Общие сведения о конструкции фюзеляжа
Фюзеляж самолета Ан-2 предназначен для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, крепления к нему крыла, оперения, двигателя.
Фюзеляж (рис. 2.2) цельнометаллический, состоит из каркаса и работающей обшивки. Фюзеляж имеет преимущественно прямоугольное сечение, обтекаемые внешние обводы. В нижней части фюзеляжа между шпангоутами №5 и №10 расположен центроплан. Центроплан 16 выполнен как крыло малого удлинения, имеет обводы аналогичные нижнему крылу. Центроплан предназначен для крепления нижнего крыла и шасси самолета.
Конструкция фюзеляжа обеспечивает технологическое его расчленение при изготовлении на три основных отсека: передний отсек от шпангоута № 1 до 5, средний отсек от шпангоута № 5 до 15 и задний отсек от шпангоута № 15 до 26. Такое технологическое расчленение фюзеляжа дает возможность производить сборку отсеков в отдельных независимых приспособлениях (стапелях).
В переднем отсеке фюзеляжа между шпангоутами № 1 и 5 оборудована кабина пилотов, в которой свободно размещается экипаж из двух человек. Кабина пилотов имеет фонарь с большой площадью остекления, обеспечивающий летчикам хороший обзор. Между шпангоутами № 5 и 15 расположена грузовая кабина и между шпангоутами фюзеляжа № 15 и 23 расположен хвостовой отсек, который для перевозки грузов не предназначен и служит как вспомогательное помещение. Кабина пилотов и грузовая кабина оснащены системами обогрева и вентиляции.
Каркас фюзеляжа
Каркас фюзеляжа (рис. 2.3) состоит из поперечного и продольного наборов, каркаса пола кабин фюзеляжа, элементов жесткости хвостовой установки и килевой части, а также окантовки двери грузовой кабины.
|
|
Поперечный набор фюзеляжа состоит из 26 шпангоутов, дужки крепления доски приборов и рамок усиления выреза под дверь грузового отсека. Шпангоуты делятся на две группы: силовые и типовые. Силовыми являются шпангоуты №№ 1, 4, 5, 6, 8,
23, 25 и 26. Силовые шпангоуты несут на себе узлы крепления отъемных частей самолета и подвержены большим сосредоточенным нагрузкам, которые они передают на тонкостенный фюзеляж без перегрузки отдельных его элементов. Силовые шпангоуты выполнены из набора прессованных профилей, листов и стенок.
Ш п а н г о у т № 1 (рис.2.2 поз.1) имеет круглую форму с лунообразными вогнутостями справа под выпускную трубу и снизу под маслорадиатор. Контур шпангоута выполнен из уголкового прессованного профиля, к которому прикреплена стенка из листа толщиной 0,8 мм. Стенка шпангоута, усиленная прессованными и катаными профилями, одновременно является и противопожарной перегородкой с герметизированными вырезами под тяги управления двигателем. Вверху на шпангоуте монтируются кронштейны для крепления маслобака и с п р а в а — узлы крепления выпускной трубы. В средней части шпангоута монтируются кронштейны качалок управления двигателем и створками капотов и внизу — кронштейн (рамка) для крепления
маслорадиатора.
Шпангоут № 4 (рис. 2.5) является неполным. Контур шпангоута склепан из двух прессованных уголковых профилей. В нижней части шпангоута к контуру кницами и наклонными прессованными иголками приклепана балка таврового сечения и стенка толщиной 1 мм с круглыми отбортованными отверстиями для облегчения. Стенка подкреплена стойками швеллерного сечения. Боковины шпангоута доведены до фонаря кабины пилотов и закреплены на верхних лонжеронах фюзеляжа. Снизу на шпангоуте приклепан внутренний узел из сплава АК6 для крепления стального башмака передних подкосов шасси. Башмак 3 крепится к шпангоуту № 4 восемью болтами диаметром 8,2 мм. На шпангоуте № 4 монтируется противопожарный баллон.
|
|
Шпангоут № 5 (рис.2.2 поз.3) отделяет кабину пилотов от пассажирской или грузовой кабины. К контуру шпангоута уголкового профиля приклепана стенка толщиной 0,8 мм подкрепленная профилями. Контур шпангоута в верхней части по стрингеру № 15 имеет разрез для прохода верхних лонжеронов фюзеляжа. В стенке шпангоута вмонтирована входная дверь в кабину пилотов. Проем для двери окантован прессованными профилями швеллерного сечения, на которых закреплены кронштейны направляющих сидений пилотов. В верхней части к шпангоуту крепится каркас фонаря кабины пилотов, в средней части — две швеллерные балки
пола кабины пилотов.
Шпангоуты № 6 и 8 (рис.2.6) по своей конструкции аналогичны между собой и служат для крепления крыльев самолета. В верхней части на шпангоутах при помощи болтов монтируются стыковые узлы крепления отъемных частей нижнего крыла. В нижней части шпангоуты развиты в лонжероны центроплана, на которых монтируются узлы крепления отъемных частей нижнего крыла.
Шпангоуты № 23 и 25 (рис. 2.8) несут на себе в верхней части соответственно передние и задние узлы крепления стабилизатора.
Узлы изготовлены из стальных пластин толщиной 1,5 и 2 мм, сваренных между собой. Узлы закреплены на шпангоутах при помощи стальных и дюралюминиевых заклепок.
|
|
Шпангоут № 26 (рис. 2.9) является замыкающим шпангоутом фюзеляжа и состоит из контурного гнутого профиля толщиной 1,5 мм, к которому приклепана отбортованная стенка толщиной 1,2 мм с круглыми отверстиями для облегчения. На шпангоуте установлен кронштейн из сплава АК6 с вмонтированными в него радиально-упорным шарикоподшипником для крепления руля направления
4Продольный набор (см.рис.2.2 и 2.3) состоит из четырех лонжеронов, 50 стрингеров, подкрепляющих бульбуголков и катаных швеллеров. В передней части фюзеляжа между шпангоутами № 1 и 6 в верхней части и между шпангоутами № 1 и 5 в
нижней части по направлению стрингеров № 5 и 15 установлены прессованные профили швеллерного сечения размером 40x25x3 мм, являющиеся лонжеронами фюзеляжа. Верхние лонжероны соединяют боковины шпангоутов № 2, 3 и 4 и проходят через гнезда шпангоута № 5, на котором крепятся при помощи кронштейна из сплава АК6 заклепками. Нижние лонжероны у силовых шпангоутов № 4 и 5 разрезаны и соединены с ними при помощи фрезерованных башмаков на болтах и заклепках. У шпангоутов № 2 и 3 лонжероны имеют сфрезерованную полку и крепятся к ним уголками на заклепках. Стрингеры фюзеляжа, состоящие из дюралюминиевых прессованных профилей (уголок 12х12х1 мм), расположены равномерно по образующим фюзеляжа и вложены в стандартные прорези шпангоутов, имеющие подсеченный бортик; профили не разрезаются при пересечении типовых шпангоутов. К шпангоуту стрингер крепится совместно с обшивкой одной заклепкой. При подходе к силовым шпангоутам и силовым элементам
конструкции стрингеры разрезаются, подсекаются на них и крепятся к ним совместно с обшивкой при помощи заклепок. В напряженных зонах стрингеры с силовыми элементами связываются еще дополнительной кницей. Между шпангоутами № 4 и 6 стрингеры № 1, 2, 3 и 8 дополнительно подкреплены бульбуголками. Такими же бульбуголками подкреплены стрингеры № 0, 2, 4, 5, б, 7, 9 и 11 хвостовой части фюзеляжа между шпангоутами № 15 и 21, а также стрингеры № 4, 5 и 18 между шпангоутами № 11 и 15 у окантовки двери грузового отсека. Бульбуголки установлены также в зоне выреза под дверь грузового отсека по стрингерам от №6 до 17 включительно между шпангоутами № 10, 11 и 15, 16. Подкрепляющие бульбуголки разрезаны междуn шпангоутами и прикреплены полками к основным стрингерам заклепками у шпангоутов.
В местах технологических разъемов, в зоне между шпангоутами № 15 и 17 стрингеры соединяются при помощи уголков-планок_на заклепках, выполненных из такого же профиля, что и стрингер. Планка к обшивке
не приклёпана. Стрингер № 2 между шпангоутами № 1 и 4 и стрингер № 11 между шпангоутами № 1 и 5, к которым приклепываются окантовки нижнего люка, и пол кабины пилотов выполнены из прессованного бульбуголка. В передней части фюзеляжа между шпангоутами № 1 и дужкой доски приборов установлены стрингеры от № 26 до № 30 включительно швеллерного сечения. Верхние стрингеры № 24 между шпангоутами № 7 и 15 подкреплены профилями Г-образного сечения и прикреплены к вертикальной полке стрингеров и к шпангоутам.
5.Центроплан
Центроплан (рис.2.2 поз.16) является силовым элементом конструкции фюзеляжа и состоит из каркаса и обшивки. Силовыми элементами продольного набора центроплана являются нижние балки шпангоутов № 6 и 8, служащие одновременно передним и задним лонжеронами центроплана. По верхней поверхности центроплана установлено 16 стрингеров, изготовленных из прессованного бульбуголка. Поперечный набор центроплана состоит из типовых нервюр, расположенных по две с правой и левой сторон фюзеляжа. Нервюра № 1 установлена ближе к борту фюзеляжа на расстоянии 960 мм от оси самолета, нервюра
№ 2 —на расстоянии 1300 мм. Нервюры разрезаны лонжеронами на три части (носок, средняя часть и хвостик) и изготовлены из листа с отбортованными стенками, рифтами и отверстиями для облегчения.
Средняя часть нервюры № 2 воспринимает значительные усилия от нагрузок на шасси, имеет в нижней своей части пояс из прессованного уголка и стенку толщиной 1,2 мм. Пояс нервюры соединен с лонжеронами при помощи фрезерованных башмаков на болтах и заклепках.
Хвостовик нервюры № 2 имеет два прессованных уголка, заканчивающихся стальным узлом, служащим упором для зажима ленты, закрывающей щель между центропланной частью фюзеляжа и нижним крылом. Обшивка центроплана является силовыми элементами конструкции и изготовляется из дюралюминиевых листов толщиной 0,8 мм. Нижний межлонжеронный лист выполнен толщиной 1 мм. Обшивка к каркасу приклепана заклепками с плоско-выпуклыми головками и по борту нервюры № 2 — потайными заклепками диаметром 3,6 мм. По стрингерам установлены заклепки диаметром 3 мм, по башмакам—5 мм, в остальных местах—3,5 мм..
В месте перехода от центроплана к борту фюзеляжа установлен несъемный зализ (рис.2.14 поз.9), которыйсостоит из пяти частей, изготовленных из листа толщиной 0,8 мм, передняя часть — из листа толщиной 1 мм. Зализ, являясь силовым элементом центроплана, передает на фюзеляж усилия кручения и изгиба от шасси и нижнего крыла самолета.
В левой части лобовой обшивки у шпангоута № 6 находится смотровой лючок для подхода к розетке электрооборудования. Для обеспечения доступа к узлам крепления фермы центроплана на шпангоуте № 5 в нижней части зализа центроплана имеются смотровые лючки.
6Каркас пола кабин. Силовыми элементами пола кабины пилотов являются две продольные балки, расположенные вдоль оси самолета между шпангоутами № 1 и 5. На балках установлены органы ручного и ножного управления самолётом. Балки - дюралюминиевые, равнопрочные, П-образного сечения толщиной 2 мм. Ширина балки — 210 мм, высота посередине — 75 мм и по концам— 40 мм. Снизу балка защищена листом толщиной 0,6 мм. Концы балки при помощи книц приклёпаны к профилям шпангоутов № 1 и 5. Верхняя плоскость балок совместно с листами образует пол кабины пилотов, разделенный на две части проходом (см. приложение). Горизонтальная панель прохода расположена по порогу шпангоута № 5 и имеет снизу жесткий штампованный каркас, склёпанный с гладким листом. Панель уложена на балки шпангоутов № 2, 3 и 4 и
приклепана к ним, образуя ступеньку высотой 360 мм от пола грузовой кабины. Для обеспечения удобного доступа к агрегатам, расположенным под полом, средняя часть пола в кабине пилотов между шпангоутами № 4 и 5 выполнена легкосъемной.
Вдоль прохода установлены на винтах съемные боковые панели, при снятии которых обеспечивается удобный доступ из кабины к местам монтажа агрегатов, расположенных под полом. Впереди прохода находится легкосъемный кожух, закрывающий поперечную трубу ручного управления самолетом.
Каркас пола пассажирского или грузового отсека фюзеляжа (рис. 2.11) состоит из продольных и поперечных балок и служит для крепления панелей пола. Поперечные балки являются конструктивными элементами шпангоутов средней части фюзеляжа, которые описаны выше.
Фонарь кабины пилотов состоит из стального трубчатого каркаса (см. рис. 2.2 поз.2) и заделанных в нем панелей из плексигласа толщиной 3 мм. Для крепления панелей в каркасе имеются приваренные ребра и впаянные в трубки резьбовые самоконтрящиеся втулки. Окантованные тиоколовой лентой панели плексигласа уложены в ребра и прижаты к ним при помощи наружных дюралюминиевых накладок винтами. Герметизация панелей осуществляется уплотнительной тиоколовой замазкой
Две боковые и правая нижняя панели фонаря сдвигаются назад по фрезерованным направляющим Ч- образного сечения, изготовленным из дюралюминиевой плиты для передвижения и стопорения створок с зубом и пружины. В верхней части фонаря имеется легкосбрасываемая в полете крышка аварийного люка размером 1050х1130 мм. Для запирания и сброса крышки люка в передней его части находится механизм, состоящий из трех карданных тяг, заделанных в подшипники. Тяги имеют приваренные крючки, которыми они входят в зацепление с кронштейнами. В задней части крышки люка расположены три приваренных упора, которые входят в соответствующие гнезда на каркасе. Для сброса крышки достаточно потянуть на себя рукоятку, расположенную в центре средней карданной тяги, при этом крючки тяг выходят из зацепления с кронштейнами каркаса и поток воздуха, отсасывая крышку,поворачивает ее вокруг задних упоров.
Фонарь крепится к обшивке передней части, лонжеронам и шпангоутам № 5 и 6 фюзеляжа на приваренных ушках и кронштейнах болтами.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОРОБКЕ КРЫЛЬЕВ
Коробка крыльев предназначена для создания подъемной силы. Кроме того, коробка крыльев обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета, а также выполняет дополнительные функции: в верхнем крыле размещены топливные баки, на нижнем крыле расположены рулежная и посадочные фары. Кроме подъемной силы коробка крыльев воспринимает также силу лобового сопротивления, весовые и инерционные нагрузки.
Коробка крыльев — бипланная одностоечного типа (рис. 3.1), состоит из верхнего и нижнего крыльев, двух бипланных стоек и лент-расчалок (двух пар поддерживающих и трех пар несущих; передние несущие ленты двойные, задние — одинарные).
Верхнее крыло крепятся к фюзеляжу на шпангоутах № 6 и 8, а нижнее крыло — к лонжеронам центроплана. В узлах крепления крыльев к фюзеляжу установлены шаровые шарниры, обеспечивающие свободную их стыковку без предварительной подгонки.На верхнем крыле расположены: щелевые закрылки, элероны, автоматические предкрылки. На нижнемкрыле — закрылки.Бипланная стойка крепится к узлам на нервюре № 16 верхнего крыла и на нервюре № 13 нижнего крыла.Несущие ленты-расчалки воспринимают в полете усилия от подъемных сил, создаваемых верхним и нижним крылом. Поддерживающие ленты нагружены при стоянке на земле, а также нагружаются от инерционныхсил при посадке.
ВЕРХНЕЕ КРЫЛО
Верхнее крыло — двухлонжеронное, с металлическим каркасом и с неработающей полотняной обшивкой. Профиль крыла — постоянный по размаху, двояковыпуклый, несимметричный с относительной кривизной 14%. Форма крыла в плане — прямоугольная с закругленными концами. Крыло имеет мощную механизацию в виде автоматических предкрылков, установленных по всему размаху, щелевых закрылков и элеронов. Основной силовой частью верхнего крыла является отъемная часть крыла (ОЧК). ОЧК крепится к фюзеляжу самолета, в свою очередь к ОЧК крепятся предкрылки, закрылки, элероны. Все стальные детали крыла закалены. Все детали крыла имеют антикоррозионное покрытие: дюралюминиевые анодированы, стальные — оцинкованы.
Отъемная часть верхнего крыла состоит из каркаса, стальных узлов, воспринимающих сосредоточенные нагрузки, внутрикрыльевых лент-расчалок, панелей, закрывающих люки топливных баков, а также полотняной обшивки, которой обтянуто ОЧК. Каркас отъемной части верхнего крыла (рис. 3.2) состоит из двух лонжеронов, 26 нервюр, из которых девять усиленных и 17 нормальных, законцовки и обода. Усиленными нервюрами являются нервюры № 1, 4, 7, 10, 13, 16, 19, 22 и 25, между которыми находятся восемь крестов внутрикрыльевых лент-расчалок. Основными силовыми элементами крыла являются лонжероны и усиленные нервюры. Между нервюрами № 1 и 13 расположен отсек для топливных баков. Лонжероны у стыковых узлов соединены между собой стальным трубчатым раскосом.Носовой отсек ОЧК до переднего лонжерона и хвостовой отсек от заднего лонжерона до обода снизу закрыты металлической обшивкой толщиной 0,6 мм, которая служит для придания жесткости и нужной формы лобовой и хвостовой частям.
9Автоматические предкрылки служат для увеличения подъемной силы и улучшения поперечной устойчивости самолета при больших углах атаки крыла, т. е. на малых скоростях полета..
на малых углах атаки крыла аэродинамические силы прижимают предкрылок к крылу, а на больших, наоборот, отодвигают его вперед от крыла. Предкрылок представляет собой небольшое крылышко, расположенное перед носком крыла
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.
10Щелевой 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 СУ, 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.
11Щелевой 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.
Узлы крепления элерона. Элерон крепится к крылу на четырех кронштейнах, аналогичных кронштейнам крепления закрылка.
Балансировочный груз элерона расположен у нервюры № 15 и крепится в кронштейне, изготовленном из сплава АК6 с направляющей втулкой. 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.
НИЖНЕЕ КРЫЛО
Нижнее крыло по своей конструкции и применяемым материалам аналогично верхнему крылу, но отличается от него своими размерами и механизацией. На нижнем крыле отсутствуют предкрылок, элерон, а по всему размаху установлен щелевой закрылок,
состоящий из двух частей: корневого и концевого закрылков. В отсеке между нервюрами № 14 и 15 правой и левой отъемной части нижнего крыла установлены посадочные фары ФС-155. В левой отъемной части крыла, между нервюрами № 16 и 17, установлена рулежная фара ФР-100. Фары закрыты лючками. Лючки фар выполнены как откидные крышки, имеющие форму носка
крыла. Лючки крепятся к крылу двумя пружинными замками типа «Дзус» и состоят из двух дюралюминиевых окантовок, между которыми установлен лист из оргстекла. Между окантовками и стеклом проложена резиновая прокладка.
Каркас нижнего крыла (рис. 3.15) по своей конструкции аналогичен верхнему крылу и состоит из двух лонжеронов, 18 нервюр, из которых шесть усилены, пять крестов-расчалок, законцовки, обода и обшивки. Между усиленными нервюрами № 10 и 13 имеется двойной крест-расчалка.
На заднем лонжероне между хвостиками нервюр № 5 и 6, 14 и 15 установлены трехплечие качалки управления закрылками и между нервюрами № 1 и 2, 9 и 10,установлены передаточные качалки для крепления тяг управления закрылком. Каждый корневой и концевой закрылок крепится к крылу на трех наружных кронштейнах.Все элементы крыла по своей конструкции подобны одноименным элементам верхнего крыла. В отличие от верхнего крыла лобовая обшивка нижнего крыла между нервюрами № 1 и 13 имеет разрезы для устранения деформации обшивки крыла, появляющейся при натяжении лент-расчалок коробки крыльев.
Места разреза обшивки усилены профилями и перед обтяжкой полотном разрезы оклеиваются лентами, имеющими по краям зубцы. На лонжеронах крыла у нервюры № 13 монтируются стальные узлы крепления бипланной стойки. На нижней полке переднего лонжерона у нервюры № 13 установлен штампованный из стали ЗОХГСА швартовочный узел. Узлы соединения нижнего крыла с фюзеляжем показаны на рис. 3.16. Крепление обшивки нижнего крыла аналогично креплению обшивки верхнего крыла.
Для предупреждения просечки полотна на верхнем и нижнем крыле установлен резиновый профиль по нижней полке заднего лонжерона от нервюры № 1 до 7. Щелевые закрылки нижнего крыла также аналогичны по своей конструкции закрылкам верхнего крыла. Вкорневом закрылке 11 нервюр, в концевом — девять. Аэродинамическая компенсация закрылков 23%. Отклонение
закрылков крыла синхронное.
БИПЛАННАЯ СТОЙКА
Бипланная стойка (рис. 3.17), являясь силовым элементом конструкции коробки крыльев, связывает лонжероны верхнего и нижнего крыльев и воспринимает усилия, возникающие при изгибе и кручении коробки.
Стойка склепана из двух штампованных боковин 5, изготовленных из листового дюралюминия Д16АТ толщиной 2,5 мм, и имеет каплевидное сечение. Торцовые обрезы стойки имеют форму контура профиля нижней части верхнего крыла и верхней части нижнего крыла и закрыты штампованными донышками 3 швеллерного сечения, изготовленными из листового дюралюминия толщиной 2 мм с отбортованными отверстиями для облегчения и создания жесткости.
Донышки крепятся к боковинам заклепками и болтами. Болты ставятся для крепления резиновых прокладок 4, заполняющих щель между обрезом стойки и поверхностью крыльев.
Внутренний набор стойки в верхней и нижней ее части служит для придания необходимой ей жесткости. В расширенной части стойки внизу и вверху поставлены дополнительные горизонтальные профили 6. По оси бипланной стойки для придания ей жесткости между боковинами вклепаны профили швеллерного сечения толщиной 2 мм и длиной 300 мм каждый.
Стойка крепится к крыльям двумя передними и двумя задними узлами; передние узлы неподвижны, задние — снабжены регулируемыми вильчатыми болтами 7. Передние узлы изготовлены из листовой стали толщиной 2,5 мм, имеют плотную посадку между боковинами стойки, к которым они приклепываются двухрядным заклепочным швом. В месте крепления стойки к крылу половины узлов сварены в виде ушков, в которые входят узлы крыла. К ушку с двух сторон приварены шайбы для увеличения площади сопротивления смятию. При установке бипланной стойки между узлами крыльев и стойки прокладывается по две шайбы с каждой стороны.
Задние узлы стойки штампованные из стали и выполнены в виде пера с двумя ушками. Перо узла входит в боковины стойки и приклепывается к ней двухрядным заклепочным швом. В ушках имеется отверстие, в которое входит ушковый болт; между ушками вставляется гайка. При вращении гайки болт перемешается вдоль своей оси в пределах длины резьбовой части. Узлы закрываются обтекателями 8 из дюралюминия толщиной 0,8 мм. К концам обтекателей приклепаны крючки, которые вставляются в скобы, приклепанные к подстоечным листам крыльев. Каждый обтекатель крепится к стойке двумя пружинными замками типа «Дзус».
На левой бипланной стойке устанавливается приемник воздушного давления (ПВД) и приемник термометра наружного воздуха. Длина бипланной стойки по задним узлам равна 1875 мм.
16. Хвостовое оперение – аэродинамические профили, расположенные в хвостовой части самолета. Выглядят они как относительно небольшие «крылышки», которые традиционно устанавливаются в горизонтальной и вертикальной плоскостях и имеют название «стабилизаторы». подразделяется, на горизонтальное и вертикальное. Классическая схема – один вертикальный и два горизонтальных стабилизатора, которые непосредственно соединены с хвостовой частью фюзеляжа. Хвостовое оперение необходимо для стабилизации и балансировки самолета в воздухе, а еще для управления самолетом по двум осям – рысканье (влево-вправо) и тангаж (вверх-вниз). Функции вертикального оперения – стабилизация самолета. при отсутствии вертикального стабилизатора, крен вызывает раскачивание самолета относительно вертикальной оси, притом раскачивание очень серьезное и абсолютно неконтролируемое. горизонтальном хвостовом оперении.
17. Стабилизатор играет роль несущей хвостовой поверхности и служит для создания продольной устойчивости самолета. *
В отличие от крыльев, стабилизатор имеет симметрично выпуклый профиль по обеим поверхностям. Это сделано для возможности действия рулями высоты в различных условиях их положения в воздухе. При несимметричном профиле обтекание стабилизатора будет неодинаковым, а за ним и рули высоты при поднятии или опускании будут обтекаться табилизатор является органом продольной устойчивости самолета. Он состоит из каркаса, узлов и полотняной обшивки и собран из двух симметричных половин, соединенных между собой накладками по переднему и заднему лонжеронам.неодинаково.
.
18. Руль высоты́ — аэродинамический орган управления самолёта, осуществляющий его вращение вокруг поперечной оси. Руль высоты представляет собой подвижную управляемую поверхность, отклонение которой вызывает движение самолёта потангажу.. руль высоты является элементом хвостового оперения и расположен на задней кромкестабилизаторов. Выполняя манёвр по тангажу, пилот совершает взятие штурвала на себя, либо отдачу его от себя. Рули высоты при этом отклоняются соответственно вверх либо вниз, создавая кабрирующий либо пикирующий момент, а нос самолёта отклоняется вверх либо вниз.
19. Подкосы стабилизатора. Снизу стабилизатор поддержи- вается посредством четырех подкосов: по два с каждой стороны. Подкосы имеют эллипсовидное сечение и сделаны из стальной трубы. Они крепятся к нижнему лонжерону фюзеляжа на узлах последнего пролета, а на стабилизаторе— под главными нервюрами, где на каждой стороне стабилизатора образованы два пролета. У самолетов выпуска 1936 г. ушки подкосов сделаны усиленными.
На конце подкосов ввернут вильчатый болт, позволяющий регулировать их длину при установке стабилизатора на фюзеляж.
Задние подкосы длиннее передних, соответственно сужению хвостовой части фюзеляжа, и имеют регулировочные •болты на обоих концах, тогда как на переднем подкосе имеется только один регулировочный болт на верхнем конце.
Стабилизатор сделан неуправляемым в полете; однако, на земле он может быть отрегулирован и поставлен под тем или иным установочным углом.
20. Киль — часть хвостового оперения летательного аппарата (ЛА), расположенная в нормальной плоскости летательного аппарата или наклонной плоскости в случае V-образного оперения. Киль предназначен для обеспечения устойчивости по углу скольжения летательного аппарата. К задней кромке киля на шарнирах обычно крепится руль направления. На абсолютном большинстве самолётов гражданской авиации применяется однокилевое оперение. Менее распространено двухкилевое (в настоящее время оно применяется, в первую очередь, на боевых самолётах, реже - на транспортных). Трехкилевое оперение, хотя и использовалось в авиастроении, не получило распространения (в первую очередь из-за массы и лобового сопротивления).
21. Руль направления — орган управления самолёта, расположенный в хвостовом оперении и предназначенный для управления самолётом относительно нормальной оси (то есть при помощи руля направления изменяется угол рыскания).Представляет собой подвижную вертикальную плоскость, крепящуюся к килю.Воздействие на руль направления осуществляется посредством нажатия на педали, расположенные в кабине пилота. Руль направления на тяжёлых магистральных лайнерах используется, в основном, для корректировки курса на разбеге и пробеге.
В то же время на сверхзвуковых самолётах при больших скоростях полёта радиус разворота получается слишком велик, поэтому в канал крена вводят так называемый «перекрёстный сигнал по курсу». При этом с вводом самолёта в крен поворотом штурвала (отклонением РУС) одновременно с отклонением элеронов на некоторый пропорциональный угол отклоняется и руль направления.При развороте с креном любой самолёт стремится к потере высоты, поэтому лётчику (или автопилоту) необходимо компенсировать возникающий пикирующий момент пропорциональным отклонением колонки штурвала (руля высоты) на себя.
22. Взлётно - посадочные устройства предназначены для обеспечения взлёта, посадки и движения самолёта по земле (воде); включают: шасси, средства аэродинамической механизации крыла, разгонные и тормозные устройства. Для уменьшения лобового сопротивления шасси обычно убирается в полёте (неубирающееся осталось только на некоторых поршневых легкомоторных самолётов). Средства аэродинамической механизации крыла (закрылки, предкрылки, посадочные щитки и др.) служат для уменьшения скорости отрыва при взлёте, а также посадочной скорости и скорости снижения во время посадки. Для сокращения длины разбега при взлёте на современных военных самолётах используются специальные разгонные устройства - стартовые ускорители. Для сокращения длины пробега самолёта при посадке применяются колёсные тормоза, тормозные парашюты и другие устройства, а также реверс тяги двигателя.
23. Шасси с хвостовой опорой. Эта опора для обеспечения разворота самолета обычно делается свободно ориентирующейся. Основное преимущество этой схемы заключается в том, что за счет короткой и легкой хвостовой опоры общая масса шасси получается наименьшей по сравнению с другими схемами.
Посадка самолета с такой схемой шасси выполняется на aпос при одновременном касании земли всеми колесами - посадка на три точки. Разбег самолета при взлете производится на aразб, который меньше посадочного угла. Для этого летчик с помощью руля высоты отрывает хвостовое колесо от земли и удерживает его в таком положении до окончания разбега. Вполне очевидно, что и взлет, и посадка на таком самолете достаточно сложны и требуют тщательной отработки в процессе летной подготовки пилотов.
Помимо этого схема с хвостовой опорой имеет и другие весьма серьезные недостатки:
- плохая путевая устойчивость из-за расположения главных опор впереди центра масс самолета, улучшить ее можно фиксацией хвостового колеса на разбеге и пробеге;
- склонность к капотированию самолета при резком торможении или зарывании главных опор в мягкий грунт;
- посадка на повышенной скорости на две главные опоры обычно приводит к "козлению" - подскоку с резким повторным ударом о землю, что может привести к поломкам шасси или капотированию самолета.
24. Шасси — система опор летательного аппарата, обеспечивающая его стоянку, передвижение по аэродрому или воде при взлёте, посадке и рулении. Обычно представляет собой несколько стоек, оборудованных колёсами, иногда используются лыжи или поплавки.. Основными элементами шасси летательного аппарата являются:
· амортизационные стойки — для обеспечения максимальной плавности хода при движении по аэродрому, на разбеге и пробеге, а также гашения ударов, возникающих в момент приземления (часто используются многокамерные азото-масляные длинноходные амортизаторы). На многоколёсных тележках шасси могут быть установлены также дополнительные амортизаторы — стабилизирующие демпферы.
· колёса (пневматики) различных типоразмеров, снабженные дисковыми или колодочными тормозами с гидравлическим, пневматическим или электрическим приводом, для движения по аэродрому и уменьшения длины послепосадочного пробега. На пассажирских и тяжёлых машинах широкое распространение получили многодисковые тормоза с гидравлическим приводом, часто имеющие принудительное охлаждение барабанов. На современных самолётах пневматики, как правило, бескамерные, и накачиваются воздухом или техническим азотом. Резина не имеет никакого рисунка, кроме нескольких продольных кольцевых канавок, а также контрольных углублений для определения степени износа.
· система раскосов, тяг и шарниров, воспринимающих реакции земли и крепящих амортизационные стойки и колёса к крылу и фюзеляжу, одновременно служащее механизмом уборки-выпуска.
25. Воздушная система самолета обеспечивает запуск двигателя, выпуск и уборку шасси и посадочного щитка, а также торможение колес. Воздушная система разделена на две автономные системы: основную и аварийную. Подключение аварийной системы к основной и потребителям выполнено с помощью обратных и аварийных клапанов. Произведено отделение аварийной воздушной системы от основной для предотвращения перетекания воздуха из основной системы в аварийную и далее в атмосферу в случае потери герметичности аварийной системы.
Аварийная система может выполнять функции основной системы в случае выхода ее из строя: выпуск шасси выпуск и уборку посадочного щитка, торможение колес. Аварийный выпуск шасси производится аварийной системой, подключаемой к цилиндрам-подъемникам опор шасси через аварийные клапаны, отключающие основную систему при подаче давления воздуха из аварийного баллона. Выпуск и уборка посадочного щитка и торможение может производиться давлением воздуха, поступающего из аварийного воздушного баллона по магистралям основной воздушной системы
26.Управление самолетом его состав: Управление самолётом —Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета, называют системой управления самолетом. Поскольку процесс управления самолетом осуществляется пилотом, находящимся в кабине экипажа, а элероны и рули находятся на крыле и хвостовом оперении, между этими участками должна быть конструктивная связь. Она должна обеспечить высокую надежность, легкость и эффективность управления положением самолета.Очевидно, что при отклонении управляющих поверхностей, действующее на них усилие возрастает. Однако это не должно привести к недопустимому увеличению усилий на рычагах управления. Самолёт — воздушное судно, предназначенное для полётов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу и неподвижного относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу[1][2]. Неподвижное крыло отличает самолёт от орнитоптера (махолёта) и вертолёта, а наличие двигателя — от планёра. От дирижабля и аэростата самолёт отличается тем, что использует аэродинамический, а не аэростатический способ создания подъёмной силы.