Реферат: Учебное пособие для летных училищ гражданской авиации. М., «Транспорт», 1978 с иллюстрациями и таблицами

В. Л. ПРИШКОЛЬНИК, Ю. И. ЯНКЕВИЧ


САМОЛЕТ Як - 18Т

Конструкция и эксплуатация


Утверждено

УУЗ МГА СССР в качестве учебного пособия для летных училищ гражданской авиации





МОСКВА «ТРАНСПОРТ» 1978


Пришкольник В. Л. и Янкевич Ю. И.

Самолет Як - 18Т. Конструкция и эксплуатация.

Учебное пособие для летных училищ гражданской авиации.

М., «Транспорт», 1978 с иллюстрациями и таблицами.


В книге излагается конструкция самолета Як - 18Т, устройство его систем и агрегатов, их работа и принцип действия. Приведены основные летные и технические характеристики самолета. Затронуты вопросы прочности. Даются рекомендации по эксплуатации самолета, его систем и агрегатов.

Значительное место уделено рассмотрению причин возможных неисправностей, методам их определения и способам устранения и предупреждения.


Книга предназначена а качестве учебного пособия для летных учебных заведений гражданской авиации. Она также может быть использована летным и инженерно - техническим составом гражданской авиации и ДОСААФ.

Оглавление

^ ГЛАВА 1. ОБЩИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА 6

1. Общие сведения 6

2. Материалы, применяемые для изготовления самолета 9

3. Основные технические данные самолета 10

Общие данные 10

Основные геометрические характеристики 10

Емкость систем самолета, применяемые топлива, масла, смазки 10

Эксплуатационные данные 10

Основные летные данные (в стандартных условиях) 11

Летные ограничения 12

Массовые и центровочные данные 12

4. Прочность самолета 12

5. Ресурсы и сроки службы 16

^ ГЛАВА 2. ФЮЗЕЛЯЖ 17

1. Общие сведения 17

2. Нагрузки, действующие на фюзеляж 17

3. Конструкция фюзеляжа 19

4. Кабина 22

ГЛАВА 3. КРЫЛО 28

1. Общие сведения 28

2. Центроплан 32

3. Консоли крыла 33

4. Люки и вырезы в крыле 40

^ ГЛАВА 4. ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ 41

1. Общие сведения 41

2. Стабилизатор 43

3. Руль высоты 45

4. Киль 46

5. Руль направления 47

6. Основные правила эксплуатации и ухода за планером самолета 47

7. Неисправности планера 49

^ ГЛАВА 5. ШАССИ 50

1. Общие сведения 50

2. Передняя опора шасси 51

3. Главные стойки шасси 59

4. Основные правила эксплуатации и ухода за шасси 64

5. Неисправности шасси 65

^ ГЛАВА 6. ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА 67

1. Общие сведения 67

2. Агрегаты воздушной системы 68

3. Работа воздушной системы 80

4. Основные правила эксплуатации и ухода за воздушной системой 81

^ ГЛАВА 7. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ 84

1. Общие сведения 84

2. Штурвальная установка 84

2. Педали ножного управления 86

4. Проводка управления элеронами и рулями 87

5. Система управления триммером руля высоты 90

6. Система управления посадочным щитком 91

7. Система управления тормозами колес главных ног шасси 93

8. Основные правила эксплуатации и ухода за системами управления 94

9. Неисправности систем управления самолетом 96

^ ГЛАВА 8. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА 97

1. Общие сведения 97

2. Двигатель 97

3. Винт 99

4. Рама двигателя 101

5. Капот, жалюзи и воздухозаборник карбюратора 102

6. Выхлопной коллектор 105

7. Топливная система 105

8. Агрегаты топливной системы 108

9. Масляная система 112

10. Система управления двигателем. 116

11. Основные правила эксплуатации и уход за силовой установкой 117

^ ГЛАВА 9. ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ И
ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ 120

1. Меры предосторожности при техническом обслуживании самолета 120

2. Заправка самолета 120

3. Проверка работы двигателя 122

4. Формы технического обслуживания самолета 124

5. Буксировка самолета 125

6. Оборудование стоянки самолета 127

^ ГЛАВА 10. ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА ЯК-18Т ЭКИПАЖЕМ (ПИЛОТОМ) 129

1. Общие положения 129

2. Предполетный осмотр самолета пилотом 129

3. Действия пилота (экипажа) при возникновении неисправностей в системах самолета и двигателя в полете 131

4. Особенности сезонной эксплуатации самолета 134



^ ГЛАВА 1. ОБЩИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА 1. Общие сведения
Самолет Як - 18Т (рис.1) конструкции Генерального конструктора по авиационной технике дважды Героя Социалистического труда Л. С. Яковлева представляет собой свободнонесущий однодвигательный моноплан с низкорасположенным крылом, однокилевым хвостовым оперением подкосно-расчалочного типа и трехопорным убирающимся шасси с носовым колесом (рис. 2, 3).

Самолет Як - 18Т предназначен для обучения и тренировки летного состава училищ гражданской авиации и авиационных клубов ДОСААФ; он выпускается промышленностью в двух вариантах: учебно-тренировочном и первоначального обучения.

Широкая кабина самолета Як - 18Т позволяет курсанту и инструктору располагаться рядом в процессе обучения. Удобное сдвоенное штурвальное управление, удачно скомпонованная аэродинамическая схема с тщательно подобранными основными параметрами частей самолета, современный комплекс радио и пилотажно-навигацнонного оборудования - все это позволило упростить технику пилотирования, значительно улучшить условия первоначального обучения пилотов и обучения элементам высшего пилотажа. Конструкция самолета позволяет выполнять следующие фигуры: простые и штопорные бочки, перевороты, полупетли, петли, боевые развороты, горки, штопор, спирали и скольжение.

Самолет обладает высокой проходимостью при рулении, разбеге и пробеге, что обеспечивается низким давлением в пневматиках колес шасси.

Самолет Як - 18Т - металлической конструкции, с полотняной обшивкой крыла и хвостового оперения. Планер самолета состоит из фюзеляжа, крыла и оперения.

Фюзеляж балочно-стрингерной конструктивно-силовой схемы, цельнометаллический, клепаной и клеесварной конструкции, состоит из передней и хвостовой частей.

В передней части фюзеляжа расположены отсек оборудования и кабина. В отсеке размещены агрегаты электрооборудования и воздушной системы. Кабина самолета - четырехместная, вентиляционного типа, спереди и сверху имеет фонарь, по бортам - двери размером 1250×850 мм, сзади - стенку, отделяющую ее от грузового отсека и хвостовой части фюзеляжа, начинающуюся со шпангоута № 13.

В кабине установлены два регулируемых по высоте и горизонтали кресла, обеспечивающие пилотам удобную работу с приборами, рычагами и рукоятками, установленными на приборной доске и среднем пульте. У задней стенки кабины самолета четырехместного варианта установлен двухместный пассажирский диван, за которым вверху кабины расположена багажная полка. Фонарь, остекление которого выполнено из органического стекла, обеспечивает достаточную освещенность кабины и дает хороший обзор местности и взлетно-посадочной полосы. Кабина оборудована системой обогрева ног пилотов и обдува стекол козырька фонаря. Внутри кабина отделана павинолом и искусственной кожей.




^ Рис. 1. Самолет Як - 18Т


Непосредственно за кабиной расположен багажный отсек размером 1000×480×1000 мм, подход к которому осуществляется через люк размером 1000×480 мм на левом борту фюзеляжа. Над багажным отсеком находится второй отсек оборудования, где размещены агрегаты радионавигационного, радиосвязного, пилотажно-навигационного и электрооборудования. Нижнюю часть фюзеляжа, от багажного отсека до хвостового оперения, занимают антенны автоматического радиокомпаса, радиовысотомера и маркерного радиоприемника.

Крыло самолета - трапециевидное в плане, двухлонжеронное, состоит из прямоугольного центроплана и двух трапециевидных отъемных консолей.

Центроплан цельнометаллический. В корневом участке его правой половины, перед передним лонжероном, установлен масляный радиатор. Между передним и задним лонжеронами на левой и правой сторонах центроплана расположены купола и ниши главных ног шасси. По всему размаху центроплана вдоль заднего лонжерона расположен посадочный щиток.



^ Рис. 2. Схема самолета Як - 18Т (три проекции)


Консоли крыла представляют собой двухлонжеронную ферменную конструкцию, состоящую из двух лонжеронов, нервюр и расчалок, крест-накрест расположенных в двух плоскостях. Консоли обтянуты полотняной обшивкой, воспринимающей только аэродинамическую нагрузку.





^ Рис. 3. Компоновка самолета Як - 18Т (вид сбоку):

1 - воздушный винт В530ТА-Д35;

2 - регулятор;

3 - двигатель М14П;

4 - генератор;

5 - масляный бак;

6 – стеклоочиститель;

7 - приборная доска;

8 - кресло пилота;

9 - пассажирский диван;

10 - щиток переменного тока;

11 - объединенная штыревая антенна;

12 - глиссадная антенна системы «Ось 1»;

13 - курсовая антенна системы «Ось - 1»;

14 - маяк МСЛ-3;

15 - хвостовой огонь;

16 - передающая антенна РВ-5;

17 - антенна маркерного приемника;

18 - рамочная антенна АРК-9;

19 - штуцер зарядки воздушной системы;

20 - разъем аэродромного питания ШРАП - 500ХК;

21 - приемная антенна РВ-5;

22 - блоки оборудования;

23 - баллон основной воздушной системы;

24 - подножка;

25 - щиток питания;

26 - средний пульт;

27 - панель агрегатов воздушной системы;

28 - баллон аварийной воздушной системы;

29 - бензонасос;

30 – карбюратор.



В металлическом носке левой консоли установлена фара. В корневой части каждой консоли между лонжеронами размещены топливные баки, на концах консолей крепятся однощелевые элероны.

Хвостовое оперение самолета - однокилевое, подкосно-расчалочного типа, с килем, расположенным вдоль продольной оси самолета. Горизонтальное и вертикальное оперение - металлической конструкции с полотняной обшивкой. Горизонтальное, оперение трапециевидной формы в плане с закругленными концами, состоит из двух симметричных половин стабилизатора, двух половин руля высоты и двух триммеров. Вертикальное оперение состоит из трапециевидного киля с округленной верхней законцовкой гаргрота, руля направления и приклепанного к нему компенсатора. Горизонтальное и вертикальное оперение имеют постоянный по размаху симметричный профиль, несколько сужающийся на участках законцовок.

На самолете применена трехопорная схема шасси с передним относительно центра тяжести расположением третьей опоры (стойки). Основная нагрузка приходится на две главные опоры (стойки), расположенные позади центра тяжести самолета. Передняя стойка шасси установлена в носовой части фюзеляжа и убирается в полете в фюзеляж назад по потоку. Колесо передней стойки шасси не тормозное, свободно ориентирующееся.

Главные стойки шасси установлены в центроплане и убираются к продольной оси самолета вдоль размаха крыла. Колеса главных стоек шасси тормозные. Для контроля за положением шасси на самолете установлена механическая и световая сигнализация. Стойки снабжены жидкостно-газовой амортизацией.

Система управления самолетом неавтоматического типа, со сдвоенным штурвальным и ножным управлением, места пилотов расположены рядом.

В систему входят управление элеронами, рулем высоты и направления, триммером руля высоты, посадочным щитком и тормозами колес главных стоек шасси.

Проводка управления элеронами жесткого типа, проводки управления рулем высоты и рулем направления смешанные.

Управление триммером руля высоты осуществляется только левым пилотом с помощью гибкой тросовой проводки, связанной со штурвалом, установленным в кабине на левом борту.

Запуск двигателя, выпуск и уборка шасси, управление посадочным щитком и тормозами колес осуществляются от основной воздушной системы самолета. В случае отказа основной воздушной системы управление щитком и тормозами, а также выпуск и уборка шасси производятся от аварийной воздушной системы. Запас сжатого воздуха систем размещен в двух баллонах - в баллоне основной системы емкостью 12 л и в баллоне аварийной системы емкостью 3 л. Рабочее давление в системах составляет 50 кгс/см2.

На самолете установлен авиационный бензиновый двигатель М14П мощностью 360 л.с., воздушного охлаждения, девятицилиндровый, однорядный, со звездообразным расположением цилиндров. Вместе с двухлопастным воздушным автоматическим винтом В530ТА-Д35 двигатель составляет винтомоторную группу (ВМГ), которая и создает силу тяги, необходимую для взлета и полета самолета.

Помимо двигателя и воздушного винта силовая установка включает в себя следующие агрегаты:

раму крепления двигателя;

капот двигателя и жалюзи;

воздухозаборник карбюратора;

выхлопной коллектор;

систему управления агрегатами двигателя;

топливную систему;

масляную систему с воздушно - масляным радиатором;

самолетные агрегаты, обслуживающие систему запуска двигателя и его работу.


Топливо на самолете размещено в двух основных баках емкостью по 95 л каждый и в расходном бачке, расположенном в центроплане емкостью 3,5 л. Каждый основной бак заправляется топливом через свою заливную горловину, расходный наполняется перетеканием топлива из основных баков. В двигатель топливо подается при помощи установленного на нем коловратного бензинового насоса. Масло размещено в баке емкостью 30 л, расположенном на нулевом шпангоуте. Циркуляция масла в системе принудительная.


Управление силовой установкой включает в себя управление:

нормальным газом (наддувом);

регулятором оборотов (шагом винта);

пожарным краном;

обогревом карбюратора;

жалюзи капота;

заслонкой выходного канала масляного радиатора.

Проводка управления выполнена тягами полужесткого типа с шаровыми и вильчатыми наконечниками.


Для питания электропотребителей самолет оборудован тремя системами электроснабжения:

постоянного тока напряжением 28 В,

переменного однофазного тока напряжением 115 В с частотой 400 Гц;

переменного трехфазного тока напряжением 36 В с частотой 400 Гц.

В качестве основного источника электроэнергии постоянного тока на самолете используется генератор ГСР - 3000М, аварийным источником постоянного тока является аккумуляторная батарея 20КНБН-25. Электрическая сеть постоянного тока выполнена по однопроводной схеме с заземлением на массу самолета минусовых проводов от источников и потребителей электроэнергии. Источниками энергии переменного тока являются преобразователи ПО-250 и ПТ-200Ц (III серии).
^ 2. Материалы, применяемые для изготовления самолета
В качестве основного материала, примененного при изготовлении самолета, использованы алюминиевые сплавы: дюралюминий марок Д16АТ и Д16АМ; силумина АЛ9, АЛ19; сплавы АК6, АМГ, АМЦ.

Дюралюминий - сплав на основе алюминия, в который вводятся медь и магний для повышения прочности и твердости, марганец для повышения коррозионной стойкости; железо и кремний являются неизбежными примесями.

Для защиты от коррозии дюралюминий покрывается пленкой анодного покрытия (анодирование) или тонким слоем чистого алюминия (плакирование). Высоколегированный дюралюминий Д16Т на самолете Як-18Т применяется для силовых элементов конструкции - деталей каркаса, лонжеронов, шпангоутов, нервюр, обшивки и т. д.

Для заклепок используется низколегированный дюралюминий Д18 и алюминиевый сплав В65. Для изготовления деталей внутреннего набора применены силумины (сплавы алюминия с кремнием). Литые детали из силуминов АЛ9 и АЛ19 обладают хорошими механическими свойствами.

Качалки, кронштейны, внутренние узлы конструкции планера изготовлены из сплава АК6 (авиаль повышенной прочности), отличающегося исключительно высокой пластичностью в горячем состоянии и хорошо поддающегося ковке и штамповке. Цифры в маркировках алюминиевых сплавов обозначают номер сплава, а буквенные обозначения АЛ - алюминий литейный, АК - алюминий для ковки.

Для изготовления топливных и масляных баков, трубопроводов воздушной, топливной и масляной систем используются деформируемые алюминиевые сплавы АМцМ (отожженный), АМцП (полунагартованный), АМгМ. Эти сплавы хорошо свариваются, допускают глубокую штамповку в холодном состоянии, обладают высокой вибрационной прочностью.

Выбор сплавов для заклепок определяется требованиями к прочности конструкции. Для малонагруженных деталей применяются сплавы Д18П, Д19П, для более ответственных конструкций используются заклепки высокой прочности из сплава В65. Заклепки из сплавов Д18П, Д18А и В65 подвергаются предварительной термической обработке.

Кроме алюминиевых сплавов, в конструкции самолета Як-18Т применяется магниевый сплав МА5. Его использование обусловлено малым удельным весом, хорошей обрабатываемостью и достаточно высокими механическими свойствами (σВ = 23 - 25 кг/см2). Он применяется для изготовления барабанов колес, внутренних панелей кабины и т. д.

Наиболее нагруженные детали и узлы самолета Як-18Т изготовлены из стали марки 30ХГСА. Это хромомарганцовистокремнистая сталь (хромансиль) с содержанием углерода 0,28 - 0,35%. Она обладает повышенными механическими свойствами, хорошо сваривается дуговой и удовлетворительно всеми остальными видами сварки. Ленты расчалки крыла и оперения, валики и муфты к ним изготавливаются из среднеуглеродистой стали марки 45А. Болты, гайки, винты, втулки, трубопроводы и другие детали изготавливаются из малоуглеродистой стали марки 20А, 25. Для защиты от коррозии стальные детали покрываются слоем кадмия (кадмирование).

Для обшивки крыльев и хвостового оперения на самолете Як-18Т применяется хлопчатобумажная авиационная ткань АМ - 100 из мерсеризованной пряжи № 100/2, имеющая прочность на разрыв по основе 328 кг.

Остекление кабины самолета изготовлено из органического стекла СО-120-Л5 и СО-120-Л4.
^ 3. Основные технические данные самолета
Общие данные

Экипаж

2 или 4 человека

Двигатель

М14П

Приведенная мощность у земли

360 л. с.

Воздушный винт

В530ТА-Д35, двухлопастной, воздушный, автоматический, тянущий

Запуск двигателя

воздушный

Нагрузка на 1 м2 крыла (при взлетной массе 1650 кг)

86,7 кг/м2

Нагрузка на 1 л.с. на взлетном режиме

4,6 кг/л.с.

Стояночный угол самолета

2°

Угол установки двигателя

0°

^ Основные геометрические характеристики

Площадь крыла

18,8 м2

Размах крыла

11160 мм

Профиль крыла

Clark YH

Длина САХ

1740 мм

Удлинение крыла

6,6

Поперечное V крыла по линии 1/4 хорд

7°20’

Угол установки крыла

2°

Площадь элеронов

1,92 м2

Площадь посадочного щитка

1,6 м2

Размах горизонтального оперения

3540 мм

Площадь горизонтального оперения

3,185 м2

- руля высоты с триммером

1,235 м2

- вертикального оперения

1,7 м2

- руля направления

0,982 м2

Размеры кабины:




Наибольшая - ширина

1280 мм

- высота

1250 мм

Длина самолета

8390 мм

Высота на стоянке

3400 мм

Ширина колеи шасси

3120 мм

База шасси на стоянке

1955 мм

Размер пневматиков тормозных колес главных стоек шасси

500×150 мм

Размер пневматика передней стойки шасси

400×150 мм

^ Емкость систем самолета, применяемые топлива, масла, смазки

Максимальная заправочная емкость масляного бака

30 л

Емкость двух топливных баков (без расходного бачка)

190 л

Емкость воздушных баллонов:




- основного

12

- аварийного

3

Топливо двигателя

бензин Б91/115 ГОСТ 1012 - 72

Масло для двигателя

МК - 22; МС - 20С (ГОСТ 1013 - 49)

Жидкость для заливки в амортизационные стойки

АМГ - 10 ГОСТ 6799 - 63

Газ для зарядки амортизационных стоек

Азот ГОСТ 9293 - 59

^ Эксплуатационные данные

Давление в пневматиках колес:




- главных стоек шасси

3+0,5 кгс/см2

- передней стойки шасси

3+0,5 кгс/см2

Начальное давление азота в амортизационных стойках:

нижняя полость

верхняя полость

главных стоек шасси

65±1 кгс/см2

24±1 кгс/см2

передней стойки шасси

55±1 кгс/см2

23±1 кгс/см2

Количество масла АМГ-10 для заливки и верхнюю полость амортизационной стойки:




- передней стойки шасси

355 см3

- главных стоек шасси

255 см3

Стояночное обжатие амортизаторов




- главных стоек шасси

60 мм

- передней стойки шасси

0

Стояночное обжатие пневматиков




- главных стоек шасси

35 мм

- передней стойки шасси

20 мм

Рабочее давление в основной и аварийной воздушной системах

50 кг/см2

Напряжение бортовой сети постоянного тока

28 В

Напряжение бортовой сети переменного одно фазного тока частотой 400 Гц.

115 В

Напряжение бортовой сети переменного трех фазного тока частотой 400 Гц

36 В

^ Основные летные данные (в стандартных условиях)

Максимальная приборная скорость горизонтального полета

295 км/ч

Максимальная рабочая высота

4000 м

Время набора максимальной рабочей высоты

не более 35 мин


Регулировочные данные приведены в Таблице 1.

Взлетно-посадочные характеристики самолета приведены в Таблице 2.


Дальность полета на высоте H = 950 м (G - 1650 кг, GТ - 100 кг, экипаж - 4 чел.), при полете на режиме минимальных часовых расходов топлива и остатке топлива в баках на 1 ч полета составляет 530 - 555 км, а время полета на этом же режиме - 3 ч. 12 мин.

Таблица 1. Регулировочные данные.

№ п/п

Показатель

Направление отклонения

Величина отклонения

Примечания

1

Элерон

Вверх

22º - 1º




Вниз

15º - 1º




2

Руль высоты

Вверх

25º - 1º30΄




Вниз

25º - 1º30΄




3

Руль направления

Вправо

27º - 1º




Влево

27º - 1º




4

Посадочный щиток

Вниз

50º - 1º30΄




5

Триммеры руля высоты

Вверх

20º - 3º45΄




Вниз

20º - 1º15΄




6

Штурвал

На себя

130 мм

От нейтрального положения

От себя

130 мм

Влево

45º ± 1º

Вправо

45º ± 1º

7

Педали

Вперед

95 мм

Назад

100 мм

8

Поворот переднего колеса

Влево

52º + 2º

Вправо

52º + 3º

Таблица 2. Взлетно-посадочные характеристики

Показатель

Взлетная масса, кг

Характеристики в зависимости от условий прочности грунта

8 - 9 кг/см2

4 - 5 кг/см2

Скорость отрыва, км

1650

136

125

1500

129

119

Длина разбега, м

1650

405

500

1500

430

455

Взлетная дистанция до высоты 10 м

1650

840

920

1500

725

830

Длина прерванного взлета, м

1650

715

700

1500

-

-

Скорость касания (с выпущенным щитком), км/ч

1650

125 - 130

125

1500

124

124

Длина пробега, м

1650

450

350

1500

342

350

Длина посадочной дистанции с высоты 15м, м

1650

750

650

1500

640

610




Примечания:

1. Допускается эксплуатация самолетов с грунтовых ВПП при взлетной массе 1650 кг с прочностью грунта

δ≥4 кг/см2.

2. Из-за отсутствия на самолете кислородного оборудования полеты на высотах более 4000 м запрещаются.




^ Летные ограничения

Максимально допустимая приборная скорость при пикировании

400 км/ч

Максимально допустимая приборная скорость при болтанке

360 км/ч

Ограничения по скоростным напорам

q=435 кг/м2

qmax= 625 кг/м2

Максимально допустимая приборная скорость для выпуска шасси и щитка

200 км/ч

Приборные скорости сваливания при торможении, при работе двигателя на режиме малого газа:




- с убранным щитком

120 - 123 км/ч

- с выпущенными щитком и шасси

112 - 114 км/ч

- на первом номинальном режиме с убранным щитком

102 – 105 км/ч

- на взлетном режиме с выпущенными щитком и шасси

97 км/ч

Максимально допустимые эксплуатационные перегрузки:




- при взлетной массе 1500 кг




- положительная

+6,48 g

- отрицательная

- 3,24 g

- при взлетной массе 1650 кг;




- положительная

+5,0 g

- отрицательная

- 2,5 g

Максимально допустимая скорость боковой составляющей ветра под углом 900 к ВПП, м/с.




- при взлете

12 м/с

- при посадке

10 м/с




^ Массовые и центровочные данные




Варианты

Учебно-тренировочный

Первоначального обучения

Взлетная масса, кг

1650

1500

Полная нагрузка, кг

438

304

В том числе:







- топливо, кг

100

100

- снаряжение и экипаж, кг

338

204

Емкость маслобака, кг

18

18

Масса пустого самолета, кг

1200

1200

Положение центра тяжести, % САХ

- при взлете (шасси убрано, полная заправка)

26,0

19,5

- на посадке (шасси выпущено, 23 кг топлива и 7 кг масла)

24,0

17,0

Допустимый диапазон центровок, %

13÷28

13÷20

Допуск на массу пустого самолета




+ 1 %

Допуск на центровку пустого самолета




± 1 %


Выпуск шасси смешает центр тяжести самолета вперед на 0,6 - 0,8% САХ,

Расход 8 кг. масла смещает ц.м. самолета назад на 0,5% САХ.

В варианте первоначального обучения вес экипажа указан с парашютами С-3 (195 кг).

В учебно-тренировочном варианте парашюты не применяются.
^ 4. Прочность самолета
В процессе эксплуатации на отдельные части и элементы конструкции самолета действуют разнообразные нагрузки. Величину и характер распределения этих нагрузок регламентируют нормы прочности самолетов, с помощью которых устанавливается классификация самолетов и расчетные случаи, определяющие наибольшие нагрузки основных частей самолета. Определение этих нагрузок производится с учетом назначения самолета, его полетного веса и максимальной скорости полета. Нагрузки подразделяются на поверхностные и объемные (массовые). Поверхностные нагрузки создаются: аэродинамическими силами, возникающими на поверхностях самолета, обтекаемых воздушным потоком; силой тяги двигателей (двигателя); силами реакции на колесах при движении по земле. К массовым нагрузкам относятся силы веса и инерции. Под действием перечисленных нагрузок элементы конструкции самолета могут деформироваться, т. е. изменять свои первоначальные размеры и форму. Деформации бывают упругими и остаточными. Упругими называются деформации, которые исчезают после прекращения действия на самолет внешних сил. Остаточные деформации остаются на элементах конструкции самолета после прекращения действия внешних сил.

Прочностью самолета называют способность самолета выдерживать действующие на него внешние нагрузки без разрушения и появления остаточных деформаций.

По существующим нормам прочности самолеты подразделяются на три класса: «А» - маневренные; «Б» - ограниченно маневренные; «В» - неманевренные самолеты, на которых не разрешается выполнять фигуры высшего пилотажа.

Согласно этой классификации определение нагрузок в полетных и посадочных случаях нагружения для самолета Як-18Т производилось как для самолетов третьей группы класса «А» - вариант первоначального обучения, так и для самолетов класса «В» - вариант учебно-тренировочный. Для удобства расчетов величины поверхностных или массовых сил выражаются через коэффициенты перегрузки.

Коэффициентом перегрузки n, или перегрузкой, называется отношение равнодействующей поверхностных сил R, действующих на самолет, к его весу G (рис. 4), т.е.



Разложив силу ^ R на составляющие по осям координат, получим составляющие перегрузки nX, nY, nZ.

Для самолета Як-18Т наибольшей по величине поверхностной силой является подъемная сила, поэтому наибольшей перегрузкой в полете будет перегрузка.



В горизонтальном установившемся полете подъемная сила равна весу самолета, а коэффициент эксплуатационной перегрузки равен единице.



Величины максимальной (nЭmax) положительной и минимальной (nЭmin) отрицательной эксплуатационной перегрузок выбираются как наибольшие по абсолютной величине из двух значений:

максимальной маневренной перегрузки, возникающей при выполнении фигур пилотажа;

максимальной перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

Перегрузка, на величину которой производится расчет предельной прочности конструкции, называется расчетной и обозначается nP . Число, показывающее, во сколько раз расчетная перегрузка больше эксплуатационной, называется коэффициентом безопасности и обозначается буквой f. Наименьшее значение коэффициента безопасности выбирается из условия отсутствия в элементах конструкции остаточных деформаций при максимально допустимой эксплуатационной перегрузке.





^ Рис. 4. Схема сил, действующих на самолет в полете.

Y - Подъемная сила;

Q - Сила лобового сопротивления;

G - Вес самолета;

P - Сила тяги;

R - Равнодействующая поверхностных сил.


При расчете самолета на прочность и его статических испытаниях выбран ряд положений, обусловливающих наиболее тяжелые условия нагружения его основных деталей. Эти положения в требованиях к прочности называются случаями нагружения.

Каждый случай нагружения имеет свое буквенное обозначение. На рис. 5 показана траектория полета самолета с отмеченными на ней точками, соответствующими определенным расчетным случаям (табл. 3).

Как видно из рис. 5 и табл. 3, нормированные случаи полета дают возможность обследовать весь диапазон предельных режимов полета и охватывают весь диапазон летных углов атаки. Прочность агрегатов и узлов самолета проверяется при всех перечисленных и других, не вошедших в табл. 3, в основном посадочных случаях нагружения.




^ Рис. 5. Траектория полета самолета с отмеченными определенными расчетными случаями:

А - соответствует выходу самолета из пикирования или входу в горку;


А' - соответствует началу выхода из пикирования с Vmaxmax, а также полету в болтанку на Vmax;


B - возможен при тех же маневрах. что и случай А';


С - соответствует вертикальному пикированию;


D - соответствует резкому входу в пикирование и полету в болтанку;


D' - возможен при отрицательном выходе из пикирования и при действии горизонтального порыва ветра при пикировании


Путем сравнения для каждого агрегата самолета выбирается наиболее тяжелый случай, который и будет являться расчетным случаем для определения прочности данного агрегата. Так, для крыла, фюзеляжа, оперения расчетными случаями могут быть случаи А, А1, В. Случай С - полет самолета при

со скоростным напором и с отклоненными элеронами может оказаться расчетным по кручению для крыла, а для расчета на прочность кресла пилота и пассажирских кресел (дивана) расчетным чаще всего оказывается случай аварийной посадки. При расчете прочности самолета Як-18Т принята максимальная допустимая эксплуатационная перегрузка по прочности крыла, равная 5.

Таблица 3. Расчетные случаи предельных условий нагружения.

Случаи нагружения

Характеристики

Случаи нагружения

Характеристики

nЭ

q

f

nЭ

q

f

A

nЭmax

NэmaxG/S
Cymax

1,5

C

0

g max max

2

A’

nЭmax

g max max

1,5

D

nЭmax

NэmaxG/S
Cymax

1.5

B

0,5nЭmax




2

D’

nЭmin

g max max

1.5



Принимая во внимание данные табл. 3, для самолета Як-18Т максимальная расчетная перегрузка

np=nэf=51,5=7,25

Для расчета на прочность шасси самолета в нормах прочности предусмотрено несколько расчетных случаев, обусловленных нагружением самолета при посадке, взлете и движении по земле. Для каждого расчетного случая устанавливается максимально допустимая эксплуатационная перегрузка в зависимости от посадочной скорости и полетной массы. Так, при расчете прочности главной стойки шасси самолета Як-18Т в случае посадки эта перегрузка равна 3,6; передней стойки - 3,36. Коэффициент безопасности f =1,3. Из условий нагрузок, величины которых определяются в зависимости от посадочной скорости и полетной массы самолета, подбирается и амортизация шасси.

Нормированная эксплуатационная работа, которую должна воспринять амортизация шасси (амортизаторы плюс пневматики), определяется по формуле.

AЭнорм=

где масса самолета;

Vу - вертикальная скорость самолета в момент его соприкосновения с землей.


Примечание

Максимальная полетная масса самолета при расчетах на прочность принималась равной 1650 кг.


Окончательно нагрузки на шасси и перегрузки, возникающие при поглощении амортизаторами и пневматиками шасси нормированной работы, определяются при копровых испытаниях стоек шасси. Амортизация главных опор шасси самолета Як-18Т поглощает работу AЭнорм = 702 кгс/м при перегрузке nЭ = 3,44; амортизация передней ноги шасси поглощает работу АЭ норм = 226 кгс/м при перегрузке nЭ = 3,27. На случай посадки более грубой, чем нормируемая, предусматривается расчет амортизации на поглощение работы: Аmax= 1,5 АЭ норм

В этом случае при копровых испытаниях главной стойки была получена (при поглощении Аmax= 526 кгс/м) перегрузка nmax=4,18, а для передней стойки при поглощении Amax=339 кгс/м nmax=4,15. Перегрузки, возникающие при поглощении амортизацией шасси нормированной и максимальной работы при ударе самолета, не должны превышать максимально допустимую эксплуатационную перегрузку для шасси.

Авиационные конструкции обычно являются статически неопределимыми системами. При работе таких систем за пределом пропорциональности и с учетом потери устойчивости отдельных элементов нарушается линейная зависимость между внешней нагрузкой и напряжениями в элементах конструкции. Во всех элементах конструкции должно выполняться следующее условие:

σр σразр

где σр - расчетное напряжение;

σразр - разрушающее напряжение, равное временному сопротивлению материала σв для растянутого и критическому напряжению δкр для сжатого элемента конструкции. Отсюда:

σр σвσкр

или

η σр=бσкр

где η - запас прочности элемента конструкции.

Для всех элементов конструкции самолета запас прочности должен быть больше или равным единице.

Минимальные запасы прочности основных агрегатов самолета Як-18Т, полученные в результате расчетов, следующие:


Агрегаты и узлы самолета

η

Фюзеляж

1,03

Крыло

1,03

Элерон

1,17

Горизонтальное оперение

1,05

Вертикальное оперение

1,09

Тормозной щиток

1,06

Фонарь кабины

1,30

Кресло пилота

1,20

Диван

1,50

Капот

1,07

Моторама

1,32

Главная стойка шасси

1,02

Передняя стойка шасси

1,02


Выше рассматривалась статическая прочность самолета, которая обеспечивается при максимально допустимой в эксплуатации перегрузке. При ее превышении в полете или на посадке возможны разрушения агрегатов самолета. Но разрушение конструкции может наступить и от нагрузок, которые вызывают в ее элементах рабочие напряжения, значительно меньшие по величине, чем напряжени