Механизация крыла самолета реферат

Обновлено: 17.05.2024

Как было показано в главе 3, основное назначение механизации крыла—это прежде всего снижение взлетно-посадочных скоростей путем создания большого коэфициента подъемной силы на этих режимах полета. Как известно, величина посадочной скорости оказывает существенное влияние на безопасность выполнения посадки. В связи с этим наблюдается определенная тенденция применения все более мощной механизации крыла.

Наиболее распространенной конфигурацией механизированного крыла является крыло, которое содержит в носовой части предкрылки, а в хвостовой части закрылки. Наряду с предкрылками в носовой части крыла используются также щитки Крюгера. Конструкция закрылков может быть различной—от простых однозвенных поворотных закрылков до сложных многозвенных закрылков типа Фаулера, которые помимо вращательного движения имеют также и поступательное движение, чем достигается одновременно изменение кривизны профиля крыла и увеличение площади крыла. По соображениям безопасности полета выпуск и уборка предкрылков и закрылков должны осуществляться в разные моменты времени—при выпуске вначале отклоняются предкрылки, а затем закрылки; при уборке сначала убираются закрылки, а затем предкрылки. Поэтому предкрылки и закрылки обычно имеют независимые системы управления со своими исполнительными устройствами.

Традиционно сложилось мнение, что системы управления

механизацией крыла с точки зрения безопасности полета являются второстепенными системами, т. е. при их отказе возможно безопасное завершение полета. Однако значимость этих систем для безопасности полета существенно возросла в последнее время вследствие значительного увеличения их эффективности. Поэтому к ним в настоящее время предъявляются повышенные требования по надежности.

Аэродинамические поверхности механизации крыла, используемые на взлетно-посадочных режимах, обычно имеют небольшие скорости отклонения, например, время полной перекладки из одного крайнего положения в другое составляет 30 — г — 40с. Эта скорость перекладки ограничивается энергетикой приводов. За это время летчик имеет возможность компенсировать изменение балансировки самолета, вызванное изменением конфигурации самолета.

Поскольку средства механизации размещаются на крыле и. непосредственно влияют на подъемную силу, в целях обеспечения безопасности полета к ним предъявляются три основных требования:

1) . Должен исключаться несимметричный выпуск (или уборка) средств механизации, приводящий к непарируемому моменту крена;

2) . Должен исключаться самопроизвольный выпуск(или уборка) средств механизации в полете;

3) . При несрабатывании средств механизации в полете должна обеспечиваться возможность безопасного завершения полета(включая возможность ухода самолета на аэродром другого класса(с большей длиной ВПП).

В общем принципы построения систем управления механизацией крыла в основном определяются двумя важными вопросами:

—получение максимальной эффективности при использовании механизации, что в большей степени является аэродинамической задачей. Эта задача решается выбором определенного типа механизации для данной компоновки крыла и самолета, места ее расположения на крыле, координации работы средств механизации на различных режимах полета с учетом работы органов управления для получения максимального эффекта(см. главу 3);

—обеспечение высокой безопасности полета как при нормальной работе механизации, так и при возможных отказах в ней. Для решения этой задачи используются различные конструктивные и структурные методы.

Далее основное внимание уделено второму вопросу—принципам обеспечения высокой надежности системы управления механизацией крыла.

Одно из основных положений, на основе которого строится концепция безопасности полета при отказе СУМК, состоит в том, что самолет должен завершать безопасный полет в гладкой конфигурации крыла при убранных закрылках. Это положение выполняется для всех пассажирских самолетов. При этом допускается увеличение посадочной скорости и длины пробега при посадке. При этой ситуации потребуется более длинная ВПП.

Самолет может оказаться в положении с убранными закрылками в гладкой конфигурации в результате отказов в СУМК, когда становится невозможным выпуск закрылков.

Закрылки и предкрылки имеют, как правило, независимые системы управления со своими приводами. Такая структура позволяет обеспечить большую эффективность механизации и повысить безопасность полета. Например, при отказе закрылков возможно использование предкрылков или, наоборот, если отказывают предкрылки, то имеется возможность отклонения закрылков на посадке на некоторый промежуточный угол.

На большинстве пассажирских самолетов отклонение закрылков и предкрылков производится вращательными электрическими или гидравлическими приводами и шариковыми или самотормозящимися подъемниками. Однако имеются самолеты, например, DC-8,-9,-10, на которых для отклонения закрылков используются поступательные гидравлические приводы.

Приводы закрылков и предкрылков, как правило, дублированы. Объединение вращательных приводов осуществляется по дифференциальной схеме(при наличии единой трансмиссии).При отказе любого из них выпуск и уборка механизации может быть произведена одним исправным приводом, но с уменьшенной вдвое скоростью.

На некоторых самолетах(например, В747, Ан-124)для повышения безопасности полета применяются внутренние и внешние секции закрылков, отклонение которых производится от автономных подсистем, содержащих свою трансмиссию и привод. При отказе любой из подсистем обеспечивается возможность работы другой.

Необходимость такой меры безопасности вызвана возможностью возникновения в СУМК механических отказов типа заклинение или рассоединение(разрушения). При нерезервированной трансмиссии один отказ такого типа выводит СУМК из строя. Учитывая, что в соответствии с последними требованиями FAR-25(CUIA) и НЛГС отказ типа рассоединения должен рассматриваться безотносительно к его вероятности возникновения, разработчики систем вынуждены принимать дополнительные меры безопасности в структуре СУМК, чтобы самолет не оказался в результате первого отказа(хотя и маловероятного рассоединения) прежде всего в гладкой конфигурации перед посадкой. Хотя и существует положение, согласно которому самолет должен совершать безопасную посадку и в гладкой конфигурации, однако ее выполнение производится с отклонением от нормальных процедур и требует от экипажа повышенного мастерства и определенных условий для выполнения посадки в этой ситуации(например, наличие аэродрома с удлиненной ВПП). Что касается механического отказа типа заклинення, то требования FAR — 25 и НЛГС допускают подтверждение практической невероятности такого отказа расчетными методами на основании имеющегося опыта проектирования подобных систем. Вместе с тем применение резервирования позволяет уйти от “общей точки” в СУМК, какой является, например, трансмиссия и сохранить ее работоспособность с некоторой потерей эффективности как при отказах типа рассоединения, так и заклинення.

Важнейшим условием обеспечения безопасности полета является синхронное отклонение закрылков и предкрылков на консолях крыла Эта задача решается с помощью общей механической трансмиссии для всех секций (или группы секций, например, внутренних и внешних секций закрылков) левой и правой консолей крыла.

Ввиду того, что механическая трансмиссия практически на всех

пассажирских самолетах нерезервирована (главным образом из-за весовых ограничений), на случай ее рассоединения или разрушения предусматриваются специальные меры безопасности для исключения асинхронного отклонения секций закрылков. Эти меры включают:

—применение электрической системы контроля; система контроля измеряет отклонение секций закрылков и в случае появления несинхронное™ в их отклонении выше допустамого уровня (A S Зак ^ 2…5°) выдает сигнал на выключение системы убавления закрылками(предкрылками)и на стопорение системы;

—стопорение системы(трансмиссии) с помощью электромагнитных тормозов, размещенных на концевых частях консолей крыла (на конце трансмиссии).

Кроме того, для повышения надежное™ работы трансмиссии предусматриваются специальные меры, ограничивающие на нее нагрузки. К ним отаосятея:

—применение муфт предельного момента, с помощью которых ограничивается момент от привода, в том числе при заклинении или“затирании”транемиесии;

—применение системы автоматаческого ограничения нагрузок на закрылки (и соответственно на трансмиссию) в зависимое™ от скороста полета (В747, А300В, DC-10). При увеличении скорости полета автоматически уменьшается угол отклонения закрылков.

Наряду с этам применяется также мера, которая защищает закрылки от “просадки” со скоростью, превышающей допустимую (например, при разрушении выходного звена привода, связывающего привод с трансмиссией). В случае превышения скорости просадки выше допустамой выдается сигнал на электромагнитаые тормоза трансмиссии, которые фиксируют закрылки.

Отмеченные функции защиты от асимметрии и самопроизвольного ухода механизации крыла в СУМК отечественных пассажирских еамолетов(Ил-86, Ил-96-300, Ту-204 и др.) возложены на автономную систему управления электромагнитаыми тормозами типа СУЭТ-5.

Управление приводами СУМК на большинстве зарубежных самолетов осуществляется с помощью механической (обычно тросовой) системы. В этом случае упрощается решение проблемы, связанной с самопроизвольным выпуском(или уборкой) закрылков и предкрылков.

Практически на всех отечественных самолетах длительное время используется резервированное электродистанционное управление закрылками и предкрылками(Ил-62, Ту-154, Ил-76, Ил-86, Як-42, Ил-96-300, Ан-124 и др.). Электродистанционное управление является более перспективным вследствие большей гибкости в оптимизации характеристик системы, в расширении автоматизации управления закрылками и осуществлении унификации системы механизации.

В последнее время существенно расширились функции СУМК современных и перспективных самолетов. К наиболее существенным из них относятся:

—приведение закрылков и предкрылков во взлетное, посадочное и убранное положения, это обычно следящее перемещение закрылков в положение, заданное рычагом управления закрылком (основное) и дискретное—от нажимных переключателей(резервный режим);

—защита от ассимметрии при обрыве трансмиссии или вала привода и от перегрузки приводом или внешней нагрузкой;

—автоматическая уборка закрылков до взлетного положения при уходе на второй круг;

—автоматическая коррекция положения закрылков на взлетно—посадочных режимах полета по условиям обеспечения максимального аэродинамического качества(минимизация расхода топлива)и безопасности полета путем выдерживания требуемых запасов по скорости сваливания, а также ряд других функций.

Реализация этих функций осуществляется аналого-цифровыми или цифровыми блоками управления и контроля. Каждый блок управления и контроля закрылков имеет два независимых самоконтролируемых канала. При отказе любого из каналов управление закрылками производится от исправного канала. В случае отказа двух каналов вычислителя управление закрылками возможно с помощью резервной цепи в обход вычислителей СУМК.

На рис.7.38 представлена типовая структура СУМК. В состав СУМК входят следующие основные элементы: рычаг управления с задатчиками положения закрылков; цифровой вычислитель СУМК; электромеханический или электрогидравлический привод, состоящий из двух независимых каналов, объединенных с помощью дифференциального редуктора; механическая трансмиссия, обеспечивающая передачу момента от привода к закрылкам и одновременно осуществляющая синхронизацию их отклонения; винтовые механизмы(шариковые или самотормозящиеся), преобразующие вращательное движение трансмиссии в поступательное перемещение; муфты предельного момента, защищающие механическую систему от перегрузки; электромеханические тормоза, фиксирующие трансмиссию закрылков в случае появления несинхронности в их отклонении, концевые выключатели, защищающие систему от ударов об ограничители в крайних положениях; датчики отклонения закрылков, выдающие информацию о текущем положении закрылков; мультиплексные линии езязей, с помощью которых осуществляется комплексирование всех устройств СУМК.

Указанная типовая структура может использоваться как единая для всех закрылков крыла(при общей трансмиссии), так и для группы секций закрылков в зависимости от требований к безопасности полета конкретного самолета при отказе СУМК. Естественно, что в последнем случае возрастает число элементов СУМК из-за более глубокого резервирования.

Дальнейшее развитие СУМК будет направлено на расширение адаптивности крыла с целью повышения его несущих свойств, аэродинамического качества не только на взлетно-посадочных режимах, но и на других режимах, включая крейсерские режимы полета. Для решения этой задачи необходимо применение механизации крыла, состоящей из отдельных независимых секций, управляемых отдельными приводами от цифровой СУМК. Такая СУМК позволяет придать крылу желаемую кривизну профиля по размаху крыла в зависимости от режимов полета. Это потребует в связи с увеличением секций закрылков большого числа приводов для управления механизацией. Фактически такая структура СУМК будет мало чем отличаться от структуры СШУ.

К механизации крыла относятся: автоматические предкрылки, щелевые закрылки и щелевые элероны-закрылки.

Автоматические предкрылки служат для увеличения подъемной силы и улучшения поперечной устойчивости самолета при больших углах атаки крыла, т. е. на малых скоростях полета.

На рис. 3.11 показана схема действия сил на предкрылок при различных углах атаки. Как видно из рисунка, на малых углах атаки крыла аэродинамические силы прижимают предкрылок к крылу, а на больших, наоборот, отодвигают его вперед от крыла.

Рис. 3.11 Действие сил на предкрылок при различных углах атаки

Предкрылокпредставляет собой небольшое крылышко, расположенное перед носком крыла (рис. 3.12).

На каждой консоли верхнего крыла установлено по два предкрылка, соединенных между собой и тандером с муфтой. Каждый из предкрылков крепится к крылу в трех точках. Размах предкрылка 3850 мм. Хорда предкрылка составляет 15% хорды крыла. Предкрылок состоит из восьми нервюр, камеры, верхней и нижней обшивки и трех узлов подвески.

Нервюры предкрылка. По размаху на расстоянии 42 мм от края обшивки расположено по одной торцовой нервюре, остальные нервюры расположены попарно у мест установки кронштейнов подвески предкрылка. Нервюры, штампованные из листового дюралюминия толщиной 0,6—0,8 мм, своими бортами приклепываются к верхней и нижней обшивкам. В контуре нервюр сделана глубокая подсечка с бортом по форме камеры предкрылка.

Камера предкрылка, изготовленная из листового дюралюминия толщиной 0,3 мм, расположена между обшивками и приклепывается своими бортами к нижней обшивке.*

Рис. 3.12. Предкрылок:

1— верхняя обшивка; 2— тандер с муфтой в соединении предкрылков; 3— нервюра; 4— рейка; 5— кронштейн; 6— камера; 7— нижняя обшивка

*На самолетах с 80-й серии с целью уменьшения веса и упрощения конструкции на предкрылках камера не устанавливается.

Обшивка предкрылка. Верхняя обшивка предкрылка изготовлена из листового дюралюминия толщиной 0,6 мм по форме профиля крыла, в продольном направлении имеет рифты с шагом 50 мм. По размаху обшивка состоит из двух частей, состыкованных внахлестку на центральной паре нервюр.

Нижняя обшивка, изготовленная из дюралюминия толщиной 0,5 мм, имеет также продольные рифты для увеличения жесткости. Верхняя и нижняя обшивки склепаны по задней кромке двумя рядами заклепок, расположенных в шахматном порядке.

По передней кромке предкрылка к обшивкам крепится винтами деревянная рейка треугольной формы, изготовленная из липы. Строжкой рейки достигается постоянный зазор между предкрылком и кромкой крыла.

Узлы предкрылка (рис. 3.8). Кронштейны подвески предкрылка сварные из листовой стали толщиной 1,2 мм представляют собой согнутую по контуру нижней обшивки предкрылка пластину с приваренными двумя ушками и наваренными на них шайбами, между которыми крепится качалка подвески предкрылка. С двух сторон кронштейна приварены ребра жесткости. Кронштейны крепятся к предкрылку на нервюрах заклепками и болтами.

Щелевой закрылок. На верхнем крыле щелевой закрылок устанавливается на участке от нервюры № 1 до нервюры № 12. Щелевой закрылок служит для увеличения кривизны профиля. При отклонении его вниз открывается щель для прохода потока воздуха. При отклонении закрылка происходит увеличение коэффициента подъемной силы С_У , что позволяет снизить посадочную скорость и скорость отрыва самолета.

Длина закрылка верхнего крыла 3215 мм. Длина хорды 600 мм (25% хорды верхнего крыла). Закрылок состоит из каркаса, узлов крепления и полотняной обшивки. Каркас закрылка (рис. 3.13) состоит из лонжерона 6, 13 нервюр, металлической обшивки и обода 3.

Рис. 3.13. Каркас закрылка верхнего крыла:

1— металлическа обшивка; 2— нервюра; 3— обод; 4— кронштейн крепления тяги управления; 5— кронштейн подвески; 6— лонжерон

Лонжерон закрылка, штампованный из листового дюралюминия толщиной 1,2 мм, — швеллерного сечения с отбортованными отверстиями. Лонжерон по размаху состоит из трех участков, соединенных между собой накладками.

Нервюры состоят из носовой и хвостовой части. Носки нервюр, штампованные из листового дюралюминия толщиной 0,6 мм, с отверстиями для облегчения, своими бортами приклепаны к лонжерону и обшивке. У кронштейнов узлов крепления поставлены усиленные носки, изготовленные из дюралюминия толщиной 1,5 мм.

Хвостовые части нервюр подобны между собой. Они отштампованы из листового дюралюминия толщиной 0,6 мм с бортами, к которым приклепаны профили 2НФ для крепления полотна. В хвостовой части профили подсечены, входят в обод закрылка и склепываются с ним. Между концами профилей прокладываются текстолитовые бобышки.

В местах подхода к лонжерону борта нервюр подсечены и приклепываются к бортам лонжеронов.

Хвостовые части нервюр имеют отверстия для облегчения овальной формы с небольшими бортами. Торцовые нервюры имеют глухие стенки с рифтами, перпендикулярными к хорде.

Металлическая обшивка носка с лонжероном образует замкнутый контур, работающий на изгиб и кручение. Обшивка, изготовленная из листового дюралюминия толщиной 0,6 мм, приклепывается к носкам нервюр и к полкам лонжерона, имеет у нервюры № 8 стык внахлестку. В месте стыка сделано углубление под тягу управления закрылком.

Обод изготовлен из листового дюралюминия толщиной 0,8 мм, согнут по форме контура хвостовика нервыр и имеет отбортовку для крепления к нервюрам.

Узлы крепления закрылка к крылу крепятся на нижней полке лонжерона у нервюр № 4, 8, и 12 болтами диаметром 5 мм. В местах установки узлов лонжерон усилен кронштейнами, отлитыми из сплава АЛ9 в форме уголков с ребрами жесткости. Узлы подвески представляют собой кронштейны таврового сечения из дюралюминия Д16Т с треугольным основанием на нервюрах № 4 и 12 и прямоугольным — на нервюре № 8.

В ушках кронштейнов сделаны отверстия с запрессованными двухрядными шариковыми подшипниками, обеспечивающими свободное отклонение закрылков.

На верхней поверхности металлической обшивки на двух усиленных носках расположен кронштейн крепления тяги управления закрылком. Кронштейн имеет прямоугольное основание и крепится к носкам четырьмя болтами. В ушке кронштейна запрессован двухрядный сферический шарикоподшипник. К ушку через кардан крепится тяга управления, выходящая из крыла.

Полотняная обшивка закрылка выполнена аналогично крылу. В обшивке сделаны дренажные отверстия с вклеенными целлулоидными шайбами.

Щелевой элерон – закрылок устанавливается на консольной части верхнего крыла на участке от закрылка (нервюра № 12) до законцовки крыла. Законцовка элерона вписывается в контур крыла в плане. Элерон имеет весовую балансировку 100%* и аэродинамическую компенсацию 21,7%**.

Элерон-закрылок состоит из каркаса, узлов крепления, балансировочного груза, полотняной обшивки и триммера на левом элероне.

Каркас элерона. Каркас элерона (рис. 3.14) состоит из лонжерона, 16 нервюр, металлической обшивки и обода.

Конструкция элерона аналогична конструкции закрылка. Лонжерон — швеллерного сечения, изготовлен из листового дюралюминия Д16АТ толщиной 1,5 мм и состоит из четырех частей, состыкованных накладками.

Рис.3.14. Каркас элерона (левого):

1— триммер; 2— законцовка; 3— балансировочный груз; 4— электромеханизм УТ-6Д; 5— металлическая обшивка; 6— нервюра

Узлы крепления элерона. Элерон крепится к крылу на четырех кронштейнах, аналогичных кронштейнам крепления закрылка. Места установки кронштейнов на нижней полке лонжерона усилены литыми кронштейнами в виде уголков. На верхней полке лонжерона между нервюрами № 6 и 7 установлен кронштейн крепления тяги управления элероном с запрессованным в нем двухрядным шариковым подшипником.

Балансировочный груз элерона расположен у нервюры № 15 и крепится в кронштейне, изготовленном из сплава АК6 с направляющей втулкой.

Кронштейн приклепан к специальному носку, изготовленному из дюралюминия Д16АТ толщиной 1 мм.

Во втулку кронштейна вставляется и контрится болтом рычаг для крепления груза. Этот груз при нейтральном положении элерона вписывается в контур профиля крыла. Груз отлит из чугуна, в плане имеет каплевидную форму, расположен над рычагом и крепится к нему двумя болтами.

В хвостовой обшивке крыла сделан вырез с окантовкой, а на верхней поверхности крыла к полотняной обшивке приклеен и пришит обтекатель из алюминиевого сплава под груз, выступающий за контур крыла при отклонении элерона вниз.

Триммер элерона расположен на левом элероне и подвешен на петле, приклепанной к профилю, замыкающему укороченные хвостики нервюр № 12, 13 и 14. Триммер состоит из лонжерона, семи нервюр и обшивки. Лонжерон имеет профиль швеллерного сечения с бортами, малкованными по контуру профиля. К лонжерону приклепаны петли для крепления триммера к элерону при помощи шомпола, который является и осью вращения триммера.

Обшивка триммера, изготовленная из дюралюминия толщиной 0,5 мм, приклепана к нервюрам и лонжерону.

*Весовая балансировка элеронов на самолете Ан-2 составляет 100%. Это значит, что центр тяжести элеронов совмещен с осью их вращения. В результате, при изгибных колебаниях крыла исключается отклонение элеронов под действием инерционных сил.

** Осевая аэродинамическая компенсация предназначена для снижения нагрузок, необходимых для отклонения элерона. Как следствие снижается усилие, которое летчик должен приложить к штурвалу. Снижение нагрузок происходит за счет того, что ось поворота элерона смещена к точке приложения суммарной аэродинамической силы, действующей на элерон. Это означает, что часть площади элерона находится впереди оси его вращения, часть — за. Аэродинамическая компенсация 21,7% означает, что 21,7% площади элерона расположено впереди оси его вращения. Передняя и хвостовая части элерона дают противоположные моменты относительно оси его вращения. В результате элерон может быть отклонен меньшим усилием.

Нервюры расположены одна от другой на расстоянии 200 мм и изготовлены из дюралюминия Д16АТ толщиной 0,6 мм. Бортики нервюр приклепываются к лонжерону заклепками. Для крепления тяги управления триммером у нервюры № 1 установлен кронштейн, сваренный из листовой стали. Место установки кронштейна усилено коробочкой.

Механизм управления триммером УТ-6Д укреплен в передней части элерона в двух точках; одна из них — усиленный носок с вклепанным в него вкладышем, через который проходит болт крепления механизма УТ-6Д, вторая — кронштейн из сплава АЛ9, приклепанный к лонжерону с хомутом, стягивающим корпус механизма.

Полотняная обшивка элерона крепится так же, как и на крыле и закрылке. Она имеет дренажные отверстия у хвостика каждой нервюры с вклеенными целлулоидными шайбами.

Значит скорость на взлете и посадке надо уменьшать. Но до какого уровня? Ведь тогда уменьшится подъемная сила крыла. Удержится ли самолет в воздухе при этом? Ведь проблема в том, что крыло у самолета одно. Оно и для полета на высоте с большой скоростью и для взлета-посадки тоже. Но сделать крыло одинаково пригодное для таких разных режимов практически невозможно. В том-то и беда :-). Оно либо с тонким узким профилем для сверхскоростей в полете, но и тогда больших взлетно-посадочных, как у МИГ-25 , либо с толстым широким для средних и низких полетных и малых взлетно-посадочных, как у винтовых пассажирских лайнеров.

Механизация крыла на примере Боинг-737.

Противоречие… Как совместить несовместимое? Вот тут человеку и пригодилась его смекалка-хитрость :-). Выход был найден, вобщем-то, без особого труда. Это взлетно-посадочная механизация крыла.

Скорость полета связана с углом атаки. Практически любое крыло в процессе полета находится под углом к набегающему потоку. Это есть угол атаки. С его увеличением растет подъемная сила. Самолет может лететь с малой скоростью, но тогда для сохранения подъемной силы на должном уровне, он должен увеличивать угол атаки крыла (задирать нос). Однако увеличивать этот угол можно только до определенной величины. Это так называемый критический угол атаки . После него воздушный поток уже не может удержаться на верхней поверхности крыла, он с нее срывается, то есть происходит срыв потока или как говорят отрыв пограничного слоя.

Пограничный слой — это слой воздушного потока, непосредственно соприкасающийся с поверхностью крыла и формирующий аэродинамические силы. Пограничный слой перестает плавно обтекать поверхность, становится не ламинарным , а турбулентным . Резко меняется картина распределения давлений на поверхности крыла. Крыло при этом теряет свои несущие свойства и перестает создавать подъемную силу.

Таким образом получается, что для устойчивых и безопасных взлета и посадки с небольшими скоростями нужно чтобы крыло либо обладало высокими несущими свойствами при малой скорости полета, либо могло летать устойчиво на больших углах атаки. А лучше и то и другое вместе :-). Именно таким требованиям и удовлетворяет механизация крыла.

Точнее будет сказать взлетно-посадочная механизация , потому что на крыле ( во всем букете управляемых поверхностей) есть еще элементы механизации, которые используются не только для взлета или посадки (или же вообще для них не предназначены :-)). Однако обо всех о них по порядку.

К элементам механизации крыла, с помощью которых производится активное влияние на подъемную силу и затягивание срыва на взлетно-посадочных режимах, можно отнести щитки , закрылки , предкрылки .

Щитки – элементы механизации крыла наиболее часто применявшиеся ранее из-за простоты конструкции. Они могут быть простыми и выдвижными. Простые щитки – это управляемая поверхность, которая в убранном положении плотно прилегает к задней нижней поверхности крыла. При отклонении такого щитка между ним и верхней поверхностью крыла образуется зона некоторого разрежения. Поэтому верхний пограничный слой в эту зону как бы отсасывается. Это затягивает его отрыв на больших углах. При этом увеличивается скорость потока над крылом и, соответственно, падает давление.

Кроме того при отклонении щитка увеличивается кривизна профиля. Снизу происходит дополнительное торможение потока и, как следствие, увеличение давления. Поэтому общая подъемная сила растет. Все это позволяет самолету лететь с малой скоростью.

Существует еще выдвижной щиток. Он не только отклоняется вниз, но еще и выдвигается назад. Эффективность такого щитка выше, потому что зона повышенного давления под крылом увеличивается, и условия отсоса пограничного слоя сверху улучшаются.

При использовании щитков подъемная сила на посадочном режиме может вырасти до 60%.

В настоящее время щитки применяются реже и в основном на легких самолетах. Наибольшее применения сейчас получили закрылки.Это когда часть задней кромки крыла отклоняется или выдвигается вниз. Они могут быть простые (или поворотные )

Простой (поворотный) закрылок. Самолет Mu30 Schlacro.

Самолет Mu30 Schlacro.

и выдвижные (их еще называют закрылками Фаулера ), которые, в свою очередь, могут при выпуске образовывать профилированные щели. При этом количество щелей обычно бывает от одной до трех.

Виды закрылков и щитков.

Простой закрылок увеличивает подъемную силу за счет увеличения кривизны профиля. При этом увеличивается давление на нижней поверхности крыла. Выдвижной закрылок увеличивает еще и площадь крыла, что также повышает его несущие свойства.

Более эффективен в этом плане щелевой закрылок . Щель в нем выполнена сужающейся и воздух, проходя через нее, разгоняется. Далее он, взаимодействуя с пограничным слоем, разгоняет и его, препятствуя его отрыву и увеличивая подъемную силу. Таких щелей на закрылках современных самолетов бывает от одной до трех и общее увеличение подъемной силы при их применении достигает 90%.

Виды предкрылков и щитков.

Теперь самолет может лететь с небольшой скоростью, не рискуя упасть и уверенно чувствуя себя как на посадке, так и на взлете. Однако надо понимать, что выпущенные (особенно на большой угол) щитки и закрылки создают еще и немалое аэродинамическое сопротивление . Если на посадке это неплохо, самолет ведь все равно должен гасить скорость и снижаться, то на взлете тратить лишнюю мощность двигателя (которая обычно совсем не лишняя :-)) на преодоление этого сопротивления неразумно. Поэтому закрылки (щитки) обычно могут выпускаться (отклоняться) на разные углы. На взлете эти углы меньше, на посадке — больше.

Еще одна из проблем, возникающих при выпуске закрылков – это дополнительный продольный момент , стремящийся опустить нос самолету.

Это несколько затрудняет пилотирование. Чаще всего этот момент компенсируется дополнительным отклонением руля высоты (стабилизатора).

Обычный щелевой предкрылок в выпущенном состоянии.

Вы наверняка видели, как самолеты после отрыва от полосы не плавно поднимаются вверх, а делают это интенсивно, довольно резко задрав нос. Это как раз самолет с действующими предкрылками. Дело в том, что критический угол атаки αкр. увеличивается при их использовании на 10º-15º.

По конструкции и принципу действия предкрылки похожи на щелевые закрылки, только устанавливаются, естественно, на передней кромке крыла.

Образующаяся при их выдвижении сужающаяся щель разгоняет поток воздуха в нем и тот, в свою очередь, воздействует на пограничный слой, повышая его устойчивость и затягивая срыв на большие углы атаки.

Работа адаптивных предкрылков.

Чаще всего предкрылки отклоняются на фиксированные углы. Однако существуют так называемые адаптивные или автоматические предкрылки .

Существуют еще так называемые предкрылки (или щитки ) Крюгера . Они больше похожи именно на щитки и как бы раскрываются из нижней передней поверхности крыла вниз и вперед. Более понятно их конструкцию можно понять из рисунка. Это предкрылок Крюгера самолета Боинг-727 (под номером 1, под номером 2 – обычный предкрылок).

Предкрылки и закрылки обычно работают в комплексе. Однако для разных типов самолетов возможны специфичные режимы их раздельной работы. Например дозаправка в воздухе.

Предкрылки Крюгера и обычные предкрылки на крыле Боинга-727.

Механизация крыла Боинг-727 (модель).

Еще один вид механизации крыла, применяемый для предотвращения срыва потока при полетах на больших углах атаки – это отклоняемый носок передней кромки крыла. Он применяется на крыле с тонким профилем, где предкрылок выполнить было бы проблематично. В этом случае все крыло находится под большим углом атаки, а носок под маленьким, и он как бы разворачивает поток на крыло, позволяя ему обтекать его безопасно, без срыва. Примерно так :-)…

Вот пожалуй и все об элементах, относящихся к понятию взлетно-посадочная механизация крыла. Эти элементы позволяют самолету уверенно чувствовать себя на взлетно-посадочных режимах и при этом довольно внушительно (интересно) выглядят :-)…

Механизация Боинг-747. Трехщелевые закрылки Фаулера, предкрылки Крюгера (ближе к фюзеляжу), обычные предкрылки (дальше).

Однако нельзя не упомянуть еще о двух системах. Нам уже ясно, что возможность полета на больших углах атаки напрямую зависит от состояния пограничного слоя на крыле. Поэтому логично, что появились системы, непосредственно управляющие пограничным слоем. Это система отсоса пограничного слоя и система сдува пограничного слоя .

Системы управления пограничным слоем.

В авиации применение нашла в основном вторая система. В частности, например, она применялась на самолетах МИГ-21 и F-4 Fantom . Воздух, необходимый для работы системы берется из-за определенных ступеней ТРД самолета. На рисунке приведен пример системы сдува пограничного слоя. Здесь 1 – отверстия для выхода сдувающего воздуха, 2- сдувающий воздух, 3- набегающий поток.

Система сдува пограничного слоя.

Самолет F-4 Phantom.

Мощная механизация палубного истребителя (СУ-27К). Самый правый - флаперон.

Следующий элемент – интерцепторы . Это плоские элементы на верхней поверхности крыла, которые поднимаются (отклоняются) в поток. При этом происходит торможение этого потока, как следствие увеличение давления на верхней поверхности крыла и далее, понятно, уменьшение подъемной силы этого крыла. Интерцепторы еще иногда называют органами непосредственного управления подъемной силой .

Механизация крыла самолета А-320. Хорошо видны спойлеры и закрылки.

Эффект действия интерцепторов используется в процессе пилотирования и для торможения. В первом случае они работают (отклоняются) в паре с элеронами (теми, которые отклоняются вверх) и называются элерон-интерцепторы . Пример самолетов с такими органами управления – ТУ-154 , В-737 .

Боинг-737. Работает левый элерон-интерцептор для ликвидации правого крена.

Во втором случае синхронный выпуск интерцепторов позволяет изменить вертикальную скорость самолета без изменения угла тангажа (то есть не опуская его нос). В этом случае они работают как воздушные тормоза и называются спойлерами . Спойлеры обычно применяются еще и после посадки одновременно с ревесом тяги (если, конечно, таковой имеется :-)). Главная их задача в этом случае быстро уменьшить подъемную силу крыла и тем самым прижать колеса к бетонке, чтобы можно было эффективно тормозить тормозами колес. Аналогия с болидами Формулы 1 . Там ведь тоже стоят спойлеры для эффективного прижатия колес к полотну трассы. Кто у кого что заимствовал непонятно :-).

Выпущенные спойлеры (посадка).

Вот вкратце такова механизация крыла. Именно вкратце.На самом деле эта тема намного шире. Хотелось бы привести кое-какие формулы и графики. Кое о каких элементах рассказать подробнее, да и об экзотике упомянуть бы не мешало (она с авиацией всегда рядом :-)). Но сегодня я итак уже слишком много занимаю Ваше внимание. Думаю, что все еще впереди. Будут и формулы, будут и графики (без дремучих дебрей однако :-)), будет и экзотика. Авиация – очень широкое поле для дел, рассказов и мечтаний :-).

В заключении хочу предложить Вам посмотреть два ролика. Один показывает выпуск закрылков Фаулера на легком самолете. Второй, явно рекламный ролик австралийской компании Qantas :-), показывает работу механизации крыла во время посадки самолета Boeing 737-800 . Там хорошо виден поэтапный выпуск закрылков Фаулера, работа элеронов и элерон-интерцепторов в канале крена во время снижения и выпуск спойлеров после посадки.

До новых встреч :-).

This entry was posted in МИР АВИАЦИИ, САМОЛЕТ and tagged закрылок, предкрылок. Bookmark the permalink.

Механизация крыла является неотъемлемой частью крыльев современных самолетов. К ней относятся устройства, позволяющие изменять аэродинамические характеристики крыла на отдельных этапах полёта
Различают два вида механизации по выполняемым функциям:
-для улучшения взлетно-посадочных характеристик (закрылки и предкрылки);
-для управления в полете (спойлеры в режиме гасителей подъемной силы и в элеронном режиме).

Простой закрылок представляет собой отклоняющийся вниз до 45° участок хвостовой части крыла. Для повышения эффективности закрылка он делается щелевым. При отклонении выдвижного закрылка между его носком и крылом образуется профилированная щель. На современных самолетах используются двух- или трехщелевые закрылки.

Предкрылки представляют собой часть носка крыла у передней кромки, которая отклоняется вниз на угол до 25° и выдвигается вперед, образуя с крылом профилированную щель. Так же, как и закрылки, предкрылки уменьшают взлетно-посадочные скорости самолета, а самое главное – увеличивают критический угол атаки.

Схемы механизации задней части крыла: 1 – тормозной щиток; 2 – поворотный щиток; 3 – скользящий щиток; 4 – поворотный закрылок; 5 – щелевой поворотный закрылок; 6 – выдвижной поворотный закрылок; 7 – закрылок Фаулера; 8 – двухщелевой закрылок; 9 – двухщелевой закрылок в комбинации с интерцептором; 10 – трехщелевой закрылок

К средствам механизации относятся спойлеры (интерцепторы), используемые как тормозные щитки, воздушные тормоза, гасители подъемной силы, элементы управления по крену и т.д. При отклонении спойлеров вверх нарушается обтекание крыла, что приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. С помощью спойлеров можно изменять вертикальную скорость снижения, уменьшать длину пробега при посадке за счет более эффективного торможения колес шасси и повышать эффективность управления по крену.
Назначение и состав вспомогательного управления самолётом.

Схемы механизации передней части крыла : 1-поворотные носки, 2-носовой щиток, 3-щиток Крюгера, 4-предкрылок

Вспомогательное управление самолетом (или механизация крыла) предназначено для изменения аэродинамических характеристик самолёта на отдельных этапах полёта.

Работа всех элементов механизации крыла (закрылков, предкрылков и спойлеров) основана на управлении пограничным слоем на поверхности крыла и изменении кривизны профиля крыла.

Закрылки предназначены для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета (уменьшения Vвзл и Vпос и соответственно уменьшения потребной длины ВПП) за счет увеличения коэффициента подъемной силы из-за увеличения кривизны крыла при отклонении закрылков вниз и увеличения площади крыла при выдвижении закрылков назад.

Разновидностью механизации задней части крыла являются поворотные закрылки, щелевые закрылки (без выдвижения, выдвижные одно-, двух-, трёхщелевые), закрылки Фаулера, поворотные и скользящие (выдвижные) щитки
Элементы механизации передней части крыла обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки самолёта

Разновидностью механизации передней части крыла являются поворотные носки, предкрылки, носовые щитки, щитки Крюгера.
Спойлеры (интерцепторы) – это аэродинамические органы управления, выполненные в виде щитков, установленных на верхней плоскости крыла и поднимающихся вверх под углом к набегающему потоку, что приводит к уменьшению подъёмной силы крыла
С помощью спойлеров можно изменять вертикальную скорость снижения, уменьшать длину пробега при посадке за счет более эффективного торможения колес шасси и повышать эффективность управления по крену.

Читайте также: