость источников энергии,
обеспечивающая потребное быстродействие управляемых меха¬
низмов;—- обеспечение фильтрации рабочей жидкости, т. е. очистки ее
от загрязняющих примесей;—	ограничение повышения давления рабочей жидкости в сис¬
теме сверх заданного;—	обеспечение разгрузки насосов в период, когда потребители
выключены.Под разгрузкой гидравлических насосов понимается перевод их
на работу с минимальной мощностью при отсутствии потребления
эиергии потребителями.Цель разгрузки гидронасоса — предупредить преждевременный
износ насоса вследствие длительной работы на предельной мощно¬
сти, а также значительно снизить нерациональный расход энергии
на его привод. Из выражения мощности N = р^ следует, что осу¬
ществить разгрузку можно тремя способами:1)	не изменяя производительности насоса ((3 = сопз{), умень¬
шить ' давление на выходе из него до минимальной величины
(р~0),т. е. заставить насос работать вхолостую;2)	поддерживая давление за насосом постоянным и равным
рабочему давлению в системе (р = соп51), уменьшить производи¬
тельность насоса до минимальной ((2~0);3)	выключением насоса одновременно уменьшить до нуля и
производительность и давление ((2 = 0; р = 0).§ 2. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ КОНТУРОВ ПИТАНИЯВ зависимости от способов разгрузки насосов применяются
Следующие схемы контуров питания:—	с насосом постоянной производительности и автоматом раз¬
грузки;229
—	с насосом переменной производительности;—	с насосом постоянной производительности и выключателем
насоса.Контур питания с насосом постоянной производительности и
автоматом разгрузки (рис. 18.1). Рабочая жидкость размещается
в гидробаке 2. Для обеспечения независимости работы насоса от вы¬
соты полета и улучшения его кавитационной характеристики про¬
изводится наддув (поддавливание) гидробака. С этой целью ис¬
пользуется воздух, отбираемый от компрессора двигателя, или
нейтральный газ, подаваемый в гидробак из специальных балло¬
нов.В качестве нейтрального газа обычно применяют азот, который
благодаря своим инертным свойствам повышает пожарную безо¬
пасность системы и предохраняет жидкость от окисления.В магистраль наддува гидробака входит фильтр 3 для очи¬
стки поступающего воздуха (газа), редуктор 4, понижающий дав¬
ление до 1,1—4 кгс/см2, и обратный клапан 5, исключающий
стравливание воздуха из гидробака при остановке двигателя.Из гидробака жидкость забирается на вход в гидронасос-7.
От гидронасоса под давлением жидкость проходит через
фильтр 11, где она очищается, и поступает к кранам 5 управ¬
ления контура потребителей.Для проверки работы системы на земле при неработающих
двигателях в контуре предусмотрены клапаны 12 аэродромного
питания.Параллельно гидронасосу в контур включен гидроаккуму¬
лятор 7, представляющий собой баллон, внутренняя полость ко¬
торого разделена свободноплавающим поршнем (мембраной) на
две полости. Одна полость предварительно заряжается азотом, а
другая соединена с контуром питания. При работе насоса, когда
кран управления закрыт, происходит заполнение гидравлической
(нижней на рисунке) полости гидроаккумулятора, поршень пере¬
мещается вверх, давление азота в верхней полости увеличивается
и становится равным рабочему давлению жидкости в системе.При открытии крана управления жидкость за счет энергии
сжатого азота-выталкивается из гидроаккумулятора в систему, до¬
полняя подачу гидронасоса. Таким образом, гидроаккумулятор
повышает мощность гидросистемы. В случае отказа гидронасоса
гидроаккумулятор может быть использован как аварийный источ¬
ник энергии.Разгрузку насоса в данной схеме выполняет автомат раз-
груз к и 9. При достижении в контуре максимального давления
автомат разгрузки соединяет линию давления (до автомата)* с
гидробаком. В этом случае жидкость, нагнетаемая насосом, сли¬
вается в бак. Давление за насосом устанавливается 3—4 кгс/см'-'
(сливное давление), расход жидкости остается номинальным — на¬
сос работает на холостом режиме.Для того чтобы после переключения насоса на холостой ре¬
жим давление за автоматом разгрузки не упало (не разряжался230
От компрессора двигателя231
бы гидроаккумулятор), устанавливается обратный клапан
(в автомате разгрузки). .При падении давления в гидроаккумуляторе до величины рмин
(на 20—40 кгс/см2 меньше максимального) автомат разгрузки от¬
ключает линию подачи насоса от гидробака и насос начинает
вновь нагнетать жидкость в гидроаккумулятор, повышая давле¬
ние, до Рмакс-Диапазон давлений жидкости рмакс—Рмин выбирается с таким
расчетом, чтобы исключить частое переключение насоса с холостого
режима на рабочий в случае внутренней негерметичности сис¬
темы. Частое переключение приводит к возникновению резких коч
лебаний давления в системе й, как следствие, к усталостному
разрушению трубопроводов и агрегатов.Для предотвращения чрезмерного повышения давления в сис¬
теме при отказе автомата разгрузки в контуре устанавливается
предохранительный клапан 10. Он срабатывает при пре¬
вышении величины максимального давления на 10—20 кгс/см2 и
соединяет линию высокого давления со слйвной, благодаря чему
дальнейший рост давления прекращается. В этом случае насос не
разгружается, а, напротив, развивает наибольшую мощность, так
как производительность насоса .номинальная, а давление за на-
сосЬм превосходит рмшс. Давление жидкости в системе измеряется
с помощью манометра 8. Для контроля за работой системы в
контур могут подключаться .также датчики расхода, температуры
и другие приборы.Контур питания с насосом переменной производительности
(рис. 18.2) имеет те же элементы, что и рассмотренный выше кон¬
тур. Но в данной схеме отсутствует автомат разгрузки. Разгрузка
насоса здесь осуществляется р егу ля тором производитель¬
ности, размещенным в насосе.При отсутствии расхода жидкости через исполнительные уст¬
ройства производительность насоса автоматически уменьшается до2-^4 л/мин, а давление поддерживается примерно поетоянным и
равным рабочему давлению. В результате мощность, развиваемая
насосом, уменьшается — насос разгружается. Величина минималь¬
ной производительности насоса на холостом ходу выбирается из
условия обеспечения достаточного охлаждения насоса,.На холостом ходу прокачка жидкости насосом в бак осуществ¬
ляется- через дроссель 13, который и обеспечивает заданный
минимальный расход. Для охлаждения жидкости, .которая прошла
через дроссель, за ним устанавливается холодильник 9.Роль дросселя в рассматриваемом контуре может выполнять
специальный жиклер с калиброванным отверстием, установленный
в регуляторе. При достижении максимального давления на холо¬
стом ходу через это отверстие обеспечиваетря циркуляция жидко¬
сти от насоса в бак. Тем; самым обеспечивается необходимое ох¬
лаждение насоса.Контур питания с насосом постоянной производительности и
выключателем насоса (рис. 18.3). Такая схема применяется232
От компрессора двигателя233
234
в тех случаях, когда гидронасос имеет автономный привод от элек¬
тродвигателя. Особенностью этой схемы является наличие устрой¬
ства, обеспечивающего выключение насоса при достижении макси¬
мального давления и, таким образом, его полную разгрузку. Вклю¬
чение и выключение гидронасоса осуществляется автоматически с
помощью электрического переключателя давления 11.	,Все рассмотренные выше схемы применяются на современных
самолетах.Контур питания с насосом постоянной производительности и
автоматом разгрузки отличается высокой надежностью. Вместе с
тем он менее точно и медленнее реагирует на изменение потреб¬
ной мощности для управления агрегатами, так как давление пе¬
ред потребителями не поддерживается постоянным, а изменяется
от рмин до рмакс- Его целесообразно применять для управления
агрегатами, которце в полете работают кратковременно и для ко¬
торых следящие системы отсутствуют.Контур питания с насосом переменной производительности от¬
личается высокой скоростью реакции на изменение потребной
мощности для управления агрегатами. Это качество имеет боль¬
шое значение для работы следящих систем управления. Поэтому
такие схемы находят более широкое применение.Контур питания с насосом постоянной производительности и
выключателем насоса имеет преимущества перед остальными, так
как после завершения рабочих операций насос и система полно¬
стью разгружены. Это значительно повышает надежность систе¬
мы. Однако наличие в системе насоса с электрическим приводом
не позволяет применять данные схемы как основные из-за боль¬
шого веса приводов. Они обычно применяются для привода потре¬
бителей, имеющих небольшие мощности и работающих кратковре¬
менно. Автономный привод насосов позволяет применять эти кон¬
туры в качестве аварийных.§ 3. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ НАСОСЫГидравлические насосы являются источниками энергии в гидро¬
системе. К ним предъявляются следующие специфические требо¬
вания:—	обеспечение на всех режимах работы гидросистемы задан¬
ного давления и расхода жидкости;—	работоспособность в широком диапазоне температур (от
+ 200-7-250 до —60°С);—	высокая приемистость насосов, т. е. быстрое увеличение
производительности насоса от нулевой до максимальной и сниже¬
ние ее от максимальной до нулевой, необходимая для обеспечения
быстродействие гидросистемы;—	минимальная пульсация подачи жидкости. В результате не¬
равномерности подачи жидкости происходит колебание ее давле¬
ния, что может привести к усталостному разрушению трубопрово¬235
дов, а также вызвать вибрацию клапанов и другой гидравличе¬
ской аппаратуры.В самолетных гидравлических системах получили распростра¬
нение объемные насосы: шестеренчатые и плунжерные.Шестеренчатый насос (рис. 18.4). Насос состоит из корпуса /,
внутри которого размещены две . шестерни: ведущая 2 и ведо¬
мая 3.При вращении шестерен в
направлении, указанном стрел¬
ками, жидкость, заключенная
во впадины между зубьями,
переносится из всасывающей
полости в нагнетающую. В ка¬
мере нагнетания в процессе за¬
цепления зубья шестер'ен вхо¬
дят в соответствующие им впа¬
дины и вытесняют из них жид¬
кость. В камере всасывания
зубья, выходя из впадин, соз¬
дают пониженное давление. За
счет этого осуществляется не¬
прерывное засасывание жидко¬
сти из бака.Подача жидкости в систему
в данный момент (мгновен¬
ная подача) зависит от поло-Рис. 18.4. Шестеренчатый насос:	жения ТОЧКИ зацепления зу-/,— корпус; 2— ведущая шестерня; 3 — ведо- ОЬбВ. В СВЯЗИ С ПбрбМбЩбНИбМ
мая шестерня	ЭТОЙ ТОЧКИ При ВраЩвНИИ Ше-		стерен насоса меняется и по¬
дача. Таким образом, для шестеренчатых насосов характерна не¬
равномерность подачи жидкости, а следовательно, и пульсация
давления. Для уменьшения пульсации шестерни имеют нечетное
число зубьев.Производительность насоса (?т (м3/с) зависит от объема зуба
изуб, количества зубьев, шестерни г, числа оборотов в минуту п и
теоретически не зависит от давления в нагнетающей магистрали:0,-^.	(18Л)Практически производительность насоса меньше на.величи¬
ну утечек <2ут. С увеличением давления нагнетания 0ут увеличи¬
вается. Поэтому характеристика насоса (зависимость про¬
изводительности насоса от давления на выходе) при постоянном
числе оборотов имеет вид, показанный на рис. 18.5.Основным-каналом утечек в насосе являются утечки через тор¬
цовые зазоры (между торцом шестерен и крышкой). В современ^
ных шестеренчатых насосах применяют устройства для автомати¬
ческого уплотнения шестерен по их торцам (рис. 18.6). Для этой236
цели служат плавающие втулки 4 и 7, которые прижимаются к
торцовым поверхностям шестерен 2 и 3 давлением жидкости, по¬
ступающей из полости нагнетания по каналу 8. ■РРис. 18.5. Характеристика шестеренчатого
насоса7 12	8Рис. 18.6. Устройство шестеренчатого насоса:/ — корпус; 2 — ведущая шестерня; 3—ведомая шестерня; 4, 7 — плавающие втулки;
5 — шайба; 6~ пружина; 8 —канал нагнетания; 9 — канал всасывания; 10 — дренажДля прижатия втулок 4 и 7 к торцам шестерен, когда давле¬
ние жидкости за насосом небольшое (при разгрузке насоса), ус¬
тановлены специальные пружины 6. Утечки жидкости отводятся
через канал 9 во всасывающую полость насоса.237I
Насосы с рассмотренными устройствами имеют большой срок
службы и способны надежно работать при давлениях 120—
150 кгс/см2:В отдельных случаях эти насосы удовлетворительно работают
при давлениях 200 кгс/см2 и выше.Плунжерные насосы, В зависимости от расположения цилинд¬
ров относительно оси вращения ротора плунжерные насосы де¬
лятся на радиальные и аксиальные. В радиальных насо¬
сах движение плунжеров происходит в одной плоскости, в акси¬
альных-насосах—в пространстве.На современных самолетах широкое применение нашли акси¬
альные насосы благодаря их меньшему весу и габаритам.Рис. 18.7. Аксиально-плунжерный насос:
/—распределительный золотник; 2, 7 — плунжеры; 3 — кардан; 4.«корпус; 5 — вал;
6 — шатун; 8 блок цилиндровАксиально-плунжерные насосы выполняются постоянной
и переменной производительности. Аксиально-плуйжерный насос по.
стоянной производительности (рис. 18.7) состоит из корпуса 4, внут¬
ри которого на подшипниках устанавливается вал 5. Вал соединяет¬
ся через кардан 3 с блоком 8 цилиндрсГй. В гильзах блока двигаются
плунжеры 7, соединенные шатунами 6 с валом. Выходные отвер¬
стия, гильз через дуговые пазы распределительного золотника 1 со¬
единяются со штуцерами всасывания и нагнетания. Вал насоса
через карданную передачу приводит во вращение блок цилиндров.238
Так как ось блока цилиндров составляет некоторый угол с осыо
вала, то при вращении вала и связанного с ним блока цилиндров
плунжеры совершают в гильзах блока возвратно-поступательное
движение. При вращении вала плунжер 2 (верхний) будет дви¬
гаться вправо, производя всасывание жидкости, а плунжер 7
(нижний)—влево, осуществляя нагнетание жидкости. Производи¬
тельность насоса (теоретическая, см3/с) определяется по формуле(2н = Уагп =	(18.2)где Уц— объем цилиндра, равный произведению площади основа¬
ния цилиндра 5Ц на ход плунжера Н\
г — число цилиндров;
п — число оборотов насоса в секунду.Ход плунжера зависцт от угла у между осями цилиндрового
блока и вала. Чем больше у, тем больше ход плунжера и тем
больше производительность насоса. Величина этого угла выбира¬
ется порядка 20°. Увеличение угла у сопровождается ростом боко¬
вой силы, прижимающей плунжер к стенке цилиндра.При работе насос подает-жидкость неравномерно. Это объяс¬
няется .переменной по величине скоростью поступательного движе¬
ния плунжера, а следовательно, и различной по ходу плунжера
подачей жидкости.С увеличением числа плунжеров амплитуда пульсации умень¬
шается, а частота увеличивается. При нечетном числе плунжеров
амплитуда пульсации значительно меньше, чем при четном числе.
Наиболее распространенное число плунжеров в гидравлических на¬
сосах — 7—9.Аксиально-плунжерные насосы переменной производительности
поддерживают примерно постоянное давление жидкости в систе¬
ме за счет изменения хода плунжеров и выполняются двух ти¬
пов: с наклонным блоком цилиндров и с наклонной шайбой.Насос с наклонным блоком цилиндров (рис. 18.8)
по устройству аналогичен описанному выше насосу постоянной
производительности, но угол у наклона блока цилиндров у него
переменный. Его величину меняет автоматически в зависимости
от давления жидкости . в системе регулятор производительности
насоса, состоящий из золотника 8 с пружиной 9 и сервопоршня 10
с пружиной 11.При повышении давления наклон блока цилиндров уменьшает¬
ся, что вызывает уменьшение хода плунжеров и производительно¬
сти насоса. При понижении давления (увеличении расхода жидко¬
сти в системе) производительность насоса увеличивается. Таким
образом, давление в системе поддерживается примерно постоян¬
ным, а производительность насоса меняется в соответствии с по¬
требным расходом жидкости в системе.Характеристика такого насоса изображена на рис. 18.9. На
участке 1—2 наклон блока (а следовательно, и производительность
насоса) изменяется с помощью регулятора так, что давление на
выходе из насоса сохраняется примерно одинаковым, изменяясь в239
узком диапазоне от р\ до рМако. На участке 3—2 угол у наклона
блока цилиндров максимальный (неизменный). Поэтому характе¬
ристика на этом участке идет так же, как и у шестеренчатого на¬
соса (рис. 18.5).Рис. 18.8. Аксиально-плунжерный насос с наклонным блоком цилиндров:/ — распределительный золотник; 2 — шатун; 3 — кардан; 4 — блок цилиндров; 5 — вал;
€ — цилиндр; 7 —плунжер; 8 — золотник; 9, 11— пружины; .10 — сервопоршень; 12 — дренажРассмотрим работу регулятора производительности.При давлении в системе, меньшем ри золотник 8 (рис. 18.8)
регулятора занимает крайнее правое положение, так как сила,
создаваемая давлением жидкости на торец золотника, меньше си¬
лы предварительной затяжки пружины 9. Полость сервопоршня Б
при этом сообщается со сливом. Под действием пружины 11 сер¬
вопоршень 10 находится в правом крайнем положении, угол у на¬
клона блока максимальный — насос установлен на максимальную
производительность.При повышении давления, когда усилие от давления жидкости
станет больше усилия предварительной затяжки пружины, золот¬
ник 8 начинает смещаться влево и при р=р\ открывает доступ
жидкости в полость сервопоршня В, предварительно разобщив эту
полость от сливной магистрали. Через открывшееся окно жидкость240
дросселируется, ее давление падает. По мере заполнения поло¬
сти В сервопоршень 10 перемещается влево, уменьшая угол на¬
клона блока цилиндров.При перемещении сервопоршня сжимается пружина 11 н дав¬
ление в полости В растет. Это давление подводится и в полость А.
Поэтому к усилию пружины 9 добавляется еще усилие
от давления жидкости. Зо¬
лотник 8 перемещается р|
вправо и закрывает посгуп- рмакс
ление жидкости в по¬
лость В. В системе устанав¬
ливается давление, несколь¬
ко большее р\ и соответст¬
вующий ему расход <2<<2ном.При дальнейшем повыше- ’
нии давления вновь наруша¬
ется равновесие золотника 8,
снова поступает жидкость в
полость В, сервопоршень 10
перемещается влево, умень¬
шая подачу, и так далее до
тех пор, пока производи¬
тельность насоса не умень¬
шится до минимальной ве¬
личины <20, определяемой
дросселем минимального
расхода 13 (рис. 18.2).Регулировка рабочего давления осуществляется изменением
натяжения пружины 9 (рис. 18.8) с помощью регулировочного
винта.Насос с наклонной шайбой (рис. 18.10) отличается от
рассмотренного выше прежде всего тем, что ось ротора 5 с плун¬
жерами 7 совпадает с осью входного вала, а производительность
насоса (изменение хода плунжеров) регулируется изменением угла
наклона шайбы (радиально-упорного подшипника) 6.При вращении ротора 5 плунжеры 7 совершают сложное дви¬
жение: вращательное вместе с ротором и возвратно-поступатель¬
ное по оси цилиндра. За первую половину оборота (от верхней
точки наклонной шайбы к нижней) плунжеры 7 под действием
пружин 8 двигаются влево. При этом происходит наполнение ра¬
бочих цилиндров через дугообразное отверстие отсечной шайбы 9.
За вторую половину оборота ротора плунжер совершает возврат¬
ный ход под действием наклонной шайбы, выталкивая через вто¬
рое дугообразное отверстие отсечной шайбы жидкость в маги¬
страль нагнетания.В рассматриваемых насосах плунжеры располагаются не парал¬
лельно оси ротора, а под некоторым углом (12—15°). За счет это¬
го выталкивание плунжеров при всасывании жидкости и поддер¬
жание непрерывного контакта плунжеров с наклонной шайбой241Рис. 18.9. Характеристика аксиально¬
плунжерного насоса с наклонным бло¬
ком цилиндровI
осуществляется не только пружинами, но и составляющими цен¬
тробежных сил Р2 (рис. 18.11). Это позволяет уменьшить размеры
пружин. Кроме того, наклонное расположение цилиндров упроща¬
ет компоновку насоса, так как позволяет при прочих равных ус¬
ловиях увеличить ход плунжеров. Однако равномерность хода по
углу поворота ротора при этом уменьшается.Рис. 18.10. Плунжерный насос с наклонной шайбой:1 — корпус; 2, 8, 11 — пружины; 3 — сервопоршень; 4 — жиклер;
5 — ротор; 6 — наклонная шайба; 7 — плунжер; 9 — отсечная
шайба; 10— регулировочный винт; 12 — клапан; 13 — шток:
14 — мембрана; 15 — дренажХарактеристика этого насоса аналогична характеристике, пока¬занной на рис. 18.9. ИзменениеРис. 18.11. Поддержание контакта
плунжеров с наклонной шайбойпроизводительности насоса от
<Зном до (2о в диапазоне давле¬
ний ОТ р\ ДО Рмакс осуществля¬
ет регулятор производительно¬
сти. Он включает рычаг с кла¬
паном 12 (рис. 18.10), пружи¬
ну 11, шток 13, мембрану 14,
сервопоршень 3 с жиклером 4
и пружину 2.При давлении в системр
р<р 1 клапан 12 под действи,
ем пружины 11 будет закрыт,
так как момент силы, прило¬
женной к клапану через мем¬
брану 14 и шток 13, относи¬
тельно его оси вращения мень¬
ше момента силы предвари¬
тельной затяжки пружины 1.1.
Слив жидкости из полости сер¬242
вопоршня Б отсутствует. Давление в полостях А и Б одинаково,
и сервопоршень под действием пружины и силы давления жид¬
кости на неуравновешенную площадь сервопорщня находится в
крайнем левом положении. Наклонная шайба установлена в по¬
ложение максимального угла, т. е. максимальной производитель¬
ности Оном-Если давление в системе станет больше р\, мембрана 14 через
шток ]3 воздействует на клапан-и откроет его. Давление в по¬
лости Б сервопоршня уменьшится за счет гидравлических потерь
на жиклере 4. Под действием разности давлений в полостях А и
Б создается усилие на сервопоршень, которое перемещает его
вправо, сжимая пружину 2. Усилие, действующее на сервопоршень
справа, увеличивается, и в заданном положении он останавлива¬
ется, передвинув наклонную шайбу на меньшую подачу. В. ма¬
гистрали устанавливается давление р, несколько большее р\, и со¬
ответствующий ему расход <3<(2ном. При дальнейшем повышении
давления клапан 12 открывается на большую величину, равнове¬
сие сил, действующих на сервопоршень, нарушается, и он вновь
смещается вправо, уменьшая подачу. Регулировка рабочего дав¬
ления осуществляется изменением натяжения пружины 11 с помо¬
щью винта 10., Рассмотренные выше насосы применяются в гидравлических
системах самолетов. Область применения тех или иных схем гид¬
ронасосов определяется их преимуществами и недостатками.Шестеренчатые насосы просты по конструкции по сравнению с
плунжерными, дешевы в производстве, имеют малый вес и габа¬
риты, большой ресурс и надежны в эксплуатации.Плунжерные насосы переменной производительности, уступая
шестеренчатым в простоте, габаритах, весе и надежности, обеспе¬
чивают примерно постоянное давление в системе. Кроме того, при¬
менение шестеренчатых насосов, как указывалось выше, ограни¬
чивается из-за значительного уменьшения производительности
насосов при больших рабочих давлениях.Ограничение в применении по величине рабочего давления (до
150 кгс/см2) имеют и аксиально-плунжерные насосы с наклонной
шайбой из-за недостаточной надежности узла опорно-упорного
подшипника.В гидравлических системах современных самолетов с рабочим
давлением 210—280 кгс/см2 широкое применение находят аксиаль¬
но-плунжерные насосы с наклонным блоком цилиндров.§ 4. ГИДРОАККУМУЛЯТОРЫ. Гидроаккумуляторы предназначены для выполнения следую¬
щих функций:•— кратковременного повышения мощности системы (это дает
возможность понизить мощность насосов);—	увеличения времени работы насосов на холостом ходу в
системах с насосом постоянной производительности и автоматом243
разгрузки и увеличения времени паузы в работе насоса в систе¬
мах с выключателем насоса;—	обеспечения работы отдельных потребителей при отказе на¬
сосов;—	уменьшения пульсации давления жидкости и демпфирова¬
ния гидроударов.Гидроаккумулятор (рис. 18.12) представляет собой баллон с
плавающим поршнем 1. Поршень делит этот баллон на две поло¬
сти—Л и Б. Полость А заряжается предварительно газом (азо¬
том) с давлением р0. Полость Б сообщается с гидросистемой. Приработе насоса, когда давление в си¬
стеме станет больше ро, жидкость под
давлением начнет заполнять полость Б.
Поршень при этом будет поднимать¬
ся вверх, сжимая газ до величины ра¬
бочего давления жидкости в системе.При уменьшении давления в гид¬
росистеме жидкость за счет энергии
сжатого газа выталкивается из акку¬
мулятора в магистраль нагнетания
системы и совершает работу, равную
работе расширения газа.Величина начального давления га¬
за р0 выбирается из условия получе¬
ния максимальной работы газа при
разрядке аккумулятора (с учетом воз¬
можного повышения температуры).
Рис. 18.12. Принципиальная Для современных самолетов Ро —
схема гидроаккумулятора: =65ч-80 кгс/см2./-плавающий поршень; 2 - за-	ЕСЛИ НаЧЭЛЬНОе Давление ГЭЗЭ бу-рядный клапан; 3 — газ; 4 — жид-	.кость	дет выше расчетного, рабочее давле-ние в нем будет достигнуто при мень¬
шем ходе поршня. Следовательно, количество, жидкости в гидрав¬
лической полости гидроаккумулятора окажется меньшим, чем при
нормальном начальном давлении газа, и гидроаккумулятор совер¬
шит меньшую работу (обеспечит меньшее число срабатываний
механизмов). Если начальное давление газа будет ниже расчет¬
ного, то при достижении в системе рабочего давления гидроакку¬
мулятор вместит большее количество жидкости, чем при нормаль¬
ном начальном давлении. Однако в данном случае при разрядке
аккумулятора часть жидкости не будет эффективно использована,
так как до подхода поршня до нижнего (по схеме) положения дав¬
ление в газовой полости будет ниже того, которое необходимо для
нормального срабатывания механизмов.В процессе эксплуатации гидравлических систем необходимо
следить за величиной начального Давления азота в гидроаккуму¬
ляторе. В целях обеспечения своевременной его подзарядки на
многих самолетах к газовым полостям гидроаккумуляторов подво¬
дят азот от самолетной системы через специальный редуктор.244
В зависимости от типа разделителя сред различают гидроак
кумуляторы поршневые и мембранные. Поршневые гндро,аккуму-
ляторы имеют цилиндрическую форму,	7мембранные —сферическую.Наиболее простым является поршне¬
вой гидроаккумулятор (рис. 18.13). Гер¬
метизация поршня в цилиндре достига¬
ется применением резиновых уплотни¬
тельных колец. Существенным недо¬
статком поршневых аккумуляторов яв¬
ляется наличие большого трения поршня
в цилиндре и большая его инерцион¬
ность.Недостатки поршневых гидроаккуму¬
ляторов частично устранены в мембран¬
ных. Наиболее типичным представите¬
лем таких аккумуляторов является ша¬
ровой гидроаккумулятор (рис. 18.14), ко¬
торый отличается от цилиндрического
малым весом. Это обусловлено тем, что
в стенках шарового баллона, находяще¬
гося под давлением, напряжения в два
раза меньше, чем в стенках цилиндри¬
ческого баллона того же диаметра.Разделителем сред в нем является рези¬
новая диафрагма 4, зажатая между кор¬
пусом 3 и крышкой 2.Для того чтобы исключить продавли-
вание диафрагмы в отверстие выходного
штуцера при разрядке аккумулятора,
может применяться либо установка на
диафрагму металлических шайб, либо
установка вкладышей 5 в выходной шту¬
цер 6 с большим числом отверстий ма¬
лого диаметра.Благодаря своей малой инерционно¬
сти диафрагменные аккумуляторы ис¬
пользуются в качестве гасителей высо¬
кочастотных пульсаций давления. Меха¬
низм гашения этих колебаний состоит вследующем. Как указывалось выше, причиной колебания давления
является неравномерная подача жидкости насосом. Для того
чтобы уменьшить эту неравномерность, очевидно, необходимо «за¬
брать» излишки жидкости (превышение над средней подачей) и
дополнить подачу до средней в периоды, когда суммарная подача
меньше средней. Эту задачу и решает гидроаккумулятор — гаси¬
тель пульсаций. При превышении средней подачи (рабочего
давления) насоса он заряжается, а при уменьшении подачи—раз¬дроакку мулятор:/ — зарядный клапан; 2 — ниж¬
няя крышка; 3 — цилиндр; 4 —
поршень; 5 — уплотнение; 6 —
верхняя крышка; 7 — рабочий
штуцер245
ряжается. Очевидно, что для обеспечения эффективного гашения
колебаний гасители пульсаций должны работать с частотой коле¬
бания подачи жидкости, т. е. с высокой частотой. Отсюда и возни¬
кает требование малой инерционности, предъявляемое к данным
типам гидроаккумуляторов.Рис. 18.14. Шаровой гидроаккумулятор:/ — зарядный клапан; 2~ крышка; 3 — корпус; 4 — диа¬
фрагма; 5 — вкладыш; 6 — штуцерНа тяжелых самолетах с большой мощностью гидросистемы
устанавливаются, как правило, поршневые гйдроаккумуляторы
большой емкости, которые из-за своей значительной инерционно
сти не могут выполнять функции гасителя пульсаций. Поэтому в
этих системах дополнительно устанавливаются специальные гаси¬
тели -пульсаций. Гасители пульсаций устанавливаются в непо¬
средственной близости у гидронасосов.246
§ 5. ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНЫЕ КЛАПАНЫПредохранительные клапаны (рис. 18.15) предназначены для
защиты гидросистемы от чрезмерного повышения давления. К за¬
порному устройству 1 предохранительного клапана подается жид¬
кость под давлением из насоса. Когда усилие от давления превы¬
сит усилие затяжки пружины 2, клапан смещается со сво&го
седла и открывает проход для жидкости. При этом магистраль
давления сообщается с магистралью слива и дальнейший рост дав¬
ления прекращается.При увеличении расхода
жидкости через клапан запор¬
ное устройство смещается на
большую величину, следова¬
тельно, усилие пружины возра¬
стает. В результате давление
жидкости, необходимое для
удержания клапана, увеличи¬
вается. Отсюда можно сделать
вывод, что данный клапан не
обеспечивает поддержание ста- Рис'	Принципиальная схема пре-й „	дохранительного клапана:сильного давления при изме- ,	,г	/ — запорное устройство; 2 — пружина; 3 — ре-нении расхода жидкости. Чем	гулировочнып винтжестче пружина, тем разницав давлениях будет больше. При резком увеличении расхода жид¬
кости клапан вследствие инерции (пружины и собственно клапа¬
на) открывается с некоторым запаздыванием. В результате в
системе может произойти заброс давления, под действием кото¬
рого клапан откроется на большую величину. Это вызовет резкое
понижение давления жидкости в системе, что приведет к излишне
большому перемещению клапана в сторону закрывания.В результате может снова произойти заброс давления, откры¬
тие клапана на большую величину и т. д., т. е. могут возникнуть
автоколебания, которые вызовут колебания во всей системе и мо¬
гут стать причиной усталостного разрушения пружин.Рассмотренный выше предохранительный клапан носит назва¬
ние клапана прямого действия. Такие клапаны применяются в си¬
стемах с небольшими давлением и расходом. В гидравлических
системах с насосами большой производительности предохрани¬
тельные клапаны должны обладать большой пропускной способно¬
стью. Увеличение расхода жидкости через клапан можно обеспе¬
чить за счет увеличения его запорного устройства. Но это потре¬
бует установки пружины больших размеров, так как усилие,
передаваемое на нее от клапана, значительно возрастет вследст¬
вие увеличения размеров клапана. При этом сильно возрастет вес
предохранительного клапана. Установлено, что диаметр клапанов
прямого действия ограничен 25 мм (при больших диаметрах раз¬
меры пружин недопустимо возрастают).Для уменьшения габаритов и веса предохранительных клапа¬
нов в системах с большими расходами и высокими давлениями247
применяют клапаны с серводействием двухступенчатые (рис.
18.16). Такие "Клапаны менее подвержены колебаниям, более чув¬
ствительны и способствуют стабильности давления в системе.
Принцип их работы следующий. Клапан-датчик 3, являющийся
чувствительным элементом, срабатывает при расчетном
давлении и включает исполнительный клапан 1, через ко¬
торый происходит слив жидкости. Пружина 4 клапана-датчика
отрегулирована на предельно допустимое значение. Размеры этой
пружины невелики, так как усилие, передаваемое на пружину
клапаном-датчиком, незначительно вследствие малой площади его
рабочей части. Исполнительный клапан благодаря своим большим
размерам обеспечивает большую пропускную способность.Если давление в системе
меньше предельного, . то
клапан-датчик закрыт. Дав¬
ления в полостях а и б, сое¬
диненных жиклером 5, рав¬
ны. Следовательно, силы
давления жидкости, дейст¬
вующие на исполнительный
клапан, взаимно уравнове¬
шены. Исполнительный кла¬
пан удерживается в закры¬
том положении с помощью
пружины 2.При увеличении давле¬
ния жидкости в системе до предельного открывается клапан-дат¬
чик 3. Давление жидкости в полости б вследствие действия жик¬
лера уменьшится по сравнению с давлением в полости а. Под дей¬
ствием этой разности давления происходит открытие исполни¬
тельного клапана, и магистраль давления соединяется с магист¬
ралью слива. При закрытии клапана-датчика давление в полости
а и б выравнивается, перепад давления на исполнительном кла¬
пане исчезает, клапан под действием пружины садится на седло.В зависимости от типа запирающего устройства применяют
клапаны шариковые, конусные и плунжерные. Наибо¬
лее простыми являются шариковый и конусный клапаны. Однако
применение их в схемах прямого действия ограничено, так как при
длительной работе вследствие вибраций клапаны разбивают седло
и нарушают внутреннюю герметичность системы. Более высокую
надежность обеспечивают плунжерные клапаны.В гидравлических системах находят применение предохрани¬
тельные клапаны с поршневым управлением (рис. 18.17). Клапан
работает следующим образом. Полость под поршнем сообщена че¬
рез дроссель 3 с линией высокого давления. При превышении
давления сверх допустимого поршень 5, сжимая редукционную
пружину 4, толкателем открывает клапан 1 и обеспечивает пере¬
пуск жидкости в магистраль слива. Таким образом, исключается
увеличение давления в системе больше допустимого. В данной24812 3 4Рис. 18.16. Предохранительный клапан
с серводействием:/ — исполнительный клапан; 2, 4 ~ пружины;
3 — клапан-датчик; 5 — жиклер
конструкции с увеличением давления в системе клапан 1 прижи¬
мается к седлу с большой силой, в результате чего герметичность
клапана повышается. Дроссель 3 предотвращает возникновение
автоколебаний клапана.'Рис. 18.17. Предохранительный клапан
с поршневым управлением:/ — клапан; 2, 4 — пружины; 3 — дроссель;5 — поршень§ 6. АВТОМАТЫ РАЗГРУЗКИ (АВТОРАЗГРУЗОЧНЫЕ КЛАПАНЫ)Автоматы разгрузки устанавливаются в контурах питания с на¬
сосами постоянной производительности. Они служат для разгруз¬
ки насосов .(перевода их на слив в бак) в период отсутствия рас¬
ходования жидкости потребителями и поддержания давления в
гидроаккумуляторе в рабочем диапазоне (рМакс—Ртт)-Автомат разгрузки (рис. 18.18) представляет собой клапан с
серводействием. Он состоит из двух основных элементов: управ¬
ляющего золотника 1, который является датчиком, реаги¬
рующим на величину давления, и исполнительного клапа¬
на 2, осуществляющего переключение насоса на холостой ход.В исходном положении, когда давление в системе (гидроакку¬
муляторе) меньше рабочего (рис. 18.18, а), управляющий золот¬
ник 1 отжат пружиной 3 вправо и полость Д сообщена со сливом.
Поэтому исполнительный клапан 2 под действием пружины 5 на¬
ходится в правом положении, разобщая магистрали высокого249
давления от сливной. Насос нагнетает жидкость через обратный
клапан 4 в систему.При увеличении давления в системе до величины, соответст¬
вующей предварительной затяжке пружины 3 (трением пренебре¬
гаем), золотник 1 начинает перемещаться влево. При достижении
давления рмако открывается доступ жидкости из магистрали высо¬
кого давления через канал Г в полость Д под исполнительный
клапан 2. Последний перемещается влево и соединяет канал А со
сливной магистралью Б (рис. 18.18, б). Насос переключается наа43 2 1
6Рис. 18.18. Автомат разгрузки:а — исходное положение (давление в системе
меньше рабочего): б — автомат в режиме раз¬
грузки насоса; / — управляющий золотник; 2 —
исполнительный клапан; 3, 5 — пружины; 4 — об¬
ратный клапанхолостой режим. Обратный клапан 4 под действием разности дав¬
ления, действующей на него, закрывается и отключает гидроак¬
кумулятор от магистрали А.При уменьшении давления жидкости в системе управляющий
золотник 1 под действием пружины 3 перемещается вправо. При250
Рис. 18.19. Трехстуценчатый автомат разгрузки:/ — управляющий золотник; 2 — исполнительный клапан; 3, 5 — пру¬
жины; 4 — обратный клапан; 6 — промежуточный золотник; 7 — демп¬
фер; 8— клапан; 9 — золотникВ контурах питания с насосами высокой производительности
применяют трехступенчатые автоматы разгрузки (рис. 18.19).
•Принципиально они устроены аналогично, но в отличие от рассмот¬
ренного автомата в них установлен промежуточный золот¬
ник 6. При достижении в системе рабочего давления управляю¬
щий золотник 1 перемещается влево, обеспечивая подвод жидко¬
сти в полость Б левого торца промежуточного золотника 6 и слив
жидкости из полости А правого торца промежуточного золотника.давлении рШ1п полость Д сообщается со сливом и исполнительный
золотник 2 под действием пружины 5 устанавливается в правое
положение. Насос снова подает жидкость в систему. Диапазон ра¬
бочих давлений (рМакс—Ршш) задается в пределах 20—40 кгс/см2
и определяется жесткостью пружины, предварительной ее затяж¬
кой и расстоянием I между каналами управляющего золотника.251
Последний перемещается вправо и соединяет полость В правого
торца исполнительного клапана с подводом жидкости, а полость/"
левого торца клапана — со сливом. Исполнительный клапан 2 пе¬
ремещается влево и переключает насос на холостой ход.Наличие промежуточного золотника позволяет уменьшить га¬
бариты управляющего золотника, а следовательно, и его пружи¬
ны 3, обеспечивая нормальное переключение исполнительного зо¬
лотника больших размеров. Тем самым достигается более высокая
чувствительность и стабильность регулирования.В корпусе автомата разгрузки устанавливают, как правило,
предохранительный клапан, который исключает повыше¬
ние давления в системе выше предельно допустимого в случае
отказа автомата разгрузки. На рис. 18.19 показан такой клапан с
серводействие.'.! иго управляющим органом является клапан 8, а
исполнитель!::':.; -золотник 9. Работа предохранительного клапа¬
на рассмотрс: а :: § 5.Опыт эксл . :.гации автоматов разгрузки показывает, что при
переключенпл : ::сосов на холостой режим в сливном трубопро¬
воде может прелзойти гидравлический удар, что приводит к раз¬
рушению трубопроводов. Причиной гидроудара является большая
скорость переключения исполнительного золотника. Для предо¬
твращения гидравлического удара уменьшают скорость переклад¬
ки исполнительного золотника путем установки специального
демпфера 7.§ 7. ГИДРОБАКИГидробак предназначен для размещения запаса жидкости, не¬
обходимого для обеспечения нормальной работы гидросистемы. В
гидробаке происходит охлаждение жидкости, частичная ее очист¬
ка от механических примесей и пузырьков воздуха.Гидробак открытой системы (рис. 18.20) представляет собой
резервуар, форма которого зависит от места размещения его на
самолете. Емкость гидробака выбирается из условий вмещения в
нем всей рабочей жидкости, сливающейся из системы, и поддер¬
жания необходимого уровня жидкости при рабочем цикле (обеспе¬
чения компенсации объемов жидкости в системе при срабатыва¬
нии цилиндров и зарядке гидроаккумуляторов).Бак имеет заливную горловину 1 с пробкой 2 и сетчатым филь¬
тром 4. Снизу устанавливается штуцер 6 всасывающей магистра¬
ли. Перед всасывающим трубопроводом может устанавливаться
конус, препятствующий образованию воронки и засасыванию в
систему воздуха. Сбоку бака монтируется штуцер 8 магистрали
слива. Для того чтобы жидкость, сливаемая в бак, не вспенива¬
лась, за штуцером устанавливается сетчатый фильтр 7, осущест¬
вляющий дробление струи (может устанавливаться диффузор 9,
уменьшающий скорость жидкости, поступающей в бак). Для улуч¬
шения условий выделения воздуха из жидкости всасывающий шту¬
цер отделяют от сливного. С этой же целью применяют перфо-252
рированные перегородки 5, которые обеспечивают равномерную
скорость течения- жидкости вдоль нижней части бака, что облег¬
чает выделение пузырьков .воздуха на поверхность и опускание ча¬
стиц грязи на дно.Рис. 18.20. Гидробак:1 — заливная горловина; 2 — пробка; 3 — мерная линейка; 4 — фильтр; 5 — перфори¬
рованные перегородки; 6 — штуцер всасывающей магистрали; 7 — фильтр; 8 — шту¬
цер магистрали слива; 9 — диффузор'* /0 — штуцер подвода наддуваВ баке устанавливается устройство 3 для замера количества
жидкости, находящейся в нем. Для обеспечения бескавитационной
работы насосов к баку через штуцер 10 подводится воздух под
давлением Д/7 = 1,2-=-4 кгс/см2 от компрессора двигателя.На маневренных самолетах в целях обеспечения бесперебойной
подачи жидкости к насосу при отрицательных перегрузках в гид¬
робаках предусматривается отсек отрицательных пере¬
грузок (рис. 18.21), образуемый специальной перегородкой 2, с
двумя клапанами А и Б. Через клапан А жидкость поступает в
нижний отсек при заправке. Через клапан Б избыток жидкости по-
, ступает в верхнюю полость при сливе жидкости из системы и тем¬
пературном расширении жидкости. При отрицательных перегруз-
' ках жидкость стремится подняться в верхнюю полость бака, в ре¬
зультате чего подача жидкости к насосам может прекратиться.
Шо этого не происходит, так как выход жидкости из нижнего от-
,сека перекрывается клапаном А (он закрывается под давлением
жидкости, движущейся вверх) и клапаном Б, удерживаемым в за¬
крытом положении пружиной.Рассмотренные выше гидробаки устанавливаются в открытых
системах, где рабочая жидкость соприкасается с газом. Основным253-
недостатком таких систем является то, что при высокой темпера¬
туре воздух вызывает окисление жидкости. Кроме того, вместе с
воздухом в систему попадают влага и пыль. Поэтому на современ¬
ных самолетах находят применение закрытые гидравлические сис¬
темы.Рис. 18.21. Гидробак с отсеком отрицатель¬
ных перегрузок:I — магистраль наддува; 2 — перегородка;А, Б — клапаныРис. 18.22. Гидробак закры¬
той системы:1 — поршень; 2 — пружина;3 — сосудГидробак закрытой системы (рис. 18.22) представляет собой
цилиндрический сосуд 3 с плавающим поршнем 1. Пружина 2 соз¬
дает избыточное давление жидкости, обеспечивающее бескавита-
ционную работу насоса. Вместо пружины может применяться сжа¬
тый газ.§ 8. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ ФИЛЬТРЫФильтры представляют собой устройства, осуществляющие очи¬
стку рабочей жидкости от загрязняющих ее примесей. Эти при¬
меси состоят из продуктов окисления масла, частиц пыли, попав¬
ших в жидкость из воздуха, и продуктов износа гидроагрегатов.Основная масса частиц, загрязняющих жидкость, находится во
взвешенном состоянии и движется вместе с ней. Попадая в зазоры
между рабочими поверхностями скользящих пар, твердые части¬
цы увеличивают силы трения и приводят к заклиниванию дета¬
лей. Загрязняющие частицы (неорганического происхождения)
вследствие их абразивного действия приводят к значительному из¬
носу деталей. Одновременно твердые частицы могут нарушить
смазывающую пленку между трущимися поверхностями, в резуль¬
тате чего интенсивность износа значительно возрастает.254
Частицы органического происхождения могут изме¬
нить физические свойства жидкости (вязкость, смазывающую спо¬
собность). Металлические частицы являются активными
катализаторами окисления масла. Продукты окисления
масла увеличивают кислотность масла, что, в свою очередь, мо¬
жет вызвать коррозию металлических деталей. Наличие примесей
может привести к засорению калиброванных отверстий регулирую¬
щих устройств и нарушению их работы. Таким образом, качество
фильтрации жидкости во многом определяет надежность гидро¬
системы.Принцип работы фильтра
показан на рис. 18.23. Жид¬
кость через штуцер 1 поступает
к фильтрующему элементу 2
и, проходя через него, остав¬
ляет на поверхности частицы,
размеры которых больше про¬
ходных капиллярных каналов
фильтрующего материала.Очищенная жидкость выходит
из фильтра через штуцер 3.При большой загрязненности
фильтрующего элемента уве¬
личивается перепад давления
на нем. Открывается предох¬
ранительный клапан 4, и жид¬
кость поступает к выходному
штуцеру, минуя фильтрующий
элемент. Этим устраняется , ,	, ,* г .	/, 3 — штуцера; 2 — фильтрующий элемент;ОПаСНОСТЬ разрушения фИЛЬТ-	4 — предохранительный клапанрующего элемента. Величинадавления открытия клапана 4 выбирается равной 150—200% но¬
минального перепада давления, на который рассчитан фильтр.В зависимости от тонкости фильтрации (способности задержи¬
вать частицы соответствующих размеров) различают фильтры:—	грубой очистки (до 100 мкм);—	нормальной очистки (до 10 мкм);—	тонкой очистки (до 5 мкм);—	особо тонкой очистки (до 2 мкм).Тонкость фильтрации зависит от типа фильтроэлемента.В фильтрах грубой и нормальной очистки устанавливают про¬
волочные и сетчатые (простого плетения) фильтроэлементы
(рис. 18.24).,Фильтрующий элемент проволочного фильтра изготов¬
ляют из проволоки круглого или трапециевидного сечения. Прово¬
локу 2 навивают на каркас 1, имеющий на поверхности окно. Для
обеспечения необходимого зазора между витками (фильтрующей
щели) на проволоке выполняют местные утолщения (выступы).255
Минимальный размер фильтрующего зазора в этих фильтрах
равен 40—50 мкм.В сетчатых фильтрах фильтровальный материал пред¬
ставляет собой металлические сетки квадратного плетения из про¬
волок круглого сечения. Фильтроэлементы выполняются в виде
цилиндров с гладкой или гофрированной поверхностью, а также1 в виде набора дисков.Сетчатые фильтры часто
выполняют с несколькими сло¬
ями фильтрующих сеток, что
значительно, повышает тон¬
кость очистки, но увеличивает
гидравлические потери. Тон¬
кость фильтрации сетчатых
фильтров определяется разме¬
ром ячейки сетки. Фильтроэле¬
менты из сеток простого пере¬
плетения выпускаются с тонко¬
стью фильтрации от 10 до 200
мкм.В фильтрах тонкой очистки(рис. 18.25) широкое примене¬
ние нашли фильтроэлементы 1,
Рис. 18.24. Фильтроэлемент:	выполненные из никелевых/ — каркас: 2 — проволока	СеТОК СЛОЖНОГО СаржевОГО ПЛе-тения. Они . отфильтровывают
частицы размером до 5 мкм. Одновременно с этим эти фильтро¬
элементы обладают высокой пропускной способностью. Для того
чтобы исключить возможность попадания в систему нефильтро¬
ванного масла в случае срабатывания перепускного клапана, в
фильтрах тонкой очистки устанавливают дополнительные фильтро¬
элементы 2 трубой очистки. При закрытом перепускном клапане 3
жидкость проходит через фильтрующие элементы грубой и тон¬
кой очистки; а при открытии клапана — только через элемент
грубой очистки. 'Для повышения тонкости фильтрации применяются глубинные
фильтры (рис. 18.26), которые удерживают загрязняющие частицы
не только на поверхности, но и в глубине фильтрующего элемен¬
та. Фильтрующими элементами являются спрессованный текстиль,
пористый металлокерамика, различные волокнистые наполнители.
Металлокерамические диски 1 фильтроэлемента состоят из 100
слоев спекшихся шариков и керамики. По периферии диски сва¬
риваются. Жидкость очищается, протекая по длинным и извили¬
стым каналам между шариками (рис. 18.26, б). В корпусе фильт¬
ра установлены перепускной клапан 3 и индикатор загрязнения 2
в виде красной кнопки, выдвигающейся при загрязнении фильтра
■на 50%. Фильтр обеспечивает тонкость фильтрации 2 мкм, обла¬
дает большой механической прочностью и способен работать в
условиях высоких температур.256
Эффективность действия фильтров в значительной мере зави¬
сит от места расположения их в гидросистеме. С точки зрения
обеспечения защиты всех агрегатов системы (в том числе и гидро¬
насосов) от загрязняющих примесей фильтр целесообразно ста-Рис. 18.25. Фильтр тонкой очистки:1 — фильтроэлемент тонкой очистки; 2 — фильтроэлемент грубой
очистки; - 3 — перепускной клапан; 4 — сетка саржевого плетения
с каркасомвить во всасывающей линии насоса. Это значительно увеличивает
Срок службы насоса, который чрезвычайно чувствителен к загряз¬
нениям жидкости. Однако в этом случае увеличивается сопротив*
Ление' во всасывающей линии насоса, что приводит к резкому
ухудшению его кавитационных характеристик. Поэтому такой
способ установки фильтра в системе не получил распространений.
Учитывая, что насос является одним из основных источников внут*
реипего загрязнения, фильтр, как правило, устанавливают непо*
Средственно после насоса.0—85	257
В процессе эксплуатации системы в фоки, установленные ре¬
гламентами по технической эксплуатации самолета, производится
очистка фильтрующих элементов. Опыт показывает, что промывка
фильтров тонкой очистки и продувка их воздухом восстанавли¬
вают фильтрующую способность только на 50—60%. Поэтому сей¬
час находит широкое применение очистка фильтров с помощью
ультразвука.Для очистки фильтрующего элемента необходимо снять его с
самолета. Но при этом жидкость из гидробака будет вытекать258 •Если в системе установлены агрегаты, требующие особенно
тщательной очистки жидкости, фильтры тонкой (особо тонкой)
очистки ставятся не в магистрали питания, а непосредственно пе¬
ред этими агрегатами. Это позволяет уменьшить размеры фильт¬
ров, установленных в магистралях- питания.вРис. 18.26. Глубинный фильтр:а — схема фильтра; б — структура фильтроматериала из спеченных
шариков; 1 — металлокерамические диски; 2 — индикатор загрязнения;
3 — перепускной клапан
наружу. Для того чтобы исключить вытекание жидкости при де¬
монтаже и монтаже фильтроэлемента, фильтры (рис. 18.27) обо¬
рудуются специальными устройствами, которые включают золот¬
ник 2 с пружиной 1. При отворачивании стакана 4 золотник под
действием пружины перемещается вниз и перекрывает отверстия
в гильзе 3. При этом поступление жидкости из системы в фильтр
прекращается.Рис. 18.27. Гидравлический фильтр со
специальным устройством отсечки жид¬
кости:1 — пружина; 2 — золотник; 3 -«* гильза;4 — стаканКОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Для чего необходима разгрузка насосов?2.	Какие способы разгрузки насосов вы знаете?3.	Какие преимущества и недостатки имеют рассмотренные схемы магист¬
ралей питания?4.	Какие недостатки имеют шестеренчатые насосы?9*	269I
5.	Почему в настоящее время находят широкое применение акоиально-
плунжерные насосы с наклонным блоком цилиндров?6.	По каким причинам может уменьшаться давление, создаваемое насосом?7.	Как будет работать магистраль питания, если золотник регулятора
(рис. 18.8) заес* в правом положении?8.	Чем вызвана необходимость установки гидроаккумуляторов?9.	Как будут работать магистрали питания с насосом постоянной произ¬
водительности и с насоеом переменной производительности, если газовая по¬
лость гидроаккумулятора будет разряжена?10.	К каким последствиям приведет неправильная зарядка гидроаккумуля¬
тора? ' ,.11. Каковы преимущества шарового гидроаккумулятора над цилиндриче¬
ским?	.12.	К чему приведет- разрядка газовой полости гасителя пульсации?13.	Чем. вызвана необходимость • установки предохранительного клапана с
серводействием? В чем идея работы такого клапана?14.	Как будет работать магистраль питания с насосом постоянной произ¬
водительности, если управляющий золотник автомата разгрузки (рис. 18.19)
заест в правом положении?	-15.	Какие конструктивные изменения в гидравлических баках обеспечивают
выделение воздуха из Жидкости? Для чего это необходимо?16.	Чем вызвано применение на самолетах закрытых гидравлических си¬
стем?17.	Из каких условий выбивается давление наддува гидробаков?18.	Какие преимущества имеют фильтры с элементами из сеток саржевого
плетения? Как осуществляется их очистка?
Глава 19КОНТУРЫ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВНЫЕ ЧАСТИ КОНТУРА ПОТРЕБИТЕЛЕЙКонтуры потребителей служат для подачи гидравлической
энергии из контура питания через управляющие устройства к ис¬
полнительным устройствам и преобразования ее в механическую
энергию движения объектов управления. Контур потребителей со¬
стоит из управляющего устройства (крана), исполнительного уст¬
ройства (силового цилиндра, гидромотора) и трубопроводов.Кроме указанных обязательных устройств контуры приводов
потребителей включают различные вспомогательные агрегаты. Они
устанавливаются в. целях:—	повышения надежности и живучести системы;—	регулирования скорости движения исполнительных устройств
и величины давления перед ними;—	фиксации, синхронизации и обеспечения последовательной
работы исполнительных устройств.Контуры потребителей по принципу действия объектов управ¬
ления делятся на системы дискретного (прерывистого) и непре¬
рывного управления.К системам дискретного управления относятся системы управ¬
ления уборкой и выпуском шасси, закрылками, створками грузо-
люков, тормозными щитками и другие, т. е. те системы, у кото¬
рых характерны перемещения в два или несколько фиксированных
положений, например из положения «выпущено» в положение
субрано» и наоборот.К системам непрерывного действия относятся системы управ¬
ления гидроусилителями, разворотом передних колес, регулирова-
' мня воздухозаборников, крылом переменной стреловидности и
др., т. е. системы, которые фиксируют управляемый объект в лю¬
бом необходимом положении (система управления крылом пере¬
менной стреловидности может быть и дискретного типа).§ 2. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ КРАНЫГидравлические краны служат командными органами в гидро¬
системе. Они осуществляют управление потоком жидкости к ис¬
полнительным механизмам.261
Гидравлические краны можно классифицировать по следующим
признакам:—	типу распределительного устройства: золотниковые, клапан-^
ные и пробковые;—	количеству фиксированных положений крыла: двух- и трех-
позицио'нные;—	типу привода: ручные, с электрическим управлением;—	способу управления: с непосредственным (прямым) управ¬
лением и с сервоуправлением.Наиболее широкое применение находят золотниковые краны с
электрическим (дистанционным) управлением.СливРис. 19.1. Схема двухпозиционного крана прямого действия
с электрическим приводом:/—электромагнит; 2 — золотник; 3 —пружина; 4 — корпус; 5 — испол-
. нительное устройствоДвухпозиционный кран прямого действия с электрическим
приводом (рис. 19.1). При выключенном кране (обесточенной
обмотке электромагнита) золотник 2 под действием пружины 3
находится в крайнем левом положении. При этом магистраль
питания перекрыта, а исполнительное устройство 5 сообщено
со сливом.При включении крана (замыкании обмотки электромагнита)
его сердечник перемещает золотник вправо и соединяет исполни¬
тельное устройство с контуром питания.Для перемещения золотника необходимо преодолеть усилие,
складывающееся из осевых сил давления жидкости, действующих
на золотник, и сил трения золотника о стенки гильзы. Осевые си¬
лы, действующие на золотник от рабочего и сливного давления,
взаимно уравновешиваются за счет подбора площадей золотника,
на которые воздействует рабочая жидкость.262
Величина сил трения золотника зависит от целого ряда фак¬
торов. Одной из причин увеличения трения золотника является не¬
равномерное распределение давления жидкости в радиальном
кольцевом зазоре, образованном золотником и стенкой гильзы.
Это происходит в основном из-за перекоса оси золотника относи¬
тельно оси гильзы или неправильной геометрии поясков золотни¬
ка. Неуравновешенная радиальная сила поджимает золотник л; од¬
ной стороне гильзы и увеличивает силу трения.Второй причиной повышения силы трения является заращива-
ние (облитерация) щели (зазора) между золотником и стенкой
адсорбирующимися на поверхности полярными молекулами. При
этом происходит частичное или полное сращивание поверхностей
золотника и стенки гильзы. Это явление обусловливается очень
малыми диаметральными зазорами между золотником и гильзой,
которые для обеспечения герметичности выбираются около 0,01 —
0,004 мм.Силы трения значительно возрастают при попадании в этот за¬
зор механических частиц. Чтобы гарантировать надежную работу
рассмотренных кранов, необходимо применять электромагниты с
большим тяговым усилием, достаточным для преодоления сил
трения. Такие устройства имеют значительные размеры и
вес.Для понижения потребных усилий электромагнита, уменьше¬
ния вероятности заедания золотника и одновременно обеспечения
большого расхода жидкости через кран в гидравлических систе¬
мах самолетов находят широкое применение краны с серводей¬
ствием.Двухпозиционный золотниковый кран с серводействием, элек*
трическим и ручным управлением (рис. 19.2). Кран включает те
же элементы, что и рассмотренный выше: корпус 8, золотник 9,
пружину 5, электромагнит 3. Но в этом кране передвижение зо¬
лотника осуществляется не непосредственно штоком электромаг¬
нита, а жидкостью. При выключенном электромагните жидкость
под давлением поступает в полости крана А я Б (шарик прижат
влево к седлу). За счет разности площадей стакана 7 и золотни¬
ка 9, а также пружин 5 и 6 золотник занимает крайнее правое
положение и подводит жидкость в правую полость цилиндра 10,
левая полость при этом через каналы в золотнике соединяется с
магистралью слива. При отсутствии давления жидкости в системе
золотник находится в правом положении за счет пружины.При включении электромагнита его шток перемещает шарико¬
вый клапан 4 вправо и соединяет полость А с магистралью слива.
В полость Б жидкость продолжает поступать под давлением. Пре¬
одолев усилия пружины, золотник перемещается влево и соединя¬
ет левую полость цилиндра с насосами, а правую полость —со сли¬
пом, поршень со штоком перемещается вправо.Для опробования системы на земле в кране предусмотрено
ручное управление с помощью кнопки 1 с пружиной 2. При на¬
жатии кнопки шток электромагнита перемещается вправо и263
обеспечивает переключение золотника крана аналогично описан¬
ному выше. В случае установки крана в кабине самолета это по¬
вышает также надежность управления краном в полете.Рис. 19.2. Двухпозиционный золотниковый кран с серводействием:/ — кнопка; 2, 5, #—-пружины; 3 — электромагнит; 4 — клапан; 7 —стакан; 8 — кор¬
пус; 9 — золотник; 10 — исполнительное устройствоОсобенностью такого крана является п л о с к и й золотник.
Замена цилиндрического золотника плоским позволяет улучшить
качество механической обработки рабочих поверхностей гильзы и
золотника. Благодаря этому удается уменьшить силы трения при
передвижении золотника и обеспечить лучшую внутреннюю герме¬
тичность крана. Опыт эксплуатации показывает, что краны с
плоскими золотниками наименее подвержены заклиниванию, так
как золотник в этом случае свободен от перекосов и не имеет боль¬
ших зазоров, что предотвращает проникновение абразивных ча¬
стиц между золотником и гильзой.Рассмотренные выше двухпозиционные краны не имеют ней¬
трального положения и поэтому одну из линий потребителей дер¬
жат непрерывно под высоким давлением. В тех случаях, когда
такой необходимости нет, применяют трехпозиционные краны.Трехпозиционный кран с серводействием, плоским золотником,
электрическим и ручным управлением (рис. 19.3). Золотник 1 име¬
ет три фиксированных положения. В нейтральном положении, как
это показано на схеме, обе полости цилиндра И сообщены со сли¬
вом, а подвод питания перекрыт.При смещении золотника в крайнее левое положение левая по*
лость цилиндра сообщается с контуром питания, а правая по*264
лость — со сливом. В крайнем правом положении правая полость
цилиндра сообщается с контуром питания, а левая полость — со
сливом.Рис. 19.3. Трехпозиционный кран с серводействием:1 — золотник; 2, 10 — толкатели; 3, 9 — гильзы; 4, 7 электромагниты; 5, 6««шари¬
ковые клапаны; 8 — кнопка; И — исполнительное устройствоУправляется золотник электромагнитами 4 и 7 с помощью шари¬
ковых клапанов 5 и 6. При обесточенных электромагнитах ша¬
рики 5 и 6 прижаты к своим седлам и жидкость из контура пита¬
ния поступает в полости А и Б. Золотник давлением жидкости
фиксируется в нейтральном положении, так как силы давления
жидкости, действующие на золотник с двух сторон через равно¬
значные толкатели 2 и 10, равны (усилия пружин также уравно¬
вешены в нейтральном положении).При включении электромагнита 4 (или при нажатии соответ¬
ствующей кнопки 8) шарик 5 смещается вправо и, перекрыв ма¬
гистрали высокого давления, сообщает полость А со сливом. Рав¬
новесие сил, действующих на золотник, нарушается. Под дейст¬
вием давления жидкости в полости Б толкатель 10, золотник 1,
гильза 3 и толкатель 2 смещаются в крайнее левое положение.265
Рис. 19.4. Кран .прямого действия:1, 8 — пружины; 2, 7 — золотники; 3, 6 — толкатели; 4, 5 — элек¬
тромагниты; 0*— корпус исполнительного устройства; 10^- пор¬
шень исполнительного устройстваПри этом левая полость цилиндра сообщается с контуром пита¬
ния, а правая остается сообщенной со сливом.	гПри выключении электромагнита шарик под давлением жидко¬
сти смещается влево и сообщает полость А с контуром питания/
Таким. образом, давление в полостях А я Б станет одинаковым.
При этом на золотник слева будет действовать сила, создавае¬
мая давлением в полости А на торцовые поверхности гильзы 3 и
толкателя 2, а справа — сила, создаваемая давлением в поло¬
сти Б на торцовые поверхности только толкателя 10 (гильза 9
упирается в корпус крана). Под действием разности этих сил, а
также усилия левой пружины золотник будет перемещаться впра¬
во до тех пор, пока гильза 3 не упрется в корпус крана. Тогда
силы, действующие на золотник, уравновесятся, и он установится
в нейтральное положерие.
При включений электромагнита 7 (или при нажатий кнопки 8)
золотник переместится вправо. Работа крана при этом будет ана¬
логична.Рассмотренные краны с серводействием наряду с указанными
выше преимуществами имеют серьезный недостаток — время сра¬
батывания золотника крана у них больше, чем у крана прямого
действия. Это время в кранах с серводействием определяется вре¬
менем заполнения и опорожнения объемов Л и Б через шарико¬
вые клапаны и может доходить до нескольких секунд. Оно зави¬
сит от размера отверстий под шариками, от давления и вязкости
жидкости, а следовательно, и от ее техмпературы. Поэтому ука¬
занные краны применяются в тех системах, где время, срабаты¬
вания потребителей значительно больше, чем время срабатывания
крана.В системах, где требуется более высокая скорость срабатыва¬
ния крана и необходим меньший расход жидкости, находят ши¬
рокое применение краны прямого действия клапанного типа с
электрическим управлением. Эти краны по сравнению с золотни¬
ковыми кранами обладают более высокой герметичностью и тре¬
буют меньших усилий на передвижение распределителя. В кор¬
пусе крана (рис. 19.4) установлены два одинаковых распредели¬
тельных устройства, имеющих общие линии нагнетания и слива.
При выключенных электромагнитах золотники 2 и 7 силой пру¬
жин 1 и 8 прижаты острыми кромками к коническим поверхностям
седла (верхним). При этом магистрали питания перекрыты, а обе
полости цилиндра сообщены со сливом.При включении электромагнита 4 толкатель 3 перемещает вниз
золотник 2 и соединяет левую полость цилиндра с контуром пи¬
тания, правая полость остается соединенной со сливом. Шток с
поршнем перемещается вправо. Этот кран, так же как и выше¬
рассмотренные, имеет ручное управление.§ 3. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВАВ гидравлических системах применяют различные типы ис¬
полнительных механизмов. Наибольшее распространение среди них
получили силовые цилиндры и гидромоторы.Силовой цилиндр является гидравлическим двигателем прямо¬
линейного поступательно-возвратного движения (рис. 19.5, а). Он
состоит из цилиндра 1, закрытого по торцам крышками 6. Внутри
цилиндра находятся поршень 3 и шток 2, которые уплотняются
специальными кольцами 4, устанавливаемыми на поршне и в
крышке. Для защиты от коррозии штоки хромируются, а затем
шлифуются. Хромирование повышает также износостойкость и
уменьшает коэффициенты трения (коэффициент трения хромиро-
папных деталей примерно в два раза меньше, чем нехроми-
ронанных). Для очистки поверхности штока в крышке устанавли-
пается войлочный сальник 5.267I
Для регулировки длины шток имеет специальный наконечник.
Для разгрузки от боковых сил шток и цилиндр крепятся обычно
к конструкции и агрегату посредством карданов.<§Й,,	гш_“5аХ ~- 4 4 4 >	г*-/ “ 7 '1°)Ь Гп_\\\\\1а'/ГГ'Л	щ—*-\\\\\\ Ч\ V/112)вРис. 19.5. Силовые цилиндры:
а — поступательно-возвратного движения; б — с двусто¬
ронним штоком; в — с подвижным цилиндром; 1 — ци¬
линдр; 2 — шток; 3 — поршень; 4 — уплотнительные коль¬
ца; 5 — войлочный сальник; 6 — крышкиЖидкость, поступающая в цилиндр под давлением, действуя
на поршень, развивает усилие, преодолевающее внешнюю нагруз¬
ку, приложенную к штоку, силы трения и противодавление.Величина усилия на штоке цилиндра ( без учета потерь на
трение и противодавление) Т=р(и,
где р— давление жидкости, кгс/см2;/п — рабочая площадь поршня, см2.Скорость движения штока (без учета утечек жидкости) У=С}/{П,
где (2 — расход жидкости.Величина /п при подаче жидкости в левую полость цилиндра
равна площади поршня /п = ,гс/)2/4 (И — диаметр поршня). При по¬
даче в правую полость рабочая площадь поршня уменьшается на
величину площади, занимаемой штоком ^ = тсф2—с12)/4 (й — диа¬
метр штока).Таким образом, при подводе жидкости с одинаковым давлени¬
ем и с постоянным расходом в левую и правую полости цилиндра
усилия на штоке и скорости его движения будут неодинаковыми.268
В тех случаях, когда это не удовлетворяет требованиям работы
самолетного механизма, применяют гидроцилиндры с двусто¬
ронним штоком (рис. 19.5, б). Недостатком такого цилиндра
является увеличение габаритов силового привода, так как шток
выходит по обе стороны от цилиндра.Для уменьшения габаритов цилиндры могут выполняться п о д-
вижными при неподвижном штоке с поршнем (рис. 19.5, в).
Жидкость в этом случае подводится через пустотелый шток или
гибкие шланги.Рассмотренные выше цилиндры носят название цилиндров
двустороннего действия. Они находят в гидравлических
системах самое широкое применение. Реже применяются гидроци¬
линдры одностороннего действия, в которых движение поршня
под действием силы давления жидкости происходит лишь в одном
направлении, обратный же его ход совершается под действием
пружины или каких-либо других источников энергии.Гидромотор является двигателем вращательного движения.
При его конструировании использовано свойство обратимости ро¬
торных насосов, суть которого состоит в том, что, если к насосу
подвести жидкость под давлением, его ротор будет вращаться и
совершать работу.В гидравлических системах самолетов применяют преимущест¬
венно аксиальн о-п лунжерные гидромоторы (рис. 19.6). Г ид-
ромотор состоит из корпуса 4, блока 2 цилиндров, поршней 1 с
толкателями, распределительного золотника 3 и выходного
пала 6, который с помощью кардана 5 соединен с блоком цилин¬
дров.Жидкость под давлением поступает через входной штуцер и
окно распределительного золотника к плунжерам. Усилия Р, раз¬
виваемые давлением жидкости на этих плунжерах, передаются
через толкатели к выходному валу. Вследствие наклона оси бло¬
ка цилиндров к оси вала сила Р передается на вал под углом.
Эту силу можно разложить на две составляющие: осевую силу Р\
и тангенциальную силу Р2.Осевые силы Р\ уравновешиваются силами реакции упорных
подшипников 7. Тангенциальные силы создают крутящий момент,
который приводит во вращение выходной вал и через кардан блок
цилиндров.В результате вращения вала гидромотора плунжеры относи¬
тельно блока цилиндров совершают поступательно-возвратное дви¬
жение. Торец блока цилиндров, скользя по зеркалу распредели¬
тельного золотника, поочередно сообщает плунжерные отверстия с
окном золотника В, которое связано со сливным штуцером гид¬
ромотора. Благодаря этому осуществляется выталкивание жидко¬
сти из плунжерных отверстий в магистраль слива.Для изменения направления вращения гидромотора достаточ¬
но штуцер слива В соединить с линией нагнетания, а штуцер на¬
гнетания А — со сливом. Скорость вращения гидромоторов можно
рсч’улировать изменением расхода жидкости.269
Основными преимуществами гидромоторов по сравнению с си¬
ловыми цилиндрами являются меньшие габариты и вес. Однако
надежность гидромоторов несколько ниже. Большинство самолет¬
ных агрегатов для управления требует возвратно-поступательногоРис. 19.6. Аксиально-плунжерный гидромотор:а*—схема гидромотора; б — принцип образования вращательного мо¬
мента; 1 — поршень; 2 — блок цилиндров; 3 — распределительный
золотник; 4 корпус; 5 — кардан; 6 — выходной вал; 7 * упорный под¬
шипникперемещения выходного элемента силового привода. Поэтому гид¬
ромоторы обычно сопрягаются с редукторами, преобразующими
вращательное движение вала в возвратно-поступательное переме¬
щение штока. Гидромоторы находят применение в системах управ¬
ления закрылками, стабилизатором, крылом переменной стреловид¬
ности и другими самолетными механизмами.270
§ 4. ФИКСАЦИЯ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВДля фиксации исполнительных устройств в определенном по¬
ложении применяются гидравлические и механические замки.Гидрозамок в заданных положениях автоматически запирает
жидкость в исполнительном устройстве и тем самым обеспечивает
его фиксацию.Рис. 19.7. Двусторонний гидрозамок:
а — работа замка при подаче жидкости к цилиндру;
б — фиксация замком исполнительного механизма; 1 — -
корпус; 2, 4 — клапаны; 3 — плавающий поршень; 5 —
исполнительный механизмПринципиальная схема двустороннего гидрозамка по¬
казана на рис. 19.7, а. В корпусе 1 замка размещены два обрат¬
ных шариковых клапана 2 и 4, между которыми помещен плаваю¬
щий поршень 3. Жидкость от крана поступает к замку через шту¬
цера а и Ъ и от замка к цилиндру 5 — через штуцера с я й.При подводе жидкости под давлением к штуцеру а открыва¬
ется левый клапан 2 и жидкость через канал й проходит в левую
полость цилиндра 5. При этом давлением жидкости поршень 3
смещается вправо и штоком принудительно открывает правый
клапан 4, обеспечивая слив жидкости правой полости цилиндра
через штуцера с и Ь, кран и далее в бак.т
При подаче жидкости к штуцеру Ь замок срабатывает анало¬
гично, но в обратном направлении.В том случае, когда штуцера а и Ь сообщены со сливом, пор¬
шень 3 находится в среднем положении (рис. 19.7, б), обратные
клапаны 2 и 4 запирают жидкость в обеих полостях цилиндра,
фиксируя поршень и удерживая управляемый агрегат в заданном
положении.Замок, который запирает жидкость только в одной полости ци¬
линдра, называется односторонним гидрозамком. Прин¬
цип его работы аналогичен
описанному.' Основным недостатком гид¬
равлических замков является
невозможность длительно удер¬
живать агрегат в заданном
положении. Даже очень малые
утечки жидкости (через обрат¬
ные клапаны), избежать кото¬
рых практически невозможно,
с течением времени приводят
к перемещению агрегата. По¬
этому гидравлические замки
применяют там, где требуется
недлительная фиксация агре¬
гата в заданном положении.Для длительной фиксации
поршня применяют механиче¬
ские замки — шариковые, коль¬
цевые и цанговые.Принципиальная схема ш а-
рикового замка показана
на рис. 19.8. В поршне 1 сило¬
вого цилиндра 2 в обойме рас¬
положены шарики 3. При движении поршня шарики перемещаются
вместе с ним. При подходе поршня к плунжеру 4 (рис. 19.8, а) ша¬
рики упираются в плунжер и перемещают его вправо, сжимая пру¬
жину 5, За счет этого поршень может продолжать движение впра¬
во. Когда шарики окажутся против кольцевой выточки 6 цилиндра
(рис. 19.8, б), плунжер под действием пружины вытолкнет шарики
в кольцевую выточку. -При этом замок окажется закрытым и шток
будет зафиксирован относительно цилиндра шариками. Открытие
замка происходит только при подаче жидкости под давлением в
противоположную полость цилиндра. При этом плунжер 4 переме¬
щается вправо, сжимая пружину 5. Шарики под действием усилий
со стороны цилиндра (при движении поршня) выходят из кольце¬
вой выточки, освобождая поршень 1.Недостатком данного замка является большое удельное давле¬
ние шариков на опорную поверхность выточки. Это значительно
понижает надежность замка при больших нагрузках. Поэтому в6а — замок открыт; б — замок закрыт; 1 —
поршень; 2 — силовой цилиндр; 3 — шарики;
4 — плунжер; 5 — пружина; 6 — кольцевая вы-т
силовых цилиндрах находят применение кольцевые и цанговые
замки.В кольцевом замке вместо шариков устанавливают коль¬
цо круглого сечения. За счет этого увеличивают площадь опоры
и уменьшают тем самым контактное давление.В цанговом замке (рис. 19.9) роль шариков выполняет
разрезная втулка (цанга) 1, жестко соединенная с поршнем 5.
При закрытии замка лепестки цанги раздвигаются плунжером 3,
находящимся под действием пружины 4, и заходят своими высту¬
пами за торец опорной втулки 2, закрепленной в цилиндре. Откры¬
тие замка осуществляется при подаче давления в полость замка.
При этом плунжер 3 под действием жидкости движется вправо,
сжимая пружину 4. Лепестки цанг, оставшись без опоры, под дей¬
ствием усилия со стороны опорной втулки прогибаются внутрь и
выходят из зацепления с опорной втулкой.I5 4 3 2 1Рис. 19.9. Цанговый замок:/ — разрезная втулка (цанга); 2 — опорная втулка; 3 — плунжер; 4 —пружина; 5 —поршень§ 5. ДРОССЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВАДроссель создает, гидравлическое сопротивление на пути движе¬
ния жидкости в целях ограничения ее расхода. Он предназначает¬
ся для уменьшения скорости движения исполнительного устройства.Простейшим дросселем является шайба с отверстием
(рис. 19.10). Сопротивление этого дросселя определяется в основ¬
ном скоростью движения жидкости и площадью дроссельного от¬
верстия. Длина канала здесь настолько мала, что трение жидко¬
сти о стенки дросселя ничтожно. Поэтому сопротивление дросселя
практически не зависит от вязкости жидкости, а следовательно, и
от ее температуры. Это, безусловно, очень важное качество, необ¬
ходимое для дросселей гидросистем современных самолетов. Од¬
нако для создания большого сопротивления потребное отверстие
в шайбе может оказаться настолько малым, что возникает
опасность его засорения. Поэтому подобные дроссели не находят273
применения в гидравлических системах самолетов. Повысить надеж¬
ность дросселей можно, лишь увеличив диаметр дросселирующего
отверстия. Для получения дросселей малых расходов (с большим
диаметром отверстия) необходимо либо увеличить длину дроссе¬
лирующего канала, либо применить пакет шайб.*	Рис. 19.10. Простейший дрос- Рис. 19.11. Дроссель малых расходов
сель	с удлиненным каналомДроссель с увеличенной длиной канала (рис. 19.11) прост по
конструкции, но величина его сопротивления зависит от вязкости
рабочей жидкости, а следовательно, и от ее температуры..Дроссель с набором шайб (рис. 19.12) состоит из шайб 1 с от-Рис. 19.12. Дроссель малых расходов с набором шайб;1 шайба; 5 — дистанционное кольцо; 3 — корпусверстиями, смонтированных в корпусе 3. Между ними проложены
дистанционные кольца 2 для обеспечения последовательного про¬
хода жидкости через отверстия пластин. Работа этого дросселя
основана на многократном сужении и расширении потока жидко¬
сти. Сопротивление дросселя регулируется подбором необходимого
количества шайб и обусловлено в основном потерями в отверстии
(аналогично потерям в простейшем дросселе, рассмотренном выше).
От величины вязкости жидкости (а следовательно, и ее темпера¬
туры) сопротивление рассматриваемого дросселя практически не
зависит. Поэтому в гидравлических системах преимущественно и
применяют дроссели этого типа»т
Рассмотренные выше дроссели замедляют движение исполни¬
тельных устройств как в одном, так и в другом направлении. По¬
этому они называются двусторонними. В тех случаях, когда
требуется замедлить движение исполнительного устройства только
в одном направлении, применяют односторонние дроссели
(рис. 19.13).Рис. 19.13. Односторонний дроссель:1 — корпус; 2 — дросселирующее отверстие; 3 — клапан; 4 — пружинаОдносторонний дроссель состоит из корпуса 1 с двумя штуце¬
рами, клапана 3 с дросселирующим отверстием 2 и пружины 4.
При движении жидкости в направлении, указанном стрелкой, кла¬
пан 3 прижимается к своему седлу и жидкость протекает через
дросселирующее отверстие 2. При течении в обратном направле¬
нии жидкость открывает клапан и протекает практически без со¬
противления, так как пружина 4 имеет малую жесткость и незна¬
чительную предварительную затяжку.Дроссели могут устанавливаться как в линии питания испол¬
нительного устройства, так и в сливной магистрали.При установке дросселя в линии питания (рис. 19.14, а) он
уменьшает количество жидкости, поступающей к цилиндру в еди¬
ницу времени, и величину давления перед поршнем (в полости А).
Это и обеспечивает уменьшение скорости движения штока.Однако в том случае, если к штоку исполнительного устройства
подключена нагрузка, которая создает ускорение, направленное в
сторону движения штока, дроссель не может выполнить своего наз¬
начения. В этом случае скорость штока может значительно увели¬
читься, поскольку дроссель этому не противодействует.Установка дросселя в линии слива силового цилиндра
(рис. 19.14, б) уменьшает расход жидкости из сливной полости Б
при движении штока вправо. В результате этого увеличивается
давление в полости Б (противодавление) и понижается скорость
движения штока. Таким образом, независимо от причин увеличе¬
ния скорости движущегося штока дроссель противодействует это¬
му. К преимуществам гидросистемы с установкой дросселя в275
сливной магистрали относится также и то, что тепло, выделяемое
при дросселировании, удаляется в бак, а не поступает к исполни¬
тельному устройству, как это имеет место при установке дросселя
в линии питания.ДроссельРис. 19.14. Схемы установки дросселя:
а =. в линии питания; б — в линии сливаКак известно, расход жидкости через дроссель прямо пропор¬
ционален перепаду давления на нем, а следовательно, и величине
давления жидкости перед дросселем. Поэтому при изменении дав¬
ления жидкости в системе расход жидкости через дроссель, а зна¬
чит, и скорость движения штока цилиндра (вала гидромотора) из¬
меняются.Для обеспечения постоянной скорости отработки исполнитель¬
ного устройства (где это требуется по техническим условиям) не¬
зависимо от величины давления жидкости в магистрали питания
в гидросистемах применяют специальные дроссельные устройства.
Они состоят из регулирующего устройства (редуктора)
и дросселя. Регулирующее устройство поддерживает посто¬
янное давление жидкости перед дросселем и тем самым обеспечи¬
вает постоянный расход жидкости через него.Дроссели широко применяются в гидравлических системах са¬
молетов, а именно:—	в системах управления шасси, створками и крышками лю¬
ков для уменьшения инерционных нагрузок при их выпуске (от¬
крытии) и уборке (закрытии), а также для обеспечения опреде¬
ленной последовательности срабатывания элементов систем;—	в системах выпуска закрылков и тормозных щитков для обе¬
спечения их плавного выпуска в целях исключения интенсивного
изменения продольного аэродинамического момента;—	в системе управления крылом переменной стреловидности
для регулирования угловой скорости отклонения консолей и в дру¬
гих системах. ’	'276
§ 6. АГРЕГАТЫ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОЕ
СРАБАТЫВАНИЕ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВПри управлении отдельными самолетными механизмами необ¬
ходимо соблюдать определенную последовательность .срабатыва¬
ния исполнительных устройств. Так, например, выпуск шасси са¬
молета целесообразно выполнять в такой последовательности: от¬
крыть створки (щитки), открыть замки подвески, выпустить стойки
шасси.Последовательное сраба-	| | ^3тывание исполнительных
устройств обеспечивается
или поочередной подачей
жидкости к силовым цилин¬
драм или выполнением от¬
дельных магистралей с раз¬
личной величиной гидравли¬
ческого сопротивления.Поочередная подача
жидкости может произво¬
диться с помощью специаль¬
ного цилиндра, согласующе¬
го клапана или концевого
выключателя, управляюще¬
го краном подвода жидко¬
сти к исполнительному уст¬
ройству.Специальный цилиндр
(рис. 19.15). Жидкость под¬
водится к штуцеру а. В
штуцер б и далее к испол¬
нительному устройству 5
жидкость может пройти только после того, как поршень 2 откроет
отверстие в стенке цилиндра, т. е. после завершения рабочей опе¬
рации цилиндром 1. Через штуцер в жидкость выдавливается на
слив. При обратном ходе жидкости поршень 2 возвращается в ис¬
ходное положение, выдавливая жидкость из верхней полости ци¬
линдра 1 через штуцер а. Слив жидкости из левой полости ци¬
линдра 5 через штуцер б будет невозможен, так как отверстие в
стенке цилиндра закроется/ поэтому цилиндр 1 шунтируется об¬
ратным клапаном 4.Согласующий клапан (рис. 19.16) представляет собой шарико¬
вый обратный клапан, управляемый штоком 2. Шарик 4, прижа¬
тый к седлу пружиной 5 и давлением жидкости в магистрали дав¬
ления, закрывает проход жидкости от штуцера а к штуцеру б.После срабатывания исполнительного устройства шток его че¬
рез рычаг 8 нажимает шток согласующего клапана и принуди¬
тельно открывает клапан, обеспечивая поступление потока жид¬
кости к исполнительному устройству 9.Рис. 19.15. Схема включения специального
цилиндра, обеспечивающего последователь¬
ное срабатывание исполнительного устрой¬
ства:1 — специальный цилиндр; 2 — поршень; 3 — кран
управления; 4 — обратный клапан; 5 — исполни¬
тельное устройство27 7
При обратном ходе шток 2 пружиной 3 возвращается й исход¬
ное положение. Жидкость из верхней полости цилиндра 9 слива¬
ется от штуцера б к штуцеру а, отжимая клапан.Таким образом, обеспечивается строгая последовательность
срабатывания исполнительных устройств.Рис. 19.16. Согласующий клапан и схема его включения:а, б — штуцера; 1 — согласующий клапан; 2 — управляющий
шток; 3, 5 —пружины; 4 — шариковый клапан; 6 — управляю¬
щее устройство; 7, 9 — исполнительные устройства; 8 — рычагВ случаях, если требуется, чтобы одно исполнительное устрой¬
ство срабатывало быстрее, чем другое, применяют дроссельные
устройства. Их устанавливают в магистрали того агрегата, движе¬
ние которого должно быть замедлено.§ 7. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ РЕДУКТОРЫГидравлические редукторы предназначены для понижения дав¬
ления жидкости на отдельных участках системы до заданной ве¬
личины. Необходимость их применения вызвана тем, что в само¬
летных гидравлических системах применяется ряд исполнительных
устройств, к которым по техническим условиям необходимо под¬
водить давление, меньшее, чем рабочее давление в магистрали
питания.Гидравлические редукторы подразделяются на редукторы по¬
стоянного давления, которые поддерживают определенное давле¬
ние жидкости, и редукторы переменного давления, в которых
величина поддерживаемого давления задается в процессе управле¬
ния.Гидравлический редуктор постоянного давления (рис. 19.17)
состоит из корпуса 1, золотника 2, редукционной пружины 3, пру¬
жины 6 золотника и регулировочного винта 4. В исходном поло¬
жении, когда жидкость не подается к штуцеру 5, золотник под
действием разности усилий пружин находится в левом положении,
сообщая полость пониженного давления с полостью высокого дав¬278
ления. При подводе под давлением к штуцеру 5 жидкость посту¬
пает через дросселирующий канал к исполнительному механизму
и одновременно воздействует на торец золотника 2.Под действием давления жидкости золотник, сжимая пружи¬
ну 3, перемещается вправо, уменьшая проходное сечение дроссе¬
лирующего канала, а с ним и величину давления. При достижении
заданного давления золотник частично или полностью перекры¬
вает доступ жидкости к исполнительному механизму, исключая
превышение заданного давления.Рис. 19.17. Гидравлический редуктор постоянного давления:1 — корпус; 2 — золотник; 3 — редукционная пружина; 4 — регулировочный
винт; 5 штуцер; 6 — пружинаВеличину давления жидкости, которую поддерживает редуктор,
можно регулировать с помощью регулировочного винта 4. Если
пинт ввернуть (переместить влево), то вместе с ним переместятся
влево пружина 3 и золотник 2, увеличив проходное сечение дрос¬
селирующего канала. Для того чтобы в этом случае отсечь подачу
жидкости к исполнительному механизму, золотнику необходимо
пройти вправо путь, больший, чем в первом случае (до регули¬
ровки), на величину перемещения винта, а следовательно, на боль¬
шую величину сжать пружину 3. Но пружина может сжаться на
большую величину только в том случае, если давление за редук¬
тором увеличится. Таким образом, при данной регулировке ре¬
дуктора отсечка подачи жидкости произойдет при большем дав¬
лении. Следовательно, давление за редуктором возрастет.Редуктор переменного давления (рис. 19.18) вместо регулиро¬
вочного винта имеет толкатель 4. При нажатии на толкатель про¬
исходит перерегулировка редуктора. Чем на большую величину
будет перемещен толкатель вправо, тем при большем давлении зо¬
лотник отсечет подачу жидкости к исполнительному механизму
(редуцируемое давление возрастет) и тем большее усилие необхо¬
димо приложить к толкателю, чтобы удержать золотник от пере¬
мещения влево,279
Редукторы переменного давления широко применяются в ка¬
честве тормозных клапанов. В функции этих клапанов входит не
только подача жидкости под необходимым давлением к тормоз¬
ным устройствам, но и обеспечение быстрого понижения давления
жидкости в них. Поэтому принципиальная схема тормозного кла¬
пана (рис. 19.19) несколько отличается от рассмотренной выше
принципиальной схемы простейшего редуктора переменного давле¬
ния. Основными частями тормозного клапана являются корпус 1,
золотник 2, выполняющий роль клапана впуска, с пружиной 7,
клапан выпуска 5 с пружиной 6, редукционная пружина 3 и тол¬
катель 4.УсилиеРис. 19.18. Простейший редуктор переменного давления:1 — корпус; 2 — золотник; 3, 6 — пружины; 4 — толкатель; 5 — штуцерПри отсутствии усилия на толкателе (рис. 19.19, а) редукцион¬
ная пружина находится в расжатом состоянии. Клапан впуска 2
под действием пружины 7 закрыт, клапан выпуска 5 под дейст¬
вием пружины 6 -открыт — тормозные устройства сообщены с ма¬
гистралью слива.При нажатии на толкатель 4 (рис. 19.19, б) он опускается
вниз и, передавая усилие через пружину 3, закрывает клапан вы¬
пуска 5. В результате этого тормозные устройства разобщаются
со сливом. При дальнейшем ходе толкателя открывается клапан
впуска 2 и жидкость из магистрали давления поступает к тормоз¬
ным устройствам. По мере роста давления в тормозах увеличива¬
ется сила давления, действующая на торец клапана впуска 2. Под
действием этой силы клапан 2 двигается вверх, сжимая пружину 3.
Усилие, действующее на толкатель, возрастает. При достижении
в тормозных устройствах определенного давления клапан впуска
садится на седло, отсекая подачу жидкости в тормоза. Клапан
выпуска 5 при'этом остается закрытым, благодаря чему в тормо¬
зах, фиксируется заданное давление (рис. 19.19, в).Величина давления в тормозных устройствах, так же как и в
простейшем редукторе переменного давления, зависит от хода тол¬
кателя. С увеличением хода толкателя увеличиваются давление в
тормозных устройствах и усилие, потребное для удерживания тол¬
кателя. Растормаживание системы производится путем снятия уси¬280
лия с толкателя. В этом случае редукционная пружина 3 разжи¬
мается и клапан выпуска 5 под действием силы давления жидко¬
сти и пружины 6 открывается — тормозные устройства сообщают¬
ся со сливом.а	6	вРис. 19.19. Тормозной клапан:
а — усилие на толкателе отсутствует; б — начало торможения; в — фиксация
заданного давления в тормозах; 1 — корпус; 2 — клапан впуска; 3 — редукци¬
онная пружина; 4 — толкатель; 5 — клапан выпуска; 6, 7 — пружины; 8 —
корпус демпфера; 9 « дроссельДля уменьшения нагрузок, потребных для удержания толка¬
теля при торможений самолета, применяют тормозные клапаны с
Серводействием. Эти клапаны позволяют обеспечить более плав¬
ное и равномерное изменение давления в тормозных устройствах.
Данный тормозной клапан (рис. 19.20, а) имеет усилительное уст¬
ройство, которое включает золотник 8 с пружиной 9 и поршень 10.При нажатии на толкатель (рис. 19.20, б) золотник 8, преодо¬
левая усилие пружины 9, перемещается вниз и соединяет по¬
лость А над поршнем 10 с магистралью давления. Поршень под
давлением жидкости двигается вниз и через редукционную пру*281
живу 3 перемещает' золотник 2- В результате тормоза разобщаются
со сливом и соединяются с магистралью давления.При прекращении движения толкателя останавливается золот¬
ник 8. Поршень 10 «догоняет» его и, отсекая подачу жидкости ва	6	вРис. 19.20. Тормозной клапан с серводействием:
а—-усилие на толкателе отсутствует; б — начало торможения; в — фиксация
заданного давления в тормозах; 1 — корпус; 2 — золотник; 3 — редукционная
пружина; 4, 6 — толкатель; 5 — отверстие слива в золотнике; 7 — пружина;8 — золотник усилительного .устройства; 9 —пружина; /0 — поршеньнадпоршневое пространство, останавливается. В тормозных, уст¬
ройствах давление растет. Сила давления воздействует на торец
золотника 2 и поднимает его вверх (рис. 19.20, й), сжимая редук¬
ционную пружину 3, которая упирается своим верхним концом в
поршень, зафиксированный жидкостью, запертой в надпоршневой
полости. При заданном давлении золотник 2 отсекает подачу жид¬
кости в тормоз. Для увеличения редуцируемого давления необхо¬
димо увеличить ход толкателя. Это приведет к тому, что поршень
опустится вниз на большую величину и вновь откроет доступ жид¬
кости к тормозам. Давление жидкости за клапаном будет увели¬
чиваться до тех пор, пока золотник 2 снова не отсечет подачу жид¬
кости к тормозам.282
Таким образом, и в этой схеме величина давления, редуцируе¬
мого клапаном, пропорциональна ходу толкателя. Но усилие, при¬
кладываемое к толкателю этого клапана, затрачивается только на
сжатие пружины 9 малой жесткости.Редукционные клапаны, так же как и предохранительные, мо¬
гут иметь склонность к автоколебаниям, что надо иметь в виду
при их эксплуатации. Для демпфирования автоколебаний в тор¬
мозных клапанах устанавливают гидравлический демпфер 8
(рис. 19.19).§ 8. СИНХРОНИЗАТОРЫ ДВИЖЕНИЯ МЕХАНИЗМОВДвижение отдельных самолетных механизмов, управляемых
гидравлическими исполнительными устройствами, должно обяза¬
тельно осуществляться синхронно. Так, например, закрылки левого
и правого полукрыла, тормозные щитки, расположенные с левой
и правой стороны фюзеляжа, должны всегда отклоняться одновре¬
менно па одинаковые углы. В случае нарушения синхронности их
отклонения в полете возникает нарушение балансировки самолета
и может создаться аварийная об¬
становка.Если указанные самолетные ме¬
ханизмы управляются одним ис¬
полнительным устройством, синхро¬
низация осуществляется жесткой
связью. Однако использовать по¬
добную схему на самолетах ока¬
зывается не всегда возможным. По¬
этому возникает необходимость
установки двух или нескольких си¬
ловых цилиндров, включенных в
гидросистему параллельно. Несмот¬
ря на то что в этом случае цилинд¬
ры устанавливаются одинаковых гео¬
метрических размеров, обеспечить
одинаковые скорости их движения,
и следовательно, и их синхронность без специальных устройств прак¬
тически невозможно, поскольку не исключены различия нагрузок на
штоки и гидравлических сопротивлений в подводящих магистралях.Агрегаты, обеспечивающие синхронную работу силовых цилинд¬
ров, называются пор пионерами (делителями).Порционер обеспечивает подачу равных количеств жидкости в
единицу времени в силовые цилиндры. А поскольку расход жид¬
кости в силовые цилиндры будет одинаковым, то и скорости дви¬
жения штоков двух геометрически идентичных цилиндров будут
рпвны между собой.Простейший порционер (рис. 19.21) включает следующие эле¬
менты: корпус 1, плавающий поршень 2 и дроссели 3 и 7. Жид¬
кость под давлением подходит к штуцеру 4 и далее распределя¬а=а,+й2Рис. 19.21. Простейший порционер:1 — корпус; 2 — поршень; 3, 7 — дрос¬
сели; 4, 5, 6 — штуцера; 8, 9 — «дожим-
ные» отверстия283
ется на два потока с секундными расходами и С22, которые,
пройдя через дроссели, поступают в полости А и Б (по обе сто¬
роны поршня) и через штуцера 5 и 6 — к силовым цилиндрам.Если секундные расходы левого и правого потока жидкости
равны (С21 = <Э2, штоки двигаются синхронно), потери давления на
дросселях * 3 и 7 будут одинаковыми, а давления в полостях А и
Б — равны. Поршень 2 будет находиться в равновесии в нейтраль¬
ном положении.Если нагрузка на шток левого цилиндра станет больше нагруз¬
ки на шток правого цилиндра, расход жидкости в правом потоке
будет больше расхода жидкости в левом потоке (СЬХЭь ско-'
рость движения правого штока будет больше скорости движения
левого). В этом случае падение давления на правом дросселе ока¬
жется больше, "чем на левом, и соответственно давление в поло¬
сти Б станет меньше давления в полости А. Под действием раз¬
ности усилий поршень 2 начнет передвигаться вправо, прикрывая
проходное сечение в2. Тем самым расход жидкости (32 будет умень¬
шаться. Когда (32 станет равным <3ь синхронизация будет восста¬
новлена. При этом давление в полостях А к Б выравнится, а пор-
' шень 2 остановится в заданном (не нейтральном) положении. Ана¬
логично работает порционер' и при уменьшении скорости штока
правого цилиндра.Вследствие неточности работы порционер а шток одного из ци¬
линдров (допустим, правого) может дойти до своего крайнего по¬
ложения несколько раньше другого (левого). Тогда из-за пре¬
кращения поступления жидкости в правый цилиндр (ф2 = 0) дав¬
ление в полости Б возрастает до величины, равной давлению на
входе в порционер. В результате разности усилий поршень пере¬
местится влево и полностью закроет окно в\, через которое жид¬
кость поступала к левому цилиндру. Для. того чтобы при таком
положении поршня шток левого цилиндра дошел до своего край¬
него положения, предусмотрено «дожимное» отверстие 8. Через
это отверстие, имеющее малую площадь, жидкость подводится под
давлением в полость левого цилиндра для «дожима» штока.Следует отметить, что наличие трения поршня 2 не обеспечи¬
вает точное деление потока (выравнивание расходов (3! и ф2).
Причем с уменьшением общего расхода жидкости С} ошибка деле¬
ния возрастает, и при некотором малом значении <2 рассматривае¬
мый порционер может вообще не реагировать на изменение рас¬
хода. Это объясняется тем, что при малом расходе жидкости па¬
дение давления на дросселе будет незначительным и разность уси¬
лий, действующих на поршень, при нарушении равенства расхо¬
дов (З1 и <Э2 может оказаться меньше силы трения поршня.Для обеспечения высокой точности чувствительности работы
| порционера необходимо уменьшить площадь проходного сечения*	Потери давления на дросселе зависят от скорости движения жидкости:
Ар=[(У2), т. е. от расхода ее в дросселе.284
дросселя, что увеличит потери давления на нем при малых рас¬
ходах жидкости. Однако при этом увеличится время срабатыва¬
ния исполнительных устройств при больших расходах жидкости
(за счет увеличения потерь давления).Поэтому в порционерах применяют дроссели с переменным от¬
верстием (рис. 19.22), которые изменяют величину площади про- ,
ходных сечений дросселей в зависимости от расхода жидкости С].С увеличением расхода жидкости площади проходных сечений
дросселей Д\ и Д2 увеличиваются. Изменение проходных сечений
дросселей осуществляется с помощью клапана 3. При увеличении
расхода жидкости С} увеличивается расход С}2, следовательно, уве¬
личивается и перепад давления на дросселе Д2. Давление за
дросселем Д2 и под клапаном 3
уменьшается. Клапан под дейст¬
вием увеличивающейся разности
усилий, преодолевая усилие пру¬
жины 7, опускается и увеличива¬
ет площадь проходных сечений
дросселей Д\ и Д2. Жиклеры 10
обеспечивают «дожим» штоков в ®
конце хода, когда расходы малы
и дроссели Д\ и Д2 закрыты.Рассмотренный порционер „
обеспечивает синхронность рабо¬
ты силовых цилиндров только в од¬
ном направлении. Для обеспече¬
ния синхронизации штоков цилин¬
дров в обоих направлениях приме¬
няют так называемые реверсивные
порционеры (рис. 19.23). В отли¬
чие от рассмотренных выше ревер- Рис. 19.22. Порционер с дросселем
сивный порционер имеет четыре	переменного сечения:обратных клапана И, 12, 13, 14 /-корпус; 2 -поршень; 3- клапан; 4, 5,г	’	6 — штуцера; 7 —пружина; 8, 9 — «дожим-С соответствующими каналами,	ные» отверстия; 10 -жиклерыдополнительные отверстия «до-жима» 15, 16 и двойной клапан регулирования величины проход¬
ного сечения дросселей на прямом и обратном ходе, состоящий
из клапана 3 и втулки 17. При подводе жидкости к штуцеру 4
порционер работает аналогично порционеру, рассмотренному выше.
Жидкость поступает в левые полости цилиндров через обратные
клапаны 11 и 14, обратные клапаны 12 и 13 закрыты. При подаче
жидкости под давлением в нижние полости цилиндров штоки пере¬
мещаются вверх и вытесняют жидкость из верхних полостей через
обратные клапаны 12, 13 и дроссели Д\ и Д2 в линию слива. Если
расходы жидкости С}I и будут равны (штоки цилиндров дви¬
гаются синхронно), сопротивления дросселей Д\ и Д2 будут одина¬
ковыми. Поэтому давления перед дросселями в полостях Л и Б
будут равными, и поршень 2 будет находиться в равновесии в ней¬
тральном положении.285
Если расход жидкости С?2 станет больше расхода (21 (скорость
штока правого цилиндра будет больше скорости левого штока),
сопротивление дросселя Д2 окажется больше сопротивления дрос¬
селя Д\ и давление в полости Б будет больше, чем в полости А.
Под действием разности усилий поршень начинает двигаться вле-	 	 п 11 результате противодавление в правомцилиндре увеличивается и
шток его уменьшает ско¬
рость движения. Как только
расходы <21 и (Э2 (а следова¬
тельно, и скорости движения
штоков) выравнятся, пор¬
шень 2 остановится.Точность и чувствитель¬
ность порционера на обрат¬
ном ходу обеспечивается
втулкой 17, которая, двига¬
ясь относительно неподвиж¬
ного клапана 3, будет изме¬
нять проходные сечения Д\
и Д2 в зависимости от вели¬
чины расхода жидкости.Порционеры обеспечива¬
ют точность деления потока
в пределах 2—5%. Они при¬
меняются в тех магистра¬
лях, где к самолетным ме¬
ханизмам не предъявляются
более жесткие требования
синхронизации. В тех систе¬
мах, где подобная погреш¬
ность недопустима (напри¬
мер, при управлении кры¬
лом переменной стреловид¬
ности), применяют механиче¬
ские системы синхронизации.§ 9. УСТРОЙСТВА
ДЛЯ ЛОКАЛИЗАЦИИ
ПОВРЕЖДЕНИЙ
ГИДРОСИСТЕМЫОдним из недостатков гид¬
равлической системы явля¬
ется невысокая ее боевая
живучесть. Повреждения агрегатов и трубопроводов, связанные с
потерей герметичности, могут привести к выбросу жидкости из си¬
стемы. Это ведет не только к отказу системы, но и к опасности воз¬
никновения пожара на самолете. Для повышения живучести си¬
стемы необходимо на участках, где вероятность повреждения эле¬Рис. 19.23. Реверсивный порционер:1 — корпус; 2 — поршень; 3 — клапан; 4, 5, 6 —
штуцера; 7 — пружина; 8, 9, 15, 16 — «дожимные»
отверстия; 10 — жиклеры; И, 12, 13, 14 — обрат¬
ные клапаны; 17 — втулка286
ментов системы и воспламенения жидкости наиболее велика, уста¬
новить устройства, которые в случае нарушения герметичности
системы изолируют разрушенный участок и предотвратят потерю
жидкости из системы. Таким устройством является дозатор
(рис. 19.24). Оп состоит из корпуса 1, клапана 2 и дозирующего
цилиндра 3 с калиброванным отверстием К и жиклером О.При подводе под давлением к входному штуцеру дозатора жид¬
кость проходит через калиброванное отверстие К к выходному шту¬
церу и через него в цилиндр 4.За счет дросселирования на отверстии К давление жидкости
в полости В становится меньше, чем в полости Б, и клапан 2 на¬
чинает двигаться вправо, а через жиклер О в полость Б поступает
жидкость. Давление в полостях В и б устанавливается одинако¬
вым, так как через свободноплавающий клапан, имеющий малую
массу и незначительное трение, давление жидкости из полости В
в полость Б передается, как через диафрагму. Клапан двигается
с постоянной скоростью (трением клапана можно пренебречь).
После того как поршень 5 цилиндра дойдет до крайнего правого
положения, расход жидкости прекратится и клапан 2 остановится
в среднем положении (рис. 19.24, б). Если на участке за дозато¬
ром возникнет негерметичность, клапан 2 продвинется дальше
вправо (рис. 19.24, в) и перекроет канал К. Тем самым магист¬
раль подвода жидкости к цилиндру будет перекрыта.Рассмотрим подробнее, от каких факторов зависит объем жид¬
кости, пропускаемой дозатором (УДОз) к цилиндру. Объем жид¬
кости равен сумме объемов жидкости, прошедшей через отвер¬
стие К. и вытесненной клапаном 2 при его движении. Последний
объем равен объему жидкости, прошедшему через жиклер О, т. е.
Удоз =Уа+Ук. Количество жидкости, проходящее через отвер¬
стие К и жиклер О, зависит от площади их поперечных сечений Рк
и Рс и перепада давлений на них.Так как давления в полостях Б и В при движении клапана
равны, то равны и перепады давлений на отверстии К и жиклере О:Поэтому отношение количества жидкости, проходящего за одно и
то же время через отверстие К и жиклер О, равно отношению их
площадей:Подставив значение Ук в формулу 1/Д03= Уа+ Ук, получимаРк = Ра~Рв, &Ра ~ Ра~ Рб’
Д рк = Д рд.(19.1)откудаа(19.2)287
Ноуа=илгде /кл—-площадь поперечного сечения клапана;.9 — ход клапана.Тогда^доз = /кл5(1 +^у	(19.4)6ИРис. 19.24. Принцип работы дозатора:
а<— давление к исполнительному устройству не подводится; б — работа
дозатора при отсутствии повреждения в системе; в — работа дозатора при
наличии повреждения в системе; / — корпус; 2 — клапан; 3 — дозирующий
цилиндр; 4 — цилиндр; 5 — поршеньТаким образом, количество жидкости, прошедшей через доза¬
тор, зависит от диаметра дозирующего цилиндра, хода клапана и
отношения площадей отверстия К и жиклера О.При конструировании дозатора выбирают диаметры дозирую¬
щего цилиндра и отверстий так, чтобы обеспечить при полном288
ходе клапана (до закрытия отверстия К) протекание через доза¬
тор объема жидкости, в 1,5—2 раза большего рабочего объема
исполнительных устройств, к которым жидкость подается через
дозатор. Благодаря этому обеспечивается надежная подача жид¬
кости к исполнительным устройствам при исправной работе сис¬
темы и прекращение подачи при возникновении негерметичности
за дозатором. Уменьшение площади проходного сечения отвер¬
стия К, которое может произойти вследствие его засорения, как
видно из формулы, приводит к уменьшению количества жидко¬
сти, пропускаемого дозатором. В результате этого клапан может
перекрыть поступление жидкости к цилиндру при отсутствии
негерметичности за дозатором, не обеспечив полный ход исполни¬
тельного устройства. Засорение жиклера О (уменьшение Ро) при¬
водит к увеличению количества жидкости, пропускаемого дозато¬
ром в случае нарушения герметичности системы за дозатором.
Поэтому при выполнении регламентных работ необходимо произ¬
водить проверку количества жидкости, пропускаемого дозатором.Ж	4	5 К 6 7 8Рис. 19.25. Дозатор:/ — корпус; 2 — клапан-; 3 — дозирующий цилиндр; 4 — диафрагма; 5, 8 — пру¬
жины; 6 — обратный клапан; 7 — золотник; Ж — жиклерДозатор (рис. 19.25) в отличие от простейшего дозатора вклю¬
чает в себя дополнительно золотник 7 с пружиной 8, обратный
клапан 6 с пружиной 5 и диафрагму 4 с жиклером Ж. Золотник
с пружиной, обеспечивает быстрое возвращение и фиксацию в на¬
чальном положении дозирующего клапана. При включении подачи
жидкости (прямой ход) золотник отжимается давлением жидко¬
сти до крайнего правого положения и обеспечивает свободу дви¬
жению клапана и доступ жидкости к исполнительному устройст¬
ву. Обратный клапан при прямом ходе обеспечивает удержание
золотника в открытом положении при наличии расхода жидкости
и слив жидкости из цилиндров при обратном ходе. Наличие под¬
вижной диафрагмы с жиклером ускоряет выход жидкости из по¬
лости Б при обратном ходе, а следовательно, обеспечивает быст¬
рое возвращение, дозирующего клапана в исходное положение.
Диафрагма работает как дроссель одностороннего действия. Прин¬
цип дозирования действительного дозатора ничем не отличается10—85289
от рассмотренного выше. Дозаторы устанавливаются в магистра¬
лях управления тормозами, демпферами сухого трения и других
системах.§ 10. УСТРОЙСТВА ДЛЯ УМЕНЬШЕНИЯ ЗАБРОСОВ ДАВЛЕНИЯ
ПРИ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ УДАРАХГ и д р а в л и ч е с к и й у д а р представляет собой колебания дав¬
ления жидкости в трубопроводе при внезапном изменении ее
скорости. Этот процесс очень быстротечен и характеризуется
чередованием резких повышений и понижений давления. Чаще
всего гидравлический удар является следствием быстрого закры¬
тия или открытия крана или другого распределительного устрой¬
ства.Величина повышения давления зависит от скорости движения
жидкости и времени срабатывания крана.На современных самолетах скорость движения жидкости в тру¬
бопроводах достигает 30 м/с, а время срабатывания кранов 0,01-—
0,006 с. В результате при гидроударах давление жидкости мож.ет
превысить рабочее давление в 1,5—3 раза.Резкое повышение давления при гидроударах значительно по¬
нижает ресурс агрегатов и трубопроводов и может вызвать их раз¬
рушение. Колебания давления жидкости, сопровождающие гидро¬
удар, вызывают знакопеременные напряжения в трубопроводах и
этим значительно снижают их надежность. Кроме того, импуль¬
сы давления при гидравлическом ударе, распространяющиеся по
всей системе трубопроводов, могут быть причиной ложных сраба¬
тываний отдельных устройств системы.В гидравлических системах существуют два способа борьбы с
гидравлическим ударом: увеличивают время переключения рас¬
пределителя или применяют компенсаторы.Для увеличения времени срабатывания управляющих устройств
перед краном устанавливается специальное дроссельное реле
(рис. 19.26). Оно обеспечивает плавное выравнивание давления
при быстром соединении магистралей А и Б. Когда кран 7 закрыт,
клапан кольцевания 1 находится в открытом (левом) положении,
давления в полостях В, Д и Г одинаковые. Клапан 3 сидит на
своем седле. ,При открытии крана 7 давление в полостях Д и Г резко па¬
дает, под действием образовавшегося перепада давлений клапан
кольцевания 1 закрывается. Перепад давлений перемещает кла¬
пан 3. Происходит соединение магистралей А а Б через щель,
площадь сечения которой увеличивается постепенно по мере пере¬
мещения клапана. Открытие клапана происходит с малой скоро¬
стью. Замедление скорости достигается за счет того, что клапан,
перемещаясь вправо, выталкивает жидкость из полости Г через
дросселирующее отверстие 5. Выбором Соответствующей величины
сопротивления дросселя и конусности клапана 3 можкр обеспе¬
чить требуемую плавность соединения магистралей Л и Б и, сле¬290
довательно, обеспечить плавное безударное выравнивание давле¬
ний в этих магистралях.При закрытии крана 7 клапан 3 возвращается под действием
пружины 4 в исходное (крайнее левое) положение. Жидкость из
полости Д вытесняется клапаном 3 в полость Г через шариковый
клапан 6 (это обеспечивает быстрое возвращение золотника в ис¬
ходное положение) и в полость В через жиклер 8 клапана кольце¬
вания. Такой способ снижения величины ударного давления до¬
статочно эффективен, но применим лишь в тех магистралях, где
от потребителей не требуется высокое быстродействие.4	58Рис. 19.26. Дроссельное реле:/ — клапан кольцевания; 2 — корпус; 3 — клапан; 4 — пружина; 5 — дроссели¬
рующее отверстие; 6 — шариковый клапан; 7 — кран; 8 — жиклерКомпенсатор (гаситель) гидроудара представляет собой не¬
большой гидроаккумулятор, начальное давление зарядки которо¬
го газом равняется максимальному рабочему давлению в системе.
Действие компенсатора, соединенного с трубопроводом, состоит в
том, что часть энергии ударной волны поглощается за счет сжа¬
тия газа, в результате чего происходит снижение ударного давле¬
ния.Компенсаторы включают в магистраль на минимальном рас¬
стоянии от защищаемого трубопровода.При правильной установке и зарядке компенсатора заброс дав¬
ления при гидроударе не превышает 5—15% значения рабочего
давления в системе.§ 11. ТРУБОПРОВОДЫ И ПРИСОЕДИНИТЕЛЬНАЯ АРМАТУРАК трубопроводам относят жесткие трубы и гибкие рукава, со¬
единенные с помощью специальных устройств.Трубопроводы являются одной из важнейших частей гидросис¬
темы. Их общая длина в гидросистемах составляет»10*291
—	для самолетов-истребителей — 200—300 м;—	для тяжелых самолетов— 1000—1500 м.На долю трубопроводов приходится до 30% общего веса гид¬
росистемы.Разрушение трубопроводов, даже -частичное, выводит из строя
гидросистему, а также повышает опасность возникновения пожара.Жесткие металлические трубопроводы. Для изготовления тру¬
бопроводов гидросистемы в основном применяют бесшовные сталь¬
ные трубы из нержавеющей стали 1Х18Н9Т и реже из сталей
ЗОХГСА и Ст. 20. Для гидравлических систем с давлением
100 кгс/см2 и для сливных магистралей применяют также трубы
из алюминиевого сплава АМгМ.На трубопроводы действуют статические и динамиче¬
ские нагрузки.К первым относятся силы давления жидкости, нагрузки, возни¬
кающие при монтаже трубопроводов, а также нагрузки, появляю¬
щиеся в результате температурных деформаций трубопроводов и
элементов конструкции самолета.Ко вторым относятся нагрузки, возникающие цри колебаниях
трубопроводов, вызванных пульсацией давления жидкости, гидрав¬
лическими ударами, а также различными внешними возмуще¬
ниями.Динамические нагрузки могут вызывать усталостные разруше¬
ния трубопроводов. Вероятность подобных разрушений во мно¬
гом зависит от качества изготовления и монтажа трубопроводов,
а именно:—	от искажения поперечного сечен и,я (овальности)
трубопроводов при изгибе. В точках наибольшей кривизны оваль¬
ного сечения возникают высокие напряжения. Чем больше сплю¬
щенность, тем напряжения выше. Правка трубопроводов для
устранения овальности не повышает усталостной прочности, так
как уменьшение искажения сечения трубы в одном месте обычно
сопровождается искажением в другом;—	от радиуса изгиба трубопроводов. Под действием
сил давления жидкости изогнутый трубопровод стремится распря¬
миться, поэтому в месте максимальной его кривизны возникают
значительные напряжения, приводящие при колебаниях давления
к усталостным напряжениям;—	от монтажных напряжений, которые возникают
вследствие несовпадения осей трубопроводов и узлов их крепле¬
ния, а также несоблюдения установленных размеров трубопрово¬
дов. При высоких монтажных напряжениях усталостные разруше¬
ния могут возникнуть даже при незначительных вибрациях;—	от качества поверхности трубы и механических де¬
фектов. Шероховатость, риски, вмятины, забоины и другие дефек¬
ты являются концентраторами напряжений, которые понижают
предел усталости.В результате вибраций частей конструкции, к которым крепят¬
ся трубопроводы, а также под действием колебаний давления жид¬292
кости возникают изгибные поперечные колебания трубопроводов.
При совпадении частот собственных колебаний трубопроводов и
вынужденных колебаний трубы вступают в резонансные колеба¬
ния. При этом амплитуда колебаний возрастает в десятки и более
раз, и напряжения могут превысить прёдел усталостной прочности.Наряду с мероприятиями по устранению источников возбужде¬
ния применяют следующие способы борьбы с колебаниями трубо¬
проводов:—	в и б р о и з о л я ц и ю трубопроводов с помощью демпфирую-
щих устройств (эластичных прокладок, проволочных демпферов и
др.) в местах их крепления к конструкции самолета;—	увеличение частот собственных колебаний
путем частого крепления их к элементам конструкции самолета
(чем меньше расстояние между отбортовочными хомутами, тем ча¬
стота собственных колебаний участка трубопроводов больше). Та¬
ким образом, предотвращается попадание какого-либо участка
трубопровода в резонансный режим колебания.4 з г	1 * з >Рис. 19.27. Соединение трубопроводов развальцовкой:1 — переходник; 2 — накидные гайки; 3 — втулки; 4 — трубопроводыДля компенсации разницы в тепловом расширении, обусловлен¬
ной разностью температур между обшивкой самолета и трубопро¬
водами, а также различными коэффициентами их теплового
расширения, в трубопроводные магистрали устанавливают специ¬
альные компенсаторы.Соединение трубопроводов должно обеспечивать высокую проч¬
ность и герметичность. Трубопроводы, не подлежащие демонтажу,
соединяются с помощью сварки и пайки. Эти соединения отлича¬
ются высокой надежностью и малым весом. Наиболее распростра¬
ненными разборными соединениями являются соединения трубо¬
проводов развальцовкой и ниппельное соединение.Соединение развальцовкой (рис. 19.27) состоит из пе¬
реходника 1 с двумя штуцерами, накидных гаек 2, втулок 3, в
которых развальцовываются трубопроводы 4. Развальцовка произ-
нодится в холодном состоянии под углом 60°. Соединение разваль-
цопкой отличается простотой и может быть использовано до дав¬
ления в системах 200—300-кгс/см2,293
Ниппельное соединение (рис. 19.28) состоит из ниппе¬
ля 1, штуцера 2, привариваемых к трубопроводам 4, и накидной
гайки 3. Ниппельное соединение, уступая соединению развальцов¬
кой в простоте выполнения, имеет следующие преимущества:4 г 3 1*Ь-* / /—1Рис. 19.28. Ниппельное соединение трубопроводов»/ — ниппель; 2 —штуцера; 3 — накидная гайка; 4 — тру¬
бопроводы—	обеспечивает более надежную герметичность после неодно¬
кратной разборки и сборки соединения;—	может быть использовано при более высоком давлении
(300—400 кгс/см2);—	позволяет осуществлять соединение трубопроводов с тол¬
щиной стенок более 1 мм.К соединениям, которые
устанавливаются в зонах вы¬
соких температур, предъяв¬
ляются особые требования.
Прежде всего нельзя, чтобы
в этих соединениях элемен¬
ты были выполнены из раз¬
ных материалов (с различ¬
ным коэффициентом тепло¬
вого расширения). В этом
случае возможно возникно¬
вение негерметичности. На¬
рушение герметичности в ус-
элемент ' '	ловиях резких колебанийтемператур может' произой¬
ти и при однородных материалах деталей за счет нерав¬
номерного нагрева и охлаждения элементов соединения. Для
устранения расслабления в соединение, предназначенное для ра¬
боты в указанных условиях, вводят упругий элемент (ком¬
пенсатор). Он компенсирует ослабление, вызванное разницей и
тепловом расширении деталей уплотнительного узла. Принципи¬
альная схема одного из подобных соединений показана на
рис. 19.29. При монтаже упругий элемент 3 ниппеля 1 деформирует¬
ся, тем самым создается контактное давление соединения, котороеРис. 19.29. Соединение трубопроводов с тем¬
пературным компенсатором:1 ггыттгг Р ттг, • 2 __ таатгттттиа ег г а й ь- а • 9 	 хгтт-пл7г>т1Л294
будет возрастать пропорционально увеличению давления жидкости.Для соединения трубопроводов, которые в процессе работы
должны взаимно перемещаться, применяются
единения.На рис. 19.30, а показано под¬
вижное шарнирное соединение с
одной степенью свободы. Оно со¬
стоит из вращающегося вала 4,
штуцера 1, уплотнительных ко¬
лец-2 и стопорного кольца 3. Под¬
вижное шарнирное соединение с
двумя степенями свободы пока¬
зано на рис. 19.30, б. Оба под¬
вижных звена 1и4 снабжены ша¬
рикоподшипниками 5 и уплотни¬
тельными кольцами 2. Данные со¬
единения надежно работают при
высоких давлениях и температу¬
рах.Гибкие шланги. В тех случаях,
когда необходимо обеспечить вза¬
имные перемещения агрегатов, к
которым крепятся оба конца тру¬
бопровода, наряду с подвижными
соединениями, рассмотренными
выше, применяют гибкие шланги.Гибкий шланг представляет со¬
бой резиновую трубку, которая
упрочняется хлопчатобумажной
или металлической оплеткой.Шланги с хлопчатобу-
м ажно й о п л е т к о й применя¬
ются до давления 40 кгс/см2,
шланги с одной металличе-
е к о й оплеткой — до 150—175 кгс/см2, шланги с двойной и
тройной оплеткой — для более
высоких давлений. Резиновые
шланги используются до темпе¬
ратуры 135° С. В настоящее время находят применение шланги
с основой из фторопласта. Они пригодны для работы в
диапазоне температур от —55 до +230° С. Для соединения с ар¬
матурой и штуцерами агрегатов шланги имеют металлические
|ш конечники.Рекомендации по монтажу трубопроводов. Перед монтажом
Трубопроводы рекомендуется тщательно осмотреть. На поверхно¬
сти трубопроводов не допускаются коррозия, вмятины, царапины
И трещины, следы деформаций н повреждения лакокрасочного
Покрытия.Рис. 19.30. Подвижные соединения
трубопроводов:
а — с одной степенью свободы; б — с дву¬
мя степенями свободы; /—штуцер;
уплотнительное кольцо; 3 — стопорное
кольцо; 4 подвижное звено; 5 шарико¬
подшипники295
При монтаже трубопроводов к штуцерам агрегатов и арматуре
нельзя допускать перекосов и натяга. Необходимо выдерживать
соосность трубопроводов в незакрепленном состоянии. Признаком
правильного подсоединения трубопровода является совпадение оси
ниппеля с осью штуцера, когда развальцованная часть трубопрово¬
да вплотную стыкуется с конусной поверхностью штуцера, а на¬
кладные гайки навертываются на штуцер от руки не менее чем
на 2/3 длины своей резьбы. Не следует допускать излишне тугой
затяжки ниппельной гайки, так как это может вызвать поврежде¬
ние развальцованной части. В результате герметичность будет на¬
рушена. Недостаточная затяжка ниппельной гайки в равной мере
может привести к потере герметичности, так как труба при этом
может быть вытянута из соединения.При монтаже гибких шлангов необходимо избегать скручива¬
ния их при заворачивании гаек и перегиба. Наименьший радиус
гиба шлангов с двойной оплеткой должен быть не менее 12—15
размеров внутренних диаметров.§ 13. УПЛОТНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВАУплотнения предназначаются для того, чтобы препятствовать
утечке жидкости, находящейся под избыточным давлением, через
зазор в стыке двух неподвижных или перемещающихся одна отно¬
сительно другой поверхностей.Надежность гидравлической системы во многом определяется
состоянием уплотнительных устройств. Требования к ним особенно
возросли в связи с применением высоких давлений и с расширени¬
ем рабочего диапазона температур гидросистем.Уплотнения неподвижных соединений, которые не подвергаются
разборке в эксплуатации и ремонте, осуществляются сваркой или
пайкой. Но этот способ находит ограниченное применение. В прак¬
тике распространена герметизация неподвижных поверхностей с
помощью легко деформируемых прокладок и резиновых колец. В
зависимости от величины рабочего давления жидкости и ее темпе¬
ратуры применяются уплотнительные прокладки из различных ма¬
териалов:—	при давлении 75—1100 кгс/см2 и.температуре до 100°С—из
паронита;—	при давлениях до 260 кгс/см2 —алюминиевые и медные;—	при более высоких давлениях — стальные.Создать надежную герметичность подвижных соединений значи¬
тельно труднее, чем неподвижных. Особую сложность представляет
обеспечение высокой герметичности подвижных соединений, имею¬
щих вращательное движение.Для обеспечения герметизации подвижных соединений применя¬
ют следующие типы уплотнений:—	щелевое уплотнение, в котором герметизация осуще¬
ствляется за счет плотно пригнанных одна к другой деталей;—	манжетное уплотнение;296
—	уплотнение резиновыми кольцами;—	уплотнение металлическими и неметалл и ч е с ни¬
ми (из фторопласта и текстолита) кольцами.Наиболее широкое применение в гидравлических системах име¬
ют уплотнения с резиновыми кольцами. Основой уплотнительного
действия является сжимающее усилие, создаваемое в материале
резинового кольца при сборке уплотнения, которое затем повыша¬
ется под действием давления жидкости. Материал кольца при
этом находится в условиях всестороннего сжатия и поэтому может
выдерживать большие давления. Исключение составляет место
к (рис. 19.31, а), где кольцо выдавливается в зазор. Резина в этом
месте сильно растягивается, в результате чего может произойти ее
разрушение. Кроме того, кольцо в этом месте может быть повреж¬
дено о кромки канавки. Для предотвращения выдавливания коль¬
ца в зазор устанавливаются защитные кольца из более твердого
материала, имеющего небольшой коэффициент трения — фторо¬
пласта. При одностороннем подводе давления жидкости ставится
одно кольцо (рис. 19.31, б), при двустороннем—два кольца
(рис. 19.311, в).Рис. 19.31. Уплотнения с резиновыми кольцами:
а — принцип действия уплотнения; б — установка защитного кольца при одно¬
стороннем подводе жидкости; в — установка защитных колец при двусторон¬
нем подводе жидкостиГерметичность соединения с резиновыми кольцами значитель¬
но ухудшается при эксплуатации их в условиях низких темпера¬
тур. Это объясняется усадкой резины при понижении температуры
(коэффициент теплового расширения резины почти в 10 раз боль¬
ше, чем у сталей) и ухудшением эластичности резины. Последнее
не позволяет также обеспечить нормальную компенсацию неровно¬
стей поверхностей и биений при движении. Поэтому контроль за
этими соединениями в зимнее время должен быть особо Тщатель¬
ный. Для повышения срока службы уплотнения необходимо пре¬
дохранить его от действия абразивных частиц. С этой целью в уп¬
лотнительный узел с внешней стороны устанавливают кожаные или
резиновые скребковые кольца 1 и фетровые кольца 2 (рис. 19.32).
Кольца плотно охватывают шток и при движении последнего очи¬
щают с него грязь.Для повышения надежности уплотнений штоков или вращаю¬
щихся валов в настоящее время находят широкое применение'297
двухступенчатые уплотнения (рис. 119.38). Уплотнение
1 работает под действием рабочего давления. Оно снижает давле¬
ние перед уплотнением 3, не обеспечивая полной герметичности,
Камера 2, расположенная между уплотнениями, сообщается с ли¬
нией слива. Таким образом, внешнее уплотнение 3 подвергается
действию малого давления (примерно сливного давления), благо¬
даря чему условия его работы значительно облегчаются. В ре¬
зультате утечки из уплотнения сво-	г„,.„§ 13. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
И МЕРЫ ПОВЫШЕНИЯ ЕЕ НАДЕЖНОСТИАнализ надежности гидравлической системы показывает, что
самым ненадежным элементом системы является гидравлическая
проводка. Разрушение трубопроводов и нарушение герметичности
происходит чаще всего в местах изгиба и вблизи узлов крепления
к агрегатам. Подробно причины этих разрушений и нарушений
герметичности рассмотрены в § 11 и 12. В процессе эксплуатации
часто появляется необходимость демонтажа соединений. Опыт по¬
казывает, что многократное повторение этой операции резко сни¬
жает надежность соединения.Для повышения надежности гидросистемы наряду с мерами по¬
вышения стойкости трубопроводов против разрушения, рассмот¬
ренными в § 11, применяют способ уменьшения числа соединении
путем объединения нескольких элементов в одном корпусе.В процессе эксплуатации системы необходимо обращать особое
внимание на герметичность системы, состояние трубопроводов, ее
отбортовку, наличие достаточных зазоров между трубопроводами и
другими элементами самолета, исключив их касание.Одним из показателей герметичности системы (в том числе и
внутренней), имеющей контур питания с автоматом разгрузки,
является время между переключением автоматами разгрузки на¬
сосов с холостого режима на рабочий. Чем больше это время, темРис. 19.32. Уплотнительный
узел:1 — скребковое кольцо; 2 — фетро¬
вое кольцо; 3 — резиновое кольцоРис. 19.33. Двухступенчатые уплот¬
нения:1, 3—резиновые кольца; 2 — камера слива298
лучше герметичность системы. Этот параметр замеряется в про¬
цессе эксплуатации.Следует отметить, что одной из причин внутренней негерметич¬
ности системы является нарушение герметичности обратных кла¬
панов, которое происходит чаще всего в результате попадания под
клапан механических частиц.Выход из строя плунжерных гидронасосов — один из наиболее
распространенных видов отказов в гидравлических системах. При¬
чинами отказа насосов могут быть разрушение подшипников, течь
уплотнения вала, нарушение регулировки давления, износ и за¬
клинивание плунжеров и др. Для повышения надежности насосов
установлены усиленные подшипники, уплотнения улучшенной кон¬
струкции, повышена поверхностная прочность деталей насоса, вве¬
дено местное охлаждение элементов с помощью жидкости и др.Важное значение в обеспечении высокой надежности агрегатов
системы (насосов, регулирующих и распределительных устройств,
обратных клапанов и т. п.) имеет уменьшение загрязненности жид¬
кости.Для обеспечения высокой чистоты рабочей жидкости в гидроси¬
стемах современных самолетов стремятся обеспечить полную изо¬
ляцию рабочей жидкости от атмосферы. С этой целью все шире
применяют гидробаки с мембранным или поршневым разделите¬
лем, подкачивающие насосы в системе всасывания основного на¬
соса вместо наддува баков, чехлы из эластичного материала на
штоках силовых цилиндров. Большое внимание уделяется улучше¬
нию фильтрации жидкости. Особые требования предъявляются к
обеспечению заправки гидросистем. На самолетах предусматрива¬
ется заправка закрытым способом, исключающим попадание меха¬
нических частиц в жидкость при заправке.В процессе эксплуатации системы состояние рабочей жидкости
и чистота фильтрующих элементов должны проверяться система¬
тически. Одной из причин отказа в работе агрегатов гидросистемы
является наличие воздушных пробок в жидкости.Воздушные пробки вызывают:—	поддергивание и увод рычагов управления самолетом (в си¬
стемах с гидроусилителями);—	уменьшение скорости срабатывания исполнительных
устройств;—	понижение давления, создаваемого насосом;—	разрушение металла некоторых элементов системы, особен¬
но кромок клапанов.Воздух (газ) в систему может попасть при замене агрегатов
системы и рабочей жидкости, через уплотнения гидроаккумулято-
ров поршневого типа, из-за негерметичности кранов аварийной
поздушной системы (когда нет давления жидкости в системе).
Для предотвращения этой.неисправности необходимо строго со¬
блюдать технологию замены агрегатов и жидкости. После выпол¬
нен ня этих работ необходимо обязательно производить стравлива-
И|Ц' воздушных пробок. С этой целью на отдельных агрегатах299
устанавливаются специальные клапайы или заглушки. При выпол¬
нении регламентных работ проверяется герметичность уплотнений
поршня гидроаккумулятора и аварийных кранов.Для обеспечения высокой надежности системы наряду с повы¬
шением, надежности агрегатов применяют резервирование магист¬
ралей. Особенно широко применяется резервирование магистралей
питания. Резервирование магистралей питания означает парал¬
лельное соединение нескольких самостоятельных магистралей. Так,
например, на рис. 19.34 показано тройное резервированиеРис. 19.34. Тройное резервирование магистралей
питания:1 — двигатели; 2 — насосы; 3 — фильтры; 4 — турбонасос.магистралей питания на самолете с двумя двигателями. Две ма¬
гистрали в полете постоянно включены в систему. Их насосы полу¬
чают привод от двигателей. Третья магистраль имеет автономный
привод насоса от ветряка (турбонасоса), который вводится в воз¬
душный поток и включается при отказе одной из магистралей.
В качестве автономного источника энергии может быть применен
насос и с электрическим приводом. В каждой магистрали, кроме,
того, может быть применено дополнительное резервирование1
насоса, т. е. в магистраль включаются параллельно два насоса!
|(рис. 19.35).Рис. 19.35. Резервирование насосов:
1 *=»■ двигатель; 2 =■ насосы; 3 — фильтр.300
На современных самолетах резервные магистрали питания под¬
ключаются автоматически. В магистралях управления наиболее
ответственными устройствами, обеспечивающими безопасность по¬
лета и выполнение решения боевых задач (управление шасси, тор¬
мозами, посадочной механизацией, створками грузолюков, крылом
переменной стреловидности и др.), применяется резервирова¬
ние с помощью аварийных (дублирующих) систем.
Принцип этого резервирования показан на рис. 19.36. Он состоитОт основнойРис. 19.36. Резервирование с помо¬
щью дублирующих систем:1 — исполнительное устройство; 2 — пере¬
ключательв том, что к исполнительному устройству 1 подводится параллельно
питание от двух магистралей: основной и аварийной. Подключение
их к цилиндру осуществляется с помощью переключателя 2. Если
есть давление в основной магистрали питания, то к цилиндру под¬
ходит жидкость из этой системы. В случае падения давления в ос¬
новной магистрали переключатель автоматически подключает
к цилиндру аварийную магистраль. В качестве аварийной часто
применяют пневматическую систему.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какое принципиальное отличие кранов с непосредственным (прямым) и
:ервоуправлением?2.	Какие преимущества и недостатки имеют краны с сервоуправлением?3.	Чем вызвана необходимость применения трехпозиционных кранов?4.	За счет чего повышается надежность управления кранами?,301
б. Для чего штоки силовых Цилиндров Хромируются?6.	Если в обе полости силового цилиндра с односторонним штоком подана
жидкость с одинаковым давлением, будет ли двигаться шток?7.	Какие преимущества и недостатки имеет цилиндр с двусторонним штоком?8.	Как осуществляется фиксация поршня с помощью шарикового и цанго¬
вого замков?9.	Какие преимущества имеют гидромоторы по сравнению с силовыми ци¬
линдрами? Какой из этих исполнительных устройств отличается большей на¬
дежностью?10.	С какой целью применяются дроссели в гидравлических системах?11.	Какая разница в механизме действия дросселей с удлиненным каналом
и с пакетом шайб?12.	Какие недостатки имеет схема с дросселем, включенным в линию под¬
вода жидкости к исполнительному устройству?13.	Почему величина давления жидкости за редуктором переменного дав¬
ления зависит от хода толкателя?14.	Чем вызвана необходимость установки синхронизаторов движения
узлов?15.	Какую роль играет дроссель в порционере? Мог бы порционер работать
без дросселя?16.	Почему в порционерах применяют дроссели с переменным сечением?17.	Чем вызвана необходимость выполнения в порционере «дожимных» от¬
верстий?-18. Чем и как обеспечивается точность и чувствительность реверсивного
порционера при обратном ходе?19.	За счет чего осуществляется быстрое возвращение в начальное поло¬
жение клапана дозатора?20.	Как будет работать дозатор, если засорен жиклер О дозатора
(рис. 19.24)?21.	Как можно проверить исправную работу дозатора?'22.	Какие меры для гашения гидроудара применяют в гидросистемах са¬
молетов?23.	С какой целью необходимо крепежные хомуты трубопроводов устанав¬
ливать на небольших расстояниях один от другого?24.	Как осуществляют виброизоляцию трубопроводов? Для чего она не¬
обходима?25.	Перечислите основные возможные причины разрушения трубопроводов.26.	Почему наиболее возможными местами разрушения трубопроводов яв¬
ляются места изгиба и развальцовки трубопроводов?27.	Какое соединение (с развальцовкой или ниппельное) отличается боль¬
шей надежностью?28.	За счет каких элементов обеспечивается герметичность подвижных со¬
единений трубопроводов?29.	В каких случаях необходимо применять гибкие шланги?30.	Почему к гидравлическим насосам, установленным на двигателе, под¬
соединяются, как правило, гибкие шланги?31.	Почему при монтаже нельзя допускать натяга трубопроводов?32.	Почему при замене необходимо устанавливать трубопроводы строго оп¬
ределенной длины?33.	Как влияет на работу резиновых уплотнений температура?34.	Какие меры принимаются для исключения выдавливания резинового уп¬
лотнительного кольца?35.	Какие преимущества имеют двухступенчатые уплотнения?36.	Какие работы выполняются на самолетах для повышения надежности
трубопроводов?37.	Основные причины отказов и неисправностей гидравлических систем
самолета.38.	К чему может привести наличие воздушных пробок в гидравлической
системе?39.	Как осуществляется резервирование магистралей в гидросистемах? Для
чего оно необходимо?
Глава 20КОНТУР ПИТАНИЯ ПНЕВМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМСАМОЛЕТА§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПНЕВМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМАХРабочим телом пневматической системы является сжатый воз¬
дух или азот. Применение азота на ряде самолетов вызвано тем,
что потребителями этой системы являются агрегаты, в которых
осуществляется контакт газа с рабочей жидкостью АМГ-10. Ис¬
пользование воздуха в такой системе может привести к созданию
взрывоопасной среды.Пневматическая система состоит из контура питания и
контуров потребителей.Максимальное давление воздуха, (азота) в контурах питания
самолетов 150 —200 кгс/см2. Рабочее давление в контурах потреби¬
телей, как правило, 40—65 кгс/см2. Благодаря этому обеспечи¬
вается многократность действия пневматической системы. Исклю¬
чение составляют аварийные с и с т е м ы, которые имеют одно¬
кратное применение. От них требуется высокая надежность. В этих
системах в контуре потребителей рабочее давление достигает
150 кгс/см2.§2. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ КОНТУРОВ ПИТАНИЯ
ПНЕВМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМКонтур питания пневматической системы предназначен для под-
пода энергии сжатого воздуха (азота) к распределительным уст¬
ройствам потребителей.Требования, предъявляемые к контурам питания, аналогичны
требованиям, указанным в гл. 18. В зависимости от типа источни¬
ков энергии различают два вида контуров питания пневматических
систем:—	контур питания с воздушными (азотными) баллонами;—	контур питания с комбинированными источниками: воздуш¬
ными баллонами и воздушным компрессором.Контур питания с воздушными баллонами (рис. 20.1). Источни¬
ком энергии в этой схеме является баллон 4, в котором разме¬
щается запас сжатого воздуха. Зарядка баллона осуществляется
от наземных средств через штуцер 1 и фильтр 2, который предот¬
вращает попадание пыли и других механических примесей вяоз
систему во время зарядки. Обратный клапан 3 пропускает воздух
в одном направлении — от зарядных баллонов в систему и исклю¬
чает выход сжатого воздуха из системы при отключении зарядных
баллонов. На многих самолетах вместо обратного клапана уста¬
навливают запорный кран. Давление воздуха в баллонах контро¬
лируется с помощью манометра 6. По величине давления воздуха
оценивается запас располагаемой энергии. Превышение давления
в баллонах более максимального не допускает предохранительный
клапан 5. Данная схема чрезвычайно проста, полностью авто¬
номна, но имеет ограниченный запас энергии. Поэтому такие схемы
применяются на самолетах, имеющих небольшие емкости потреби¬
телей и малую продолжительность полета. Кроме того, эта схема
применяется в тех пневматических системах, рабочим телом кото¬
рых является азот (получение азота в полете нерационально).Рис. 20.1. Принципиальная схема контура питания с воздушными балло¬
нами:1 — штуцер; 2— фильтр; 3 — обратный клапан; 4 — баллон; 5 — предохранительный
клапан; 6 — манометр; 7 — управляющий кранКонтур питания с комбинированными источниками (рис. 20.2).
Основным источником энергии здесь также является воздушный
баллон 4, который заряжается на земле, но дополнительно уста¬
навливается воздушный компрессор 9 с приводом от авиа¬
ционного двигателя. Он предназначен для пополнения запаса воз¬
духа в баллоне по мере его расхода. Установка компрессора дает
возможность сократить емкость воздушных баллонов и в то же
время увеличить многократность действия воздушной системы.В рассматриваемом контуре применяют компрессоры поршне¬
вого типа. Их производительность пропорциональна плотности воз¬
духа, поступающего в компрессор, т. е. давлению воздуха на входе
в компрессор. Поэтому с увеличением высоты полета самолета про¬
изводительность компрессора уменьшается. Так, например, если
на земле компрессор заряжает восьмплитровый баллон до давле¬
ния 1150 кгс/см2 за 20—25 мин, то на высоте 6000 м он зарядит этот
баллон до такого давления за 90 мин. На высотах более 6000 м
применяемые компрессоры создают давление менее 150 кгс/см2 и
не обеспечивают полную зарядку баллонов.Для повышения высотности системы воздух в компрессор по¬
дается от последних ступеней компрессора двигателя. Забираемый
от компрессора двигателя воздух имеет температуру 150—200° С.
Проходя через холодильник 7, он охлаждается и затем поступает304
к редуктору 8. Редуктор поддерживает постоянное давление воз¬
духа на входе в компрессор 0,9—1,1 кгс/см2. Это и обеспечивает
нормальную работу компрессора при полете на больших высо¬
тах.Рис. 20.2. Принципиальная схема контура питания с комбинированнымиисточниками:1 — штуцер; 2 — фильтр; 3 — обратный клапан; 4 — баллон; 5 — предохранительный
клапан; 6 — манометр; 7 — холодильник; 8 — редуктор; 9— воздушный компрессор; 10 —
фильтр-отстойник; И — прямоточный фильтр; 12 — автомат давленияДля разгрузки насоса (аналогично разгрузке гидронасоса) в
периоды, когда давление в баллоне достигло максимального зна¬
чения, в контуре питания устанавливается автомат давления 12.
Очистка воздуха, поступающего в баллоны, осуществляется фильт¬
ром-отстойником 10 н прямоточным фильтром 11.Агрегаты системы бортовой зарядки в данном контуре анало¬
гичны рассмотренным выше в первой схеме.§ 3. ВОЗДУШНЫЙ КОМПРЕССОРВоздушный компрессор служит для пополнения баллонов сжа¬
тым воздухом в полете. Он преобразует механическую энергию, по¬
лучаемую от двигателя, в потенциальную энергию давления сжа¬
того воздуха.Воздушные компрессоры, рассчитанные на создание в балло¬
нах максимального давления 150 кгс/см2, выполняются поршневы¬
ми трехступенчатыми (рис. 20.3).Принципиально компрессор можно представить, как три цилин¬
дра с поршнями, которые включены последовательно (каждый ци¬
линдр составляет ступень компрессора).Из первой ступени воздух нагнетается во вторую, из второй —в
третью, а из третьей — в баллон. Объемы каждой последующей
сIупени меньше предыдущей, поэтому в компрессоре происходит305
сжатие воздуха, но давление воздуха, создаваемое компрессором,
зависит от величины противодавления на выходе. Чем больше про¬
тиводавление на выходе, тем большее давление создает ком¬
прессор.Действительно, чем больше противодавление со стороны кла¬
пана третьей ступени, тем при большем давлении откроется этот
клапан, тем больше сожмется воздух, тем выше будет давление.
Это свойство использовано для разгрузки компрессора.Рис. 20.3. Воздушный компрессор:
а — схема работы; б — устройство; 1 — цилиндр; 2 — клапан всасывания вто¬
рой ступени; 3 — клапан нагнетания первой ступени; 4 — клапан всасывания
первой ступени; 5 — поршень; 6 — патрубок; 7 — клапан нагнетания второй
ступени; 8 — поршень второй ступени; 9 — клапан всасывания третьей сту¬
пени; /0 — поршень; // — цилиндр; 12— клапан нагнетания третьей ступени;13 — вал; 14 — уплотнительные кольцаДля переключения компрессора на холостой ход уменьшают
противодавление на выходе до небольшой величины (15 кгс/см2),
в результате давление, создаваемое компрессором, уменьшается, и
он разгружается.Трехступенчатый компрессор состоит из цилиндров 1, 11, порш¬
ней 5, 10, кривошипно-шатунного механизма с валом 13 и клапа¬
нов 2, 3, 4, 7, 9, 12.При работе двигателя оба поршня 5 и 10 совершают возвратно¬
поступательное движение. При движении поршня 5 вниз создается
разряжение в первой ступени и открывается всасывающий клапан 4.
Воздух, подводимый к воздушному компрессору от компрессора
двигателя через патрубок 6, заполняет объем первой ступени. При
обратном движении поршня всасывающий клапан 4 закрывается,
а нагнетающий клапан 3 первой ступени и всасывающий клапан 2
второй ступени открывается.306
Воздух из первой ступени выталкивается в увеличивающийся
кольцевой объем второй ступени (он заключен между внутренней
стенкой цилиндра 1 и поверхностью поршня 8 второй ступени).
При повторном движении поршня 3 вниз происходит уменьшение
объема второй ступени.Клапан всасывания 2 закрывается, а клапаны нагнетания 7 вто¬
рой ступени и всасывания 9 третьей ступени открываются. В этот
момент поршень 10 движется влево и в увеличивающийся объем
третьей ступени поступает воздух из второй ступени. При после¬
дующем движении поршня 10 вправо закрывается клапан 9 всасы¬
вания третьей ступени и через открывшийся клапан 12 происходит
нагнетание воздуха в систему.Для обеспечения необходимой производительности компрессо¬
ра и достаточного давления воздуха, создаваемого им, большую
роль играет отсутствие перетекания воздуха через зазоры пор¬
шень—цилиндр. Эту задачу решают уплотнительные коль¬
ца 14.Детали компрессора - смазываются маслом, поступающим из
магистрали двигателя. Масло подводится под давлением к под¬
шипникам кривошипно-шатунного механизма и под действием
центробежных сил разбрызгивается на стенки цилиндра.Применение такого способа смазки, а также плунжерное дейст¬
вие колец, которые при работе компрессора стремятся впрыснуть
масло в рабочую полость цилиндра, вызывают опасность выброса
масла в систему.Количество возможного выброса масла компрессором зависит
от противодавления на выходе из него. Чем больше противодавле¬
ние, тем выше давление воздуха в цилиндре, тем большее сопро¬
тивление оказывается маслу, поступающему в рабочую часть ци¬
линдра. Установлено, что при противодавлении 115 кгс/см2 выброс
масла незначителен (для современных компрессоров не превышает
40 г за час работы). Поэтому на холостом ходу компрессор не
разгружается полностью, а работает с противодавлением, равным
15 кгс/см2.Воздушные компрессоры имеют большую степень увеличения
давления и малые габариты, поэтому их теплонапряженность
очень велика. Высокая температура элементов компрессора мо¬
жет привести к снижению его производительности из-за выпадения
осадков из масла и попадания их под клапаны, а также к за¬
клиниванию поршней в цилиндрах в результате нарушения 'их
смазки.Конструктивная схема трехступенчатого сжатия значительно
уменьшает теплонапряженность компрессора (площадь теплоотда¬
чи увеличивается, а нагрев воздуха в каждой ступени уменьшает¬
ся). Однако для нормальной работы компрессора требуется до¬
полнительное охлаждение его. С этой целью на компрессоре уве¬
личивается поверхность блоков цилиндров с помощью специаль¬
ных ребер. Кроме того, применяется принудительный обдув ком¬
прессора воздухом, забираемым на входе в двигатель.307
§ 4 ВОЗДУШНЫЕ (АЗОТНЫЕ) БАЛЛОНЫБаллоны являются основными источниками энергии сжатого
воздуха в пневматических системах. Они выполняются ‘цилиндри¬
ческими или сферическими (рис. 20.4).Сферические баллоны выгоднее в весовом отношении, но менее
удобны при размещении на самолете. Баллоны малых емкостей
(2—3 л), как правило, выполняются сферическими, а больших ем¬
костей — цилиндрическими.Сферические баллоны изготов¬
ляют из двух полусфер, отштам¬
пованных из листовой стали и
сваренных между собой.Цилиндрические баллоны изго¬
товляют или из стальных труб с
приваренными с торцов сфериче¬
скими днищами, или цельнотяну¬
тыми. Снаружи баллона двумя
рядами наматывается стальная
проволока диаметром 1 мм с уси¬
лием 30—40 кгс. Каждый виток
проволоки припаивается к стенке
баллона и друг к другу. Такие
баллоны именуют армирован¬
ными. Благодаря армированию
повышается прочность баллона
на разрыв и практически исклю-
самолета осколками при взрыве
баллона. Это позволяет уменьшить толщину стенок баллона, а
следовательно, их вес.На большинстве баллонов в нижней части делают дополнитель¬
ный штуцер с заглушкой или краном для слива конденсата.В процессе эксплуатации системы баллоны периодически про¬
веряются и испытываются на герметичность и прочность.Проверка на прочность производится гидравлическим способом
(для исключения взрывоопасности) под давлением рПр= 1,5/?макс.§ 5. АВТОМАТ ДАВЛЕНИЯАвтомат давления предназначен для перевода компрессора на
холостой режим работы, когда давление воздуха в баллонах до¬
стигнет максимального значения, и для подключения компрессора
к баллонам при падении давления в них до минимального.Автомат давления (рис. 20.5) состоит из корпуса 4, обратного
клапана 6, клапана выключения 2, клапана включения 3 с мемб¬
раной 5 и клапана стравливания 1.Если давление в баллонах меньше максимального, то клапан
выключения 2 закрыт и воздух от компрессора через обратный кла¬
пан 6 поступает в баллоны, повышая в них давление воздуха. Кла-Рис. 20,4. Воздушные баллоны:1 — сферический; 2 — цилиндрический;
3 — армирование баллоначается повреждение элементов308
пан стравливания 1 при этом закрыт, а клапан включения 3 нахо¬
дится в открытом положении до тех пор, пока давление в балло¬
нах не будет равно минимальному, после чего он закрывается.Когда давление в балло¬
нах достигнет максимально¬
го значения, открывается
клапан выключения 2. При
этом откроется также кла¬
пан стравливания 1 и ком¬
прессор начнет качать воз¬
дух с небольшим противо¬
давлением, определяемым
величиной затяжки пружи¬
ны клапана 1 (15 кгс/см2).В результате в магистрали
от компрессора до обратно¬
го клапана 6 давление будет
равно 15 кгс/см2. Под дейст¬
вием разности сил давления
обратный клапан закроется.В полости Л давление также
будет равно 15 кгс/см2. Это
давление, действующее на
площадь /1 + ^2 (при откры¬
тии клапана воздух действовал только на площадь/'!), достаточно
для удержания клапана в открытом положении.Таким образом будет обеспечен холостой режим работы ком¬
прессора (его разгрузка). При падении давления в баллонах до
минимального клапан включения 3 открывается, полость А сооб¬
щается с атмосферой, давление в ней падает и клапан выключе¬
ния 2 закрывается. Начинается цикл подзарядки баллонов.Длительность работы компрессора на холостом ходу зависит от
величины перепада давлений (р„акс—рШш) и от герметичности воз¬
душной системы. В магистралях питания с рабочим давлением
150 кгс/см2 максимальное давление Рд1акс = 150 кгс/см2, а мини¬
мальное Рм1ш=140 кгс/см2.§ 6. ФИЛЬТРЫ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫВ пневматической системе применяются два типа фильтров:
фильтры-отстойники и прямоточные фильтры.Фильтры-отстойники (рис. 20. 6) устанавливаются в магистра¬
лях питания за воздушным компрессором. Они предназначены для
очистки воздуха, нагнетаемого компрессором, от масла и влаги.Присутствие масла в воздухе обусловлено методом смазки
стенок цилиндра компрессора (разбрызгиванием). Наличие частиц
Масла в воздухе может привести к нарушению работы аг-
ре гатов системы. Отделение влаги из воздуха уменьшает вероят¬
ность отказов системы по причине замерзания влаги в агрегатах.6Рис. 20.5. Автомат давления:1 — клапан стравливания; 2— клапан выключе¬
ния; 3— клапан включения; 4 — корпус; 5 — мем¬
брана; 6 — обратный клапан309
Рис. 20.6. Фильтр-отстойник:1 — корпус; 2 — штуцер подвода;
3 — втулка; 4 штуцер отвода; 5-
кран слива конденсатаРис. 20.7. Прямоточный фильтр:/ — фетровая прокладка; 2 латунная сетка; 3 — втулка; 4 — пружина310
Принцип действия фильтра-отстойника основан на том, что на¬
гнетаемый воздух тормозится при встрече со стенкой втулки 3.
Вследствие падения скорости потока капельки воды и масла, круп¬
ные твердые частицы отделяются от воздуха и осаждаются в от¬
стойнике. После каждого полета осуществляется слив конденсата
из отстойника через кран 5.Прямоточные фильтры (рис. 20.7) устанавливаются. в маги¬
стралях питания за компрессором и зарядным штуцером. Они
предназначены для очистки воздуха от механических примесей.Фильтрующий элемент этого фильтра состоит из фетровых про¬
кладок 1, между которыми положены латунные сетки 2. Фетровые
прокладки являются фильтрующим слоем. На его поверхности и в
порах осаждаются (задерживаются) механические частицы. Ла¬
тунные сетки придают жесткость фильтрующему пакету. Пружи¬
на 4 через втулку 3 сжимает фильтрующий пакет. Вход воздуха
должен быть обязательно со стороны пружины. При обратном дви-Рис. 20.8. Комбинированный фильтр:1 — прямоточный фильтр; 2 — обратный клапан;
3 — отстойник311
жении воздуха фильтрация не гарантируется, так как в этом слу¬
чае воздух может пройти между внутренней поверхностью корпуса
и наружной поверхностью фильтрующего пакета. С учетом этого
на корпусе фильтра ставится стрелка, показывающая направление
потока воздуха.На современных самолетах находят применение комбинирован¬
ные фильтры (рис. 20.8), которые включают прямоточный фильтр1,	отстойник 3 и обратный клапан 2. Такие фильтры устанавлива¬
ют в линии зарядки самолета воздухом (азотом).КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие преимущества имеют пневматические системы по сравнению с
другими?2.	Начертите на память принципиальную схему контура питания с комби¬
нированными источниками. Применяются ли такие схемы в азотной системе?3.	Как повышается высотность системы с комбинированными источниками?4.	Каково назначение обратных клапанов в контурах питания?5.	Для чего армируются цилиндрические баллоны?6.	Почему баллоны нельзя проверять на прочность с помощью сжатого
воздуха?7.	Почему компрессор не является основным источником давления в сис¬
теме?8.	Каково назначение клапанов в компрессоре? Что произойдет, если они
окажутся негерметичными?9.	Покажите па схеме, какие полости составляют вторую и третью сту¬
пени.10.	Что сделано в компрессоре, чтобы уменьшить его теплонапряженность?11.	Почему компрессор нельзя разгружать полностью до атмосферного
давления?12.	Какое назначение каждого клапана автомата давления?13.	Каким клапаном поддерживается противодавление на холостом ходу?14.	Почему клапан выключения открывается при максимальном давлении, а
удерживается в открытом положении при давлении холостого хода?15.	На каком принципе работает фильтр-отстойник?16.	Почему отверстия на фильтре-отстойнике сделаны на разном уровне?17.	С какой стороны при сборке прямоточного фильтра следует поставить
пружину?
Глава 21КОНТУРЫ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ§ 1. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙСИСТЕМЫПневматические системы обеспечивают работу различных са¬
молетных механизмов и устройств. Основное управление тормоза¬
ми колес, лентой перепуска, сбросом тормозных парашютов, кра¬
пами противообледенительной и высотной систем, аварийного
слива топлива, передвижением кресел, расцеплением механизма
штурвала, срабатыванием отдельных механизмов катапультного
сиденья, герметизацией люков, аварийное управление подъемом и
выпуском шасси, створками и крышками люков, тормозами — та¬
ков неполный перечень потребителей энергии пневматической си¬
стемы. Магистрали потребителей служат для подвода энергии
к этим механизмам от магистрали питания.Простейшая магистраль потребителей пневматической системы
показана на рис. 21.1. Воздух (азот) от магистрали питания по¬
ступает к редуктору 1, который уменьшает давление перед распре¬
делительным устройством — управляющим краном 2. Кран направ¬
ляет поток сжатого воздуха к одной из полостей исполнительного
устройства — силового цилиндра 3, вторая полость при этом соеди¬
няется с атмосферой. За счет разности давлений поршень со што¬
ком перемещают управляемый механизм.В том случае, когда пневматическая система используется' в
качестве аварийной (дополнительно к основной гидравлической си¬
стеме), воздух (азот) от крана 1 (рис. 21.2) поступает к челноч¬
ному переключателю 2, который отключает силовой цилиндр 4 от
гидравлической системы и обеспечивает подачу к нему сжатого
воздуха.После пользования аварийной системой производится стравли¬
вание воздуха (азота) через'специальные устройства 3 и заполне¬
ние рабочей жидкостью трубопроводов от челночного клапана до
цилиндра.В пневматической тормозной системе (рис. 21.3) управляющим
устройством является пневматический редуктор переменного дав¬
ления 2 (по аналогии с гидравлической системой торможения),
управление которым осуществляется с помощью специального ры¬
чага. Для обеспечения раздельного торможения за ним в схему313
В атмосферуРис. 21.1. Принципиальная схема простейшей магистрали по¬
требителей пневматической системы:1 — редуктор; 2 — управляющий кран; 3 — силовой цилиндрРис. 21.2. Принципиальная схема потребителей аварийной
пневматической системы:^ —кран; 2 ~ челночный переключатель; 3 — устройства для стравли¬
вания воздуха; 4 = силовой цилиндр
От рукоятки
торможенияРис. 21.3. Принципиальная схема пневматической тормозной системыэ
/ — редуктор; 2 — редуктор переменного давления; 3 —• дифференциальный редукторРис. 21.4. Принципиальная схема аварийной тормозной пневматической системы:
1 — редуктор; 2 — редуктор переменного давления; 3 — дифференциальный редуктор;
4 — разделительный бачок; б •= челночные переключатели
включен дифференциальный редуктор 3, рычаг которого связан с
педалями управления. При нажатии на педали дифференциал по¬
дает воздух (азот) к тормозным устройствам левого и правого ко¬
леса под разным давлением.В аварийной тормозной системе (рис. 21.4) газ не подается не¬
посредственно к тормозным устройствам. Он воздействует на жид¬
кость, находящуюся в разделительном бачке 4. Жидкость под дав¬
лением газа через челночные переключатели 5 поступает в тормоз¬
ные устройства.Кроме редукторов, распределительных и исполнительных уст¬
ройств в магистралях потребителей устанавливают также дроссе¬
ли, согласующие клапаны, обратные клапаны и другие вспомога¬
тельные агрегаты,§ 2. РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВАРаспределительные устройства (краны) предназначены для
направления сжатого воздуха (азота) из контура питания в си¬
ловые цилиндры исполнительных устройств и из цилиндров в ат¬
мосферу.Распределительные устройства применяют двух типов: золотни¬
ковые и клапанные.Золотниковый кран (рис. 21.5) имеет механическое недистан¬
ционное управление. Основными частями крана являются стальной
корпус 1 и бронзовый золотник 2, соприкасающиеся поверхности
которых тщательно притерты и прижаты друг к другу с помощью
воздуха, крышка 3 с пружиной 4, обеспечивающей дополнитель¬
ное прижатие золотника к зеркалу корпуса, и ручка управления 5,
жестко соединенная с золотником.При нейтральном положении ручки силовой цилиндр 6 отклю¬
чен от магистрали высокого давления. Обе полости цилиндра с по¬
мощью пазов А и Б сообщены с атмосферой. При отклонении ручки
в левое положение золотник 2 поворачивается и сообщает пазом
В правую полость цилиндра с магистралью высокого давления.
Противоположная полость цилиндра с помощью паза А остается
сообщенной с атмосферой. Шток цилиндра двигается влево. Ана¬
логично работает кран при отклонении ручки в правое положение.Клапанное распределительное устройство (рис. 21.6)—это
двухпозиционный кран с дистанционным электромагнитным управ¬
лением. При обесточенном электромагните 1 клапан впуска 3 при¬
жат пружиной 4 и давлением воздуха к седлу. В этом положении
он разобщает исполнительное устройство с магистралью высокого
давления. Клапан выпуска 2 находится в открытом состоянии,
сообщая силовой цилиндр с атмосферой. При срабатываний элек¬
тромагнита клапан впуска открывается, а клапан выпуска
садится на седло. В результате полость силового цилиндра разоб¬
щается с атмосферой и соединяется с магистралью высокого
давления.316
Рис. 21.5. Золотниковый кран:- принцип устройства; б — кран закрыт; в — кран открыт; 1 — корпус; 2 — золотник;
3 — крышка; 4 — пружина; 5 — ручка управления; 6 — силовой цилиндрРассмотренный кран должен иметь мощный электромагнит, спо¬
собный преодолеть силы давления воздуха и пружины, действую¬
щие на запирающее устройство при его открытии. Это приводит к
увеличению размеров и веса крана.Поэтому широкое применение в пневматической системе нахо¬
дят краны с серводействием (рис. 21.7). В таких кранах электро¬
магнит 1 управляет не сервопоршнем 3, а клапаном-датчиком 5,
для открытия которого не требуется больших усилий благодаря его
малым размерам. При открытии клапана 5 воздух под давлением
поступает в полость А и оказывает давление на сервопоршень 3.
За счет разности эффективных площадей сервопоршня 3 и клапа¬
на впуска За возникает сила давления, которая, преодолевая натя¬
жение пружины 6, откроет клапан впуска За и закроет клапан вы¬
пуска 36. Полость цилиндра разобщается с атмосферой и сооб¬
щается с магистралью высокого давления.При закрытии клапана 5 открывается клапан 2 и сообщает по¬
лость А через отверстие 7 с атмосферой. Под действием пру¬
жины 6 сервопоршень перемещается вправо, закрывая клапан
впуска За и сообщая полость цилиндра с атмосферой через отвер¬
стие 4.Таким образом, сервоуправление дает возможность значительно
сократить размеры электромагнитов при большой пропускной спо¬
собности крана.В атмосферу317
Рис. 21.7. Кран с серводействием:; — электромагнит; 2 — клапан;. 3 — сервопоршень; За — клапан впуска; Зб ■
клапан выпуска; 4, 7 — отверстия; 5 = клапан-датчик; 6 — пружинаВ атмосферуИз контура
питанияК цилиндруРис. 21.6. Распределительное уст¬
ройство клапанного типа:1 — электромагнит; 2 — клапан выпу¬
ска; 3 — клапан впуска; 4 — пружинаК цилиндруВ атмосферу318
§ 3. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВАИсполнительные устройства пневматической системы предназ¬
начены для преобразования энергии сжатого воздуха (азота) в
механическую энергию движения самолетных механизмов.В пневматических системах исполнительными устройствами
служат силовые цилиндры и пневмомоторы (пневматические при¬
воды вращательного движения).Наибольшее распространение получили пневматические силовые
цилиндры (рис. 21.8 ). Конструктивно они подобны гидравличе¬
ским. Отличием является то, что в первых предусмотрена смазка
движущихся деталей специальным составом (графитовой смазкой
и др.), которым набиваются сальниковые кольца (войлочные 2 и
асбестовые 3). Кольца устанавливаются рядом с уплотнительными
манжетами 1.Рис. 21.8. Пневматический силовой цилиндр;
/ — манжеты; 2, 3— сальникиФиксация штоков пневматических силовых цилиндров может
осуществляться только механическими замками. Наибольшее рас¬
пространение среди них получили шариковые замки. Их кон¬
струкция аналогична рассмотренным выше гидравлическим шари¬
ковым замкам.Пневмомоторы различают объемные и турбинные. Объ¬
емные пневмомоторы аналогичны гидромоторам. В турбинных
пневмомоторах кинетическая энергия газа непосредственно преоб¬
разуется в механическую. При этом газ подводится к отверстию
сопла, из которого выходит со значительной скоростью и попадает
на рабочие лопатки ротора.Применение пневмомоторов ограничено из-за большого расхода
воздуха. Однако они используются при нахождении самолета на
аемле для привода механизмов большой мощности: запуска дви¬
гателя, опускания самолета ВТА для погрузки десанта. Примене*
ние в этом случае гидромоторов оказывается невозможным из-за
большого нагрева жидкости.319
§ 4. ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ РЕДУКТОРЫВ цневматических системах применяют редукторы постоянного
и переменного давления.Редуктор постоянного давления (рис. 21.9) устанавливают для
понижения давления в магистралях потребителей.При отсутствии давления перед редуктором под действием раз¬
ности усилий пружин 7 и 4 клапан 3 находится в открытом состоя¬
нии.При подаче воздуха (азота) к редуктору он проходит через
щель между клапаном и седлом в полость А и через выходной шту¬
цер в систему. Давление в системе и в полости А возрастает. ПодРис. 21.9. Редуктор постоянного давления:1 — корпус; 2 — предохранительный клапан; 3 — клапан;4, 7 —пружины; 5 — толкатель; 6 — мембрана; 8 — регу¬
лировочный винтдействием увеличивающегося давления мембрана 6, сжимая пру¬
жину 7, прогибается вниз. Толкатель 5, перемещаясь вслед за мем¬
браной, освобождает ход клапану, который под действием пружи¬
ны 4 прикрывается. При достижении расчетного давления в поло¬
сти А (в системе) клапан садится на седло, перекрывая доступ
воздуха из магистрали высокого давления в магистраль после ре¬
дукционного клапана. Таким образом, за редуктором устанавлива
ется определенное (расчетное) редуцируемое давление.В случае расхода воздуха в магистрали потребителя клапанпп
седло не сядет, а установится в таком промежуточном положении,320
которое обеспечит поддержание в полости А, а следовательно, и в
системе расчетного редуцируемого давления.Если в полости А давление почему-либо увеличится и станет
более расчетного, то сила давления, действующая на мембрану,
увеличит сжатие редукционной пружины и клапан прикроется.
Проходное сечение между клапаном и седлом, а следовательно, и
давление за ним уменьшатся.При уменьшении давления в полости А ниже расчетного редук¬
ционная пружина, преодолевая силу давления на мембрану и уси¬
лие пружины 4, через толкатель увеличивает проходное сечение
редукционного клапана, а с ним и давление за клапаном.Величину редуцированного давления можно изменить путем из¬
менения натяжения редукционной пружины с помощью регулиро¬
вочного винта 8.Повышение давления в системе выше расчетного возможно в
случае нарушения герметичности редукционного клапана 3. Для за¬
щиты магистрали потребителя от недопустимого повышения давле¬
ния в редукторах устанавливают предохранительный клапан 2. Он
открывается при давлении, превышающем расчетное редукцион¬
ное давление на 20—25%-Одним из недостатков редуктора данной схемы является зави¬
симость редуцируемого давления от давления на входе в редуктор.
Действительно, давление воздуха (азота) на входе в редуктор
непрерывно действует на нижнюю поверхность клапана, препятст¬
вуя его закрытию. Если давление на входе уменьшится, то, оче¬
видно, клапан сможет закрыться при меньшем давлении в полости
Л (за редукционным клапаном). Следовательно, при уменьше¬
нии давления на входе редуцируемое давление несколько умень¬
шается.В тех случаях, когда это недопустимо по техническим услови¬
ям, предъявляемым к потребителю, применяют редуктор иной
схемы (рис. 21.10). В данном редукторе силы, действующие на
золотник от входного давления, взаимно уравновешены и ни¬
какого влияния на величину редуцируемого давления не оказы¬
вают.Пневматические редукторы переменного давления (рис. 21.11)
находят применение в магистралях управления тормозами. Они,
как и подобные нм гидравлические редукторы, выполняют функции
не только редуктора, но и крана. Принципиально редукторы пере¬
менного давления аналогичны рассмотренным выше редукторам
постоянного давления, но их редукционная пружина имеет пере¬
менную силу натяжения.Для обеспечения растормаживання в них размещается клапан
стравливания давления.(клапан выпуска 2).В исходном положении, когда толкатель 5 не нажат
(рис. 21.111, а), клапан впуска 1 закрыт, а клапан выпуска 2 от¬
крыт. Полость А, а соответственно и тормозная магистраль сое¬
диняются с атмосферой через открытый клапан выпуска и отвер¬
стия 6.11-83321
Рис. 21.10. Редуктор постоянного давления с силь-
фоном:/ — клапан; 2 ~~ сильфонПри нажатии на толкатель 5 (рис. 21.11,6) редукционная пру-
жина 4 передает усилие на поршень 3, который прижимает седло
поршня к клапану выпуска 2, Благодаря этому перекрывается
сообщение полости А и тормозной магистрали с атмосферой. Даль¬
нейшим перемещением поршня 3 вниз открывается клапанРис. 21.11. Пневматический редуктор переменного давления:
а — тормозная магистраль сообщена с атмосферой; б — подача газа в тормозную маги¬
страль; в — прекращение подачи газа; / — клапан впуска; 2 — клапан выпуска; 8 •— пор¬
шень; 4 — редукционная пружина; 5 — толкатель; 6 — отверстия; 7 • корпустормознойсистемывыпуска /, открывая доступ воздуха (азота) из магистрали питания
в полость А и тормозную магистраль. Давление в тормозах и по¬
лости А повышается, соответственно растет и сила, действующая
на поршень 3. Под действием этой силы поршень двигается вверх,
сжимая редукционную пружину 4. Одновременно с перемещением
поршня приближается к седлу и клапан впуска 1. При достиже¬
нии определенной величины давления в тормозах (в полости А)
редукционная пружина будет сжата настолько, что клапан впуска
сядет на седло. Клапан выпуска 2 при этом остается закрытым
(рис. 21.11, в).Величина давления воздуха (азота) в тормозной магистрали
будет зависеть от величины хода толкателя. Действительно, если
толкатель опустить на большую величину, то для закрытия кла¬
пана впуска потребуется большее обжатие редукционной пружины
сжатым воздухом, а это возможно лишь при большем давлении
в полости А, а следовательно, и в тормозах. Растормаживание
колес происходит посредством опускания толкателя. Пр и этом
детали редуктора возвращаются в исходное положение. Воздух
(азот) из тормозной магистрали выходит через открывшийся кла¬
пан выпуска 2 и отверстия 6 толкателя в атмосферу.Дифференциальные редукторы (рис. 21.12) устанавливают
в тормозной магистрали после редуктора переменного давления.
Они служат для обеспечения раздельного торможения правых и
левых колес (колес правой и левой тележки) в целях обеспечения
маневренности при перемещении самолета по земле. Чтобы управ¬
ление было удобным, дифференциальный редуктор связан меха¬
нически с педалями управления самолета. Он позволяет создать
необходимую разность давлений в тормозах левого и правого ко¬
леса в зависимости от величины хода педалей.Если торможение не производится, то к дифференциальному
редуктору давление воздуха (азота) не подводится. Оба поршня
под действием упругих сил мембран 5 находятся в нижнем поло¬
жении. Клапаны впуска 6 открыты и сообщают тормозную магист¬
раль с атмосферой (через редуктор переменного давления).При торможении, если педали нейтральны, воздух (азот) про¬
ходит через открытые клапаны в полости А и Б под поршнями,
прижимая их к коромыслу, и далее поступает в магистрали тор¬
моза левого и правого колеса. Давление в обеих магистралях
будет одинаковое (рис. 21.112, а). При нажатии на педаль (напри¬
мер, левую) пружинная тяга 1 как жесткая связь опускается вниз
и поворачивает коромысло 3 против движения часовой стрелки.
Левый упор коромыслом нажимает на шток левого поршня и
опускает его вниз. Правый поршень под давлением воздуха может
подняться вверх. Правый клапан 6 садится на седло и отключает
подвод воздуха в полость Б. Поршень, продолжая двигаться вверх,
отходит от торца клапана. В результате правая магистраль тор¬
мозов сообщается с атмосферой через отверстия 7 поршня
(рис. 21.12, б).По мере стравливания воздуха (азота) давление в полости Б
уменьшается, а в полости А остается без изменения. Таким обра¬
зом,- возникает нарастающий момент, который поворачивает ко¬11*323
ромысло в сторону, обратную начальному повороту, при этом
сжимается пружинная тяга 1, правый поршень опускается вниз.
Когда он сядет на клапан 6, стравливание воздуха (азота) из
магистрали правого тормоза в атмосферу прекратится и наступит6Рис. 21.12. Дифференциальный редуктор:а — торможение при нейтральных педалях; б — при торможении
и нажатой педали; 1 пружинная тяга; 2 — рычаг; 3 — коромысло;4 — поршни; 5 — мембраны; 6 — клапаны; 7 — отверстиеравенство моментов от силы давления на поршни и силы упру-
гости пружины 1.Таким образом, в магистрали правого тормоза будет зафикси¬
ровано давление, меньшее, чем в Магистрали левого тормоза.
Если же переместить левую педаль на большую величину, то для
возвращения правого поршня в равновесное положение потре-324
буется поворот рычага 2, а значит, и большее сжатие пружины
тяги 1. Но уравновесить это увеличившееся усилие может только
повышенная разница давлений в полостях Б и А, а следовательно,
и в магистралях левого и правого тормоза. Таким образом, раз¬
ность давлений в магистралях левого и правого тормоза, уравно¬
вешиваемая силой сжатия пружины тяги 1, зависит от величины
хода педалей.При даче левой педали до упора воздух (азот) из магистрали
тормозов левого колеса стравливается полностью и колесо рас¬
тормаживается.Аналогично работает дифференциальный редуктор при нажа¬
тии на правую педаль,§ 5. ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ УСКОРИТЕЛИПневматическая система торможения колес, показанная на
рис. 21.3, имеет серьезный недостаток, который состоит в том,
что скорость торможения и растормаживания колес невелика. Это
объясняется значительными гидравлическими сопротивлениями
в редукторах и в длинных магистралях подвода газа к тормозам
от регулирующих устройств, расположенных в кабине.Рис. 21.13. Магистраль пневматического торможения с ускорителями:/ — редуктор постоянного давления; 2— редуктор переменного давления; 3 — диффе¬
ренциальный редуктор; 4, 5 — ускорители; 6 — тормозные колесаДля того, чтобы обеспечить высокую скорость торможения и
растормаживания колес и сохранить достаточную точность управ¬
ления ими, магистраль пневматического торможения на многих
самолетах состоит из двух линий: линии управления и исполни¬
тельной линии (рис. 21.13).В линии управления сжатый воздух (азот) подходит
через редукторы 1,2,3 к датчикам ускорителей 4,5 с давлением,
Величина которого зависит от степени нажатия на рычаг тормо¬
жения и педаль пульта ножного управления. В исполнитель¬
ной линии сжатый воздух (азот) подводится от баллонов
К ускорителям под высоким давлением.325
Ускорители 4, 5 расположены в непосредственной близости
к тормозам. Они имеют большие проходные сечения, что обеспе¬
чивает минимальные гидравлические сопротивления, а следова¬
тельно, и большой расход воздуха, поступающего в тормозные уст¬
ройства. Давление за ускорителем изменяется пропорционально.из тормозов
7В атмосферуВысокое давлениеУправляющее давлениеВысокое давление
бРис. 21.14. Принципиальная схема редукционного уско¬
рителя:	^а —при отсутствии управляющего давления; б — при наличии
управляющего давления; 1 — корпус; 2 — дифференциальный
поршень; 3 — клапан выпуска; 4 ~ клапан впуска; 5, 6 пру¬
жины; 7, 8 — мембраныдавлению в линии управления. .Сопротивление воздуха (азота) пл
выходе из тормозов (при р а сто р м а ж л в а н и н) уменьшено за счет
-приближения ускорителя — места стравливания к тормозам.Таким образрм, ускорители предназначены для обеспечении
высокой скорости затормаживания и растормаживания колес,326
Пневматические ускорители применяют двух типов: редук¬
ционные ускорители, которые обеспечивают ускорение тор¬
можения и растормаживания колес, а также повышают давление
в тормозах, и ускорители, только повышающие скорость тор¬
можения и растормаживания.Основными частями редукционного ускорителя являются
(рис. 21.14) корпус 1, дифференциальный поршень 2, клапан впу¬
ска 4, клапан выпуска 3.Полость А сообщается с линией управления, полость Б —
с атмосферой, а полость В соединена с тормозными устройствами.
К нижнему штуцеру подводится высокое давление.При отсутствии управляющего давления поршень 2 под дейст¬
вием усилия пружины 6 находится в верхнем положении
(рис. 21.14, а). Клапан впуска 4 закрыт, а клапан выпуска 3 от¬
крыт — обеспечивается сообщение тормозных устройств с атмо¬
сферой.При поступлении управляющего давления поршень опустится
вниз. При этом клапан выпуска 3 сядет на седло и разобщит по¬
лость тормоза с атмосферой, а клапан впуска 4 откроется и обес¬
печит подвод сжатого воздуха (азота) из баллонов к тормозам.По мере повышения давления в полости тормоза колеса увели¬
чивается давление и на мембрану 7. Когда суммарное усилие от
давления воздуха и пружины 6, действующее снизу па поршень,
станет больше усилия от давления воздуха, действующего на пор¬
шень сверху, поршень начнет подниматься вверх. В результате
произойдет закрытие клапана впуска и поступление воздуха
(азота) прекратится. В тормозном устройстве зафиксируется за¬
данное давление.Если увеличится управляющее давление, то увеличится давле¬
ние в полости А и перекрытие подвода воздуха из баллона про¬
изойдет при большем давлении в полости В, а следовательно, дав¬
ление в тормозах будет больше.Таким образом, давление в тормозах будет пропорционально
управляющему давлению. Отношение этих давлений примерно
равно отношению площадей мембран 7 и 8. При срабатывании
управляющего давления поршень поднимается вверх и отходит
от клапана выпуска 3. Воздух (азот) из тормозов через каналы
поршня выходит в атмосферу, обеспечивая растормаживание
Колес.Ускорители, мембраны 7 и 8 которых имеют одинаковые,
ИЛощадн, давление в тормозах не увеличивают, а только
повышают скорость торможения и растормаживания колес.§ 6. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ПНЕВМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМ
И МЕРЫ ПОВЫШЕНИЯ ИХ НАДЕЖНОСТИВ пневматических системах, так же как и в гидравлических,
Нпименьшую надежность имеет проводка. Характерные места
ршрушений трубопроводов, их причины и меры повышения их на¬327
дежности аналогичны рассмотренным в § 13 гл. 19. Однако в пнев¬
матических системах более широко применяются трубопроводы,
выполненные из алюминиевых сплавов. Усталостная прочность и
коррозионная стойкость их существенно ниже, чем стальных.
Кроме того, внутренние поверхности трубопроводов воздушной
системы подвержены коррозионному поражению. Источниками
коррозии являются влага, пыль, металлическая стружка, попав¬
шие внутрь трубопровода с газом. Поэтому трубопроводы, уста¬
новленные на участках, подверженных значительному воздейст¬
вию вибрации, изготовляются стальными.Другой не менее частой причиной дефектов пневматической си¬
стемы является нарушение герметичности агрегатов вследствие
нарушения уплотнений. Утечка воздуха значительно увеличивается
при низких температурах окружающего воздуха за счет потери
эластичности уплотнений. Улучшение конструкции и материала
уплотнений на современных самолетах значительно повысило
надежность уплотнений. В процессе эксплуатации необходимо уде¬
лять серьезное внимание проверке герметичности пневматических
систем не только визуальным способом, но и путем проверки вели¬
чины падения давления за время, определенное инструкциями по
эксплуатации самолета. Из агрегатов системы недостаточную
надежность часто имеют обратные клапаны. В результате попа¬
дания под клапан посторонних частиц клапаны теряют герметич¬
ность.Серьезным недостатком системы является и то, что при низких
температурах возможно замерзание воды в фильтрах, обратных
клапанах и даже трубопроводах. Вода может попадать в систему
вместе с воздухом (азотом) при зарядКе. Поэтому к сжатому воз¬
духу (азоту), которым заряжается самолет, предъявляются стро¬
гие требования обеспечения минимальной его влажности.Для повышения надежности элементов системы, в которых
вероятность отказа в результате замерзания влаги наиболее ве-
лйка, предусматривают их дополнительный обогрев.
Кроме того, в систему ставятся специальные осушительные
устройства.Магистрали питания системы отличаются достаточной надеж¬
ностью. Дополнительными средствами повышения их надежности
являются:—	установка в системах автономных баллонов, отсе¬
каемых от общей системы обратными клапанами;—	применение на самолетах с двумя двигателями двойного
резервирования компрессоров.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Чем вызвана необходимость установки пневматических кранов с серво¬
действием?2.	Каков.ы особенности пневматических исполнительных устройств по сран-
нению с гидравлическими?3.	В каких Случаях целесообразно использовать пневмомоторы, а не гидро-
моторы?328
4;_П6 Ш» причинам аозиоййв увёЛ'йчеййё дгйяйш воздуха (азота) за
редуктором более майеимальйбго?5.	Зййёйг ли даалёййе йа выходе из редуктора от давления на входе в
реду^то'в? '_& Чек отяйчайтёя пйёвмаздчёёКйё редукторы пёрёмёйного давлений от рё;
дукторба постоянного давлёнйя?7. Почему величина давления .на выходе из редуктора переменного дав-
лёййй *Шйй о? 5&Щ. томйтёла? Чём мойсйо отрегулировать.- максимальнее
Ш*ШЫ за редуктором?8; Чём прйй^йпйальйо ртличаютёй редуктора пёрёмённого давления пнёв=
матйчёской й гидравлической ёйётём?.. 9» Какую роле, вйпблйяет. йру&инная тяга дифференциального редуктора?
Как Ш #або:тал этот: редуктор без йр’рышёй тагй?.. 10; .От чего завйейт разйоётй давлений в левом и правом тормозном усг-
ройёгвё?_.11; За счет чего ускоритёли увеличивают скорость срабатывания тормозов?12. От чего зависит величина давлёниа воздуха (азота) на выходе из ус;
кбриясла? .				 		1$; Каковы наиббяёё характёрвыё йёиёйрааноётй пнёвматичёёкбй системы?,14; Что йройзбйдёт, ёслй в обратном клапане; располой4ёнком на аыходё
из баллона, замерзнет вода? .15; ШЖ. мероприятия повышений надёййвётй пневматической ёйётемя
прймёйяютёя на современных самолётах?
Глава 22ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИЛОВЫХ УСТАНОВКАХ§ 1. СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ И ИХ СОСТАВНЫЕ ЧАСТИСиловая установка самолета служит для создания силы тяги Р,
потребной для преодоления лобового сопротивления самолета
в полете. На самолетах вертикального взлета и посадки (ВВП)
и на самолетах укороченного взлета и посадки (УВП) силовая
установка обеспечивает также создание вертикальной составляю¬
щей силы тяги {Ру), потребной для преодоления силы веса (на
ВВП) или части веса (на УВП) самолета. Кроме того, силовая
установка обеспечивает привод гидронасосов, воздушных компрес¬
соров, электрических генераторов. Воздух, отбираемый от комп¬
рессора двигателя, используется для наддува п обогрева кабин,
в системе противообледенения самолета и др.Силовая установка включает: двигатели, рамы для крепления
двигателей к самолету, гондолы и капоты для уменьшения лобо¬
вого сопротивления двигателей, входные и выходные устройства
двигателя, систему питания двигателей топливом, систему питания
двигателей смазкой, систему охлаждения двигателей, систему по¬
жаротушения двигателей и др.§ 2. РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕРазмещение двигателей на самолете определяется главным
образом требованиями аэродинамики и удобства их эксплуатации
и обусловливается типом двигателей, их числом и габаритами,
типом самолета, его летными данными и особенностями примене¬
ния. Наиболее распространенные схемы размещения двигателей
на самолете: в фюзеляже, в крыле, на пилонах под крылом и на
горизонтальных пилонах в хвостовой части фюзеляжа.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 22.1, а, б) обеспечи¬
вает самолету минимальное дополнительное сопротивление и ма¬
лое влняние силы тяги на устойчивость и управляемость самолета.
При таком расположении двигателя вес узлов крепления его к
самолету небольшой. Воздух к двигателю поступает по каналам
от воздухозаборника (входного устройства).К недостаткам такого размещения двигателей следует отнести
значительные потери скоростного напора во входных устройствах
из-за больших длин каналов (рис. 22.1, а) и потерь на поворот330
струи (рис. 22.1,6), значительное уменьшение объемов фюзеляжа
для размещения полезной нагрузки, ограничение числа и габари¬
тов двигателей (особенно трудно разместить ДТРД).Рис. 22.1. Размещение двигателей на самолете:
а, б в фюзеляже; г — в крыле; д — на пилонах под крылом;
в, е г— в хвостовой части фюзеляжаРазмещение двигателей в' фюзеляже применяется- в основном
на истребителях (истребителях-бомбардировщиках и истребите¬
лях-перехватчиках) .Размещение двигателей в крыле (рис. 22.1, г) на многодвига¬
тельных самолетах обеспечивает сравнительно небольшое допол¬
нительное сопротивление, обусловленное их постановкой. Осо¬
бенно удачно расположение двигателей в корневой части крыла.331
В атом случае отказ одного двигателя оказывает небольшое влия¬
ние на путевую и поперечную балансировки самолета. Двигатели,
расположенные в корневой части крыла, создают положительную
интерференцию между крылом и фюзеляжем. Кроме того, при
аварийной посадке с убранным шасси двигатели оказываются
защищенными от удара о землю крылом и фюзеляжем, что увели¬
чивает безопасность посадки.Однако такое расположение двигателей имеет и недостатки:
значительные вибрационные нагрузки на фюзеляж от выхлопной
струи и работы турбины и компрессора; опасность распростране¬
ния пожара от двигателей на топливные баки и пассажирскую
(грузовую) кабину фюзеляжа; возможность попадания в рабо¬
чую часть двигателя частиц грунта и воды, отбрасываемых коле¬
сами передней ноги шасси; влияние выхлопных струй сопла дви¬
гателя на горизонтальное оперение, что ведет к снижению его
эффективности и усталостной прочности.Размещение двигателей на пилонах под крылом (рис. 22.1,5)
обеспечивает удобство установки на самолете большого (больше
двух) количества двигателей, малые потери во входных устройст¬
вах и удобство постановки устройств реверса тяги двигателей.
Кроме того, повышается удобство осмотров, монтажа и демонтажа
двигателей и пожарная безопасность в полете.К недостаткам такой компоновки двигателей следует отнести
увеличение сопротивления, вызванное наружными подвесками
(в случае остановки двигателя, особенно внешнего, создается
большой разворачивающий момент, что может привести к аварий¬
ной ситуации на самолете); возможность попадания в двигатели
частиц грунта и воды; возможность при аварийной посадке с уб¬
ранным шасси ударов двигателей о землю, которые могут выз¬
вать пожар на самолете.Размещение двигателей на хвостовой части фюзеляжа
(рис. 22,1,6, е) позволяет обеспечить аэродинамически «чистое»
крыло с максимально возможным использованием его размаха для
размещения механизации, улучшить характеристики продольной
устойчивости за счет работы гондол двигателей и пилонов как
дополнительного горизонтального оперения. Кроме того, повы¬
шается пожарная безопасность за счет удаления двигателей от
топливной системы и кабины и комфорт в пассажирской кабине
из-за уменьшения шума в ней, обеспечивается удобство эксплуа¬
тации двигателей.Недостатками такой компоновки являются утяжеление конст¬
рукции самолета из-за необходимости усиления хвостовой
части фюзеляжа, ухудшение работы входных устройств дви¬
гателей за счет попадания в них потока, турбулизированного
крылом.На самолетах ВВП и УВП (рис. 22.2) маршевые двигатели
располагаются по аналогичным схемам, а подъемные двигатели
или вентиляторные установки, создающие вертикальную тягу,
могут располагаться как в крыле, так и по длине фюзеляжа.332
Стартовые ускорители располагаются, как правило, па легких
и средних самолетах в хвостовой части фюзеляжа, на тяжелых
самолетах — под крылом.26Рис. 22.2. Размещение двигателей на самолетах верти¬
кального взлета и посадки:)	а — размещение подъемных двигателей в крыле; б — размеще¬ние подъемных двигателей в фюзеляже; / — подъемные двига¬
тели или вентиляторные установки; 2 — струйные рули; 3 —
маршевый двигатель§ 3. КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ К САМОЛЕТУНа двигатель действуют следующие силы и моменты:а)	массовые силы и моменты (рис. 22.3, а):—	вес двигателя и установленных на нем агрегатов (О);■— инерционные силы, возникающие при криволинейном дви¬
жении самолета (А^);—	инерционные силы (М2), возникающие на двигателях, рас¬
положенных не в центре тяжести самолета, при вращении само¬
лета относительно своего центра тяжести;333
—	гироскопический момент Мг. Гироскопом являются части
двигателя, вращающиеся относительно своей оси (винт, компрес¬
сор, турбина и др.). Так, например, при выходе из пикирования
(рис. 22.3, б) самолет вращается относительно поперечной оси г
с угловой скоростью (о2, возникающий гироскопический момент
стремится повернуть ось двигателя (гироскопа) кратчайшим путем
так, чтобы вектор совпал по своему направлению с вектором ш2;Рис. 22.3. Нагрузки, действующие на двигатель?
й •— в прямолинейном полете; б — в криволинейном полетеб) поверхностные силы и моменты!—	сила тяги двигателей (Р);—	реактивный момент (МР), направленный в сторону, проти¬
воположную вращению винта. Мр возникает как реакция на з-а-
крутку воздуха винтом. Для ТРД, где закручивания газовой струп
почти нет, Мр = 0.334
Для уравновешивания всех указанных сил и моментов пре¬
дусматриваются определенные опоры — узлы крепления двигателя
к планеру самолета. В большинстве случаев установки для
крепления двигателей представляют собой пространственные стерж¬
невые системы (фермы). Для уравновешивания всех сил и момен¬
тов необходимо иметь не менее шести стержней. Обычно для повы¬
шения жесткости ферм и живучести фермы имеют более шести
стержней (рис. 22.4). При таком креплении двигателя вертикаль¬
ная нагрузка Ыу воспринимается узлами .1, Г, 2 и 2' и сжатием илирастяжением соответствующих стержней передается на силовые
нервюры крыла или силовые шпангоуты фюзеляжа. Продольная
нагрузка Р и боковая Л^2 воспринимаются в общем случае всеми
узлами и стержнями фермы. Реактивный и гироскопический мо¬
менты в виде пар сил воспринимаются основными узлами 1, 1' и2,	2' и тоже сжатием и растяжением стержней передаются на пла¬
нер самолета. В некоторых случаях основными узлами крепления
двигателей являются узлы 1, Г, а стержни 2-5 и 2'-5' заменяют
амортизаторами, уменьшающими вибрационную нагрузку на са¬
молет.При симметричном расположении ТРД в фюзеляже двигатели
закрепляют в трех точках (рис. 22.5) .1,1' и 2. Силы Р и Ыу,
действующие в плоскости симметрии, воспринимаются основными
узлами 1, 1' и вспомогательным узлом 2.Боковая сила Ыг воспринимается только основными узлами 1.
Нагрузки с узлов 1 передаются на силовые шпангоуты фюзеляжа.335
Узел 2 обеспечивает свободу продольных перемещений корпуса
двигателя относительно фюзеляжа при нагреве..Удлинительная труба также имеет подвижное крепление 3, 3'
в виде роликов, которые могут свободно перемещаться вдоль
направляющих рельсов.Рис, 22.5. Крепление двигателей на самолете
. в трех точках:1, 1' — основные узлы; 2 — вспомогательный узел;3, 3' — подвижное креплениеИмеется еще ряд схем крепления двигателя к самолету, работа
которых в принципе аналогична рассмотренным выше.§ 4. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯМИ САМОЛЕТАСистемы управления силовой установкой включают управле¬
ние двигателем и управление обслуживающими системами.Управление двигателем осуществляется рычагом управления
двигателем (РУД), который управляет положением дроссельного
крана топливного агрегата. Проводка управления выполняется
обычно механической.Управление обслуживающими системами, как правило, элек-
тродистанционное с пневматическими и гидравлическими исполни¬
тельными механизмами. Оно включает: управление агрегатами
винта изменяемого шага (кнопка флюгирования, переключатель
снятия с промежуточного упора и др.) на ТВД; управление створ¬
ками охлаждения двигателя и масла; управление противопомпаж-
ными створками и др.Механическая проводка управления может применяться либо
гибкая (тросовая), либо в виде тяг. Возможные неисправности
этих проводок управления были рассмотрены в § 7 гл, 15.336
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Каковы достоинства и недостатки компоновки двигателей в крыле са¬
молета?2.	Каковы достоинства и недостатки компоновки двигателей под крылом
на пилонах?3.	Каковы достоинства и недостатки компоновки двигателей я хвостовой
части фюзеляжа?4.	Какие нагрузки действуют на двигатель в полете? Какие опоры (узлы
подвески) предусмотрены для восприятия всех силовых факторов, действую¬
щих из двигатель?		 ,5.	Как обеспечивается температурное расширение двигателя в элементах
крепления его к самолету?6.	Для чего узлы подвески двигателей соединяют с конструкцией планера
через амортизаторы?7.	Каковы характерные неисправности жесткой проводки управления дви¬
гателями?
Глава 23ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ■ ' ' ' • , \§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМТопливная система самолета служит для размещения необхо¬
димого запаса топлива и бесперебойной подачи его к двигателям
на всех режимах полета самолета,.К топливным системам предъявляются следующие специфиче¬
ские требования:—	обеспечение надежного питания двигателя топливомх
на всех высотах полета, на всех режимах работы двигателя, при
любых эволюциях самолета;—	обеспечение полной выработки топлива из баков
без подсоса воздуха в систему (допускается невырабатываемый
остаток топлива 0,8—3% в зависимости от места расположения
баков);—	выработка топлива (и заправка его в полете) не должна
вызывать изменение центровки самолета за допустимые
пределы и нарушать продольную и боковую балансировку и устой¬
чивость самолета.§ 2. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ПРОСТЕЙШЕЙ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫНа современных самолетах питание топливом двигателей осу¬
ществляется принудительной его подачей с помощью топливных
насосов 6 (рис. 23.11) высокого давления, установленных непосред¬
ственно на двигателе 7. Принципиальная схема такой топливной
системы включает: топливный бак 1, служащий емкостью для раз¬
мещения необходимого запаса топлива; перекрывной (пожарный)
кран 3 для перекрытия подачи топлива к двигателю при его вы¬
ключении; топливный фильтр 4, предназначенный для очистки топ¬
лива от: кристаллов льда и механических примесей; систему дре¬
нажа 8 топливного бака, служащую для предотвращения возник-'
новения вакуума-в баке при выработке топлива и обеспечения тем
самым бесперебойной работы системы; сливной кран 2 для слива
отстоя топлива (воды, грязи) перед полетом или всего топлива
из системы.Кроме того, топливная система оборудуется топливомером 9,
измеряющим количество топлива э баке, и расходомером 5, изме-т
ряющим количество топлива, израсходованного с начала работы
двигателей. Для повышения тактических и эксплуатационных
качеств самолета топливные системы оборудуются также различ¬
ными дополнительными устройствами, увеличивающими высот¬
ность, живучесть, обеспечивающими заправку топливной системы
на земле и в воздухе, аварийный слив топлива в полете и др.Рис. 23.1. Принципиальная схема простейшей топливной системы;1 — бак; 2 — сливной кран; 3 — перекрывной кран; 4 — топливный фильтр; 5 — расхо¬
домер топлива; б — насос высокого давления; 7— авиационный двигатель; 8 — си¬
стема дренажа; 9 — топливомер§ 3. ВЫСОТНОСТЬ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ И МЕРЫ ЕЕ ПОВЫШЕНИЯПод, высотностью топливной системы понимают предельную
высоту, до которой обеспечивается нормальная (без наступления
кавитации топлива) подача топлива к двигателям.Кавитацией называется вскипание (парообразование) дви¬
жущейся в трубопроводе жидкости в результате местного пониже¬
ния давления до давления насыщенных паров жидкости.Физика явления кавитации состоит в следующем. Жидкость,
имеющая свободную поверхность, испаряется. Отдельные ча¬
стицы — молекулы жидкости — отрываются от ее поверхности и
вылетают в окружающее пространство. Скорость движения (испа¬
рения) молекул увеличивается с повышением температуры жид¬
кости и с понижением давления газа (пара) над поверхностью
Жидкости. В замкнутом сосуде в определенный момент количество
вылетающих из жидкости молекул становится равным количеству
Молекул, поглощаемых жидкостью, т. е. наступает подвижное рав-
! Новеспе между жидкостью и паром. Такой пар называется н а с ы-
Щенным, а давление в сосуде — давлением насыщенных, паров
Прн данной температуре. Когда местное давление в трубопроводе
СТиновится равным давлению насыщенных паров, происходит бур¬
ное вскипание жидкости и выделение пара.Кроме того, авиационное топливо способно растворять в себе
определенное количество воздуха. Количество растворенного339
в топливе воздуха прямо пропорционально его давлению. С пони-
жением давления излишек воздуха начинает выделяться из топ¬
лива, образуя газовые (воздушные) пузырьки.В реальных условиях понижение давления в жидкостных и
топливных системах самолета может происходить из-за уменьше¬
ния давления в системе (дренажирования) с подъемом самолета
на высоту вследствие подсасывающего действия насоса и гидрав¬
лических сопротивлений жидкости в различных магистралях и
агрегатах (рис. 23.2,6).Образующиеся при этом паро-воздушные полости («кавитас» —
полость [лат.]) приводят к разрыву струи топлива. Нормальная
работа насоса нарушается, и снижение подачи топлива к двига¬
телю может привести к его остановке.Кроме того, кавитация может приводить к механическому раз¬
рушению (эрозии) металла трубопроводов, и особенно насосов.
Причиной эрозии являются микроскопические гидроудары частиц
жидкости.Современные реактивные самолеты имеют потолки от 12 000
до 35 ООО м и скорости полетов до 2000—3500 км/ч. С подъемом на
высоту значительно падает барометрическое давление воздуха (на
высоте 0; 10; 25 км давление соответственно равно 1; 0,26;0,025 кгс/см2). Кроме того, полет на больших скоростях сопровож¬
дается значительным аэродинамическим нагревом конструкции
самолета. При этом температура топлива может достичь 100—
150° С и более.При температуре 100° С давление насыщенных паров авиаци¬
онных керосинов, применяемых в ВРД, Т-И, ТС-1 и Т-5 прибли¬
зительно равно 0,2; 0,3 и 0,08 кгс/см2 соответственно. При подъеме
на высоту в баках, сообщенных дренажем с атмосферой, начнется
кипение топлива Т-1 на высоте примерно 12 км, а топлива
Т-5 — на высоте примерно 18 км. Падение давления в топливной
системе приводит к возникновению кавитации на значительно
меньших высотах.Рассмотренная выше (рис. 23.1) простейшая схема топливной
системы не может обеспечить высотности, необходимой для совре¬
менных самолетов. Применяются следующие конструктивные меры
повышения высотности топливных систем самолетов: создание
избыточного давления в баках за счет использования скоростного
напора (на малых высотах) или применения принудительного над¬
дува баков от постороннего источника (на больших высотах);
установка дополнительных подкачивающих насосов непосредст¬
венно у баков и во всасывающем трубопроводе.Создание избыточного давления в баках (наддува баков) яв¬
ляется наиболее простым методом повышения высотности топлив¬
ной системы (график давления топлива смещается вверх). Суш
ность наддува заключается в том, что в надтопливное прострап
ство баков подается воздух или нейтральный газ с некоторым
избыточным давлением. Для подвода воздуха используется либо
скоростной напор через систему дренажа (рис. 23.2,а), либо си340
Рис. 23.2. Средства повышения высотности топливной системы:в — принципиальная схема топливной системы со средствами повышения высотности- б	•ависимость давления топлива от длины топливной системы и высоты полета' 1 бак-
I, 5 — подкачивающие насосы; 3 — перекрывной кран; 4 — фильтр; 6 — насос высокого ваи-
ЛШШЯ; 7 — двигатель; « — кран; 9, 11 обратные клапаны; 10 — воздушный редуктор системы
«иддува; / — с подкачивающим насосом и с наддувом; 11^- с наддувом- III без наддува341
стема принудительного наддува. При открытии крана В воздух
от компрессора двигателя (баллона) через понижающий редук¬
тор 10 и обратный клапан 9 поступает в дренажную систему.
Дополнительный обратный клапан 11 перекрывает трубопровод,
соединяющий дренажную систему с атмосферой.Следует отметить, что наддув баков, несмотря на его простоту,
не может быть использован как основной способ борьбы с кавита¬
цией . ввиду утяжеления конструкции вследствие возникновения
больших нагрузок на стенки бака и его контейнера. Поэтому на
практике ограничиваются сравнительно небольшим наддувом
с Ар = 0,1 -^0,3 кгс/см2, что обеспечивает бескавитационную работу
подкачивающих насосов, установленных у баков, на больших вы¬
сотах, т. е. обеспечивает высотность участка бак — подкачиваю¬
щий насос.Самым эффективным средством, предупреждающим возникно¬
вение кавитации, является применение подкачивающих насосов.
Они создают в системе избыточное давление 0,5—2 кгс/см2 (в за¬
висимости от типа и режима работы насоса).Напор, создаваемый насосом, подбирают так, чтобы в самом
критическом (а—а) сечении системы (перед насосом высокого
давления двигателя) давление было больше давления насыщен¬
ных паров топлива на самом тяжелом режиме полета (Умакс на
потолке самолета).На самолетах с топливными магистралями большой протяжен¬
ности и с большими расходами топлива может оказаться недоста¬
точным напора одного подкачивающего насоса 2. Тогда в систему
дополнительно устанавливают второй подкачивающий насос 5
последовательно с первым.Таким образом, подкачивающие насосы обеспечивают высот¬
ность системы на участке подкачивающий насос — насос высокого
давления. Комбинированный метод повышения высотности топ¬
ливной системы (наддув плюс подкачивающие насосы) нашел
широкое применение на современных самолетах.§ 4 СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ВЫРАБОТКИ ТОПЛИВА
ИЗ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ В ОПРЕДЕЛЕННОМ ПОРЯДКЕ
НА ВСЕХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТАНаиболее сложными режимами полета с точки зрения обеспе¬
чения неразрывности забора и подачи топлива являются: набор
высоты на режиме максимальной скороподъемности; длительное
планирование; выполнение эволюций самолётом, сопровождаю¬
щихся отрицательными перегрузками; полет с отказавшим двига¬
телем на многодвигательном самолете.Кроме того, значительную сложность представляет обеспечение
требуемой центровки самолета при выработке топлива, а также
питание двигателей топливом от нескольких параллельных групп
баков.342
)Выработка топлива в системе с расходным баком. Па манев¬
ренных самолетах (истребителях и фронтовых бомбардировщиках)
применяются топливные системы с одним (иногда двумя) топлив¬
ным баком, установленным вблизи центра тяжести самолета
'(рис. 23.3). Топливо из бако'в 1 в определенной последователь¬
ности (с помощью автоматики топливной системы) перекачиваю¬
щими насосами 2 подается в расходный,бак 5. Защита расходного
бака от переполнения осуществляется либо с помощью поплавко¬
вых клапанов 10, либо автоматическим' выключением перекачи¬
вающих насосов 2. Для контроля выработки топлива из баков 1
за насосами перекачки 2 и подкачивающим насосом 9 устанавли¬
ваются датчики 8 сигнализаторов давления. Они же являются
'датчиками в системе автоматики топливной системы, К двига¬
телю 7 топливо подается насосом 9,Рис. 23.3. Топливная система с расходным баком:У — баки; 2 -перекачивающие насосы; 3 — псрекрывной кран; '/-фильтр; 5 — рас¬
ходный' бак; 6насос высокого давления; 7 -- двигатель; 8 --датчики енгнали-
, заторов давления; 9--подкачивающий насос; 10--поплавковые клапаныВыработка топлива в системе с параллельным подключением
баков применяется на тяжелых м.ногодвигательных самолетах
(рис. 23.4). Для обеспечения равновесия самолета при выработке
топлива каждый двигатель соединяют с определенной группой
баков. Так, левый двигатель питается из баков 1а и. 16, а пра¬
вый ■— из баков /а и 1г. Для равномерной выработки топлива из
левых и правых групп баков установлен кран кольцевания 5 с дис¬
танционным'управлением. Кроме того, на некоторых самолетах
устанавливается дополнительный реверсивный перекачивающий
насос 8. Подача топлива из баков в левые и правые двигатели
осуществляется в определенном порядке с помощью специальной
автоматики, управляющей работой подкачивающих насосов.8Рис. 23.4. Топливная система с параллельным подключением баков:1а, 16, 1в, 1г — топливные баки; 2— подкачивающие насосы; 3— перекрывные краны;4 — фильтры; 5 — кран кольцевания; 6 — насосы высокого давления; 7 — двигатели;8 — перекачивающий насосУстройства, обеспечивающие выработку топлива при эволю¬
циях самолета (рис. 23.5). Для бесперебойной подачи топлива
в двигатели при больших углах наклона самолета и при отрица¬
тельных перегрузках на маневренных самолетах( расходный бак
оборудуется специальными устройствами, исключающими подсос
воздуха топливом. К ним относятся:а)	сдвоенный заборный патрубок (рис. 23.5, а);б)	расходный карман с качающимся клапаном (рис.
23.5, б) и др.Для обеспечения подачи топлива при действии отрицательных
перегрузок в расходном топливном баке устанавливается, напри¬
мер, бачок-аккумулятор (рнс. 23.6). При положительных
перегрузках топливо подается в систему подкачивающим насо¬
сом 1. При этом заполняется бачок-аккумулятор 2. В случае от¬
каза насоса (рис. 23,б) или при возникновении отрицательных
перегрузок в бачок подается воздух и топливо выдавливается в си¬
стему. При отказе насоса и после срабатывания аккумулятор,)
топливо подается в систему через клапан 3.344
аВид ЙбРис. 23.5. Устройства, обеспечивающие выработку топлива при эволюцияхсамолета:а — принцип действия сдвоенного заборного патрубка; б — принцип действия расход¬
ного кармана с качающимся клапаномвРис. 23.6. Принцип действия бачка-аккумулятора:а — при Действии положительных перегрузок; б — в случае отказа насоса; в — при действии
отрицательных перегрузок; 1 — подкачивающий насос; 2 — бачок-аккумулятор; 3 — клапан§ 5. АВАРИЙНЫЙ СЛИВ ТОПЛИВА В ПОЛЕТЕДля уменьшения посадочного веса самолета при аварийной
Посадке с полными топливными баками на тяжелых самолетах
применяется аварийный слив топлива в полете. Уменьшение поса¬
дочного веса позволяет снизить инерционные нагрузки, а следо¬
вательно, и нагрузки на элементы шасси, планера и других частей345
самолета, а также улучшить посадочные характеристики самб*
лета.Система аварийного слива должна обеспечить быстрый слив
большого количества топлива без нарушения равновесия самолета.
Для этого аварийный слив производится одновременно из несколь¬
ких точек (рис. 2,3.7). При открытом кране управления сливом 3
воздух под давлением из баллона через редуктор 4 подается для
открытия всех межбаковых клапанов 2 и клапанов аварийного
слива 1. Контроль за сливом топлива ведется по показаниям топ-
ливомера.К двигателямРис. 23.7. Принципиальная схема системы аварийного слива топ¬
лива в полете:1 — клапаны аварийного слива; 2 — межбаковые клапаны; 3 — кран управ¬
ления сливом; 4 — редуктор; 5 —- воздушный баллон; 6 — патрубки ава¬
рийного сливаТопливо сливается либо самотеком (при отрицательном угле
поперечного V крыла), либо с помощью подкачивающих насосов.
Прекращается слив закрытием кранов 3, затем 1 и 2.§ 6. СИСТЕМА ЦЕНТРАЛИЗОВАННОЙ ЗАПРАВКИ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕЗаправка самолета через горловины каждой группы баков на
тяжелых самолетах занимает очень много времени* Для сокраще¬
ния времени подготовки самолета к полету и облегчения условий
его заправки применяется централизованная заправка самолета
топливом (рис. 23.8). Заправка осуществляется через одну точку —
центральную горловину 1 поочередно в каждую группу баков.
Автоматическое управление заправкой обеспечивает
наполнение баков в определенной последовательности, обратной
порядку выработки топлива, с учетом равновесия самолета на
стоянке.346
1 Аг ^о	оа:	а:а	аа	с*.*	кО)3§
х>С*.*I с| I§ 3
3 3
Е 5
а оо оЕ ЕЧС «х й.!!I Iо р
еа *
к >.^ Кс *о «Н I	кI	м
оз '■«*• к
н	Й<и 1Гл
^ Л22	я °
<= а я03	^ сз00) ЬйК 3 §
« кх5
Ю О.'Оа °1
с й1'СО а) КII
'§ §з1	§&
и	о ^
°	с н
8	||4	^ *СО Я1-1I*.а3 и§8	л	ящ	Ш	рк-	сг	4О	Ок	й	^п	«	3о.	вС Л
Я ч
* 40 28 >§
о С^ *5 «'•* ок	• - I5	§ «оЗ	^ иК	&§Е	2вК О*	«. Нин	0^К	Л «к	К кОн	$ йС	° о*“ч	в о..	Й ^*	(XЧ с5а347
При включении переключателя на пульте управления 6 в по¬
ложение «Автом.» открывается заправочный кран 2 последней
(при выработке) группы баков. Топливо заполняет эту группу.
При наполнении баков до установленного уровня срабатывает по¬
плавковый индуктивный датчик уровня 4, который через блок авто¬
матики подает сигнал на закрытие заправочного крана 2 собствен¬
ной группы и открытие крана 2 очередной группы. Одновременно
загорается лампа 5, сигнализирующая о заполнении данной
группы баков до заданного уровня. Кроме того, в баках установ¬
лены поплавковые запорные краны 3, перекрывающие подачу топ¬
лива в баки при их заполнении в случае отказа основных кра¬
нов 2.Система централизованной заправки оборудуется и ручным
управлением, позволяющим заправлять баки в любой оче¬
редности и одновременно все баки.§ 7. СИСТЕМЫ ДОЗАПРАВКИ САМОЛЕТОВ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕДозаправка самолетов топливом в полете является весьма эф¬
фективным средством увеличения дальности полета. Она позво¬
ляет также уменьшить взлетный вес и соответственно улучшить
взлетные характеристики самолета.Для заправки топливом в воздухе самолеты (как заправщикИ,
так и заправляемые) оборудуются специальными системами за¬
правки. Разработано несколько систем, отличающихся лишь прин¬
ципами контактирования самолетов при заправке.Наиболее широкое распространение получили заправка с по¬
мощью конуса и крыльевая заправка.Заправка с помощью конуса заключается в следующем
(рис. 23.9), Заправщик выпускает гибкий шланг 1 длиной до 70 м^7 /23IРис. 23.9. Принцип заправки самолета топливом
в полете с помощью конуса:1 — гибкий шланг; 2 — конус; 3 — приемникс конусом 2 на конце. Диаметр конуса 0,8—1,0 м. В носу (или на
крыле) заправляемого самолета установлена приемная (заправоч¬
ная) труба 3. Летчик заправляемого самолета подводит самолет
к конусу и, маневрируя самолетом, вводит приемник 3 в конус 2.
После этого происходит автоматическая сцепка. В кабине заправ¬
щика загорается сигнальная лампа, и экипаж включает насос
перекачки топлива. Расцепка осуществляется отставанием заправ¬
ляемого самолета.Такая система заправки позволяет одновременно заправлять
несколько самолетов от одного заправщика и не требует квалифи¬
цированного оператора при осуществлении контактирования.348
Недостатками такого метода заправки являются необходи¬
мость маневрирования всем заправляемым самолетом для
попадания в конус, что затрудняет прицеливание и контактиро¬
вание, и ограниченность маневра самолетов при перекачке топ¬
лива.Крыльевая заправка (рис. 23.10) не требует высокой точности
маневра при контактировании и обеспечивает больший маневр.
Из конца крыла заправщика выпускается на тросе гибкий шланг
(/= 120-ь 150 м) со стабилизирующим парашютом'на конце. Зап¬
равляемый самолет подходит сзади, накладывает полукрыло
(с контактным узлом на его нижней поверхности) на шланг зап¬
равщика (рис. 23.10, а) и скользит крылом до тех пор, пока шланг
не попадет в захват контактного узла. После этого оператор
заправщика лебедкой подтягивает шланг в свой самолет, соеди¬
няет его с топливной системой и включает перекачку.При перекачке заправляемый самолет приближается к заправ-
1.ии1ку, шланг образует полупетлю (рис. 23.110, б). Это обеспечивает
свободу маневра самолетов.Недостатками этого метода являются возможность поврежде¬
ния крыла наконечником шланга и обхват элерона при ударном
(Наложении крыла на шланг; трудность пилотирования в зоне кон-
/Цевых вихрей от заправщика в процессе наложения крыла на
(Шланг.Рис, 23.10. Принцип крыльевого метода заправки само¬
лета топливом в .полете:
а — напало контакта; б —перекачка топлива349
§ 8. АГРЕГАТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫТопливные баки. На современном самолете дЛя размещения
необходимого запаса топлива под топливные баки стремятся
использовать все свободное пространство внутри крыла и фюзе¬
ляжа. Это обусловило большое разнообразие формы, объема и
конструкции баков. Кроме того, широкЪ применяются внешние
подвесные (сбрасываемые и несбрасываемые) топливные баки.
Все топливные баки имеют много конструктивных элементов: пере¬
городки, кольца и ребра жесткости, диафрагмы, заливные горло¬
вины, отсеки и устройства, обеспечивающие выработку топлива
при эволюциях самолета, соединительные штуцера и патрубки,арматуру их крепления к
самолету и др. :Все применяемые на со¬
временных самолетах баки
можно разделить на мяг¬
кие, полужесткие, метал¬
лические и баки — отсеки
крыла.Мя'гкие баки (рис.
23.11) выполняются склей¬
кой нескольких слоев вул¬
канизированной резины,
прорезиненной ткани (кор¬
да) и слоя каучука (сырой
резины). При боевом повре¬
ждении бака каучук под
действием топлива набу¬
хает и затягивает про¬
боину.В настоящее время вме¬
сто дорогостоящих и тяже¬
лых протестированных ба¬
ков применяют баки из двух
слоев вулканизированной
резины. Мягкие баки кре¬
пятся непосредственно к
контейнеру или конструкции
самолета, последние воспри¬
нимают все действующие па
бак нагрузки. Для прида¬
ния и сохранения формы бака внутрь его устанавливают распор¬
ные обручи.Полужесткие баки отличаются от мягких тем, что в их
конструкцию (в ребра) вводятся жесткие (металлические) эле¬
менты, сохраняющие форму бака. Как правило, баки имеют не¬
сложную форму и устанавливаются *в местах со снимающимися
панелями. Крепятся они непосредственно к конструкции самолета,6'> Рис. 23.11. Мягкий топливный бак:
а —устройство -бака; б — стенка бака; /—узлы
крепления бака; 2 —дренажный штуцер; 3 — за¬
ливная горловина; 4 — мерная линейка; 5 — шту¬
цер нейтрального газа; 6 — штуцер питания; 7 —
соединительные "штуцера; 8 — отсек отрицатель¬
ных перегрузок; 9 — прорезиненная ткань; 10 —
вулканизированная резина; Л —сырая резина;12 — керосиностойкая резина; 13 — топливо350
Металлические баки устанавливают на скоростных са¬
молетах, где температура стенок бака может достигать 200 —
250° С, недалеко от двигателей. Изготовляют баки сварными или
клепаными. Толщина баков колеблется от 0,5 до 2 мм (в зависи¬
мости от избыточного давления наддува). Герметичность метал¬
лических баков обеспечивается смазкой швов специальным гер¬
метиком.Металлические баки крепятся к конструкции самолета с по¬
мощью натяжных лент.Баки — отсеки крыла самолета являются разновид¬
ностью конструкции .металлических баков. В этом случае топливо
заливается в отсеки крыла и фюзеляжа, обшивка которых и вы¬
полняет роль стенок бака. Конструкция каркаса выполняется как
сварной, так и клепаной. Герметичность обеспечивается при сварке
и клепке конструкций крыла и фюзеляжа посредством специаль¬
ных прокладок. Кроме того, топливные баки-отсеки внутри покры¬
ваются специальным керосиностойкпм герметиком.Подвесные топливные баки также являются разно¬
видностью металлических баков. Так как они создают дополни¬
тельное сопротивление самолета, баки выполняются удобообтекае-
мой формы. Подвешиваются они на специальных замках. Управле¬
ние сбросом дистанционное из кабины.Для предупреждения удара подвесного бака о хвостовое опе¬
рение самолета бак снабжают специальным стабилизатором. Топ¬
ливо из подвесного к расходному баку самолета подается поддав¬
ливавшем воздухом от специальной магистрали воздушной системы
самолета.Топливные насосы. Подкачивающие топливные насосы явля¬
ются основными агрегатами, обеспечивающими увеличение высот¬
ности топливной системы. Кроме того, подкачивающие и перека¬
чивающие насосы являются исполнительными органами автома¬
тики расхода топлива. Привод насосов осуществляется от электро¬
мотора или от авиационного двигателя. Для привода топливных
насосов иногда применяют гидромоторы. Электрический привод
нашел широкое применение в топливных системах, так как он
позволяет легко автоматизировать процесс подачи топлива к дви¬
гателю.Топливные насосы должны обеспечивать темп перекачки топ¬
лива от 0,3 до 100 м3/ч и более при сравнительно невысоком дав¬
лении (1,5 -4 кгс/см2). Они не должны перекрывать поступления
топлива к двигателю самотеком.Из большого количества существующих в настоящее время1
типов гидравлических пасосов наиболее полно отвечают этим тре¬
бованиям центробежные и осевые насосы.В качестве перекачивающих насосов удобными являются коло»-
Вратные (объемные) насосы (рис. 23.1.2), обеспечивающие двусто¬
роннюю перекачку топлива.Центробежные и осевые Насосы относятся к насосам
[Лопаточного типа, в которых энергия передается жидкости за счет361
динамического воздействия на нее лопаток рабочего колеса
(рис. 23.13). Вращающаяся крыльчатка увлекает жидкость во вра¬
щательное движение. При этом развиваются центробежные силы,
которые отбрасывают жидкость к периферии. Это приводит к соз¬
данию разрежения в центральной части крыльчатки (на входе 2 в
насос), которое обеспечивает процесс всасывания жидкости. На
выходе жидкость попадает в диффузор 3, выполненный в виде
улитки, где кинетическая энергия потока- жидкости преобразует¬
ся в потенциальную энергию давления.
Центробежный насос обеспечивает:—	высокую производительность
(вследствие больших оборотов рабо¬
чего колеса) при малых габаритах;—	простоту устройства и надеж¬
ность в работе;—	высокую равномерность подачи
топлива в систему (отсутствует пуль¬
сация давления в трубопроводах).Центробежный насос может рабо¬
тать при отсутствии расхода (т. е. в
Рис. 23.12. Коловратный насос Дежурном режиме) без дополнитель¬
ных устройств. При отказе насоса топ¬
ливо пропускается в магистраль.Недостатком центробежного насоса является необходимость
предварительной заливки его жидкостью при запуске для созда¬
ния разрежения на входе.Рис. 23.13. Центробежный топливный насос:1 —» рабочее колесо; 2 — входное устройство; 3 — выходной диф¬
фузорТопливные краны и клапаны. В системе питания двигателя
топливом применяют двухпозиционные запорные краны с ди¬
станционным и непосредственным управлением (пожарные, слив¬
ные, перепускные, перекрестного питания).352
• Перекрывные краны устанавливаются в трубопроводах
перекачки топлива в расходный бак и служат для управления по-
.рядком выработки топлива из баков.Перекрывные пожарные краны 3 (рис. 23.1) исполь¬
зуют для запирания трубопровода-при остановке двигателя. Кро¬
ме того, перекрывные краны устанавливают в системах централи¬
зованной заправки топлива (краны 3 на рис. 23.8), в системах над¬
дува и дренажа топливных баков (кран 8 на рис. 23.2) и др.Слив н ы е краны уста¬
навливаются в нижних точ- .
ках баков, трубопроводов и
фильтров и служат для
слива отстоя топлива или
всего топлива из системы
на стоянке (кран 2 на
рис. 23.1) и аварийного сли¬
ва топлива в полете (кра¬
ны 1, 3 на рис. 23.7). Для
управления кранами ис¬
пользуют электрические,
пневматические, гидравли¬
ческие, пиротехнические и
механические приводы.По конструктивному вы¬
полнению запирающих уст¬
ройств различают краны клапанные, дисковые (с заслонкой) и
плунжерные.Дисковый кран (рис. 23.14) оказывает малое сопротивле¬
ние потоку проходящей через него йидкости. Однако он имеет
большой вес и большие габариты, а при отрицательной темпера-Рис. 23.14. Дисковый топливный кран!/ — корпус; 3 — рычаг; 3 — дисковый клапанРис. 23.15. Клапанный топливный кран:1 — корпус; 2 ■=» клапан; 3 — управляющий электромагнит1/«12—85353
туре существует опасность его заедания из-за образующихся кри¬
сталлов льда. Поэтому эти краны применяются не часто.Более широкое распространение получили клапанные кра¬
ны (рис. 23.15), Они имеют небольшое гидравлическое сопротив¬
ление, однако применяются только в малонапорных линиях с
производительностью до 40—50м3/ч. Это объясняется тем, что боль¬
шая производительность требует увеличения площади проходного
сечения, что затрудняет обеспечение герметичности клапана 2 в за¬
крытом положении. Кроме того, при быстром закрытии этих Кра¬
снов возможен гидроудар, что требует увеличения жесткости конст¬
рукции крана.В линиях с большими расходами топлива (40—100 м3/ч и бо¬
лее), как правило, используют плунжерные краны (рис. 23.
16). Работают они следующим образом. При подаче командного
давления !в цилиндр 3 пйршень 2, жестко связанный с седлом 5,
остается на месте, а цилиндр 3 вместе с плунжером 1 опускается,
преодолевая натяжение пружины 6. После падения командного
давления плунжер 1 под действием пружины 6 закрывает проход¬
ное сечение трубопровода.Рис. 23.16. Плунжерный топливный кран:/ — плунжер; 2 —поршень; 3 — цилиндр; 4 — воздушны?
трубопровод; 5 — седло; 6 — пружина; 7 — штуцер
командного давленияБлагодаря хорошо обтекаемой форме плунжера и седла кран
обладает очень незначительными гидравлическими сопротивле¬
ниями.Обратные клапаны служат для обеспечения односторон¬
него движения топлива в системе. Они устанавливаются после
каждой группы баков и на ответвлениях системы и выполняют сле¬
дующие задачи:354
—	не допускают перетекания топлива из групп полных баков
в порожние, обеспечивая раздельную выработку топлива из каж¬
дой группы;—	обеспечивают определенную очередность автоматической
выработки топлива;—	увеличивают живучесть топливной системы, не допуская
вытекания топлива из всей системы через пораженные участки.По типу запирающей части различают тарельчатые
(рис. 23.17, а) и конические (рис. 23.17, б) клапаны. При пря-Рис. 23.17. Обратные клапаны:
а — тарельчатый (/ — корпус; 2 — пружина; 3 —клапан); б — конический
(/ — корпус; 2 — клапан; 3— пружина)мом потоке жидкости топливные обратные клапаны 3(2) открыва¬
ются под действием небольшого перепада давления, достаточного
для преодоления натяжения пружины 2 (3). При обратном течении
создается запирающая разность давления, которая прижимает кла¬
паны к седлу. Прямое направление обозначается на корпусе кла¬
пана стрелкой. Конические топливные обратные клапаны благо¬
даря хорошо обтекаемой форме имеют небольшое гидравлическое
сопротивление, но большая поверхность контакта с седлом увели¬
чивает возможность их примерзания. Это и является причиной их
сравнительно неширокого применения.Топливные фильтры предназначены для очистки топлива, по¬
ступающего в двигатель, от загрязняющих примесей, а также пре¬
дохранения от загрязнения топливных насосов высокого давления
И жиклеров топливной автоматики двигателя, обеспечения их на¬
дежной работы.355
Различают фильтры грубой (тонкость фильтрации 50—
120 мкм) и тонкой (тонкость фильтрации 5—115 мкм) очистки.
Топливные фильтры должны иметь большую пропускную способ^
ность фильтрующего элемента и малые гидравлические потери
(0,4 —0,5 кгс/см2) в отличие от гидравлических фильтров, так как
устанавливаются в линиях с небольшим напором. Это-обусловилоРис. 23.18. Топливный фильтр!1 — фильтрующий элемент; 2 —сетчатая' шайба; 3 — грубчатыЦ
каркас; 4 ~ перепускной клапан; Я—сливной кран; в — крышкаширокое применение топливных фильтров с дисковыми сетчатыми
фильтроэлементамй, набранными в один или несколько пакетов
(рис. 23.Г8). Они позволяют получить достаточную пропускную
способность при заданной тонкости очистки за счет увеличения
площади фильтроэлемента.. Каждый фильтрующий диск состоит из двух сетчатых шайб 2,
завальцованиых в кольцо. Топливо проходит через фильтроэлемен-
ты 1 внутрь трубчатого каркаса В и оттуда на выход. В случае пре-356,
дельно допустимого загрязнения фильтроэлементов открывается
перепускной клапан 4 и топливо, минуя фильтроэлементы, прохо¬
дит через него. Для слива отстоя на корпусе фильтра установлен
сливной кран 5. Фильтрующие элементы тонкой очистки выполня¬
ют из никелевой сетки саржевого плетения, которая обеспечивает
высокую тонкость фильтрации и большую пропускную способность.
Для очистки фильтрующих элементов на корпусе фильтра преду¬
смотрена крышка 6.§ 9. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
И МЕРЫ ПОВЫШЕНИЯ ЕЕ НАДЕЖНОСТИВвиду особой пожароопасности топливной системы вопросам ее •
надежности и эксплуатации придается особое значение. Надеж¬
ность агрегатов топливной системы достаточно высока. Меньшую
надежность имеют трубопроводы и соединения элементов топлив¬
ной системы, хотя и их надежность несравненно выше трубопрово¬
дов гидросистемы. Возможными неисправностями топливной си¬
стемы являются:—	негерметичность (течь) в местах дюритовых соединений, осо¬
бенно при низких температурах, когда резина теряет свою эластич¬
ность и коробится; течь в дюрйтовом соединении может наблю¬
даться и при несоответствии диаметра дюритового шланга диа¬
метру трубопровода;—	потертости трубопроводов, могущие привести к разруше¬
нию трубопроводов, причина — неплотное и ненадежное закрепле¬
ние, .а также вибрация трубопроводов при работе двигателей и
других агрегатов на самолете;—	негерметичность уплотнительного узла подкачивающих на¬
сосов, которая определяется по течи топлива через дренажную
трубку насоса;—	внутренняя негерметичность топливной системы из-за недо¬
статочной надежности обратных клапанов, что может привести к
перетеканию топлива из одних групп баков ,в другие и переполне¬
нию последних. Для повышения надежности обратных клапанов
на самолетах стали устанавливать «подпружиненные» об¬
ратные клапаны (имеющие дополнительный упругий эле¬
мент) .Топливная система длительное время работает в условиях низ¬
ких температур. Все топлива растворяют воду. При отрицательных
температурах вода замерзает, образуя кристаллы льда, которые
забивают топливные фильтры и снижают их пропускную способ¬
ность на 20:—50%, засоряют жиклеры топливной автоматики, спо¬
собствуют замерзанию клапанов регулировочных агрегатов. При
:более значительном понижении температуры (ниже —00° С) это
явление усугубляется выделением в авиационных керосинах кри¬
сталлов углеводородов, являющихся основой авиационных топлив.;Наибольшее количество воды попадает в топливо при ее кон¬
денсации на холодных поверхностях баков осенью и весной. Чем ■У213—85357
меньше топлива в баках И чем больше времени самолет не был в
полете, тем больше воды может оказаться в топливной системе.
Для сброса отстоя воды в топливных системах предусматривают
специальные уклоны и отстойники, имеющие сливные
краны. Для сохранения постоянной пропускной способности топ¬
ливного фильтра на самолетах предусматривается его обо¬
грев. На некоторых самолетах в топливные фильтры периоди¬
чески подается спирт, растворяющий кристаллы льда. Уста¬
навливается сигнализация о засорении фильтра (по уве¬
личению потери давления на нем).Все это значительно усложняет конструкцию топливной систе¬
мы. Поэтому наиболее эффективным средством борьбы с образо¬
ванием льда в топливе следует считать вымораживание
топлива зимой в местах его хранения с последующей фильтра¬
цией и применение присадков (жидкости И, ТГФ и др.), пони¬
жающих температуру кристаллообразования.Следует обратить внимание на чистоту дренажной системы ба¬
ков. Так, заправка при закупоренном дренаже может пр-ивести к
разрушению баков, особенно расположенных в центроплане кры¬
ла и имеющих большие площади боковых поверхностей. Для по¬
вышения надежности в дренажных магистралях топливных систем
устанавливаются специальные предохранительные клапаны и спе¬
циальная сигнализация их закупорки.Грамотная эксплуатация топливных систем является основным
средством повышения их надежности и безопасности полета само¬
лета.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Нарисуйте принципиальную схему топливной системы. Каково назначе¬
ние основных элементов простейшей топливной системы?2.	Что называется кавитацией и каковы причины, ее вызывающие?3.	Что понимается под высотностью топливной системы? Какие факторы на
нее влияют?4.	Как повышают высотность топливных систем?5.	С точки зрения повышения высотности топливных систем где целесооб¬
разнее устанавливать топливные фильтры до или после насоса высокого дав¬
ления?6.	Как влияет на высотность топливной системы наличие воды в топливе?7.	Каково назначение дренажа топливных баков?8.	Какова принципиальная схема выработки топлива на легком самолете
(с расходным баком)?9.	Какова принципиальная схема выработки топлива на многодвигатель¬
ном самолете?10.	Как обеспечивается нормальный забор топлива из баков в наклонном
или перевернутом полете и при действии отрицательных перегрузок?11.	Какие задачи решаются путем постановки в топливных магистралях
обратных клапанов?12.	Каков принцип действия лопаточных (центробежных и осевых) подка¬
чивающих насосов? Каковы их достоинства и недостатки?13.	Каково назначение перепускного клапана, устанавливаемого в топлив¬
ном фильтре?358
14.	В каких местах топливной системы и с какой целью устанавливаются
сливные краны?15.	Каково назначение пожарного крана, устанавливаемого в магистрали
питания, двигателя топливом?16.	Каково назначение системы аварийного слива топлива в полете? На¬
рисуйте принципиальную схему этой системы.17.	Каковы преимущества применяемой централизованной заправки топли¬
ва на земле?18.	Сравните две схемы дозаправки самолета топливом в полете: метод
конуса и крыльевой метод. Какие еще методы дозаправки самолета в полете
вы знаете?19.	При каких условиях повышается количество воды, а следовательно, и
кристаллов льда в топливе?20.	Перечислите меры, повышающие надежность работы топливной системы
в условиях низких температур.21.	Каковы характерные неисправности топливной системы?
Глава 24МАСЛОСИСТЕМА САМОЛЕТОВ§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ МАСЛОСИСТЕМЫ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕЙНадежная работа авиационного двигателя в значительной мере
зависит от работы его маслосистемы. Масло обеспечивает смазку
трущихся поверхностей деталей двигателя и отводит тепло от этих
деталей, т. е. является теплоносителем в системе охлаждения внут¬
ренних полостей двигателя.Масло используется также' в качестве рабочей жидкости для
управления винтами в ТВД и различного рода автоматических
устройств других типов двигателей.Маслосистема является частью двигателя небольших тяг. У
двигателей больших тяг и ТВД маслосистема имеет два участка:
внешний участок — маслосистему самолета, внутренний участок —
маслосистему двигателя.Маслосистема самолета предназначена для обеспечения бес¬
прерывной подачи к маслосистеме двигателя масла с определен¬
ными давлением и температурой на всех режимах полета самолета.Маслосистема должна обеспечить:—	нормальную подачу масла к двигателю на всех скоростях и
высотах полета, при любых перегрузках и положениях самолета
в воздухе;—	достаточной охлаждение масла, откачиваемого из двигателя,
с минимальной затратой мощности на работу охлаждающего уст¬
ройства;	,—	минимальный расход масла в полете.§ 2. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА МАСЛОСИСТЕМЫ САМОЛЕТАНаибольшее распространение в ВРД получили замкнутые (цир¬
куляционные) одноконтурные маслосистемы с охлаждением масла
в радиаторе. Принципиальная схема простейшей одноконтурной
маслосистемы представлена на рис. 24.1.Нагнетающий маслонасос 2 забирает масло из маслобака 1 и
под давлением через фильтр 3 подает в маслосистему авиадвига¬
теля 4. После смазки подшипников компрессора и турбийы, раз¬
личных приводов самолетных и двигательных агрегатов, располо¬
женных на двигателе, масло лоступает в специальный маслосбор-360
ник. Из маслосборника двигателя масло откачивающим маслона-
сосом 5 подается в откачивающую магистраль маслосистемы са¬
молета и далее в маслобак 1 системы. В откачивающей магистра¬
ли самолета устанавливается маслорадиатор 6 самолета.Маслобак соединяется с атмосферой специальной дренажной
системой 7.Рис. 24.1. Принципиальная схема простейшей одноконтурной
маслосистемы самолета:1 — маслобак; 2 — нагнетающий маслонасос; 3 — фильтр; 4 — двига¬
тель; 5 — откачивающий маслонасос; 6 — маслорадиатор; 7 — дренаж¬
ная система; 8 — термометр; ,9 — манометр; 10 — воздухоотделитель-
центрифугаНадежность смазки определяется количеством масла, подавае¬
мого к двигателю. Это косвенно контролируется'по-давлению мас¬
ла, замеряемому манометром 9. В зависимости от типа двигателя
и режима его работы это давление устанавливается в пределах
1 —5 кгс/см2.Контроль за теплонапряженностью деталей двигателя осущест¬
вляется по температуре масла, замеряемой термометром 8. На не¬
которых самолетах термометры устанавливаются не только на
входе в двигатель, но и на выходе масла из двигателя. Для совре¬
менных ТРД допустимый диапазон температуры масла на входе
от —40 до +90°С, на выходе 100—130° С (в зависимости от вяз¬
кости, применяемых масел и режима работы двигателя).§ 3. НАСЫЩЕНИЕ МАСЛА ВОЗДУХОМ И МЕРЫ ПОВЫШЕНИЯ
ВЫСОТНОСТИ МАСЛОСИСТЕМЫОсновной причиной нарушения нормальной работы маслосисте-
Мы является насыщение масла воздухом. Увеличение объема га¬
зовых полостей в масле ведет к возникновению кавитации (§ 314—85361
гл. 23) масла (на определенной высоте) и уменьшению количества
масла, поступающего в двигатель.Воздух и газовые включения в масле ухудшают также тепло*
отвод от деталей двигателя, нарушают работу регуляторов, в кото¬
рых масло является рабочим телом, а также способствует цено¬
образованию в баке и выбросу масла через дренажную систему
в атмосферу.Следует заметить, что насыщение масла воздухом неизбежно.
Оно обусловливается физическими свойствами мас¬
ла — способностью растворять воздух (пропорционально давле¬
нию и обратно пропорционально, температуре); механическим
раздроблением масла и перемешиванием его с воздухом
в процессе барботажной смазки (разбрызгиванием) подшипников
и приводов агрегатов.1й~ Я1\ав-вРис. 24.2. Пеногасящие устройства: >
а — колодец с лотком; 6 — сепаратор; 1 — лоток; 2 — перего*
родки; 3 — сепараторДля уменьшения содержания воздуха в масле и повышения вы¬
сотности масляных систем самолета применяются:1,	Пеногасящие устройства, способствующие выделению воздуха
и газа из масла, поступающего из двигателя. Простейшими уст¬
ройствами являются специальные колодцы с лотками
(рис. 24.2, а) и сепараторы (рис. 24.2, б), устанавливаемые в
маслобаках. Принцип работы этих устройств несложен. Поступаю¬
щее из двигателя масло попадает на лоток 1 бака и растекается
плоской струей. Увеличение площади и уменьшение толщины мас¬
ляного слоя способствует быстрому выделению воздуха из масла.362
Пеногашению способствуют и перегородки 2 с отверстиями, уста¬
новленные в маслобаке.Применение сепаратора является более эффективным средст¬
вом. Масло из двигателя поступает в специальный сепаратор 3 по
касательной к его поверхности. При движении масла развиваются
центробежные силы, которые отжимают более тяжелые частички
масла к стенкам колодца, а воздух и пары по внутренней части
колодца поднимаются в верхнюю часть бака.Недостатками пеногасителей, устанавливаемых в маслобаке,
является их малая производительность. За время нахождения в
баке масло освобождается лишь от 10—20% воздуха.2.	Специальные воздухоотделители-центрифуги 10, устанавли¬
ваемые в откачивающей магистрали (рис. 24.1) между откачива¬
ющим насосом 5 и маслорадиатором 6.Рис. 24.3. Принципиальная схема маслосистемы с подкачивающимнасосом:/ — система дренажа; 2 — подкачивающий маслонасос; 3 — маслобак; 4 — об¬
ратный клапан; 5 — нагнетающий насос; 6 — маслофильтр; 7 — авиационный
двигатель; 8 — откачивающий маслонасос; 9 — воздухоотделитель-центрифуга;10 — маслорадиатор; 11 — дроссель; 12, 13 — манометрыЦентрифуга является основным средством отделения воздуха
от масла. Она применяется в сочетании с пеногасящими устрой¬
ствами баков.3.	Различного рода присадки, уменьшающие силу поверхност¬
ного натяжения масляной пленки вокруг частицы воздуха, что спо¬
собствует более эффективному выделению воздуха из масла.4.	Закрытая двухконтурная короткозамкнутая схема маслоси¬
стемы с подкачивающим насосом (рис. 24.3). В такой системе
90% масла циркулирует по замкнутой системе: нагнетающий на¬
сос 5 — маслофильтр 6 — двигатель 7— откачивающий насос 8 —
центрифуга 9 — маслорадиатор 10 — нагнетающий насос 5,14*363
Подкачивающий насос 2 поддерживает повышенное давление
перед нагнетающим насосом 5 примерно 0,6—1 кгс/см2,. обеспечи¬
вая тем самым повышение высотности маслосистемы самолета.
Незначительная циркуляция масла через бак (10%) обеспечена
постановкой дросселя 11. Это позволяет осуществлять дренаж
бака непосредственно с атмосферой, минуя систему суфлирования
двигателей и не опасаясь повышения расхода масла через дренаж.
Наличие короткозамкнутого контура позволяет ускорить прогрев
циркулирующего масла (циркулирует лишь часть масла, находя¬
щегося в системе) и сократить время подготовки двигателя
к полёту.5.	Специальные системы поддавливания (наддува), подобные
.соответствующим устройств,ам гидравлических и топливных си¬
стем.	,§ 4. АГРЕГАТЫ МАСЛОСИСТЕМЫ САМОЛЕТАБольшинство агрегатов маслосистемы самолета по устройству
я принципу работы почти ничем не отличаются от аналогичных
агрегатов гидравлических и топливных систем.Масляные баки выполняются металлическими или мягкими.
В баках устанавливаются различного рода пеногасящие устройст¬
ва (рис. 24.2), а также устройства, обеспечивающие бесперебой¬
ный забор масла при эволюциях самолета.Маслорадиаторы служат для охлаждения масла в системе. На
современных самолетах широко применяются два типа маслора-
диатбров: воздушно-масляный и т о п л и в н о-м а с л я-
н ы й. Принцип охлаждения масла, положенный в основу работы
обоих типов радиаторов, и их конструктивное выполнение анало¬
гичны.. Только в воздушно-масляных радиаторах охлаждающим
телом является поток воздуха, а в топливно-масляных
(рис. 24.4) —топливо, поступающее для питания авиадвигателя.Оба типа радиаторов состоят из трубок (сотов) 2, по концам
спаянных между собой. Масло проходит между сотами, а воздух
или топливо — внутри сотов. Теплопередача осуществляется че¬
рез тонкие стенки сотов, выполненных из материала с хорошей
теплопроводностью (латунь, медь). Для удлинения пути' масла
внутри радиатора (увеличения поверхности теплопередачи) уста¬
навливаются перегородки 3.Для прокачки через радиатор холодного вязкого масла (в мо¬
мент запуска двигателя) предусмотрен предохранительный кла¬
пан 4, который при определенном давлении (3,5—4,5 кгс/см2) от¬
крывается и пропускает масло напрямую (масло проходит, минуя
межсотовое пространство радиатора).Воздушно-масляные радиаторы сравнительно легко позволяют
осуществлять регулирование режима охлаждения с помощью уп¬
равляемой заслонки, устанавливаемой в воздушном тоннеле мае-
дорадиатора. Недостатком их является увеличение сопротивления
самолета вследствие постановки специальных тоннелей и воздухо-364
заборников. Все это обусловило их широкое применение на неско¬
ростных самолетах с ТВД.Рис. 24.4. Топливно-масляный радиатор:1 — корпус; 2 — соты; 3 — перегородки; 4 — предохранительный клапанНа скоростных самолетах более широкое распространение по¬
лучили топливно-масляные радиаторы, которые не требуют спе¬
циальных воздухозаборников и каналов, а следовательно, не ухуд¬
шают аэродинамики самолета. Их недостатком является то, что
нагрев топлива в радиаторе способствует возникновению кавита¬
ции и снижению высотности топливной системы. Однако этот не¬
достаток сравнительно легко компенсируется постановкой в топ¬
ливную систему дополнительных подкачивающих насосов.§ 5. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ МАСЛОСИСТЕМЫ САМОЛЕТАМаслосиетема самолета отличается высокой конструктивной
надежностью. Основные неисправности системы вызываются нару¬
шениями правил ее эксплуатации.К этим неисправностям относятся:—	выброс масла из системы в результате, небрежности обслу¬
живающего персонала, допустившего неплотное закрытие или за¬
крытие с перекосом крышки маслозаливной горловины бака;—	разрушение сотов воздушного маслорадиатора из-за попада¬
ния в воздушный канал при работе двигателя камней, частиц
грунта или посторонних предметов;.— нарушение внутренней герметичности топливно-масляных
радиаторов (разрушение его сотов и внутренних каналов). Эта не¬
исправность легко контролируется по уровню масла в маслобаке.
Увеличение уровня масла указывает на попадание топлива
в масло;365
—	замерзание или засорение трубопроводов дренажа, что мо¬
жет привести к разрушению масляного бака;—	нарушение герметичности трубопроводов и агрегатов масло¬
системы в местах их соединений и в уплотнениях, возникающее
вследствие небрежного монтажа при проведении регламентных ра¬
бот и смене агрегатов, а также вследствие действия вибрационных
нагрузок при работе двигателя.Следует помнить, что нарушение герметичности маслосистемы
весьма опасно и может привести к пожару на двигателе, а полная
утечка масла — к масляному голоданию двигателя и его разру¬
шению.Поэтому проверка герметичности и работоспособности масло¬
системы является важным элементом послеполетной подготовки.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Каково назначение маслосистемы самолета? Какие функции выполняет
масло, поступающее в .авиадвигатель?2.	Нарисуйте принципиальную, схему простейшей маслосистемы самолета.
Каково назначение основных агрегатов, входящих в эту систему?3.	Какие мероприятия обеспечивают бесперебойный забор масла из масло¬
бака при эволюциях самолета?	.4.	Каковы причины появления воздуха в масле? К каким последствиям
это ведет?5.	Перечислите мероприятия, обеспечивающие отделение воздуха от масла.6.	Как температура масла поддерживается в допускаемых пределах?7.	Как обеспечивается повышение высотности маслосистемы?8.	Каковы назначение и принцип действия воздухоотделителя маслосисте¬
мы? . ■	.	у9.	Каковы достоинства и недостатки воздушных и топливных маслорадиа-
торов? На каких самолетах они устанавливаются?10.	Как определяется внутренняя негерметичность топливно-масляного ра¬
диатора?
Глава 25СИСТЕМА ПОВЫШЕНИЯ ПОЖАРНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ И САМОЛЕТА§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМ ПОЖАРНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ
НА САМОЛЕТЕ И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМВозникновение пожара на самолете является одной из основ¬
ных причин тяжелого летного происшествия в мирное время и ги¬
бели самолета в условиях боевого применения.Наиболее вероятные причины возникновения пожара на са¬
молете:—	негерметичность топливной, масляной и гидравлической си¬
стем самолета;—	ненормальный режим работы двигателя и разрушение его
частей;—	неисправности электрооборудования самолета;—	вынужденная посадка самолета с убранным Шасси, веду*
щая к разрушению частей самолета;—	воздействие на самолет огневых средств противника в бое¬
вой обстановке.Самыми опасными местами в пожарном отношении на само¬
лете являются отсеки топливных баков, мотогондолы, кабины са¬
молета, где расположено большое количество агрегатов электро¬
оборудования и трубопроводов гидросистем.Система пожарной безопасности служит для предупреждения
возникновения, обнаружения и ликвйдации очагов пожара в наи¬
более пожароопасных местах самолета.Система пожарной безопасности йключает:—	противопожарную систему, служащую для обнаружения и
ликвидации очагов пожара в наиболее пожароопасных местах са¬
молета;—	систему нейтрального газа (НГ), служащую для наполне¬
ния свободного от топлива пространства топливных баков ней¬
тральным газом в целях предупреждения воспламенения паров
топлива;—	переносные огнетушители, размещенные в кабинах само¬
лета;—	противопожарные перегородки, устанавливаемые в гондо¬
лах двигателей.367
К системам пожарной безопасности предъявляются следующие
специфические требования:—	своевременное обнаружение возникших очагов пожара или
его признаков в заданном отсеке самолета;—	необходимость отличать действительные признаки возникно¬
вения пожара от ложных во избежание ненужного срабатывания
системы;—	высокая эффективность средств тушения пожара;—	многократность действия средств пожаротушения;—	невыделение ядовитых газов при тушении пожара.§ 2. ПРИНЦИП ТУШЕНИЯ ПОЖАРА И ОГНЕГАСЯЩИЕ СОСТАВЫНа всех современных самолетах применяется один и тот Же ме¬
тод тушения (предупреждения) пожара. Основан он на свойст¬
вах нейтральных тазов и паров огнегасящих жидкостей создавать
вокруг очага пожара среду* не поддерживающую горение.К огнегасящим составам предъявляются следующие основные
Требования:—	возможно меньшая огнегасящая концентрация (т. е. мини¬
мальное процентное содержание огнегасящих газов и паров в воз¬
душной среде, достаточное для создания среды, не поддерживаю¬
щей горение);—	достаточно высокая скорость испарения жидких веществ
при небольших температурах;—	химическая нейтральность к материалам конструкции и обо¬
рудования самолета;—	нетоксичность;—	возможность использования на всех режимах полета и в
широком диапазоне температур окружающей среды.На самолетах находят применение нижеперечисленные огнега¬
сящие составы.	.Углекислый газ СОг имеет относительно низкую эффективность
пожаротушения. Его огнегасящая концентрация равна 25%.Достоинствами углекислоты являются ее стабильность при хра¬
нении, антикоррозионность, способность . снижать температуру
среды. Недостатком углекислоты является потеря эффективности
при низких температурах, вызывающих понижение давления в
баллонах. При температуре —78° С (200 К) и атмосферном давле¬
нии углекислота затвердевает. Поэтому применение углекислоты
требует специального обогрева участков системы пожарной без¬
опасности. И наоборот, с повышением температуры давление уг¬
лекислоты в баллонах повышается. Это требует постановки на
баллоны с СОг специальных предохранительных клапанов. Угле^
кислота широко применяется как в системах НГ, так и для туше¬
ния пожара.	'	’	, .368
Огнегасящий состав «3,5» имеет эффективность пожаротушения
в 31,5 раза выше, чем углекислота. Его огнегасящая концентрация
равна 6,6%. Компонентами этого вещества по весу являются
бромистый этил (С2Н5ВГ)—70% и углекислота (С02)—30%.
Жидкость эта ядовита и вызывает коррозию алюминиевых и маг¬
ниевых сплавов. Достоинством состава «3,5» является сохра¬
нение его эффективности во всем эксплуатационном диапазоне
температур. Состав применяется только для тушения пожара,
но из-за химической активности — в ограниченных масшта¬
бах.Огнегасящий состав «7» имеет эффективность пожаротушения
в 7 раз выше, чем углекислота, и в два раза выше жидкости «3,5».
Его огнегасящая концентрация равна 3,3%. Основой состава «7»
является бромистый метилен (СН2Вг2)—80% и бромистый этил
(С2Н5Вг) —20%’ по весу. Состав «7» еще более токсичен и химиче¬
ски активен, чем состав «3,5». Все работы с этим составом вы¬
полняются в противохимической одежде и противогазах. Применя¬
ется он на современных самолетах в ограниченных масштабах и
только для тушения пожара.Фреон 114 В2— галоидированный углеводород этанового ряда.
Это тяжелая бесцветная жидкость, работающая в широком диа¬
пазоне температур от —110 до +45° С (163—320 К). Имеет высо¬
кую эффективность.'Его огнегасящая концентрация равна 3,47%,
т. е. примерно такая же, как и у состава «7». Зато фреон
114 В2 не вступает в реакцию с алюминиевыми и магниевыми
сплавами и малотоксичен (не требует для обслуживания
работы в противогазе). Это обусловило его широкое примене¬
ние в качестве огнегасящей жидкости на современных само¬
летах.§ 3. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА СИСТЕМЫ ПОЖАРОТУШЕНИЯСистема пожаротушения (рис. 25.1) готова к работе при вклю¬
чении переключателя 6. При возникновении пожара термоизве-
щатель 5 срабатывает и замыкает цепь пусковых устройств рас¬
пределительного крана 3 и затвора 2 (пироголовки) баллона 1.
Огнегасящая жидкость под давлением воздуха или собственных
паров через сифонную трубку баллона быстро вытесняется в си¬
стему на распылитель 4. Жидкость быстро испаряется, смешива¬
ется с воздухом и образует среду, не поддерживающую горение.
Одновременно понижается температура в зоне горения вследствие
испарения жидкости. Это приводит к ликвидации пожара. При
включении термоизвещателя 5 одновременно с тушением пожара
на пульте у летчика загорается лампа 7, сигнализирующая о по-
}каре в данном отсеке самолета.По такой же принципиальной схеме строится работа системы
тушения пожара внутри двигателя. В случае повышения темнара-369
туры внутри двигателя выше 150° С срабатывают термодатчики,
установленные в картерах двигателей и масляных полостях под¬
шипников компрессора и турбины.Рис. 25.1. Принципиальная схема системы пожаротушения:^ — баллон; 2 — пироголовка; 3 — распределительный кран; 4 — распылитель; 5 — термоизве-
щатель; 6 — переключатель; 7 — сигнальная лампа «Пожа𻧠4. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА СИСТЕМЫ НЕЙТРАЛЬНОГО ГАЗАСистема нейтрального газа (рис. 25.2) предназначена для соз¬
дания в воздушных пространствах топливных баков, а также меж¬
ду баками и обшивкой взрывобезопасной среды путем подачи в
них газообразной углекислоты во время полета. Заполнение топ¬
ливных баков нейтральным газом производится только в бое¬
вых условиях, когда существует опасность прострела баков зажи¬
гательными средствами.-	При включении переключателя 3 срабатывает исполнительное
устройство затвора 2 (пироголовки) баллона 1. Газ поступает
в трубопроводы системы НГ (иногда это трубопроводы дренаж¬
ной системы) и далее через жиклер 6 в надтопливное простран¬
ство баков. Жиклер' обеспечивает определенный расход нейтраль¬
ного газа, а редуктор 5 — понижение давления газа до 1,1—
3,5 кгс/см2. Во избежание засорения жиклера 6 в системе НГ уста¬
навливается фильтр 4.Углекислый газ при заполнении баков как более тяжелый га.ч
вытесняет часть паров топлива и воздуха из бака через дренаж.
Перемешиваясь с оставшейся частью воздуха и паров топлива,
углекислый газ образует в'зрывобезопасную среду.Системы пожаротушения и системы НГ отличаются от рассмо¬
тренных выше принципиальных схем наличием нескольких отсс-370
ков —районов возможного пожара — со своими датчиками и рас¬
пределительными кранами. Система НГ является частью системы
пожаротушения.При использовании всех баллонов с огнегасящей жидкостью
можно открыть затвор баллонов с НГ и подать в систему пожа¬
ротушения угекислый газ. В системах предусмотрено несколько
очередей включения баллонов. Кроме того, на современных само¬
летах система НГ автоматически подает углекислый газ не во
все баки, а только в те, из которых происходит выработка топлива.Рис. 25.2. Принципиальная схема системы нейтрального газа:1 — баллон; 2 — пироголовка; 3 — переключатель; 4 — фильтр; 5 — редуктор; 6 —*жиклерВ процессе эксплуатации самолета после срабатывания систе¬
мы на тушение пожара необходима зарядка баллонов огнегася¬
щим составом. На самолетах предусмотрена как бортовая заряд¬
ка баллонов (без снятия), так и зарядка их после снятия с са¬
молета.§ 5. АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ ПОЖАРНОЙ БЕЗОПАСНОСТИПротивопожарные баллоны (огнетушители) служат емкостями
для размещения необходимого запаса огнегасящего вещества и
обеспечения подачи состава в требуемый отсек в газообразном
или жидком состоянии. Обычно применяются цилиндрические
баллоны (рис. 25.3) емкостью 2, 4, 8 л и шаровые баллоны.
Баллоны армируются двойной проволочной пропаянной оплет¬
кой 1.Внутри баллона, предназначенного для пожаротушения, уста¬
навливается сифонная трубка 4. Она обеспечивает поступление
ОГнегасящего вещества из баллона в систему в жидком состоянии371
под давлением воздуха р = 70+ 170кгс/см2, который находится в
баллоне над жидкостью и предназначен для ее вытеснения.Баллоны, которые используются только в системе НГ, сифон¬
ных трубок не имеют. Из них углекислота поступает в систему
в газообразном состоянии вследствие непрерывного испарения ее
с поверхности жидкой фазы.Рис. 25.3. Противопожарный баллон:1 — армирующая оплетка; 2 — предохранительный
клапан; 3 — пироголовка; 4 —сифонная трубка;5 — контрольная мембранаНа современных самолетах баллоны с НГ используются и для
пожаротушения на случай нехватки огнегасящего состава балло¬
нов пожаротушения. Поэтому они имеют сифонные трубки и двой¬
ную пироголовку.Затворы баллонов (пироголовки) служат для запирания в бал¬
лоне огнегасящего состава и выпуска его по сигналу управления.
На современных самолетах широко применяются затворы клапан¬
ного типа с пиротехническим пусковым устройством (рис. 25.4).При отсутствии сигнала на пожаротушение клапан 1 прижи¬
мается к седлу нажимным винтом 2. Винт удерживается в поло¬372
жении запирания фиксацией рычага 4 осью-защелкой 5. При по¬
ступлении сигнала (напряжения) на пиропатрон 8 порох воспла¬
меняется и пороховые газы поступают под пусковой поршень 7.
Движением поршня 7 вверх поворачивается пусковой рычаг 6, а с
ним и ось-защелка 5, после чего откидной рычаг 4 снимается с
упора.Рис. 25.4. Пироголовка баллона:1 — клапан; 2 — нажимной винт; 3 — ось; 4 —
откидной рычаг; 5 — ось-защелка; 6 — пуско¬
вой рычаг; 7 — пусковой поршень; 8 — пиро¬
патронРис. 25.5. Распределительный элек¬
тромагнитный кран:1 — клапан; 2 — сердечник электромаг¬
нита; 3 — обмотка электромагнита;
4 — пружина; 5 — концевой выключа¬
тельПод действием отжимающей пружины и давления газов верх¬
няя часть головки, вращаясь вокруг оси 3, освобождает клапан
1, который открывается и обеспечивает выход ошегасящего соста¬
ва из баллона в систему.В баллонах с нейтральным газом один из затворов (пнроголо-
ёок) выполняется мембранного типа. При замыкании цепи пиро¬
патрона порох воспламеняется. Давлением пороховых газов пор¬
шень с иглой пробивает мембрану, закрывающую выход вместо
клапана, и обеспечивает выход углекислоты из баллона.Распределительный электромагнитный кран (рис. 25.5) слу¬
жит для направления огнегасящего состава, поступающего от цен¬
трализованного источника, в соответствующий отсек к очагу по¬
жара. Количество распределительных кранов соответствует числу
противопожарных отсеков.При открытии затвора баллона огнегасящий состав поступает
ко всем кранам, но расход производится только через открытый
край, т. е. постановкой распределительных кранов обеспечивается373
избирательность системы пожаротушения. Принцип действия это¬
го крана состоит в следующем. При подаче сигнала с термодат¬
чика или с кнопки включения второй очереди баллонов замыкает¬
ся обмотка 3 электромагнита и сердечник 2 открывает клапан 1,
преодолевая натяжение прижимной пружины 4,-Датчики пожарной сигнализации (термоизвещатели) являются
чувствительными элементами системы пожаротушения. Они обна¬
руживают признаки пожара на самолете и автоматически вклю¬
чают систему пожаротушения на его ликвидацию.Разработан целый ряд датчиков — сигнализаторов пожара, ре¬
агирующих на повышение температуры (термоизвещатели), появле¬
ние пламени (ионизационный датчик и фотоэлемент) и повышение
давления.ЮРис. 25.6. Биметаллический термоизвещатель:
1 — биметаллическая пружина; 2, 3 — контактыНаиболее широкое распространение на современных самолетах
получили термоизвещатели — датчики, реагирующие на .по¬
вышение температуры.По конструктивному Выполнению различают биметаллические
термоизвещатели, датчики-термобатареи из дифференциальных
термопар, ионизационные датчики-термоизвещатели, полупровод¬
никовые датчики непрерывного действия.В биметаллическом термоизвещателе (рис. 25.6) теплочувстви¬
тельным элементом является биметаллическая пружица 1. Она
спаяна из двух пластин с различным температурным коэффициен¬
том линейного расширения. Верхняя пластина — из сплава с мень¬
шим температурным коэффициентом расширения, нижняя —с боль¬374
шим. При увеличении температуры в пластинах возникают на¬
пряжения, которые образуют моменты, прогибающие биметалли¬
ческую пластину вниз. При этом контакты 2 и 3 термоизвещателя
замкнутся и подадут сигнал на срабатывание системы пожароту¬
шения (рис. 25.1). Аналогично работает биметаллический термо-
извещатель с нормально разомкнутыми контактами.Рис. 25.7. Ионизационный сигнализатор:/—жаропрочная трубка; 2—элемент конструкции самолета;3 — изоляторБольшим недостатком биметаллических термоизвещателей яв¬
ляется возможность их ложного срабатывания. Это объясняется
выключением (включением) термоизвещателей в определенном диа¬
пазоне температур, на который они рассчитаны. Однако эта тем¬
пература срабатывания не всегда является достоверным призна¬
ком пожара. Возможно отсутствие пожара при повышении темпе¬
ратуры и, наоборот, пожар при пониженной температуре. Это
обстоятельство часто приводит к ложному срабатыванию системы
пожаротушения в процессе эксплуатации.Ионизационные датчики реагируют на более достоверный при¬
знак— наличие пламени. Ионизационный сигнализатор (рис. 25.7)
представляет собой нержавеющую жаропрочную трубку 1, укреп¬
ленную на изоляторе 3 к элементу конструкции самолета. При на¬
личии пламени пространство между трубкой 1 и конструкцией 2
ионизируется и от трубки к конструкции начинает течь ток, кото¬
рый заставляет срабатывать специальный электронный усилитель,
подающий сигнал на срабатывание системы пожаротушения. Од¬
нако такой принцип распознавания пожара (по пламени) не обес¬
печивает его своевременного обнаружения и распространения не
получил.Наиболее полно удовлетворяют основным требованиям, предъ¬
являемым к термоизвещателя'м, датчики-термобатареи.375
Датчик-термобатарея (рис. 25.8) составлен из дифференциаль¬
ных термопар 1, которые реагируют не на абсолютную величину
температуры, а на скорость ее роста. Это является истинным приз¬
наком пожара и обеспечивает своевременное его обнаружение.
Один спай электродов термопар расклепан в виде тонкого диска 2(толщиной около 0,16 мм), другой
спай 3 более толстый. Поскольку оба
спая близко расположены один около
другого, то при установившейся темпера¬
туре контактные ЭДС обоих спаев будут
равны и противоположно направлены,
а ЭДС термопары равна нулю. При уве¬
личении температуры тонкий спай про¬
греется быстрее толстого, появится раз¬
ность контактных ЭДС. и возникнет ЭДС
всей термопары. ЭДС термопары будет
пропорциональна скорости нарастания
температуры (т. е. разности температур
тонкого и толстого спая). При опреде¬
ленной скорости нарастания- темпера¬
тур ЭДС термопары вызовет срабатыва¬
ние высокочувствительного реле для
включения системы пожаротушения.Редукторы и фильтры системы НГ
аналогичны редукторам и фильтрам воз¬
душной системы с постоянной степенью
редукции.Рис.25.8. Датчик-термоба-
тарея:1 — дифференциальные термо¬
пары; г —тонкий диск (горя¬
чий спай); 3— толстый диск
(холодный спай)§ 6. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ
СИСТЕМЫ ПОЖАРНОЙ БЕЗОПАСНОСТИ НА САМОЛЕТЕ И МЕРЫ,
ПОВЫШАЮЩИЕ ЕЕ НАДЕЖНОСТЬСистема пожарной безопасности должна быть в постоянной го¬
товности к работе. Это требует тщательного ухода за ней и кон¬
троля в процессе эксплуатации.Наиболее характерной неисправностью системы является нару¬
шение герметичности баллонов и самопроизвольная их разрядка.
Нарушение герметичности баллонов может произойти либо из-за
неплотного закрытия клапана затвора, либо за счет плохого уплот¬
нения в месте соединения пироголовки с баллоном, что ведет к по¬
стоянной разрядке баллона. Герметичность заряженных баллоном
проверяется их взвешиванием или по показаниям манометра, уста¬
новленного на пироголовке.При резком повышении давления в баллоне (при повышении
температуры) возможна его самопроизвольная разрядка череч
предохранительный клапан 2, установленный на пироголовко
(рис. 25.3). От клапана 2 давление саморазрядки поступает к коп
трольной мембране 5 и выбивает ее. Перед полетом обязательно
необходимо проверить наличие сигнальных мембран.376
В процессе эксплуатации систем нейтрального газа имеет ме¬
сто прекращение подачи НГ к топливным бакам. Причиной этого
может быть:—	отказ системы обогрева баллонов с НГ и, как следствие,
снижение давления газа в баллонах;—	засорение или обмерзание жиклеров и редукторов.Для повышения надежности в систему НГ перед жиклерами
и редукторами устанавливается, ф и л ь т р, который необходимо си¬
стематически проверять и очищать.Надежность всей системы пожарной безопасности обеспечива¬
ется многократным резервированием элементов системы. В отсе¬
ках устанавливаются параллельно два и более термоизвещателей.
Баллоны с огнегасящей жидкостью разделены на несколько групп
с поочередным включением их (при необходимости) в работу. При
несрабатывании системы автоматического управления пожароту-
‘шения переходят на ручное управление, позволяющее включить
систему на ликвидацию пожара.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие места на самолете являются наиболее опасными в пожарном от¬
ношении?2.	В чем заключается принцип тушения пожара огнегасящими составами?
Какие огнегасящие составы применяются на самолете?3.	К&ковы назначение и принцип действия системы нейтрального газа2
Когда она включается в работу? Можно ли использовать систему НГ для
тушения пожара?4.	Каков принцип действия системы пожаротушения?5.	Для чего баллоны с огнегасящим составом заряжают сжатым воз¬
духом?6.	Каково назначение жиклера, устанавливаемого в системе НГ?7.	Как и какими устройствами определяются признаки пожара,? Сравните эти
устройства.■ 8. Каков принцип действия затворов, устанавливаемых на баллонах?9.	Чем отличаются баллоны для огнегасящего состава от баллонов нейт¬
рального газа?10.	Как можно проверить герметичность баллонов? Что предусмотрено для
Чонтроля саморазрядки баллона?11.	Для чего необходим обогрев системы нейтрального газа?
Глава 26ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМЕОБЕСПЕЧЕНИЯ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКИПАЖЕЙ§ 1. ВЛИЯНИЕ ПОЛЕТА НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
НА ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКАПолет на больших высотах дает преимущества для выполне¬
ния целого ряда боевых задач. Достигается выигрыш в скорости
и дальности полета, облегчается самолетовождение благодаря ста¬
бильности метеоусловий и др.Обеспечение нормальной работы оборудования самолета и нор¬
мальных условий работы его экипажа на больших высотах связа¬
но с рядом трудностей. Часть ' из них возникает вследствие
ухудшения работы таких агрегатов, -как двигатели, генераторы,
электромоторы, электро- и радиооборудование, с уменьшением
плотности воздуха. Эти чисто технические трудности разрешаются
при проектировании самих агрегатов.Существенной трудностью является преодоление влияния
большой высоты полета на организм человека. Основными факто¬
рами влияния высоты на организм человека являются:—	уменьшение парциального давления кислорода;—	резкое изменение атмосферного давления при подъеме и
©пуске;—	понижение температуры и влажности воздуха.1.	Уменьшение парциального давления кислорода. Для поддер¬
жания жизни человека необходим кислород, который содержится в
окружающем нас воздухе. Воздух представляет собой смесь раз¬
личных газов (азота, кислорода, аргона, углекислого газа и др.) и
водяных паров.Каждый из газов не соединяется с другими газами и полностью
сохраняет свои свойства. С увеличением высоты процентное со¬
держание газов остается примерно постоянным.Соответственно объему каждый газ имеет свое парциальное
давление, т. е. давление, которое бы он имел, если бы зани¬
мал весь объем один. Парциальное давление какого-либо газа
в смеси находится по формулегде рг — парциальное давление газа, мм рт. ст.;
378
Г— процентное (по объему) содержание- данного газа в
смеси;р„— общее давление смеси газов, мм рт. ст.С увеличением высоты падает атмосферное давление, а следо¬
вательно, и парциальное давление каждого газа, в том числе и
кислорода. Кислород в организм человека поступает вместе с вды¬
хаемым воздухом. Кислород из воздуха в альвеолах легких пере¬
ходит в кровь и вместе с ней при сокращении сердечной мышцы
направляется ко всем частям человеческого тела. В результате
обмена веществ в клетках происходит расходование кислорода и
образование углекислого газа. Углекислый газ с венозной кровью
поступает в сердце, а оттуда в легкие, где через стенки альвеол
диффузирует в альвеолярный воздух и при выдохе удаляется в
окружающую среду. Процесс насыщения организма кислородом
будет происходить только в том случае, если его парциальное дав¬
ление в альвеолярном воздухе будет больше, чем в крови, а в
крови больше, чем в тканях. Для удаления углекислого газа не¬
обходимо иметь соотношение его парциальных давлений, обрат¬
ное описанному.При уменьшении парциального давления кислорода диффузия
его в кровь через стенки альвеол затормаживается, кровь насыща¬
ется кислородом в недостаточной степени — наступает кислородное
голодание.Кислородное голодание проявляется в зависимости от высоты
следующим образом:—	на высоте 2000—3000 м нарушается острота зрения и ослаб¬
ляется внимание;—	на высоте 4000—5000 м появляется одышка, мышечная сла¬
бость, головокружение;—	на высоте 6000—7000 м человек почти полностью утрачивает
работоспособность и оказывается на грани потери сознания. Эту
стадию кислородного голодания называют критическим состоя¬
нием.Длительное кислородное голодание приводит к обмороку и в
конечном итоге к смерти человека. Существенным является то об¬
стоятельство, что испытывающий кислородное голодание человек
не чувствует его и чаще всего не осознает того тяжелого состоя¬
ния, в котором находится.Интенсивность кислородного голодания усиливается при выпол¬
нении человеком какой-либо работы и с увеличением высоты по¬
лета. Высота полета 4—5 км является физиологическим пределом
высоты для полетов в открытой кабине самолета.2.	Резкое изменение атмосферного давления при подъеме и
и спуске. Кроме кислородного голодания, развивающегося с подъе¬
мом на высоту, организм человека тяжело переносит резкие из¬
менения атмосферного давления, возникающие при быстром
подъе-ме и спуске самолета. При этом давление в закрытых и по¬
лузакрытых полостях организма (полость среднего уха, брюшная
полость) не успевает выравниваться с окружающим давлением.379
В результате возникает значительный перепад давлений, под дей¬
ствием которого происходит расширение или сужение закрытых и
полузакрытых полостей организма, сопровождающееся появле¬
нием болезненных ощущений.Другим фактором влияния на организм человека быстрого
подъема на высотах более 8000 м является уменьшающаяся способ¬
ность азота растворяться в крови и тканях. Выделяющийся при
этом в виде газовых пузырьков азот оказывает механическое воз¬
действие на ткани, нервные окончания и кровеносные сосуды. Это
вызывает зуд, сыпь, боли в суставах и мышцах, а в более тяже¬
лых случаях — временное местное состояние-паралича. При мед¬
ленном подъеме эти излищки азота переходят из крови в альвео¬
лярный воздух и далее в окружающую среду.3.	Понижение температуры и влажности воздуха. Температура
воздуха на больших высотах понижается до —60° С и ниже. При.
этом человек теряет свою обычную трудоспособность. Длительное
воздействие холода вызывает переохлаждение отдельных участков
тела и обмораживание их.		Понижение влажности воздуха с подъемом на высоту также
отрицательно сказывается на состоянии организма человека. При
пониженной влажности воздуха появляется сухость в носоглотке
и елизистой оболочке глаз, кожа становится шероховатой и вос¬
приимчивой к инфекционным заболеваниям.§ 2. НЕОБХОДИМОСТЬ КИСЛОРОДНОГО ПИТАНИЯ И СИСТЕМ
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯНизкое парциальное давление кислорода, малое абсолютное
давление, низкая температура и низкая влажность воздуха на
больших высотах обусловливают необходимость применения тех¬
нических средств для обеспечения жизни и работоспособности че¬
ловека.Задача физиологического обеспечения высотных полетов в пер¬
вую очередь сводится к созданию во вдыхаемом воздухе необхо¬
димого. пардиального давления- кислорода. Это достигается повы¬
шением по мере поднятия на вы,соту объемного содержания кисло-§ода во вдыхаемом воздухе с помощью кислородной аппаратуры,
■ля выполнения полета на высотах более 12 000—13 000 м требу¬
ется применение кислородной аппаратуры с избыточным давлени¬
ем под маской.Величина избыточного давления кислорода, подаваемого в мас¬
ку, зависит от высоты полета- (рис. 26.1). Дыхание при повышен¬
ном давлении под маской приводит к повышению артериального
давления и периферического венозного, венозная кровь с трудом
поступает к сердцу. Нарушается нормальная- деятельность крове¬
носной системы и нормальное насыщение организма кислородом.
Время непрерывного пользования таким прибором на максималь¬
ной высоте полета не должно превышать нескольких минут.380
ч аО га
С «3 IО К-И -8*гу <1>К* га а
О щ
О 1>
о о, с;
К ом
^ Ч га
И *СККЯси1=3ЙсЗОИ-.ояVон2\осоко к
в*2 °
н н§ к
с «I р... к
2 р*X ?>«гаИо ИК 5
« 3ках&Ню-вФктн381
Для обеспечения нормальной работы кровеносной системы во
время дыхания при повышенном давлении и облегчения процесса
дыхания применяются специальные жилеты и костюмы. При на¬
полнении пневматических камер костюма воздухом создается ком¬
пенсирующее давление на грудную клетку, брюшную
полость, конечности. Дыхание облегчается, и устраняется застой
венозной крови в конечностях.Применяя надувной жилет и брюки, можно повысить избы¬
точное давление в< кислородном приборе с соответствующим уве¬
личением высоты полета до 18 000 м. Дальнейшее увеличение из¬
быточного давления кислорода не может повысить высоту полета
самолета, потому что окружающее давление уменьшается до ве¬
личины около 47 мм рт. ст. на высоте 19 000 м. При этом давле¬
нии вода закипает при температуре ниже +37° С, т. е. при темпе¬
ратуре тела человека. Так как в организме человека содержится
до 70% воды, на высотах более 19 000 м произойдет процесс ее
кипения в тканях и жидких средах организма.Таким образом, применение кислородного оборудования позво¬
ляет с точки зрения обеспечения дыхания увеличить высоту по¬
лета до 18 000 м. Но при этом не решаются другие задачи, такие,
как влияние уменьшающихся абсолютного давления и температу¬
ры окружающей среды.Наиболее целесообразным решением всех задач в комплексе
является применение герметических кабин с созданием в них не¬
обходимого микроклимата. Параметры микроклимата герметиче¬
ских кабин принято называть физиологическими параметрами.Определяющими физиологр-гигиеническими параметрами явля¬
ются следующие физические параметры воздушной среды кабины:
барометрическое давление, скорость изменения давления, темпера¬
тура, влажность, а также состав воздуха и его чистота. От значе¬
ния этих параметров зависит жизнедеятельность и работоспособ¬
ность человека. Самыми благоприятными (по барометрическому
давлению) условиями для обеспечения нормальной жизнедеятель¬
ности человека были бы условия, близкие к земным. Но при этом
на больших высотах возникает большой перепад давлений между
кабиной и атмосферой. Так, на высоте 20 км перепад достигнет
719 мм рт. ст. При таком избыточном давлении на стенки герме¬
тической кабины будут действовать нагрузки до 9800кгс/м2. Уве¬
личение прочности кабины приведет к ее утяжелению, что, как
известно, ведет к ухудшению всех летно-тактических данных са¬
молета. Кроме того, при повреждении такой герметической кабины
на большой высоте человек мгновенно окажется в среде, непригод¬
ной для жизни. Причем чем больше перепад давлении, тем тяже¬
лее человек переносит разгерметизацию.§ 3. ТИПЫ ГЕРМЕТИЧЕСКИХ КАБИНОбщими требованиями ко всем герметическим кабинам явля¬
ется поддержание в них избыточного давления и сохранение дру¬
гих заданных параметров воздуха.382
Несмотря на многообразие конструктивных решений, различа¬
ют следующие принципиально возможные схемы герметических ка¬
бин (рис. 26.2):—	с наддувом сжатого атмосферного воздуха';—	с наддувом из баллонов или газификатора (в случае ис¬
пользования сжиженного воздуха), установленных на самолете;—	с регенерацией кабинного воздуха; в этой схеме сжатый
воздух используется лишь в количестве, необходимом для компен¬
сации утечек воздуха из кабины;—	смешанного типа.1Рис. 26.2. Типы герметических кабин:
а — с наддувом атмосферного воздуха; б — с наддувом от бал?
лонов; в — с регенерацией кабинного воздуха; / — кабина; 2 —-
компрессор; 3 — поглотительные патроны; 4 — вентилятор; 5
баллоны с воздухомОбласть применения того или иного типа герметических кабин
определяется прежде всего высотой полета. При этом учитывается
не только величина абсолютного давления воздуха, но и концен¬
трация озона (03) в окружающей среде. Предельно допустимая
концентрация озона в воздухе для дыхания считается 0,0001 мг/л.
Большая концентрация озона вызывает раздражение слизистых
оболочек носа, горла, глаз, кашель, усталость, головную боль и
ощущение ожога желудка. Концентрация озона 0,02 мг/л приводит
к пневмонии и необратимому отеку легких.Кроме воздействия на человека озон активно окисляет резино¬
вые изделия, резко сокращая срок их службы, что также надо
учитывать при выборе типа кабины и ее оборудования.Максимальная концентрация озона встречается на высотах
20—30 км. Все это ограничивает возможности использования ат¬
мосферного воздуха для наддува кабин или приводит к необходи¬
мости применять специальные установки, которые разлагали бы
рзон, превращая его в кислород.383
§ 4. ОСОБЕННОСТИ НАГРУЖЕНИЯ И КОНСТРУКЦИИ
ГЕРМЕТИЧЕСКИХ КАБИНГерметические кабины могут быть выполнены в виде гермети¬
зированного отсека фюзеляжа или в виде отдельного агрегата,
Закрепленного в фюзеляже.	' -Кабины в виде герметизированного отсека более распростра¬
нены, 'Гак как дают некоторый выигрыш в весе и экономию по¬
лезных -объемов фюзеляжа. Нагрузки, действующие на силовые
элементы такой кабины, складываются из нагрузок в общей сило¬
вой схеме фюзеляжа и дополнительных нагрузок от избыточного
давления.НачОИЛО'йые элементы кабины, выполненной в виде отдельного
агрегата, действуют только нагрузки от избыточного давления.Наиболее рациональной формой кабины, нагруженной избыточ¬
ным давлением, является сфера, или круговая цилиндрическая обо¬
лочка со сферическим днищем. При такой форме обшивка кабины
и шпангоуты работают на растяжение или сжатие (в зависимости
от направления действия избыточного давления). Внутрь кабины
оно действует, при резком снижении самолета, когда давление на¬
ружного воздуха возрастает более интенсивно, чем давление ка-
бинного воздуха. ;Реальные конструкции кабин имеют ряд вырезов в силовой
схеме для размещения остекления, входных и аварийных люков.
Такие вырезы компенсируются различными силовыми элементами,
а места постановки остекления и крышек люков герметизируются.
Герметизируются также все выводы из кабины тяг, тросов, тру¬
бопроводов и электропроводки.Герметичность заклепочных соединении обшивки достигается
применением; многорядных швов е прокладкой между склепывае¬
мыми соединениями специальных лент, пропитанных герметиками.Для уменьшения теплообмена между кйбинным и атмосферным
воздухом через стенки герметической кабины последние изнутри
кабины покрываются теплоизоляционными материалами, одновре¬
менно.выполняющими роль звукоизоляции. .л ;. . I	КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ, 1. Что такое парциальное давление кислорода? ;2.	Кач организмом человека'усваивается кислород^	'• ■ 3. Какое - влияние на организм человека оказывает' уменьшение давления
окружающей среды?	:.. ■ 4. Чем определяется физиологический предел высоты для полетов в откры¬
той кабине самолета^	!	.5.	Какие задачи решает герметическая кабина?	." . ’6.	Почему при применении герметической кабины необходимо кислородное
оборудование?	.
Глава 27СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМСистема кондиционирования предназначена для поддержания
на необходимом уровне параметров воздушной среды герметиче¬
ской кабины.В комплекте с герметической кабиной, кислородным оборудо¬
ванием, аппаратурой контроля и управления система кондициони¬
рования составляет высотную систему самолета.Основные специфические требования, предъявляемые к системе
кондиционирования:—	величина абсолютного давления в герметической кабине
должна быть не менее 268 мм рт. ст. (0,35 кгс/см2) при кратковре¬
менных полетах и 300 мм рт. ст. («*0,4 кгс/см2) при длительных
полетах; избыточное давление должно поддерживаться в соответ¬
ствии с программой в зависимости от назначения самолета;—	скорость изменения давления воздуха не должна превы¬
шать установленных норм;—	температура в кабине должна быть в пределах допустимых
величин;—	относительная влажность воздуха должна быть в пределах
установленной нормы;—	воздух должен содержать кислорода примерно 21%, угле¬
кислого газа не более 0,5—1,0%; максимальный предел содержа¬
ния кислорода из-за опасности взрыва — 40%;—	подаваемый в кабину воздух не должен иметь механических
примесей и неприятных запахов;—	шум в кабинах самолетов не должен вызывать раздраже¬
ния и мешать разговору членов экипажа.§ 2. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА СИСТЕМЫ
КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХАСовременные самолеты оборудуются высотной системой с ка¬
биной вентиляционного типа (рис. 27.1). Источниками
сжатого воздуха для наддува кабины могут быть специальные на¬
гнетатели или компрессоры авиадвигателей. Заборник возду¬
ха / устанавливается на последних ступенях компрессора двига¬
теля. Для обеспечения подачи в кабину воздуха с определенными385
386
значениями его параметров в системе наддува устанавливаются
агрегаты, с помощью которых регулируехся давление, температура,
количество, а при необходимости и влажность воздуха. Кроме
того, в системе наддува могут устанавливаться агрегаты очистки
воздуха и глушители шума.От источника наддува воздух подходит к запорному кла¬
пану 2 заслоночного типа с электроприводом и управлением из
кабины. При открытом запорном клапане воздух подходит к ре¬
гулятору 3 абсолютного давления. Регулятор обеспечивает ав¬
томатическое поддержание в трубопроводах системы определенно¬
го давления независимо от режима работы двигателя и высоты
полета самолета. После регулятора воздух поступает в тепло¬
обменник 4, где происходит его первоначальное охлаждение.
Частично охлажденный воздух распределительным кра¬
ном 5 может быть направлен в кабину по двум магистралям.
Воздух, направляемый по магистрали, где установлены воздухо¬
воздушный радиатор 6 и турбохолодильник 7, бу¬
дет охлажден дополнительно. Эта магистраль .называется холод¬
ной. Магистраль, по которой воздух направляется в кабину без
дальнейшего охлаждения, именуется горячей.Распределительный кран направляет воздух по холодной, горя¬
чей магистралям или по обеим сразу в любом соотношении. Таким
образом, воздух в кабину может поступать с температурой, мини¬
мум и максимум которой определяется возможностями теплооб¬
менника и воздухо-воздушного радиатора с турбохолодильником.
Распределительные краны выполняются заслоночного или пробко¬
вого типа с электроприводом. Управление краном осуществляется
автоматически с помощью терморегулятора 14, установлен¬
ного в кабине. Летчик может управлять краном и вручную, ре¬
гулируя температуру в кабине по своему желанию.Воздух, идущий по холодной и горячей магистралям, объеди¬
няется и, пройдя обратный клапан 3, поступает в воздухо¬
провод, проложенный в герметической кабине. Необходимость ус¬
тановки в воздухопроводе перед кабиной обратного клапана вы¬
звана возможностью отказа источников наддува или разрушения
элементов системы наддува вне кабины. Обратный клапан в этих
случаях обеспечит относительно медленную разгерметизацию ка¬
бины.Для регулирования подачи воздуха в кабину в системе уста¬
навливается регулятор подачи воздуха 10, который пред¬
ставляет собой кран с дроссельной заслонкой с электрическим
(иногда механическим). приводом и управлением с рабочего ме¬
ста летчика. С помощью этого крана регулируется количество воз¬
духа, поступающего в кабину (от нулевого до максимально воз¬
можного), по желанию летчика. Для замера количества воздуха,
поступающего в кабину, в воздухопроводе наддува устанавлива¬
ется датчик 13 указателя расхода воздуха. Сам указатель рас¬
положен на приборной доске летчика.387
Для обеспечения дополнительной вентиляции кабины при поле¬
тах на малых высотах в разгерметизированной кабине (полет по
кругу в летнее время) в воздухопровод подачи воздуха включена
система вентиляций кабины на малых высотах. Система состоит
из воздухопровода с заслонкой 9. Заслонка имеет элек¬
трический привод и управляется летчиком. Открывается заслонка
навстречу набегающему воздушному потоку. Воздухопровод над¬
дува, кабины заканчивается на рабочих местах членов экипажа
насадками, подводящими воздух к ногам членов экипажа и осте¬
клению кабины.Кроме агрегатов, перечисленных в принципиальной схеме, в си¬
стемах наддува могут устанавливаться фильтры, подогреватели,
отделители влаги, увлажнители, глушители шума, обеспечивающие
соответствующую обработку воздуха.Отдельные агрегаты системы кондиционирования устанавлива¬
ются вне воздухопровода наддува, например регулятор давле¬
ния 11 я предохранительный клапан 12. Регулятор дав¬
ления обеспечивает стравливание из кабины части воздуха в це¬
лях регулирования давления в герметической кабине по заданно¬
му закону. Этим обеспечивается также постоянное обновление со¬
става кабинного воздуха.Предохранительный клапан ограничивает рост избыточного
давления в кабине при отказе регулятора давления 11 и предот¬
вращает возникновение в кабине отрицательного перепада давле¬
ния. Кроме того, с помощью этого клапана можно произвести
аварийную разгерметизацию кабины.Для контроля за работой системы кондиционирования в каби¬
не кроме указателя расхода воздуха имеются:—	указатели температуры воздуха, поступающего в кабину, и
кабинного воздуха;—	указатель кабинной высоты и перепада давлений;—	сигнализатор опасной кабинной высоты, предупреждающий
экипаж о необходимости перехода на питание чистым кислородом.§ 3. ЗАКОНЫ РЕГУЛИРОВАНИЯ КАБИННОГО ДАВЛЕНИЯПри выборе характера изменения кабинного давления с изме¬
нением высоты полета учитываются многие факторы.Во-первых, во избежание опасного влияния на организм чело¬
века резкой разгерметизации кабины (явления взрывной деком¬
прессии) на больших высотах приходится ограничивать величину
перепада давлений.Во-вторых, кроме ограничений абсолютного давления и перепа¬
да давлений между, кабиной и атмосферой, большое значение име¬
ет темп изменения давления с изменением высоты. Здесь опреде¬
ляющим является тип самолета, т. е. его максимально возможные
вертикальные скорости.В-третьих, при выборе закона регулирования учитывается про¬
должительность полета и натренированность людей.
На рис. 27.2 показаны применяемые законы регулирования для
различных типов самолетов. Кривая 1 показывает характер из¬
менения атмосферного давления по МСА (международная стан¬
дартная атмосфера).Рис. 27.2. Законы регулирования кабинного давления:.1 — характер изменения атмосферного давления; 2 — для самолетов с большой скоро¬
подъёмностью; 3 — для самолётов с большой продолжительностью полета и малой ско¬
роподъемностью; 3'— на боевом режиме; 4— для самолетов гражданской авиацииКривая 2 характеризует закон регулирования кабинного дав¬
ления самолетов с большой скороподъемностью, но с малой про¬
должительностью полета:. Такими самолетами являются истребит
тели и истребители-бомбардировщики. Характерным для этого за-
кона"~регулирования являемся непрерывное уменьшение давления
в Кабине с высотой.До высоты #1 кабинное давление равно наружному атмос¬
ферному давлению. На высотах полета от Нг до Нщ темп паде¬
ния кабинного давления становится меньше темпа падения ат¬
мосферного давления. В результате этого в кабине создается из¬
быточное давление. На высоте Яш перепад давлений Ар = рклг,—
—ратм становится равным 0,3±0,015 кгс/см2. С высоты Нш темп
•падения кабинного и атмосферного давлений становится одинако¬
вым— перепад давлений сохраняется постоянным. Этот перепад
давлений является максимальным для данного типа самолета.Такой закон регулирования кабинного давления при малой
продолжительности полета выгоден с точки зрения весовых харак¬
теристик самолета и с точки зрения воздействия на организм
взрывной декомпрессии.389
Кривая 3 показывает закон регулирования кабинного давле¬
ния для военных самолетов с большой продолжительностью поле¬
та и малой скороподъемностью. К таким самолетам относятся
военно-транспортные самолеты и бомбардировщики. 'До высоты #1, как и в предыдущем графике, кабинное давле¬
ние равно наружному атмосферному давлению. На участке Нг—Нц
кабинное давление остается постоянным, равным атмосферному
давлению на‘высоте #1.. На этом участке происходит рост пере¬
пада давлений, который на высоте Яд достигает максимальной
величины для данного типа самолетов — 0,4 кгс/см2. На высотах
от #и до высоты практического потолка самолета в кабине под¬
держивается этот перепад, причем темп изменения кабинного дав¬
ления равен темпу изменения атмосферного давления.Величина перепада давлений 0,4 кгс/см2 ограничена прежде
всего для предотвращения опасных последствий взрывной деком¬
прессии. Однако при внезапной разгерметизаций кабины даже с
таким перепадом давлений возникают острые боли в ушах и в
полости живота. Поэтому в самолетах с избыточным давлением
0,4 кгс/см2 предусмотрено переключение регулятора давления на
боевой режим. Он отличается от нормального режима тем, что ве¬
личина избыточного давления на этом режиме составляет
0,2 кгс/см2. График закона регулирования на боевом режиме пока¬
зан кривой 3'.Боевой режим включается летчиком переключателем на ра¬
бочем месте при полете на выполнение боевого задания. В мир¬
ное время боевой режим может включаться при росте перепада
давлений выше 0,4 кгс/см2 (отказ регуляторов) и при видимых
повреждениях кабины, особенно остекления, когда опасность раз¬
герметизации увеличивается.Кривая 4 показывает закон регулирования давления в гер¬
мокабинах самолетов гражданской авиации. Этот закон обеспечи¬
вает рост избыточного давления сразу после взлета самолета. Мак¬
симальное избыточное давление для таких самолетов 0,5 кгс/ом2.
Такой закон регулирования давления принят с учетом континген¬
та лиц, пользующихся воздушным транспортом, и меньшей веро¬
ятности разгерметизации кабины.§ 4. АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ1.	Ограничители абсолютного давления (ОАД). Они предна¬
значены-для поддержания определенного постоянного давления
воздуха в воздухопроводе наддува гермокабины. Величина необ¬
ходимого давления воздуха определяется сопротивлением возду¬
хопровода и агрегатов системы наддува, а также расходом возду¬
ха, обеспечивающим заданный режим вентиляции. Эта величина
колеблет^ в пределах 1,1—3,5 кгс/см2.Отбор воздуха от последних ступеней компрессора двигателя
гарантирует достаточное давление для наддува и вентиляции на
всех режимах работы двигателя.390
ОАД защищают систему наддува от чрезмерно большого дав¬
ления. Кроме того, они способствуют получению стабильного ре¬
жима вентиляции независимо от оборотов двигателя и высоты по¬
лета самолета.ОАД устанавливают в начале воздухопровода наддува (реже
в горячей магистрали), что обеспечивает разгрузку воздухопрово¬
да по всей его длине и тем самым повышает надежность системы.Ограничители представляют собой запирающие (дросселирую¬
щие) устройства, управляемые сильфонами.По типу запирающего устройства ограничители разделяются
на золотниковые и клапанные. По способу управления запираю¬
щим устройством они делятся на ограничители прямого и косвен¬
ного действия (с серводействием).Рис. 27.3. Простейший ограничитель давления
прямого действия:1 — вакуумированный .сильфон; 2 — клапан; 3 — калибро¬
ванное отверстие; 4 —■ дроссельное отверстиеВ схеме простейшего ограничителя давления пря¬
мого действия (рис. 27.3) управление запирающим устройст¬
вом (клапаном 2) осуществляется непосредственно чувствитель¬
ным устройством — вакуумированным сильфоном 1.Полость В, в которой расположен сильфон, сообщается кали¬
брованным отверстием 3 с полостью Б и дроссельным отверсти¬
ем 4 с атмосферой. Отверстие 3 значительно больше отверстия 4.
Благодаря этому давление в полости В всегда будет пропорцио¬
нально давлению воздуха на выходе из ограничителя.Когда воздух из компрессора двигателя не подается, в поло¬
стях А, Б и В давление будет равно атмосферному. Сильфон под
действием сил упругости максимально разжат — клапан полностью
открыт.При включении наддува появляется давление в полости А, что
при открытом клапане вызовет увеличение давления и в поло¬
стях Б а В. По мере роста давления в полости Б, а следователь¬391
но, и в полости В сильфон сжимается, клапан прикрывается. За
счет гидравлических потерь на клапане давление на выходе умень¬
шается. 	Для установившегося режима работы двигателя и постоянной
высоты полета закрытие клапана будет происходить до тех пор,
пока давление в полости Б не станет равным давлению, на кото¬
рое отрегулирован данный
ограничитель.При увеличении давления
в полости А (увеличение обо¬
ротов двигателя, уменьшение
высоты полета) увеличится
давление на выходе (в поло¬
сти Б) и в полости В. Это вы¬
зовет сжатие сильфона и при¬
крытие клапана. Давление на
выходе из регулятора умень¬
шается и становится примерно
равным регулируемому. Уста¬
навливается новое равновес¬
ное положение системы.При уменьшении давления
на входе клапан приоткры¬
вается, поддерживая заданное
давление на выходе.Недостатками данной схе¬
мы являются невысокая чув¬
ствительность и. малая точ-
Рис. 27.4. Ограничитель абсолютного ность регулирования, а также
давления с серводействием:	малая надежность (при разру-/ ~ исполнительный сильфон; 2 — клапан; 3—	_ ^ _ л»	. _ * 1.1фрикционное устройство; 4 — калиброванное Ш6НЙИ СИЛЬфОНЗ. ОГрЯНИЧИТСЛЬотверстие; 5 —предохранительный клапан; абсОЛЮТНОГО ДЭВЛеНИЯ ВЫХО-
6 — клапан; 7 — вакуумированныи сильфон;	^	^
	 « — пружина ДИТ ИЗ СТрОЯ). - *. Указанные недостатки от¬
сутствуют в схеме.ограничителя абсолютного давления с сер во*
действием (рис. 27.4).В отличие от, рассмотренного выше ограничителя абсолютного
давления в данном ограничителе осуществляется ступенчатое ре¬
гулирование. Управляющий вакуумированный сильфон 7. поддер¬
живает давление в полости Г исполнительного сильфона 1, а испол¬
нительный сильфон осуществляет управление клапаном 2.В случае разрушения сильфона 7 под действием пружины 8
клапан 6 сядет на свое седло. В этом случае давление в поло¬
сти Г будет поддерживать предохранительный клапан 5, который
отрегулирован на давление выше рабочего на 0,5—1 кгс/см2.Для, устранения самоколебаний клапана, что может привести к
усталостному разрушению сильфона 1, в схеме установлено спе¬
циальное фрикционное устройство 3. , ,	, : ■392
В заключение следует отметить, нто в обеих схемах ограничи¬
телей абсолютного давления управляющими элементами являются
вакуумироваиные сильфоны. Благодаря им и поддерживается по¬
стоянное абсолютное давление, т. е. давление относительно ва¬
куума.2.	Автоматические регуляторы давления. Они предназначены
для поддержания заданного закона регулирования давления воз¬
духа в кабине при различных расходах воздуха. Для этого регу¬
ляторы должны обладать достаточной пропускной способностью.
В зависимости от пропускной способности и допустимой скорости
изменения давления воздуха в кабине применяются регуляторы
давления прямого и косвенного действия (с серводействием).10 11Рис. 27.5. Автоматический регулятор давления
косвенного действия:/ — сильфон; 2, 4, 9 — пружины; 3 —дюза; 5 —исполни¬
тельный клапан; 6, 7, 8 — мембраны; 10, 11 — клапаныРегуляторы прямого действия могут обеспечить до¬
статочную точность регулирования лишь при небольших ходах
клапанных устройств, поэтому они находят применение в систе¬
мах с небольшими расходами воздуха.Наибольшее применение в настоящее время получили регуля¬
торы косвенного действия (рис. 27.5). С помощью этих
регуляторов поддерживается закон регулирования, определяемый
для военно-транспортных самолетов и бомбардировщиков.393
Схема регулятора включает командный прибор и исполни¬
тельный клапан. Командный прибор является задающим органом
регулятора. Он формирует управляющее давление воздуха, опре¬
деляющее закон регулирования кабинного давления. Командный
прибор состоит из регулятора абсолютного давления и регулятора
избыточного давления.Регулятор абсолютного давления включает сильфон 1, пружи¬
ну 2 и клапан 11. Регулятор избыточного давления состоит из
мембраны 8, пружины 9 и клапана 10.Корпус командного прибора выполнен герметичным. Полость А
командного прибора сообщена с полостью Б исполнительного кла¬
пана и с помощью дюзы 3 — с кабиной.При открытом клапане 11 или 10 полость А сообщается с ат¬
мосферой. Полость В командного прибора сообщена с атмосфе¬
рой.Исполнительный клапан является исполнительным органом
регулятора. Он обеспечивает стравливание из кабины части воз¬
духа для поддержания в кабине заданного командным прибором
давления. Исполнительный клапан состоит из клапана 5 с мем¬
браной 7 и пружиной 4 и изолирующей мембраны 6 с жестким
центром.Полость Б исполнительного клапана сообщена с полостью А
командного прибора. Таким образом, на мембрану 7 сверху дейст¬
вует давление воздуха полости А командного прибора. Снизу на
мембрану действует кабинное давление. Изолирующая мембрана
6 обеспечивает действие кабинного давления на всю площадь
мембраны 7.Давление воздуха в кабине не может быть больше, чем давление
воздуха в полости Б исполнительного клапана, так как при этом
на мембране 7 возникнет разность давлений сверху и снизу и уси¬
лие на открытие клапана 5. Клапан 5 откроется и , давление воз¬
духа в кабине снизится.Но давление воздуха в полости Б будет определяться давле¬
нием воздуха в полости А командного прибора. Следовательно,
давление воздуха в кабине всегда определяется давлением воздуха
в полости А командного прибора.Фактически давление воздуха в кабине выше давления возду¬
ха в полости А на величину усилия пружины 5 исполнительного
клапана (20—30 мм рт. ст.).На участках I и II графика закона регулирования давления
(рис. 27.2) формирование давления воздуха в полости А команд¬
ного прибора осуществляет регулятор абсолютного давления.На земле клапан 11 полностью открыт. Он находится под воз¬
действием вакуумированного сильфона 1 (на открытие клапана)
и пружины 2 (на закрытие клапана). Клапан 10 регулятора из¬
быточного давления на участках I и II (рис. 27.2) закрыт и уча¬
стия в работе регулятора давления не принимает.С увеличением высоты полета сильфон 1 (рис. 27.5) оказы¬
вает все меньшее и меньшее сопротивление пружине 2 на закры-394
тие клапана 11. Жесткости пружины 2 и сильфона 1 подобраны
так, что до высоты Н\ клапан 11 открыт. Следовательно, на уча¬
стке I в полости А командного прибора будет поддерживаться
атмосферное давление—происходит стравливание воздуха из ко¬
мандного прибора в атмосферу через клапан 11.На участке II регулятор абсолютного давления работает как
редуктор, поддерживая в полости А командного прибора давле¬
ние воздуха, равное давлению р\. Клапан 11 при этом стравлива¬
ет из полости А лишь воздух, поступивший в командный прибор
через дюзу 3.Так как в командном приборе на участке II поддерживается по¬
стоянное давление воздуха, а атмосферное давление уменьшается,
между командным прибором и атмосферой возникает перепад
давлений, равный разнице давлений воздуха в полости А (рк)
и атмосферного воздуха (ра). На высоте Яд Ар достигает макси-
-мальной для данного регулятора величины.В командном приборе перепад давлений Др воздействует на
мембрану 8 клапана избыточного давления. Пружина 9 регуля¬
тора рассчитана на усилие, соответствующее максимальному пере¬
паду давлений.Следовательно, на высоте Яц клапан 10 оказывается под воз¬
действием двух равных и противоположно направленных усилий.С дальнейшим увеличением высоты атмосферное давление
продолжает уменьшаться, -а Ар увеличиваться. Усилие на мем¬
бране 8 будет также увеличиваться.Под действием разности усилий, действующих на клапан со
стороны мембраны 8 и пружины 9, клапан 10 открывается и
стравливает часть воздуха из командного прибора. Другими сло¬
вами, клапан 10 избыточного давления будет поддерживать в ко¬
мандном приборе на участке от Яд до Япр. пот постоянный пере¬
пад давлений.Регулятор абсолютного давления на этом участке в регулиро¬
вании давления не участвует, так как давление в командном при¬
боре становится меньше р\ и клапан 11 садится на свое седло.В горизонтальном полете на любой высоте в командном прибо¬
ре поддерживается давление, определяемое законом регулирова¬
ния. На участках I и II эту задачу выполняет регулятор абсолют¬
ного давления, а на участке III — регулятор избыточного давле¬
ния.Количество воздуха, стравливаемого при этом из полости А в
атмосферу, будет равно количеству воздуха, поступившему в ко¬
мандный прибор через дюзу 3.При снижении самолета увеличение давления в полости А ко¬
мандного прибора на участках III и Г обеспечивается поступле*
нием воздуха в командный прибор через дюзу 3 и уменьшением
•расхода воздуха через клапаны регуляторов.На участке II регулятор абсолютного давления стравливает в
атмосферу количество воздуха, равное количеству воздуха, по*393
ступившему через дюзу 3, и тем самым поддерживает постоянное
давление р 1 в командном приборе.Таким образом, командный прибор в любом режиме полета на
всем диапазоне высот от Я0 до Нир. Пот поддерживает в полости А
заданный закон регулирования давления, а исполнительный кла¬
пан путем непрерывного стравливания части воздуха из кабины
поддерживает этот закон для кабины в целом.Рис. 27.6. Автоматический регулятор давления •
для самолетов с большой скороподъемностью:/ — сильфон; 2, 4, 5 — пружины; 3, 5, 6> 8 — мембра¬
ны; 7 — исполнительный клапан; 10, 11 — клапаны;12 — дюза	*Непрерывное стравливание части воздуха из кабины обеспечи¬
вает постоянную вентиляцию кабины, что необходимо для обнов¬
ления состава кабинного воздуха."Автоматический регулятор косвенного дейст¬
вия (рис. 27.6) применяется на самолетах с небольшими объе¬
мами кабин, но с большой скороподъемностью (для истребителей
и истребителей-бомбардировщиков).Автоматический регулятор аналогичен регулятору, изображён¬
ному на рис. 27.5. Отличие его состоит в установке мембраны 3-
с подводом в полость У" атмосферного давления. На участках I и
III кривой работа рассматриваемого регулятора ничем не отлн-396
чается от работы регулятора прямого действия. На участке I мем¬
брана 3 не работает, так как в полостях А и Г давление воздуха
до высоты #1 равно атмосферному давлению. На участке II мем¬
брана 3 обеспечивает уменьшение давления воздуха в полости А
с темпом, меньшим, чем темп падения атмосферного давления.На высоте ЯI клапан 11 под действием усилий со стороны
сильфона 1 и пружины 2 устанавливается в положение для под¬
держания в полости А постоянного давления р\. Но с увеличением
высоты на мембране 3 появляется усилие на открытие клапана И,
так как атмосферное давление уменьшается. Следовательно,
мембрана 3 вносит коррекцию в работу системы сильфон — пру¬
жина в сторону уменьшения давления воздуха в полости А.Таким образом, обеспечивается закон регулирования на участ¬
ке 1Г — понижение давления с темпом, меньшим, чем атмо¬
сферное.На участке 1Г возникает увеличивающийся перепад давлений
между полостью А командного прибора и атмосферой. На вы¬
соте #ш перепад достигает максимальной для данного регулятора
величины.Начиная с высоты Яш вступает в работу регулятор избыточ¬
ного давления, который обеспечивает поддержание в полости А
командного прибора, а следовательно, и в кабине максимального
перепада давлений (по отношению к атмосферному давлению).Как только давление воздуха в полости А станет меньше вели¬
чины р2, клапан абсолютного давления окончательно сядет на
свое седло. При дальнейшем увеличении высоты участия в работе
регулятора он не принимает.В конструкции реальных регуляторов давления кроме рас¬
смотренных основных узлов устанавливаются вспомогательные
элементы, обеспечивающие улучшение некоторых характеристик
работы регуляторов и проверку их работы.В схемах регуляторов давления, предназначенных для воен¬
но-транспортных самолетов и бомбардировщи¬
ков, устанавливаются демпфер, механизм переключения регуля¬
тора на боевой режим, трехходовой кран статической проводки
(рис. 27.7).Демпфер выполняет вспомогательную роль при работе регу¬
лятора, внося коррекцию в величину давления воздуха в поло¬
сти А командного прибора и полости Б исполнительного клапана
при резком увеличении давления в кабине. Он состоит из кла¬
пана 13 с мембраной 15 и пружины. Полость Д демпфера сооб¬
щена с полостью А командного прибора и полостью Б исполни¬
тельного клапана, а при открытом, клапане 13 — с атмосферой.
Полость Е демпфера сообщена с полостью Д дроссельным отвер¬
стием 14. Мембрана 15 демпфера находится под воздействием
усилий от давления воздуха в полости Д (а следовательно, и по¬
лости А) и этого же давления за вычетом потерь на дросселе 14.При плавном увеличении давления в кабине (при снижении
самолета, увеличении оборотов двигателя, увеличении подачи воз¬15—85397
духа в кабину) дроссель не оказывает сопротивления проходу
воздуха в полость Е демпфера.Давление воздуха в полостях Д и Е одинаковое, клапан 13
закрыт, демпфер, участия в работе регулятора не принимает.'///////////А §I Е•[д Г^15 .—^ 14 Г\_/“Г4 -'/7777777777777,В атмосферуРис, 27.7. Автоматический регулятор давления тяжелых военныхсамолетов:/ — сильфон; 2, 10, 13 — клапаны; 3, 8, 11, 15 — мембраны; 4 — исполнитель¬
ный клапан; 5, 7, 9, 16 — пружины; 6 — дюза; 12 — трехходовой кран; 14 —
дроссельное отверстие; 17 — электромагнит боевого режима; I — кран в ра¬
бочем положении; 11 — кран в положении «Проверка работы АРД»; 111 —
кран в положении «АРД выключен»При резком увеличении давления воздуха в кабине в такой же
степени увеличивается давление воздуха в полости А командного
прибора, что ведет к некоторому запаздыванию в открытии
исполнительного клапана и замедлению стравливания давления
воздуха из кабины. Резкое изменение давления действует на бара¬
банные перепонки членов экипажа (возникают болевые ощу¬
щения) .В этом случае вступает в работу демпфер. При резком увели¬
чении давления воздуха в полости А командного прибора увели¬
чивается давление воздуха и в полости Д. В полости Е вследствие
потерь на дросселе 14 давление воздуха возрастает медленнее.
В результате разности давлений в полостях Д и Е мембрана 15398
прогибается, клапан 13 открывается. Из полостей Д, А и Б часть
воздуха стравится, клапан 4 откроется на дополнительную вели¬
чину, обеспечив уменьшение темпа нарастания давления воздуха
в кабине.Особенно характерна работа демпфера прн резком снижении
самолета, когда давление в кабине возрастает по причине увели¬
чения весового заряда воздуха, поступающего от компрессора дви¬
гателя, и увеличения сопротивления выходу воздуха вследствие
возрастания давления атмосферного воздуха.Механизм переключения регулятора на боевой режим пред¬
назначен для понижения величины избыточного давления в бое¬
вых условиях, когда вероятность резкой разгерметизации кабины
вследствие ее повреждения очень велика. Величина избыточного
давления этим механизмом уменьшается вдвое. При таком сравни¬
тельно небольшом избыточном давлении взрывная декомпрессия
не вызывает сильных болевых ощущений у членов экипажа в слу¬
чае резкой разгерметизации кабины.Механизм переключения регулятора на боевой режим выпол¬
нен следующим образом. Клапан 10 регулятора избыточного дав¬
ления опирается на две пружины 9 и 16, каждая из которых отре¬
гулирована на усилие, соответствующее половине максимального
перепада давлений. Внутренняя пружина 16 при включении под
ток соленоида 17 от Клапана 10 отводится, и клапан 10 переме¬
щается на закрытие усилием только одной пружины 9. В этом
случае достаточно иметь на мембране 8 перепад давлении, рав¬
ный половине максимального, чтобы клапан 10 открыл выход
воздуха из полости А.В командном приборе начиная с высоты Нб будет поддержи¬
ваться по отношению к атмосферному перёпад давлений боевого
режима.Кран статической проводки устанавливается на регуляторах
для выполнения проверочных работ. Он имеет три положения:
рабочее, проверка работы регулятора по созданию избыточного
давления и проверка герметичности кабин (выключение регуля¬
тора).Регуляторы, устанавливаемые на самолетах-
истребителях, из перечисленных вспомогательных элементов
(рис. 27.7) имеют только кран статической проводки.Отсутствие демпфера объясняется характером кривой закона
регулирования кабинного давления (более пологой), а отсутствие
переключения регулятора на боевой режим — меньшей величиной
максимального перепада давлений.3.	Предохранительные устройства системы кондиционирования.Для обеспечения нормальной жизнедеятельности экипажа при
отказе отдельных агрегатов системы и повышения ее надежности
в системе кондиционирования устанавливаются предохранительные
и аварийные устройства.15*399
Предохранительные устройства включают обратные клапаны,
предохранительные клапаны, клапаны аварийного сброса дав¬
ления.Обратные клапаны системы наддува предотвращают
быструю разгерметизацию кабины в случае отказа источников
наддува или разрушения воздухопроводов системы наддува вне
кабины. Они устанавливаются в воздухопроводах системы над¬
дува вблизи кабин. Обтекаемая форма корпуса 1 и сферической
тарелки 2 клапана (рис. 27.8) обеспечивает хорошее прилегание
тарелки в закрытом положении и небольшие гидравлические по¬
тери в открытом положении./с3Рис. 27.8. Обратный клапан:- корпус; 2 — сферическая тарелка; 3 — пружинаПри поступлении воздуха в кабину тарелка 2 под действием
давления воздушного потока сжимает пружину 3 — клапан откры¬
вается. При возникновении обратного тока воздуха тарелка 2 под
действием пружины 3 и давления потока воздуха из кабины пере¬
крывает магистраль — выпуск воздуха
из кабины прекращается.Предохранительные кла¬
паны кабины выполняются в виде
клапанов прямого или обратного пере¬
пада давлений.Предохранительные клапаны пря¬
мого перепада давлений
(рис. 27.9) предохраняют кабину от
разрушения при повышении избыточ¬
ного давления в ней, которое может
возникнуть при нарушении работы
регуляторов давления воздуха. Они
■ пружина срабатывают при перепаде давленийАтмосфераРис. 27.9. Предохранительный
клапан прямого перепада дав-- тарелкалении:клапана;400
выше максимального на 15—20%• На тарелку 1 клапана дейст¬
вует перепад давлений между кабиной и атмосферой. Клапан
удерживается в закрытом положении пружиной 2. При достиже¬
нии перепада давлений максимально допустимой величины клапан
открывается, из кабины сбрасывается часть воздуха, давление
в кабине снижается.Рис. 27.10. Клапан обратного перепада давлений:
1 — тарелка клапана; 3 — пружинаКлапаны обратного перепада давлений, или ва¬
куумные клапаны (рис. 27.10), предохраняют кабину от отрица¬
тельного перепада давлений, что возможно при резком снижении
самолета. Величина отрицательного перепада давлений ограничи¬
вается для обеспечения прочности конструкции кабины при работе
на смятие и составляет 10—20 мм рт. ст.Рис. 27.11. Комбинированный предохранительный кла¬
пан:/ — тарелка клапана прямого перепада давлений; 2 — тарелка
клапана обратного перепада давлений; 3 — пружина клапана
обратного йерепада давлений; 4 — пружина клапана прямого
перепада давлений401
Величина отрицательного перепада давлений, вызывающая
открытие клапана, определяется диаметром тарелки 1 клапана и
усилием пружины 2. При достижении отрицательного перепада,
на который оттарирован клапан, тарелка, сжимая пружину, откры¬
вает проход воздуху из атмосферы в кабину — отрицательный
перепад ликвидируется.Предохранительные клапаны прямого и обратного перепада
давлений конструктивно могут быть объединены в одном клапане
(рис. 27.11).Рассмотренные предохранительные клапаны являются клапа¬
нами непосредственного действия. Они рассчитаны на сравни¬
тельно небольшие расходы воздуха.Рис. 27.12. Предохранительный клапан с серводействием:1 — сильфон; 2, 4, 9 — пружины; 3— мембрана-клапан; 5 — шток; 6 — втулка; 7— соленоид
аварийного сброса давления; 8 — клапан аварийного сброса давленияВ гермокабинах большого объема применяются предохрани¬
тельные клапаны с серводействием (рис. 27.11:2). Эти же клапаны
используются также для обеспечения аварийного сброса давления
воздуха из кабины, для чего они имеют механическое или элек¬
трическое управление.Чувствительным элементом клапана при работе его как предо¬
хранительного клапана прямого перепада давлений является силь¬
фон 1 с пружиной 2. Во внутреннюю полость сильфона по пусто¬
телому штоку 5 подводится атмосферное давление. Исполнитель¬
ным элементом клапана является мембрана-клапан 3 с пружи¬
ной 4. Полость А клапана сообщается с кабиной. Следовательно,
на сильфон снаружи действует кабинное давление, а изнутри —
атмосферное.Полость Б в исходном положении сильфона соединена с по¬
лостью А через зазор между штоком 5 и втулкой 6.402
На мембрану-клапан 3 на закрытие действует давление воз¬
духа в полости Б, на открытие — кабинное давление воздуха со
стороны полости А (на среднюю часть мембраны) и атмосферное
давление (на кольцевую часть мембраны). В исходном положении
сильфона 1, когда полость Б сообщена с полостью А, клапан
может открыться лишь тогда, когда атмосферное давление будет
больше кабинного. В этом случае клапан работает'как вакуум¬
ный клапан.При увеличении прямого перепада давлений до максимально
допустимой величины сильфон 1 сжимается, буртики штока 5
опускаются ниже отверстий втулки 6 и полость Б сообщается
с атмосферой. В этом случае кольцевая площадь мембраны урав¬
новешивается атмосферным давлением со стороны полости Б и
атмосферы, а средняя площадь мембраны оказывается под воз¬
действием кабинного (со стороны полости А) и атмосферного (со
стороны полости Б) давлений. Клапан-мембрана открывается,
стравливая часть воздуха из кабины.Для обеспечения аварийного сброса давления воздуха из ка¬
бины в схеме предусмотрен соленоид 7, сердечник которого закан¬
чивается клапаном 8. В исходном положении клапан 8 прижи¬
мается к своему седлу пружиной 9.При включении под ток соленоида сердечник соленоида вытал¬
кивается, клапан 8 открывается, сообщая полость Б с атмосферой,
мембрана-клапан открывается, обеспечивая разгерметизацию
кабины.4.	Агрегаты охлаждения воздуха. При рассмотрении принципи¬
альной схемы системы кондиционирования указывалось, что воздух,
забираемый от последних ступеней компрессора двигателя, имеет
высокую температуру. В зависимости от условий полета в кабину
самолета необходимо подавать воздух с большей или меньшей
температурой. В качестве агрегатов, предназначенных для охлаж¬
дения воздуха, на современных самолетах могут применяться
жидкостные теплообменники, воздухо-воздушные радиаторы и тур¬
бохолодильники. В зависимости от необходимости воздух можег
охлаждаться или во всех имеющихся в данной системе агрегатах
охлаждения, или лишь в части их.	*Жидкостный теплообменник (водяной бак с испа¬
рителем) представляет собой бак 4 (рис. 27.1) значительного
объема с находящейся в нем незамерзающей жидкостью. Внутри
бака устанавливается испаритель (блок трубок), включенный
в систему наддува. При прохождении горячего воздуха по труб¬
кам происходит теплообмен между воздухом и жидкостью через
стенки трубок. Воздух охлаждается. Жидкость нагревается и
частично испаряется. Пары жидкости из бака отводятся за борт
самолета. В качестве незамерзающей жидкости может приме¬
няться спирто-водяная смесь.Охлаждение воздуха в воздух о-в оздушном радиаторе
(рис. 27ЛЗ) происходит вследствие теплообмена между горячим
воздухом системы наддува и холодным продувочным воздухом,403
забираемым из окружающей среды. Охлаждаемый и продувочный
воздух циркулируют по разным каналам, образованным гофриро¬
ванными листами, разделенными между собой тонкими металли-Рис. 27.13. Воздухо-воздушный радиатор;7 — вход горячего воздуха; 2 — выход продувочного воз¬
духа; 3—выход охлажденного воздуха; 4— вход продувоч¬
ного воздуха; 5 — горячий воздух; 6 — охлажденный воздух;7 — продувочный воздухческими перегородками. Для увеличения длительности соприкос¬
новения горячего воздуха с холодным через стенки радиаторы
выполняются многосекционными. Продувочным воздухом может
быть воздух встречного потока или воздух, подаваемый специаль¬
ными нагнетателями.На истребителях возможно применение воздухо-воздушного
радиатора, выполненного в виде спирального воздухопро¬404
вода, расположенного вокруг воздухозаборника реактивного
двигателя. Охлаждение горячего воздуха в этом устройстве осу¬
ществляется воздухом, поступающим в двигатель. Такие воздухо¬
воздушные радиаторы имеют ограниченную пропускную способ¬
ность и поэтому применяются лишь на самолетах с небольшим
расходом воздуха.Т у р б о х о л о д и л ь н н к и являются средством дополнитель¬
ного охлаждения воздуха, поступающего из воздухо-воздушного
радиатора. В них используется эффект охлаждения при расши¬
рении газа с отдачей его энергии во внешнюю среду.Турбохолодпльиик состоит из турбины и вентилятора, установ¬
ленных на одном валу. Применяемые турбины могут быть ради¬
ального (рис. 27.14) и осевого типа.Рис. 27.14. Турбохолодпльиик:1 *— коллектор; 2 — сопловой аппарат; 3 — турбинное колесо;
4 — вентиляторСжатый воздух из коллектора 1 поступает в сопловой аппа¬
рат 2, где потенциальная энергия сжатого газа преобразуется
в кинетическую, температура газа в струе,- выходящей из сопл,
снижается. Воздух, вытекающий из соплового аппарата с большой
скоростью, попадает в каналы между лопатками турбинного ко¬
леса 3. В этих каналах кинетическая энергия газа передается
колесу турбины. Скорость, с которой газ выходит из каналов, зна¬
чительно снижается. Мощность, развиваемая турбиной, потреб¬
ляется вентилятором 4, который выполняет роль нагрузки. Вслед¬
ствие срабатывания теплосодержания происходит понижение дав¬
ления н охлаждение воздуха. Работа вентилятора может быть
использована для совершения полезной работы, например для про¬405
дувки воздухо-воздушного радиатора или просто для холостой
перекачки воздуха. В этом случае вентилятор выполняет роль воз¬
душного тормоза.■Скорость вращения вала турбохолодильника очень большая
(до 100 ООО об/мин), поэтому смазка подшипников имеет первосте¬
пенное значение. Специальная смазка заливается в корпус под¬
шипников турбохолодильника и подводится к подшипникам с по¬
мощью фитилей.5. Воздухопроводы систе¬
мы кондиционирования. Воз¬
духопроводы работают в
сравнительно большом диа¬
пазоне температур. Для ком¬
пенсации линейных расши¬
рений в системе применяют¬
ся термокомпенсаторы и
шарнирная подвеска трубо¬
проводов системы наддува.В качестве теплоизоля¬
ции применяется стекло¬
ткань, покрытая лентой из
стекловолокна и облицован¬
ная защитной тканью. Воз¬
духопроводы, установленные
в районе двигателей, изго¬
товлены из нержавеющей
стали. В горячей магистрали
(с температурой 150° С) воз¬
духопроводы изготовляются
из алюминиевого сплава
АМц. Трубопроводы холод¬
ной магистрали изготовляются из сплавов Д-16 и АМгМ. Приме¬
няются трубопроводы круглого и прямоугольного сечения (в зави¬
симости от возможностей их размещения в отсеках и кабинах са¬
молета). Детали воздухопроводов показаны на рис. 27.15.§ 5. ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
И МЕРЫ ПОВЫШЕНИЯ ЕЕ НАДЕЖНОСТИНаименее надежным элементом системы кондиционирования
является воздухопровод. Состояние воздухопровода системы над¬
дува во многом определяет надежность и качество работы всей
высотной системы.Возможные неисправности воздухопровода:—	усталостные разрушения, вызванные резонансными колеба¬
ниями трубопроводов. Как правило, трещины возникают в местах
крепления трубопроводов отбортовочными устройствами. Уста¬
лостная прочность трубопроводов значительно понижается вслед¬
ствие коррозии, начинающейся с внутренней поверхности;Рис. 27.15. Воздушные трубопроводы:
а — шаровой трехшарнирный компенсатор;
6 — гофрированный патрубок406
—	разрушения термокомпенсаторов от действия повторных
статических нагрузок, появляющихся с изменениями температуры
нагнетаемого воздуха;•—■.нарушение герметичности соединений из-за разрушения
уплотнений.Из агрегатов системы наименее надежным является автомати¬
ческий регулятор давления. Отказы в работе автоматического ре¬
гулятора давления в основном связаны с закупоркой трубопрово¬
дов подвода давления к регулятору, засорением калибровочных
отверстий, попаданием механических частиц под клапаны.Качественное выполнение регламентных работ на регуляторах
(прочистка дюз, продувка трубопроводов и шлангов, соединяю¬
щих регулятор с атмосферой, промывка фильтров) обеспечивает
достаточно высокую их надежность.В процессе эксплуатации системы могут иметь место следую¬
щие неисправности:—	заедание запорного крана из-за коррозии;—	негерметичность запорного крана вследствие деформации
заслонки;—	заедание клапана регулятора абсолютного давления из-за
попадания в зазор между штоком клапана и направляющей втул¬
кой. механических частиц, а также «прпгорания» штока (под
действием высоких температур);—	разрушение подшипников турбохолодильной установки.Для обеспечения высокой надежности этих агрегатов выполненцелый ряд конструктивных мер.Для повышения надежности системы па современных самоле¬
тах широко используется резервирование:—	забора воздуха. На однодвигательных самолетах за¬
бор берется с двух мест, на многодвигательных — с каждого дви¬
гателя. Наличие обратных клапанов за запорными клапанами
обеспечивает подачу воздуха в кабину при отказе одного из дви¬
гателей;—	регуляторов автоматического давления. При отказе
основного регулятора автоматически включается дублирующий;—	терморегуляторов. В системах дополнительно уста¬
навливают специальные биметаллические ограничители темпера¬
туры.При подготовке самолета к полету проверяется система конди¬
ционирования воздуха в действии.КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Чем вызвана необходимость установки в системе наддува ограничителя
абсолютного давления?2.	Чем вызвана необходимость установки в системе наддува горячей н хо¬
лодной магистралей?3.	Почему па самолетах не применяется закон поддержания в кабине по¬
стоянного давления на всех высотах?407
4.	Какова причина различного характера законов регулирования давления
для истребителей и бомбардировщиков?5.	Какое положение займут детали ОАД при разрушении сильфона?6.	Как будет работать ОАД при разрушении управляющего сильфона?7.	Какое положение займут детали ОАД при разрушении исполнительного
сильфона?8.	Как будет работать регулятор давления при разрушении изолирующей
мембраны 6 (рис. 27.5); при разрушении трубопровода соединения команд¬
ного прибора с исполнительным клапаном; при нарушении герметичности ко¬
мандного прибора?9.	Как будет работать регулятор давления при разрушении мембраны 3
(рис. 27.6)?10.	Как будут работать регуляторы давления при засорении трубопровод
дов подвода атмосферного воздуха к командному прибору?11.	Как будет работать предохранительный клапан при разрушении силь-
фона?
Глава 28СПОСОБЫ И СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ САМОЛЕТОВ
ОТ ОБЛЕДЕНЕНИЯ§ 1. ПРОЦЕСС ОБРАЗОВАНИЯ ЛЬДА НА ЧАСТЯХ САМОЛЕТАОбразование слоя льда на поверхности самолета, обтекаемой
воздушным потоком, вызывается наличием в атмосфере воды,
находящейся в различном состоянии: парообразном, жидком и
твердом, а также возникновением условий превращения ее в лед
на частях планера самолета, двигателя и приборах. Имеют место
три типа процесса образования льда на поверхности самолетов:—	кристаллизация переохлажденной воды;—	сублимация водяного пара в лед;—	«сухое» обледенение (плавление кристаллов льда в теплых
местах конструкции и примерзание в холодных).Основным процессом образования льда является кристаллиза¬
ция переохлажденной воды. Для воды температура плавления
(кристаллообразования) 0° С (273 К) при нормальном давлении.
Однако для кристаллизации воды при этой температуре необхо¬
димы следующие условия: наличие в воде ядер кристаллизации
(пылинок, частиц других веществ и т. д.) и непрерывный отвод
тепла, выделяющегося при кристаллизации.При отсутствии одного из этих условий вода не будет кристал¬
лизоваться при температуре плавления. Этим и объясняется нали¬
чие в воздухе мельчайших капель воды при отрицательных тем¬
пературах, иногда до температуры —66°С ('208К).' Встреча по¬
верхности самолета с каплями переохлажденной воды и создает
условия для кристаллизации.Статистика показывает, что наибольшее количество случаев
обледенения самолетов происходит в диапазоне температур от О
до —110° С и чуть меньшее — в диапазоне температур от —11 до
—20° С.Значительно реже происходит сублимация содержащегося
в атмосфере водяного пара, когда пар непосредственно превра¬
щается в лед, минуя жидкую фазу. И зафиксированы единичные
случаи (главным образом в южных широтах) сухого обледенения,
т. е. обледенения в кристаллических облаках.Лед на профиле крыла и оперения оседает только на носовой
части. Различают две характерные формы льда: желобообраз-409
ную за счет крупных капель (рис. 28.1,а) и клинообраз¬
ную за счет мелких капель (рис. 28.1,6).Желобообразный лед образуется при температурах от 0 до
—7° С, когда крупные капли воды замерзают не сразу, а несколько
растекаются по поверхности.Рис. 28.1. Формы образования льда:а — желобообразная; б — клинообразнаяКлинообразный лед образуется при более низких температу¬
рах: от —10 до —15° С и ниже, когда мелкие капли воды замер¬
зают мгновенно.§ 2. НЕОБХОДИМОСТЬ В ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМАХ
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМНаибольшее влияние на летные характеристики, устойчивость
и управляемость самолета оказывает обледенение крыла и опере¬
ния. При обледенении искажается форма и появляются неровности
на поверхности носовой части профиля (рис. 28.1), значительно
искажается характер его обтекания: весь профиль крыла начинает
обтекаться турбулентным потоком, что ведет к значительному воз¬
растанию коэффициента трения крыла и оперения, а также к зна¬
чительному уменьшению су Макс и критического угла атаки акр
из-за наличия местных срывов потока. Особенно это сказывается
при образовании желобообразного льда.При обледенении входных устройств двигателя (лопастей вин¬
тов) падает и располагаемая тяга. Это ведет к уменьшению мак¬
симальной скорости полета (УМакс), уменьшению вертикальной
скорости (Уу) набора высоты и потолка самолета, уменьшению
дальности и продолжительности полета.Уменьшение критических углов атаки крыла и оперения при
обледенении может представлять чрезвычайную опасность на
малых скоростях Полета, особенно при посадке. Срыв потока нару¬
шает нормальную работу рулей и элеронов. Резко уменьшаются
их шарнирные моменты, а следовательно, и чувствительность
управления. Это может привести к забросу самолета на опасные
углы атаки, крена и рыскания. Кроме того, уменьшение эффектив¬
ности рулей может вызвать полную потерю управляемости само¬
лета,410
Обледенение стекол ухудшает обзор пилоту.Обледенение приемников указателей скорости, высоты, угла
атаки может привести к их отказу и к непроизвольному выводу
летчиком самолета на опасные режимы полета.Для предотвращения обледенения в полете самолеты обору¬
дуются специальными противообледенительными системами, ко¬
торые устанавливаются в местах, наиболее подверженных обле¬
денению:—	в лобовых кромках крыла и оперения;■— в лобовых.кромках воздухозаборников двигателей;—	в лобовых стеклах кабин;■— в приемниках воздушного давления и др.К протнвообледенительным системам самолета предъявляется
ряд специфических требований:—	система должна иметь сигнализатор начала обледенения;—	предотвращать возможности обледенения или устранять
обледенение при его возникновении на всех режимах полета и при
всех возможных атмосферных условиях;—	обеспечивать достаточную многократность действия;—	не допускать порчу н разрушение оборудования и элемен¬
тов конструкции при работе противообледенителей.•В настоящее время известны следующие способы борьбы с об¬
леденением: механические, физико-химические, тепловые, а также
их комбинации.§ 3. МЕХАНИЧЕСЖИЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛИМеханические способы борьбы с обледенением основаны только
на удалении льда с помощью какого-либо механического воздейст¬
вия (деформации или вибрации поверхности, аэродинамических,
центробежных или других внешних сил).На крыле и оперении нескоростных самолетов широко приме¬
нялись (в 1935—1960 гг.) пневматические противообледенители
(льдоудалители).На защищаемой поверхности носка крыла (оперения) крепится
тонкий резиновый протектор (рис. 28.2), который имеет ряд
эластичных продольных или поперечных камер. При включении про¬
тивообледенителя камеры под давлением сжатого воздуха перио¬
дически раздуваются (рис. 28.2,6 и в) и взламывают образую
щуюся на них корку льда. Набегающий воздушный поток сора
сывает лед с поверхности самолета. Такие системы требуют
небольших затрат энергии (расход воздуха 0,4 кгс/мип) и имеют
малый удельный вес.Принципиальным недостатком этой системы является паруше
ние аэродинамических качеств крыла и оперения, вызываемых
изменением формы носка профиля при вздутии протектора. К ром.'
того, существует опасность порыва протектора в процессе экеплуа
тации,/
Пневматические противообледенители могут быть использо¬
ваны для защиты радпопрозрачных обтекателей антенн, на кото¬
рых применение тепловых способов невозможно или весьма затруд¬
нено, а физико-химические способы неэффективны.ПротекторВ настоящее время ведут разра¬
ботки вибрационных противообледени¬
телей, которые с помощью высокоча¬
стотных вибраторов периодически
встряхивают отдельные секции крыла
самолета, разрушая ледяную корку.§ 4. ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ
П РОТ И В 00 Б Л ЕД Е Н ИТ ЕЛ ИФизико-химические способы борь¬
бы с обледенением основаны на двух
принципах:1)	уменьшении силы сцепления
льда с поверхностью самолета;2)	понижении температуры замер¬
зания воды за счет создания промежу¬
точного слоя незамерзающего раствора.При использовании первого принци¬
па на поверхность самолета наносится
покрытие, не дающее силы сцепления
его со льдом. Такое покрытие не тре¬
бует затраты энергии при работе в
полете. Однако в процессе обледене¬
ния интенсивно расходуется вещество
покрытия и, кроме того, оно разру¬
шается под действием дождя. Вследст¬
вие этого указанный способ может
быть использован для летательных ап¬
паратов кратковременного или разо¬
вого действия, на которых использова¬
ние других способов нецелесообразно.Широкое распространение полу¬
чили жидкостные противообледени¬
тели (рис. 28.3), использующие второй
принцип физико-химического способа
борьбы с обледенением.
Низкозамерзающая жидкость (гликолевые составы, этиловый
или изопропиловый спирт, спиртоглицериновые смеси и др.) под¬
водится к распылителям 1 лопастей воздушных винтов или ло¬
бовых стекол фонарей кабин. Жидкость хранится в специальных
бачках 4, откуда через фильтр 2 подкачивающим насосом 3 или
методом поддавливания подается в трубопроводы системы. Выте¬
кающая из распылителей жидкость под действием центробежных
сил или потока воздуха растекается по поверхности.412Рис. 28.2, Пневматический про¬
тивообледенитель:а — протектор не включен; б — воз¬
дух подан в центральную ка¬
меру 1; в — воздух подан в ка¬
меры 2 и 3
Недостатками таких систем является неравномерность смачи¬
вания защищаемой поверхности и значительный расход жидкости. »
На некоторых современных самолетах жидкостные противообле-
денительные системы применяются на крыле и оперении. Причем
подвод жидкости осуществляется через пористую поверхность
обшивки носков профилей (пористая бронза или пористая нержа¬
веющая сталь). Это обеспечивает небольшие расходы противообле-
денительной жидкости (1,5—2,5 л/м2 в час).Рис.. 28.3. Принципиальная схема жидкостного противо¬
обледенителя:1 — распылители; 2 — фильтр; 3 — подкачивающий насос;4 — бачки с жидкостьюЖидкостные системы более эффективны как средства, пре¬
дупреждающие обледенение, а не как средство удаления
образовавшегося льда. Если система будет включена после обра¬
зования льда, требуется значительное время для его удаления.
Кроме того, жидкостные системы нуждаются в большом коли¬
честве жидкости на все время полета. Возможно засорение трубо¬
проводов, распылителей и особенно пористой обшивки, через кото¬
рые подводится жидкость.§ 5. ТЕПЛОВЫЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛИДля защиты современных самолетов от обледенения в боль¬
шинстве случаев применяются тепловые противообледенители:
воздушно-тепловые и электротепловые. Те«н другие противообле¬
денители бывают как постоянного действия (непрерывный подо¬
грев поверхности), так и циклического.При постоянном обогреве капли воды, попадая на разогретую
поверхность, растекаются По ней и испаряются, а частично сдува¬
ются потоком воздуха. Однако больщие потребные расходы тепла413
(горячего воздуха или электроэнергии) вынуждают прибегать
к использованию циклических тепловых противообледенителей
с ручным или автоматическим регулированием времени цикла.
При циклическом обогреве допускается нарастание тонкого без¬
опасного слоя льда, который затем подтаивает при включении
системы и сбрасывается.В воздушно-тепловых противообледенительных системах
(рис. 28.4, а) горячий воздух (100—250° С) отбирается от послед¬
них ступеней компрессора ВРД и через запорный кран 3 и обрат¬
ный клапан 4 направляется по трубопроводам 2 в носок 1 крыла
(оперения). Обратный клапан 4 предотвращает утечку горячего
воздуха в сторону отказавшего двигателя. В носке крылаРис. 28.4. Принципиальная схема воздушно-теп¬
лового противообледенителя:
а — воздушно-тепловая противообледенительная • си¬
стема; б — носок крыла; 1 — обшивка носка крыла;2 — трубопроводы; 3 — запорные краны; 4 — обратные
клапаны; 5 щель для выхода воздуха(рис. 28.4, б) воздух циркулирует по каналам, которые выполнены
с помощью гофров (специальных направляющих перегородок).
Схемы циркуляции бывают различные и подбираются так, чтобы
обеспечить максимальный подвод тепла к лобовой части обшивки
крыла. Охлажденный воздух выходит в консольную часть носка
крыла и через щели 5 выбрасывается в атмосферу.Недостатки воздушно-тепловых систем:—	трудность подвода энергии (теплого воздуха) к защи¬
щаемой поверхности (требуются специальные трубопроводы и объ¬
емы внутри самолета);—	уменьшение располагаемой мощности двигателей за счет
отбора воздуха от компрессоров, что может затруднить включение
системы на взлете;414
—	инерционность системы, которая вступает в работу не сразу,
а через некоторое время, необходимое на нагрев носков крыла
(стабилизатора).Более удобно подводить энергию к месту обогрева при исполь¬
зовании электротепловых противообледенителей. В основу их ра¬
боты положено явление нагрева проводников при прохождении
через них электрического тока. Типовой электрический противо¬
обледенитель представляет собой многослойную конструкцию.
Между двумя тонкими листами обшивок находятся два электро¬
изоляционных стеклотканевых слоя, между которыми и проло¬
жены нагревательные элементы. Внешний стеклотканевый слой
должен иметь хорошую теплопроводность, а внутренний — тепло¬
электроизоляционный.Элементы, постоянного обогрева выполняются в виде лент из
хромоникелевой стали толщиной до 0,3 мм. Элементы цикличного
обогрева выполняются в виде проволочных константановых сеток
или токопроводящего слоя металла (сплав меди, марганца и маг¬
ния), нанесенного методом распыливания.Электротепловые противообледенители широко применяются
для обогрева хвостового оперения пли крыла при отдаленном рас¬
положении двигателей от них, а также для обогрева лопастей и
коков воздушных винтов, приемников воздушного давления, раз¬
личных воздухозаборников и лобовых стекол фонарей кабин.
Электрообогрев стекол осуществляется с помощью пленочных
электронагревательных элементов, вделанных по всей площади
стекла. Пленочный электрообогреватель представляет собой про¬
зрачную токопроводящую пленку (золото, висмут, оксидно-оловян-
ная и др.), расположенную между двумя силикатными стеклами
и наносимую аэрозольным методом.Регулирование температуры .стекол осуществляется автомати¬
чески.Электротепловые противообледенители кроме удобства подвода
энергии позволяют легко автоматизировать управление обогревом,
что и обусловило их широкое применение, хотя надежность этих
противообледенителей несколько ниже воздушно-тепловых.§ 6. СИГНАЛИЗАТОРЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯЭффективная работа противообледенительной системы во мно¬
гом зависит от ее своевременного включения, которое обеспечи¬
вается постановкой сигнализаторов, информирующих летчика
о начале обледенения либо автоматически включающих систему
в работу.В настоящее время известно множество сигнализаторов раз¬
личных типов и конструкций. Все их можно условнс^разделить на
две основные' группы:—	сигнализаторы прямого действия, реагирующие на наличие
льда на датчике;415
—	сигнализаторы косвенного действия, реагирующие на нали¬
чие в атмосфере капель воды.К сигнализаторам прямого действия относятся:—	пневматические (рис. 28.5), в которых при образова¬
нии корки льда на приемнике 1 воздушного давления падает дина¬
мическое давление и мембрана 2 под действием пружины 3 про¬
гибается и замыкает контакты 4, после чего в кабине летчика
загорается сигнальная лампа;Рис. 28.5. Пневматический сигнализатор обледенения:/ — приемник воздушного давления; мембрана; 3 — пру¬
жина; 4— контакты; 5 —сигнальная лампа—	механические (рис. 28.6), в которых при появлении
льда на вращающемся цилиндре возникает момент сопротивления,
который передается скребку, замыкающему контакты;—	радиоизотопные, в кото¬
рых при обледенении датчика изме¬
няется поток радиоактивного излуче¬
ния, регистрируемый счетчиком частиц
и преобразуемый усилителем в сигнал;—	электростатические, оп¬
тические и ряд других.Основным недостатком сигнализа¬
торов прямого действия является то,
что они дают сигнал только спустя
некоторое время после начала обле¬
денения.К сигнализаторам косвенного дей¬
ствия относятся:—	электроиндуктивные,
которые реагируют на изменение элек¬
тропроводности атмосферы при нали¬
чии воды и льда;реагирующие на разность температур
с переохлажденной водой) передней иРис. 28.6. Механический сигна
лизатор обледенения:1 — вращающийся цилиндр;2 — скребок— термические,
смоченной (в атмосфере
несмоченной задней поверхностей датчика;1 — радиолокационные, реагирующие на наличие капель
воды (льда) в облаках впереди самолета.416
Чувствительность этих сигнализаторов значительно ■ выше —
они выдают сигнал практически одновременно с началом обледе¬
нения и в комбинации с термометром могут обеспечить точную
и своевременную сигнализацию начала обледенения самолета.§ 7. НАЗЕМНОЕ ОБЛЕДЕНЕНИЕ И МЕРЫ БОРЬБЫ С НИМОбледенение (обмерзание) самолета на земле во время стоянки
встречается в практике довольно часто. Оно оказывает большое
влияние на безопасность взлета самолета и при отсутствии эффек¬
тивных средств борьбы с ним значительно снижает боеготовность
части, задерживая на длительное время вылеты самолетов.При обмерзании самолета в результате сублимации пара в лед
наблюдается отложение:—	инея — в ясную погоду вследствие охлаждения поверхности
самолета до более низкой температуры, чем воздух;—	твердого (кристаллического) налета — при потеплении воз¬
духа по сравнению с поверхностью самолета;—	кристаллической изморози — в сильный мороз вследствие
перенасыщения воздуха водяным паром.Часто происходит обмерзание самолета, связанное с наличием
в атмосфере переохлажденной воды (дождь, туман или морОсь).
При этом на поверхности самолета образуется прозрачный стекло¬
видный лед (гололед), или матовый лед. Такое обмерзание более
опасно, так как ледяные отложения более прочны и достигают
больших размеров.Взлет на обледеневшем самолете опасен прежде всего из-за
возможности преждевременного и резкого срыва потока с крыла
(уменьшаются якр и су макс, что ведет к тяжелому летному проис¬
шествию).Необходима тщательная очистка самолета (особенно крыла
и оперения) от льда, инея или снега. Причем наблюдение за со¬
стоянием поверхности самолета должно вестись вплоть до выру¬
ливания на исполнительный старт.Борьба с обледенением самолетов на земле ведется как путем
предохранения их от обледенения, так и путем удаления с поверх¬
ности самолетов образовавшегося льда.Наиболее эффективно ангарное хранение самолетов. Но это
дорогостоящий способ и для тяжелых самолетов практически
невозможный. Самый распространенный способ предохранения
самолетов от обмерзания — зачехление самолетов. Недостаток
его —в трудоемкости и сложности процесса зачехления и расчех¬
ления, особенно больших самолетов, а также в возможности обле¬
денения самих чехлов.Довольно широкое применение нашли в эксплуатации способы
удаления льда с самолета теплым воздухом, подаваемым
под давлением от специальных моторных подогревателей. В этом417
способе используется сочетание теплового и механического-эф¬
фекта; подогретой смесью воды и низкозамерзаю-
. щей жидкости (спирты или этиленгликоли).КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ1.	Какие типы процессов образования льда на поверхности самолета вы
знаете? При каких температурах наиболее вероятно обледенение самолета?2.	Какие факторы влияют на льдообразование на поверхности самолета?3.	Как влияет обледенение крыла и' оперения на летные характеристики
самолета, его устойчивость и управляемость?4.	Какие типы противообледенителей применяются на современных самоле¬
тах? Сравните их между собой.5.	Каков принцип устройства и работы механических противообледенителей?
Каковы их достоинства и недостатки? Какова область их применения?6.	Каков принцип действия физико-химических противообледенителей? Ка¬
ковы их достоинства и недостатки? Какова область их применения?7.	Каков принцип действия тепловых противообледенителей? Сравните
между собой электротепловой и воздушно-тепловой методы. Какова область
их применения?8.	Каково назначение сигнализаторов обледенения? Перечислите известные
вам типы сигнализаторов обледенения. Каковы их достоинства и недостатки?
ПРИЛОЖЕНИЕСООТНОШЕНИЯ МЕЖДУ ЕДИНИЦАМИ ФИЗИЧЕСКИХ ВЕЛИЧИННаименованиеЕдиницаЗначение в единицах СИ,величиныНаименованиеОбозначениекратных и дольных от нихМассаКилограмм-сила-секун¬кгс-с2/м9,80665 кг «10 кгПлотностьда в квадрате на метрКилограмм-сила-секун¬
да в квадрате на метр
в четвертой степеникгс-с2/м49,80665 кг/м 3« 10 кг/м 3Килограмм на кубиче¬кг/см3106 кг/м 3Сила, весский сантиметрКилограмм-силакгс9,80665 Н«10 НМомент силы.Килограмм-сила-метркгс-м9,80665 Н • м« 10 Н ■ мДавление, ме¬Килограмм-сила на квад¬кгс/м29,80665 Па «10 Паханическоератный метрнапряженкеКилограмм-сила на квад¬кгс/см298,0665- 103 Па«0,1 МПаратный сантиметр9,80665- 10е Па =Килограмм-сила на квад¬кгс/мм2ратный миллиметр=9,80665 МПа«
«10 МПаМиллиметр ртутногомм рт. ст.133,322 ПастолбаРабота, энер¬Килограмм-сила-метркгс-м9,80665 Дж « 10 ДжгияМощностьКилограмм-сила-метр в
секундукгс -м/с9,80665 Вт« 10 ВтЛошадиная силал. с.735,409 ВтКинематиче¬СтоксСт10 ~4 м 2/сская вяз¬СантистокссСт10 -6 м 2/с= 1 мм 2/скостьУдельное ко¬Калория на граммкал/г4,1868 • 103 Дж/кг =личество те-.Килокалория на кило¬ккал/к?'= 4,1868 кДж/кгплотыграммУдельная те¬Калория на грамм-гра¬кал/(г-°С)плоемкостьдус ЦельсияКилокалория на кило-ккал/(кг-°С)4,1868 • 10 3 Дж/(кг • К)грам-градус ЦельсияТепловой по¬Калория в секундукал/с4.1868 ВттокКилокалория в часккал/ч1,163 ВтТеплопровод¬Калория в секунду накал/(ссЫ'°С)418,68 Вт/(м • К)ностьсантиметр-градусЦельсияКилокалория в час наккал/(ч-м-°С)1,163 Вт/(м • К)метр-градус Цельсия-41$
Л ИТЕРАТУРА1.	Александров В. Г. [и др.]. Авиационный технический справочник.М., Транспорт, 1969.2.	Александров В. Г. [и др.]. Техническая эксплуатация авиационной
техники. М., Воениздат, 1967.3.	Алексеев С. М. [и др.]. Современные средства аварийного покидания
самолета. М., Оборонгиз, 1961.4.	Баш та Т. М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.,
Машиностроение, 1967.5.	Б а ш т а Т. М. Гидропривод и гидропневмоавтоматика. М., Машино¬
строение, 1972.6.	Б а ш т а Т. М. [и др.]. Гидравлика, гидравлические машины и гидрав¬
лические приводы. М., Машиностроение, 1970.7.	Б о л х о в и т и н о в В. Ф. [и др.]. Конструкция и боевая эффективность
летательных аппаратов. Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1962.8.	Вельский В. Л. [и др.]. Под ред. С. Н. Кана. Конструкция летатель¬
ных аппаратов. М., Оборонгиз, 1963.9.	Б р а с л а в с к и й Д. А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.,
Машиностроение, 1970.10.	Бурдин Н. Г. [и др.]. Под ред. В. Н. Зайцева. Конструкция лета¬
тельных аппаратов. Изд. Киевского ВИАВУ ВВС, 1967.11.	Быков Л. Т. [и др.]. Высотное оборудование самолетов. М., Оборон¬
гиз, 1958.12.	В и н о г р а д о в Р. И. [и др.]. Конструкция и прочность самолетов.Изд. Рижского ВИАВУ, 1956.13.	Воронович А. П. [и др.]. Системы управления летательных аппара¬
тов и безопасность полетов. Вып. I и II. Изд. ВВИА, им. проф. Н. Е. Жуковского,1962.14.	Герц Е. В. Пневматические приводы. М., Машиностроение, 1969.15.	Гершкович Г. А. Основы прочности и конструкции самолетов. Изд.
Иркутского ВАТУ, 1969.16.	Гершкович Г. А. Пособие по программированному изучению аэро¬
динамики самолета. Изд. Иркутского ВАТУ, 1970.17.	Г л а г о л е в А. И. [и др.]. Конструкция и боевая эффективность лета¬
тельных аппаратов. Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1963.18.	Горощенко Б. Т. [и др.]. Эскизное проектирование самолета, М,,
Машиностроение, 1970.19.	Горленко Г. Е. Тормозной посадочный парашют. М., Воениздат,1962.20.	Г р и г о р ь е в Ю. П. Строительная механика авиационных конструк¬
ций. Изд. ВВИА им. проф. И. Е. Жуковского, 1966.	121.	Гроссман Е. П., Пановко Я. Г. Упругие колебания частей само¬
лета. Л., изд. ЛКВВИА, 1947.22.	Гудков А. И., Лешаков П. С. Внешние нагрузки и прочность ле¬
тательных аппаратов. М., Машиностроение, 1968.	,23.	Гуля А. А. Военно-транспортные самолеты. М., Воениздат, 1961.24.	Денисов В. Г., Лопатин Р. Н. Летчик и самолет. М., Оборонгиз,1962.25.	Е г е р С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.,
Машиностроение, 1964.420
26.	Еремин А. А. Системы управления самолетом. Изд. Иркутского
ВАТУ, 1970.27.	Ж о в и н с к и й Н. Е. [и др.]. Основы инженерно-авиационной службы
ВВС. Вып. 8. Изд. ВВИА нм. проф. II. Е. Жуковского, 1957.28.	Жулев В. И. Основы конструкции и прочности самолетов. Изд. ГК
ВВС, 1964.29.	Зайцев В. Н. {и др.]. Системы управления летательных аппаратов.
Изд. Киевского ВИАВУ ВВС, 1969.30.	Ива н о в Д. И., X р о м у ш к и н А. И. Системы жизнеобеспечения че¬
ловека при высотных и космических полетах. М., Машиностроение, 1968.31.	Илюшин Ю. С., О л из а ров В. В. Кислородное оборудование ле¬
тательных аппаратов и высокое спецснаряжение. М., Воениздат, 1970.32.	Кап С. Н. [и др.]. Конструкция и прочность самолета. М., Воениздат,
1965.33.	К а н С. Н., Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность. М., Ма¬
шиностроение, 1966.34.	К и с е л е в Г. В. Самолетные системы. Ч. I и II. Изд. Иркутского
ВАТУ, 1963.35.	К о в а л е в И, С. Высотное оборудование самолета. Изд. Иркутского
ВАТУ, 1968.36.	Лысенко Н. М. Динамика полета. Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жу¬
ковского, 1967. ..37.	М и р т о в К- Д. [и др.]. Конструкция и прочность самолетов и верто¬
летов. М., Транспорт, 1972.38.	И а ш у к е в и ч А. В., Н е в о л и н Ф. А„ Н е м и р о в с к и й Б. А.
Аэродинамика самолета. М., Воениздат, 1966.39.	Некрасов Б. Б. Гидравлика и ее применение на летательных аппа¬
ратах. М., Машиностроение, 1967.40.	Нефедов Д. И., Лещинер Л. Б. Топливные системы современных
самолетов. М., Воениздат, 1964.41.	Никитин Г. А., Чирков С. В. Влияние загрязненности жидкости на
надежность работы гидросистем летательных аппаратов. М., Транспорт, 1969.42.	О л и з а р о в В. В. Системы обеспечения жизнедеятельности экипажей
летательных аппаратов. Изд. ВВИА, 1962.43.	И а в л е н к о В. Ф. [и др.]). Летательные аппараты и двигатели к ним.
Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1971.44.	Павленко В. Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки. М., Воен¬
издат, 1966.45.	П у г а ч е в А. И. [и др.]. Техническая эксплуатация летательных аппа¬
ратов. М., Транспорт, 1969.46.	Рыжов Б. М. Авиационные поршневые компрессоры. М., Оборонгиз,47.	Ск л янский Ф. И. Управление сверхзвуковым самолетом. М., Маши¬
ностроение, 1964.48.	С к р и п н и ч е и к о С. Ю. Изменяемая стреловидность. М., Воениздат,
1969.49.	Тенишев Р. X. [и др.]. Противообледенительные системы летательных
аппаратов. М., Машиностроение, 1967.50.	Т и л е в и ч И. А. [и др.]. Конструкция и прочность самолетов. М.(
Воениздат, 1962.51.	Тита ре.п ко И. А. Противопожарное оборудование самолета. Изд.Иркутского ВАТУ, 1970.52.	Т и х о н р а в о в В. А. Колесно-лыжные шасси. Подбор параметров ко¬
лес н лыж к самолету. Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1968.53.	Т и х о н р а в о в В. А. Особенности работы авиационных колес на сов¬
ременных самолетах и влияние различных эксплуатационных факторов на срок
их службы. Изд. ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1970.54.	Т р у н о в О. К. Обледенение самолетов и средства борьбы с ним. М.,
Машиностроение, 1965.55.	У м а н с к и й С. П. Барьер выносливости летчика. М., Машинострое¬
ние, 1964.421
56. Усталость самолетных конструкций. Сборник иностранных статей. М..
Оборонгиз, 1961.•57. Фролов В. С. Человек в системе управления самолетом. М.. Воен*
издат, 1970.53. Чернобровкин Л. С. [и др.]. Беспилотные летательные аппараты.
М., Машиностроение. 1967.59.	Честно в А. В. Летная эксплуатация самолета. М., Воениздат. 1962.60.	Ш е в е л ь к о П. С. Усталость металлов в конструкциях самолетов. М.,
Воениздат, 1967.61.	Шульженко М. Н.. Мостовой А. С. Курс конструкций самоле¬
тов. М., Машиностроение, 1965.
ОГЛАВЛЕНИЕСтр.Введение ; . 		• . . . .	3Глава 1. Общие сведения о конструкции самолета		9§ 1. Основные конструктивные группы самолета 			—§ 2. Основные требования, предъявляемые к самолетным конст¬
рукциям . 		—§ 3. Классификация летательных аппаратов по конструктивнымпризнакам 				13Глава 2. Нагрузки, действующие на самолет		14§ 1. Силы, действующие на самолет в полете		—§ 2. Тепловые нагрузки, действующие на самолет в полете ....	19§ 3. Эксплуатационные перегрузки		120§ 4. Измерение перегрузок 				'1'1§ 5. Воздействие перегрузок на организм человека		—§ 6. Понятие о нормах прочности и жесткости		'25§ 7- Испытания конструкции самолета на прочность	§ 8. Ограничения максимальной скорости самолета ил услопни.прочности 				29Контрольные вопросы . 			.40Глава 3. Особенности работы самолетных конструкций		,41§ 1. Некоторые положения из курса сопротивления материалов . .§ 2. Элементы конструкции планера самолета и их работа . . ^ .	33§ 3. Особенности работы тонкостенной оболочки		.'1(1§ 4. Особенность передачи сосредоточенных сил на оболочку ипластинку 			30Контрольные вопросы		-11Глава 4. Крыло 				А2§ 1. Назначение крыла и требования, предъявляемые к нему ...§ 2. Компоновка крыла	'	§ 3. Нагрузки, действующие на крыло в полете		43§ 4. Основные конструктивные схемы крыльев		46§ 5. Передача нагрузок силовыми элементами крыла		Л|§ 6. Назначение и работа силовых элементов крыла		03§ 7. Особенности конструкции и работы стреловидного крыла . .	Я7§ 8. Силовые схемы треугольных крыльев		64§9. Технологические и эксплуатационные разъемы планера, (лыковка крыла с фюзеляжем		ЙбКонтрольные вопросы		70Глава 5. Оперение самолета и механизация крыла		71§ 1. Назначение оперения, и требования, предъявляемые к нему .	—§ 2. Компоновка оперения	§ 3. Нагрузки, действующие на оперение		7Й§ 4. Силовые схемы оперения и особенности его конструкции . .§ 5. Особенности конструкции и работы управляемого стабилизатора	7Н■ш
Стр.§ 6. Назначение механизации крыла и требования, предъяв¬
ляемые к ней			79§ 7. Типы механизации крыла . . .		—§ 8. Силовые схемы и работа элементов средств механизации ...	81
§ 9. Особенность конструкции крыла с изменяемой в по¬
лете стреловидностью	'		82Контрольные вопросы				84Глава 6. Фюзеляж				85§ 1. Назначение фюзеляжа и требования, предъявляемые к нему	—§ 2. Компоновка фюзеляжей 			86§ 3. Нагрузки, действующие на фюзеляж		 .	87§ 4. Силовые схемы фюзеляжей			89§ 5. Назначение и работа силовых. элементов фюзеляжа		91§ 6. Вырезы в конструкции планера			95Контрольные вопросы 			97Глава 7. Колебания крыла и оперения 			98§ 1. Понятие о колебаниях конструкции и усталостном разрушениидеталей 		,				—§ 2. Вынужденные колебания на самолете . 			99§ 3. Аэродинамические колебания частей самолета. Бафтингоперения 			 .	101§ 4. Принципы виброизоляции			—§ 5. Флаттер крыла и оперения		103§ 6. Возможные причины неисправностей планера в процессеэксплуатации				110Контрольные вопросы		111Глава 8. Средства аварийного покидания самолета		112§ 1. Необходимость средств аварийного покидания самолета и тре¬
бования, предъявляемые к ним			—§ 2. Обеспечение-безопасной траектории катапультирования ....	113
§ 3. Воздействие на летчика отрицательных факторов прикатапультировании 					115§ 4. Принцип устройства катапультных установок и средств обес¬
печения безопасности летчика 			 . .'	116§ 5. Покидание самолета на малых высотах, при взлете и посадке	121
§ 6. Обеспечение горизонтального маневра кресел и капсул ввоздухе 			123§ 7. Мероприятия по повышению надежности катапультных ус¬
тановок 				124Контрольные вопросы 		—Глава 9. Общая характеристика шасси самолета		125§ 1. Назначение шасси и требования, предъявляемые к нему ...	—§ 2. Схемы расположения шасси		—§ 3. Основные параметры шасси	.-		128 ,Контрольные вопросы			Глава 10. Авиационные колеса			130§ 1. Устройство колеса					—§ 2. Работа пневматика 		131| 3. Тормоза колес . . . ...... -I- 				132§ 4. Проходимость колеса и мероприятия по ее повышению . . .	138Контрольные вопросы 		142Глава 11. Амортизация шасси 				143§ 1. Назначение амортизаций шасси, типы и требования, предъяв¬
ляемые к ней			 			—§ 2. Устройство и работа жидкостно-газового амортизатора ....	145424
Стр.§ Диаграмма работы жидкостно-газового амортизатора ....	147
§ 4. Устройства, уменьшающие нагрузки при передвижении са¬
молета по неровной поверхности аэродрома		150§ 5. Работа амортизатора при неправильной зарядке		151§ 6. Типы стоек шасси		154Контрольные вопросы 		155Глава 12. Работа элементов шасси		156§ 1. Работа элементов шасси под нагрузкой		—§ 2. Работа шасси с колесной тележкой		161§ 3. Особенности работы передней стойки			164§ 4. Самовозбуждающиеся колебания колес передней, стойки(шимми) 		166§ 5. Схемы уборки и выпуска шасси		169§ 6. Возможные неисправности шасси		174Контрольные вопросы 		177Глава 13. Основные сведения о системах управления		178§ 1. Общая характеристика системы управления самолетом ....	—§ 2. Требования, предъявляемые к системе управления		179§ 3. Классификация систем управления	:		—§ 4. Роль летчика в системе управления самолетом		180Контрольные вопросы 		182Глава 14. Система прямого управления		183§ 1. Структурно-функциональная и принципиальная схемы пря¬
мого управления 		—§ 2. Усилия на рычагах управления		184§ 3. Агрегаты системы прямого управления		 .	187§ 4. Схемы управления элевонами и дифференциальным ста¬
билизатором 		193Контрольные вопросы	V • •	194Глава 15. Системы полуавтоматического и автоматического управления	196
§ 1. Назначение и принципиальная схема системы бустерного по¬
луавтоматического управления самолетом		’ —§ 2. Гидравлический силовой привод		197§ 3. Агрегаты, формирующие усилия на рычагах управления . . .	200
§ 4. Устройства, изменяющие передаточные отношения системыуправления в полете 		205§ 5. Автоматические устройства для улучшения динамических ха¬
рактеристик самолета		 				207§ 6. Комплексные системы автоматического управления		214§ 7. Возможные неисправности системы прямого управления и ме¬
ханической части системы непрямого управления		210§ 8. Пути повышения надежности полуавтоматических систем уп¬
равления самолетом		21ККонтрольные вопросы	< ... .	21!)Глава 16. Общая характеристика энергетических систем самолета. . .	221§ 1. Назначение энергетических систем самолета и требования,предъявляемые к ним 	§ 2. Типы энергетических систем и их сравнительная оценка ....Контрольные вопросы		.'.МГлава 17. Общие сведения о гидравлических системах самолета . . .	.'Л1!§ 1. Принцип действия гидравлической системы	§ 2. Рабочее давление жидкости		'Л'*1§ 3. Рабочие жидкости 		'Л‘7Контрольные вопросы . 			'Л’Й
Сто.Гл а в а 18. Контур питания гидравлической системы 			229§ 1. Назначение контура питания и требования, предъявляемыек нему 	.		—§ 2. Принципиальные схемы контуров питания		—§ 3. Гидравлические насосы 			235§ 4. Гидроаккумуляторы . . . . .		243§ 5. Предохранительные клапаны		2474 6. Автоматы разгрузки (авторазгрузочные клапаны)		249§ 7. Гидробаки 			"252§ 8. Гидравлические фильтры				254Контрольные вопросы . 		'.		259Глава 19. Контуры потребителей гидравлической системы		261§ 1. Назначение и составные части контура потребителей		—§ 2. Гидравлические краны . . . .		—§ 3. Исполнительные устройства . '		267§ 4. Фиксация исполнительных устройств		271§ 5. Дроссельные устройства		273§ 6. Агрегаты, обеспечивающие последовательное срабатывание ис¬
полнительных устройств		277§ 7. Гидравлические редукторы . . .			278§ 8. Синхронизаторы движения механизмов		283§ 9. Устройства для локализации повреждений гидросистемы . . .	286
§ 10. Устройства для уменьшения забросов давления при гид¬
равлических ударах		290§ 11. Трубопроводы и присоединительная арматура		291§ 12. Уплотнительные устройства		296§ 13. Возможные неисправности гидравлической системы и мерыповышения ее надежности		298Контрольные вопросы 		301Глава 20. Контур питания пневматических систем самолета		303§ 1. Общие сведения о пневматических системах			—§ 2. Принципиальные схемы контуров питания пневматическихсистем . . 		—§ 3. Воздушный компрессор		305§ 4. Воздушные (азотные) баллоны		308§ 5. Автомат давления 		—§ 6. Фильтры пневматической системы . .			309Контрольные вопросы 	.-	.	311Глава 21. Контуры потребителей пневматической системы		313§ 1. Принципиальные схемы потребителей пневматической системы	—§ 2. Распределительные устройства 			316§ 3. Исполнительные устройства				319§ 4. Пневматические редукторы . . . . . . ... . . . ... . .	310§ 5. Пневматические ускорители . 				325§ 6. Возможные неисправности пневматических-систем и меры по¬
вышения их надежности			327Контрольные вопросы 			328Глава 22. Общие сведения о силовых установках			330§ 1. Силовые установки и их составные части			- -§ 2. Размещение двигателей на самолете	. . ,!	—§ 3. Крепление двигателей к самолету					333§ 4. Системы управления двигателями самолета . . . . ... . .	336Контрольные вопросы 	■		337Глава 23. Топливные системы самолетов. . . . . . . . .... . . .	338
§ 1. Назначение топливных систем и требования, предъявляе¬
мые к ним					■—426
Сто.§ 2. Принципиальная,, схема простейшей топливной системы . . .	338
§ 3. Высотность топливных систем и меры ее повышения ....	339
§ 4. Средства обеспечения выработки топлива из топливных ба¬
ков в определенном порядке на всех режимах полета ....	342§ 5. Аварийный слив топлива в полете		 .	345$ 6. Система централизованной заправки самолета на земле . . .	346§ 7. Системы дозаправки самолетов топливом в полете		348§ 8. Агрегаты топливной системы			350§ 9. Возможные неисправности топливной системы и меры повы¬
шения ее надежности				357Контрольные вопросы 				358Глава 24. Маслосистема самолетов	4		360§ 1. Назначение маслосистемы и требования, предъявляемые к ней	—§ 2. Принципиальная^ схема маслосистемы самолета		—§ 3. Насыщение масла воздухом и меры повышения высотностимаслосистемы . . . .		361§ 4. Агрегаты маслосистемы самолета		364§ 5. Возможные неисправности маслосистемы самолета		365Контрольные вопросы 		366Глава 25. Система повышения пожарной безопасности силовой уста¬
новки и самолета			367§ 1. Назначение систем пожарной безопасности на самолете и. требования, предъявляемые к ним		—§ 2. Принцип тушения пожара и огнегасящие составы		368§ 3. Принципиальная схема системы пожаротушения		369§ 4. Принципиальная схема системы нейтрального газа		370§ 5. Агрегаты системы пожарной безопасности . . .		371§ 6. Возможные неисправности системы пожарной безопасности, насамолете и меры, повышающие ее надежность	®. .	370Контрольные вопросы ....... 			377Глава 26. Общие сведения о системе обеспечения жизнедеятельностиэкипажей . 			378§ 1. Влияние полета на больших высотах на организм человека .	—
§ 2. Необходимость кислородного питания и систем кондициони¬
рования 		 			зяо§ 3. Типы герметических кабин			382§ 4. Особенности нагружения и конструкции герметических кабин	384Контрольные вопросы 		—Глава 27. Системы кондиционирования 				386§ 1. Назначение систем кондиционирования и требования, предъяв¬
ляемые к ним			—§ 2. Принципиальная схема системы кондиционирования воздуха .	—§ 3. Законы регулирования кабинного давления		388§ 4. Агрегаты системы кондиционирования 			3001 § 5. Возможные неисправности системы кондиционирования и ме¬
ры, повышения ее надежности 				408Контрольные вопросы 			407(Глава 28. Способы и системы защиты самолетов от обледенения . , .	400'■ § 1. Процесс образования льда на частях самолета		—I § 2. Необходимость в противообледенительных системах и требова¬
ния, предъявляемые к ним 				410§ 3. Механические противообледенители 			411§ 4. Физико-химические противообледенители		4124271
Стр.§ 5. Тепловые протибообледенители	* . . . 			413§ 6. Сигнализаторы обледенения 			415§ 7. Наземное обледенение и меры борьбы с ним		417Контрольные вопросы 				418Приложение. Соотношения между единицами физических величин .	41.9Литература 				420Герш Абрамович Гершкович, Александр Александрович Еремин,
Константин Дмитриевич Туркин, Борис Илларионович Федоренко,Виктор Давидович Шпрахосновы КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВРедактор В. М. Корягин
Технический редактор М. П. Зудина
Корректоры Г. И. Исполатовская, О. Б. ГригорьеваГ-60635	Сдано в набор 27.3.74 г.	Подписано к печати 17.9.74 г!Формат 60Х901/!,, 26*/, печ. л., 26,75 уел. печ. л., 27,849 уч.-изд. л.Изд. № 7/521	Бесплатно,	Зак. 85. 	 & . • ■ ' ■ 1Воениздат
103160, Москва, К-160
2-я типография Воениздата
191065, Ленинград, Д-65, Дворцовая пл., 10