As aeronaves são classificadas de acordo com o tipo de trem de pouso. Classificação de aeronaves por finalidade

Classificação de aeronaves
dependendo das funções que desempenham

A finalidade de uma aeronave é determinada principalmente pelo projeto de seus fragmentos individuais, pela montagem geral, pelo equipamento utilizado na aeronave, bem como pelo vôo, peso e propriedades geométricas. O site observa que principalmente existem dois grandes grupos de aeronaves - militares e civis.

As aeronaves militares estão envolvidas em ataques aéreos contra vários alvos militares, mão de obra e equipamentos, bem como comunicações inimigas. Os ataques aéreos são realizados tanto na retaguarda do lado adversário quanto na zona da linha de frente. Além disso, as aeronaves militares servem para proteger sua mão de obra e instalações de ataques aéreos, bem como para transportar tropas e equipamentos, cargas e tropas. Às vezes, aeronaves militares são usadas para reconhecimento e comunicação “com os nossos”. As aeronaves militares, por sua vez, são divididas de acordo com sua finalidade em diversos tipos - bombardeiros, caças, caças-bombardeiros, aeronaves de reconhecimento, transporte militar e aeronaves auxiliares.

Os bombardeiros realizam ataques de bombardeio contra os alvos inimigos mais importantes, bem como sobre centros de comunicação e locais onde se observa o maior número de mão de obra e equipamentos. A maior parte da ação do bombardeiro ocorre na retaguarda. Os caças são usados para repelir ataques aéreos inimigos. Eles são divididos em caças de escolta (protegendo seus bombardeiros de ataques aéreos), caças de linha de frente (protegendo suas tropas acima do campo de batalha e perto da linha de frente) e caças interceptadores (interceptando e destruindo bombardeiros inimigos). Os caças-bombardeiros estão equipados com bombas, mísseis e canhões. Eles participam de ataques na zona avançada e próxima à retaguarda, destruindo o exército aéreo inimigo.

Militares aeronave de transporte são utilizados quando é necessário transferir cargas, equipamentos e tropas. As aeronaves de reconhecimento realizam reconhecimento na parte traseira do lado oposto, e as aeronaves auxiliares realizam comunicações, localização, funções sanitárias e outras.

Ao contrário das aeronaves militares, as aeronaves civis atuam no transporte de cargas, correio, passageiros, sendo também utilizadas em alguns setores da economia nacional. Eles podem ser divididos em vários tipos, dependendo também da sua finalidade. Aeronave de passageiros usado para transportar passageiros, bagagens diversas e correio. Eles vêm em linhas principais e locais. O site ressalta que a divisão depende do número de passageiros, distância transporte aéreo, bem como o tamanho das pistas. As linhas troncais são divididas em curta, média e longa distância, e realizam transporte em distâncias de um a onze mil quilômetros. As aeronaves das companhias aéreas locais incluem pesadas, médias e leves e podem transportar de cinquenta e cinco (máximo) a oito (mínimo) pessoas.

Aeronaves civis Existem também os de carga, que servem para transportar mercadorias de diversos volumes e pesos. Aeronaves especiais são usadas na aviação agrícola, de ambulância e polar. Além disso, existem aeronaves que participam de explorações geológicas, para garantir a segurança das florestas (contra incêndios, por exemplo) e até para fotografias aéreas. Existem aeronaves de treinamento especiais para treinamento de pilotos - elas vêm em treinamento inicial e tipos de transição. Existem apenas dois assentos nas aeronaves de treinamento inicial; eles são bastante fáceis de aprender e tecnicamente, e são usados para pilotos que estão sentados nos controles pela primeira vez. As aeronaves de transição servem para treinar pilotos já experientes para voar em aeronaves de produção já em uso em diversas companhias aéreas.

Além da finalidade, há também uma definição de aeronave de acordo com o esquema. A posição relativa, tipos, formas e número de peças individuais da aeronave são levados em consideração. Por exemplo, os aviões variam no número de asas e na sua disposição, no tipo de fuselagem, trem de pouso e motores, e na disposição da empenagem. Existem também designs mistos, um dos quais é um barco anfíbio. A localização, tipo e número de motores influenciam muito o projeto e são determinados principalmente pela finalidade da aeronave, discutida acima.

· equipar os assentos dos passageiros com cadeiras confortáveis, mesas removíveis, iluminação individual, ventilação e sistemas de alarme;

· bom isolamento acústico das cabines;

· realizar vôos em altitudes onde os solavancos são menos possíveis;

· equipar as cabines de passageiros com buffets, guarda-roupas, banheiros e demais dependências domésticas.

Requisitos especiais se aplicam a aeronaves de carga. Esses requisitos incluem:

· maior capacidade de carga, maiores dimensões dos compartimentos de carga;

· disponibilidade de meios de amarração (amarração) de carga;

· Disponibilidade de meios de carga e descarga mecanizados a bordo.

Muitos dos requisitos listados estão em conflito entre si: a melhoria de algumas características leva à deterioração de outras. Por exemplo, um aumento na velocidade máxima de voo provoca um aumento na velocidade de pouso e uma deterioração na sua manobrabilidade; o cumprimento dos requisitos de resistência, rigidez e capacidade de sobrevivência entra em conflito com o requisito de garantir uma massa mínima da estrutura; um aumento no alcance do voo é conseguido através da redução da massa da carga transportada, etc. A impossibilidade de cumprir simultaneamente requisitos conflitantes torna impossível a criação de um avião ou helicóptero universal. Cada avião ou helicóptero é projetado para realizar missões específicas.

3.2. Classificação de aviões, helicópteros e motores de aeronaves

3.2.1. Classificação de aeronaves

A variedade de tipos de aeronaves e seu uso em economia nacional exigiam sua classificação de acordo com vários critérios.

Dentre as muitas características pelas quais uma aeronave pode ser classificada, a mais importante é a sua finalidade. Este recurso determina a escolha das características de desempenho de voo, o tamanho e o layout da aeronave, a composição do equipamento nela contido, etc.

Propósito principal aeronave civil– transporte de passageiros, correio e carga, desempenho de diversas tarefas económicas nacionais. Dessa forma, de acordo com a finalidade a que se destinam, as aeronaves são divididas em: transporte, finalidade especial e treinamento. Por sua vez, as aeronaves de transporte são divididas em aeronaves de passageiros e de carga. Com base no peso máximo de decolagem, as aeronaves são divididas em classes, tabela. 3.1.

Tabela 3.1

Aulas de aeronaves

		Tipo de avião
	75 ou mais	Il-96, Il-86, Il-76T, Il-62, Tu-154, Tu-204
		An-12, Il-18, Il-114, Tu-134, Yak-42
		An-24, An-26, An-30, Il-14, Yak-40
		An-2, L-410, M-15

Aeronaves de treinamento são usadas para preparar e treinar pessoal de vôo em vários instituições educacionais aviação Civil.

Aeronaves para fins especiais: agrícolas, ambulâncias, para proteção de florestas contra incêndios e pragas, para fotografia aérea, etc.

De acordo com a autonomia de voo, as aeronaves são divididas em longo curso (mais de 6.000 km), médio curso (de 2.500 a 6.000 km), curto curso (de 1.000 a 2.500 km) e companhias aéreas locais (até 1.000 km).

As aeronaves de carga, diferentemente das aeronaves de passageiros, possuem grandes volumes internos na fuselagem, permitindo a colocação de cargas diversas, piso mais durável e são equipadas com meios de operações mecanizadas de carga e descarga.

A classificação das aeronaves é mostrada na Fig. 3.1. Da variedade de características de design, destacam-se as principais: o número e a localização das asas; tipo de fuselagem; tipo de motores, seu número e localização; tipo de chassi; tipo e localização da plumagem.

Arroz. 3.1. Classificação de aeronaves

Consideremos as características dos projetos de aeronaves, determinadas pelo número e localização das asas.

Com base no número de asas, os aviões são divididos em monoplanos, ou seja, aviões com uma asa, e biplanos, aviões com duas asas localizadas uma acima da outra. A vantagem dos biplanos é a melhor manobrabilidade em relação ao monoplano, devido ao fato de que com área de asa igual, a envergadura de um biplano é menor. Porém, devido ao alto arrasto devido à presença de escoras e suportes entre as asas, a velocidade de vôo do biplano é baixa. Atualmente, a aeronave biplano An-2 é utilizada na aviação civil.

A maioria das aeronaves modernas é projetada como monoplano.

Com base na localização da asa em relação à fuselagem, distinguem-se aeronaves de asa baixa, asa média e asa alta. Cada um destes esquemas tem as suas próprias vantagens e desvantagens.

Asa baixa- uma aeronave com asa inferior em relação à fuselagem. É este esquema que se tornou mais difundido para avião de passageiros, graças às seguintes vantagens:

· baixa altura do trem de pouso, o que reduz seu peso, simplifica a limpeza e reduz o volume dos compartimentos do trem de pouso;

· facilidade de manutenção dos motores das aeronaves quando colocados na asa;

· durante um pouso de emergência na água, é garantida uma boa flutuabilidade;

· em caso de pouso de emergência com o trem de pouso não estendido, o pouso ocorre na asa, o que gera menor perigo para passageiros e tripulantes.

A desvantagem deste esquema é que na área onde a asa e a fuselagem se encontram, a suavidade do corte de ar é perturbada e surge uma resistência adicional, chamada interferência, e é causada pela influência mútua da asa na fuselagem. Além disso, em uma aeronave de asa baixa, é difícil proteger os motores localizados na asa e sob a asa da poeira e sujeira da pista do aeródromo.

Meio-terreno- uma aeronave cuja asa está localizada aproximadamente no meio da altura da fuselagem. A principal vantagem deste design é o arrasto aerodinâmico mínimo.

As desvantagens do esquema incluem a dificuldade de colocar passageiros, carga e equipamentos na parte central da fuselagem devido à necessidade de passar aqui os elementos de potência longitudinais da asa.

Asa alta- uma aeronave em que a asa está fixada na parte superior da fuselagem.

As principais vantagens das aeronaves de asa alta:

· baixa interferência entre asa e fuselagem;

· colocação dos motores a uma altura elevada da superfície da pista. Isso reduz a probabilidade de serem danificados ao taxiar no solo;

· boa revisão hemisfério inferior;

· a possibilidade de maximizar o aproveitamento dos volumes internos da fuselagem, dotando-a de meios de mecanização de carga e descarga de cargas de grande porte.

As desvantagens do esquema incluem:

· dificuldade em retrair o trem de pouso para dentro da asa;

· dificuldade na manutenção de motores localizados na asa;

· a necessidade de reforçar a estrutura da parte inferior da fuselagem.

· Com base no tipo de fuselagem, as aeronaves são divididas em fuselagem simples, lança dupla com gôndola e “asa voadora”.

· A maioria das aeronaves modernas possui uma única fuselagem à qual estão fixadas a asa e a cauda.

· Dependendo do tipo e localização da plumagem, existem três esquemas principais:

· posição traseira da cauda;

· posição avançada da cauda (aeronave tipo pato);

· aeronaves de “asa voadora” sem cauda.

A maioria das aeronaves civis modernas são projetadas com uma cauda. Este esquema possui as seguintes variedades:

· localização central da quilha vertical e localização horizontal do estabilizador;

· cauda vertical espaçada;

· Cauda em forma de V sem quilha vertical.

Com base no tipo de trem de pouso, as aeronaves são divididas em aviões terrestres e hidroaviões. O trem de pouso das aeronaves terrestres, via de regra, é sobre rodas, às vezes montado em esquis, enquanto os hidroaviões possuem trem de pouso tipo barco ou flutuador.

Os aviões também se distinguem pelo tipo, número e localização dos motores. As aeronaves modernas usam motores de pistão (PD), turboélice (TVP) e turbojato (TRJ).

A localização dos motores em uma aeronave depende do tipo, número, dimensões e finalidade da aeronave.

Para aeronaves multimotoras, os motores com hélices são instalados em naceles na frente da asa.

Os motores turbojato geralmente estão localizados em postes sob a asa ou na fuselagem traseira.

As vantagens do primeiro método: colocação direta dos motores no fluxo de ar, descarga da asa de flexões e torques, facilidade de manutenção do motor. No entanto, a localização dos motores próximos ao solo está associada ao risco de objetos estranhos caírem sobre eles vindos da superfície da pista. Aviões com tal arranjo de motores também criam dificuldades na pilotagem com um motor defeituoso (vôo com empuxo assimétrico).

Com o segundo método, as principais vantagens são as seguintes:

· uma asa livre de superestruturas tem melhores características aerodinâmicas (há mais espaço para colocação de meios de mecanização de asas);

· não há dificuldades ao voar com empuxo assimétrico;

· o nível de ruído nas cabines das aeronaves é reduzido;

· a asa protege os motores da sujeira quando a aeronave se move no solo;

· fornece manutenção conveniente do motor.

No entanto, este layout de motor também apresenta sérias desvantagens:

· a cauda horizontal deve ser movida para cima e a quilha deve ser reforçada;

· a fuselagem na área onde estão localizados os motores precisa ser reforçada;

· o centro da aeronave se move para trás à medida que o combustível se esgota, reduzindo a estabilidade da aeronave.

3.2.2. Classificação de helicóptero

Os helicópteros são classificados de acordo com vários critérios, por exemplo, pelo peso máximo de decolagem (Tabela 3.2), pelo tipo de acionamento do rotor, pelo número e localização dos rotores ou pelo método de compensação do torque de reação desses rotores.

Tabela 3.2

Aulas de helicóptero

	Peso máximo de decolagem, t	Tipo de helicóptero
	10 ou mais	Mi-6, Mi-10K, Mi-26
		Mi-4, Mi-8, Ka-32

		Ka-15, Ka-18

Na maioria dos helicópteros modernos, o rotor principal é acionado por uma transmissão dos motores. Ao girar, o rotor principal sofre a ação do torque reativo MReact, que é a reação do ar e é igual a Mkr - o torque no eixo do rotor principal. Este momento tende a girar a fuselagem do helicóptero no sentido oposto ao da rotação da hélice. O método de balanceamento do torque reativo do rotor determina principalmente o projeto do helicóptero.

O projeto de helicóptero de rotor único é atualmente o mais comum. Helicópteros deste projeto possuem um rotor de cauda, que é transportado por uma longa lança de cauda além do plano de rotação do rotor principal. O impulso criado pelo rotor de cauda ajuda a equilibrar o torque de reação do rotor principal. Ao alterar a quantidade de empuxo do rotor de cauda, é possível realizar o controle direcional, ou seja, girar o helicóptero em relação ao eixo vertical.

Os helicópteros de rotor único são mais simples de fabricar e operar do que outros e, portanto, permitem um custo relativamente menor por hora de voo. Esses helicópteros são compactos, têm poucas peças salientes no fluxo e permitem-lhes atingir velocidades de voo mais elevadas do que com outros esquemas. Às vezes, uma asa pode ser instalada nesses helicópteros para aumentar a velocidade. Ao se aproximar em velocidade horizontal, uma força de sustentação é criada na asa, como resultado da qual o rotor principal é parcialmente descarregado.

O consumo de energia (8...10%) do motor para acionar o rotor de cauda, bem como a presença de uma lança de cauda longa e de um rotor principal de grande diâmetro, que aumentam as dimensões do helicóptero, são as desvantagens do este esquema.

Para helicópteros de rotor duplo, o equilíbrio do torque de reação é obtido através da transmissão de contra-rotação aos rotores. Helicópteros de rotor duplo podem ter diferentes arranjos de rotor.

No projeto coaxial, o eixo do rotor superior passa através do eixo oco do rotor inferior. Os planos de rotação das hélices são afastados uns dos outros a uma distância que evita uma colisão entre as pás das hélices superiores e inferiores em todos os modos de voo.

O controle direcional de um helicóptero coaxial é garantido pela instalação das pás dos rotores superior e inferior em diferentes ângulos de ataque. A diferença resultante no torque nos rotores principais faz com que o helicóptero gire na direção necessária. Às vezes, para melhorar o controle direcional, esses helicópteros são equipados com lemes, cuja ação é semelhante à ação de lemes semelhantes em um avião. O controle longitudinal e transversal é realizado pela inclinação simultânea dos planos de rotação de ambos os rotores.

Helicópteros com hélices coaxiais são os mais compactos e manobráveis, além de possuírem alta transferência de peso. Porém, a complexidade do projeto aumenta o custo de sua produção e causa dificuldades durante a operação, principalmente no ajuste do sistema de suporte.

Com desenho longitudinal, os rotores são instalados nas extremidades da fuselagem. As hélices girando em direções opostas são sincronizadas de modo que as pás de uma hélice sempre passem entre as pás da outra durante a rotação.

A vantagem dos helicópteros deste projeto é sua fuselagem longa e espaçosa, dentro da qual grandes cargas podem ser transportadas. Caso contrário, eles são inferiores aos helicópteros de rotor único.

Os helicópteros transversais possuem dois rotores localizados no mesmo plano nas laterais da fuselagem e girando em direções opostas. Do ponto de vista aerodinâmico, esta disposição dos rotores é a mais adequada, mas as asas, que absorvem as cargas dos rotores, tornam significativamente a estrutura do helicóptero mais pesada.

3.2.3. Classificação de motores de aeronaves

Power Point projetado para criar tração. Inclui motores, hélices, naceles de motores, sistemas de combustível e óleo, sistemas de controle de motores e hélices, etc.

Dependendo do projeto e da natureza do processo de trabalho, os motores são classificados em motores de pistão (PD) e motores de turbina a gás (GTE). Por sua vez, os motores de turbina a gás são divididos em: turbojato (TRD), turboélice (TVD), turbojato bypass (DTRD) e turbofan, Fig. 3.2.

Arroz. 3.2. Classificação de motores de aeronaves

Os motores turbojato são leves, compactos e confiáveis e, portanto, ocupam uma posição dominante em aeronaves de longo curso.

Em comparação com os motores turbojato, os motores turbojato têm maior eficiência de combustível, mas seu design é significativamente mais pesado e complicado por uma hélice, o que também causa ruído e vibração adicionais. O teatro está instalado na asa e na parte dianteira da fuselagem. A presença de hélice no teatro de operações limita outras opções de sua localização na aeronave.

O motor turbojato é instalado na asa, sob a asa em postes, dentro da fuselagem, ao longo de suas laterais na cauda. Cada layout tem suas vantagens e desvantagens e é selecionado levando em consideração o tipo e número de motores, aerodinâmica, resistência, peso e outras características da aeronave, e suas condições de operação.

Os motores de pistão funcionam com gasolina de aviação B-70 e B-95/130. A energia térmica do combustível queimado nos cilindros é convertida em energia mecânica e transferida para a hélice, que cria o empuxo necessário ao vôo. Os motores de turbina a gás funcionam com querosene de aviação das marcas T-1, TS-1, RT-1, etc.

Perguntas para autocontrole

1. O que é “segurança de voo” e como é garantida?

2. Como é alcançada a “eficiência operacional”?

3. Em que áreas é garantido o “conforto dos passageiros”?

4. Quais são as características e critérios de classificação das aeronaves? Desvantagens e vantagens de vários designs de aeronaves.

5. Classificação dos helicópteros. Quais são as vantagens e desvantagens de vários projetos de helicópteros?

6. Dê uma classificação dos motores de aeronaves.

CAPÍTULO 4

CARACTERÍSTICAS AERODINÂMICAS

AERONAVES

A aerohidromecânica (mecânica dos fluidos e gases) é uma ciência que estuda as leis do movimento e equilíbrio de líquidos e gases e sua interação de força com corpos aerodinâmicos e superfícies limite. A mecânica dos fluidos é chamada hidromecânica, mecânica de um corpo gasoso – aeromecânica.

O desenvolvimento da aeronáutica, da aviação e da ciência dos foguetes despertou particular interesse no estudo da interação de forças do ar e de outros meios gasosos com os corpos que neles se movem (asa de aeronave, fuselagem, hélice, dirigível, foguetes, etc.).

O projeto e cálculo de aeronaves (helicópteros) baseiam-se nos resultados obtidos em estudos aerodinâmicos. Levando em consideração a aerodinâmica, é possível selecionar uma forma externa racional da aeronave (levando em consideração a influência mútua de suas partes) e estabelecer desvios permitidos na forma externa, dimensões, etc.

Para o cálculo aerodinâmico de uma aeronave, ou seja, para determinar a possível faixa de velocidades, altitude e alcance de voo, bem como para determinar características como estabilidade e controlabilidade da aeronave, é necessário conhecer as forças e momentos que atuam sobre o aeronave em vôo. Para calcular a resistência, confiabilidade e durabilidade de uma aeronave, é necessário conhecer a magnitude e a distribuição das forças aerodinâmicas sobre a superfície da aeronave. A resposta a estas perguntas é dada por aerodinâmica.

É muito importante determinar as características aerodinâmicas da aeronave e de suas peças ao voar com velocidades supersônicas, pois neste caso surge um problema adicional de determinação da temperatura na superfície do corpo aerodinâmico e da troca de calor entre o corpo e o meio ambiente.

A aerodinâmica desempenha um papel importante não apenas no projeto e cálculo de uma aeronave (helicóptero), mas também em seus testes de voo. Com a ajuda de dados aerodinâmicos e testes de voo, são estabelecidos os valores permitidos de deformações e velocidades para a aeronave, bem como os modos de voo em que ocorrem vibrações, tremores da aeronave, etc.

De acordo com o princípio da interação mecânica de vários corpos em movimento, as forças que atuam sobre os corpos dependem do seu movimento relativo. A essência do movimento relativo é a seguinte: se em um ambiente aéreo estacionário um corpo (por exemplo, um avião no ar) se move retilínea e uniformemente com uma velocidade V∞, então, transmitindo simultaneamente a velocidade reversa V∞ ao ambiente e o avião, obtém-se o chamado movimento “reverso”, ou seja, um fluxo de ar flui para um corpo estacionário (por exemplo, um fluxo de ar em um túnel de vento para um modelo de aeronave estacionário), e a velocidade do não perturbado o fluxo é igual a V∞. Em ambos os casos, as equações que descrevem o movimento relativo da aeronave e do ar serão invariantes. Assim, as forças aerodinâmicas dependem apenas do movimento relativo do corpo e do ar.

Para determinar as características aerodinâmicas de corpos (por exemplo, asas, fuselagem e outras partes da aeronave) aerodinâmicos pelo fluxo de ar, utiliza-se atualmente uma síntese de métodos teóricos e experimentais: cálculos teóricos com introdução de correções experimentais ou estudos experimentais levando em levar em conta correções teóricas (sobre a influência de variações de critérios de similaridade, condições de contorno, etc.). Em ambos os casos, os computadores digitais são amplamente utilizados para cálculos e processamento de dados experimentais. Após a criação da aeronave, a etapa final são os testes de voo - um experimento em condições naturais. Medir diretamente as forças aerodinâmicas (como, por exemplo, em túneis de vento) durante os testes de voo é difícil. As características aerodinâmicas são determinadas pelo processamento dos parâmetros do movimento da aeronave em relação ao ar medido durante o teste. Para obter uma quantidade suficiente de dados experimentais, os voos são realizados em vários modos.

A aerodinâmica é dividida em duas seções: aerodinâmica de baixa velocidade e aerodinâmica de alta velocidade. A diferença fundamental entre essas seções é a seguinte. Quando as velocidades do fluxo de gás são pequenas em comparação com a velocidade do som, nos cálculos aerodinâmicos o gás é considerado praticamente incompressível e as alterações na densidade e temperatura do gás dentro do fluxo não são levadas em consideração. Em velocidades comparáveis à velocidade do som, o fenômeno da compressibilidade do gás não pode ser negligenciado.

A tarefa da aerodinâmica é determinar as forças aerodinâmicas das quais dependem as características de voo das aeronaves.

A aerodinâmica como ciência se desenvolve em duas direções: experimental e teórica. A aerodinâmica teórica encontra soluções analisando as leis básicas da hidroaerodinâmica. Porém, devido à complexidade dos processos que ocorrem quando o ar flui ao redor dos corpos, as soluções são aproximadas e requerem verificação experimental. Estudos aerodinâmicos experimentais são realizados em túneis de vento ou diretamente durante testes de voo de aeronaves. Os testes de voo fornecem os resultados mais confiáveis. São realizados, via de regra, após a realização de testes em túneis de vento.

Túneis de vento são dispositivos nos quais um fluxo de ar é criado artificialmente para soprar sobre os corpos em estudo.

Na Fig. A Figura 4.1 mostra um diagrama de um túnel de vento. O ventilador – 2 é acionado pelo motor elétrico – 1, que permite alterar a velocidade do ventilador e a velocidade do fluxo de ar. O ar aspirado pelo ventilador, passando pelo canal de retorno - 4, entra pelo bico cônico - 7 na peça de trabalho - 6, onde está colocado o modelo testado - 5. Para perder energia do ar e evitar o aparecimento de vórtices quando são utilizadas as voltas de fluxo, palhetas guia - 9. e para criar um fluxo uniforme na área de trabalho - grade de endireitamento - 8. Difusor expansível - 3 reduz a velocidade e consequentemente aumenta a pressão do fluxo de ar, o que reduz a energia necessária para girar o ventilador.

Arroz. 4.1. Diagrama do túnel de vento: 1 – motor elétrico; 2 – ventilador; 3 – difusor; 4 – canal de retorno; 5 – modelo testado; 6 – parte funcional do túnel de vento; 7 – bico; 8 – grade de endireitamento; 9 – palhetas guia

Para determinar as forças aerodinâmicas que atuam no modelo de teste, são utilizadas balanças aerodinâmicas. A pressão em várias partes da superfície do modelo é medida através de orifícios especiais conectados a manômetros.

4.2. Características do ambiente aéreo

Atmosfera chamada de concha gasosa que envolve o globo e gira com ele. A parte superior da atmosfera consiste em partículas ionizadas capturadas pelo campo magnético da Terra. A atmosfera passa suavemente para o espaço sideral e sua altura exata é difícil de estabelecer. Convencionalmente, presume-se que a altitude da atmosfera seja de 2.500 km: nesta altitude, a densidade do ar está próxima da densidade do espaço sideral. O estudo do estado da atmosfera é de grande interesse para a aviação, uma vez que as características de desempenho de voo das aeronaves dependem das propriedades da atmosfera. As condições meteorológicas têm uma influência particularmente grande na qualidade de voo das aeronaves.

À medida que a altitude aumenta, a pressão e a densidade do ar diminuem. Os parâmetros do ar atmosférico dependem das coordenadas do local e mudam ao longo do tempo dentro de certos limites. Tem um impacto significativo no estado da atmosfera radiação solar. A atmosfera está em interação contínua com o espaço e a Terra.

A atmosfera consiste em várias camadas: troposfera, estratosfera, quimosfera, ionosfera, mesosfera e exosfera, cada uma das quais é caracterizada por variações de temperatura dependendo da altitude.

Na troposfera, a temperatura diminui com a altitude em média 6,5°C a cada 1.000 m. Na estratosfera, a temperatura permanece quase constante. Na quimosfera, uma camada quente de ar fica entre duas camadas frias, portanto existem dois gradientes de temperatura: na parte inferior, em média, +4°C por 1.000 m, e na parte superior - 4,5°C por 1.000 m. Na ionosfera, a temperatura aumenta com a altura em média 10°C a cada 1.000 m. Na mesosfera, a temperatura diminui em média 3°C a cada 1.000 m.

Todas as camadas são separadas umas das outras por zonas de 1 a 2 km de espessura, chamadas pausas: tropopausa, estratopausa, quimiopausa, ionopausa, mesopausa.

As camadas inferiores da atmosfera, em particular a troposfera e a estratosfera, são atualmente de maior interesse para a aviação.

Observações de longo prazo do estado da atmosfera em vários lugares globo mostraram que os valores de temperatura, pressão e densidade do ar variam em função do tempo e das coordenadas dentro de limites muito amplos, o que não permite prever com precisão o estado da atmosfera no momento do voo. Por exemplo, na Sibéria, a temperatura do ar no inverno ao nível do oceano às vezes atinge 2.130 K, e no verão 3.030 K, ou seja, durante o ano muda em 900 K. Nas latitudes médias a temperatura varia em cerca de 700K. Flutuações significativas também são observadas nas mudanças de temperatura em diferentes altitudes.

A gama de flutuações de pressão é significativa: nas latitudes médias ao nível do oceano varia de 1,04 a 0,93 bar (1 bar = 105 N/m2). A densidade do ar também muda de acordo (dentro de ±10%).

A falta de certeza no estado da atmosfera próxima à Terra e na mudança do seu estado com o aumento da altitude cria sérias dificuldades nos cálculos aerodinâmicos das características de voo das aeronaves, que, como já observado, dependem significativamente do estado da atmosfera . A necessidade de unificar os cálculos relacionados às aeronaves na resolução de problemas práticos, por exemplo, calibração uniforme de diversos instrumentos de voo (medidores de velocidade, medidores de velocidade, etc.), recálculo das características de voo de aeronaves obtidas em determinados condições atmosféricas, em outros levou à criação de características condicionais da atmosfera - padrões. Tais características foram introduzidas na forma de uma atmosfera padrão condicional (SA), que tem a forma de uma tabela de valores numéricos dos parâmetros físicos da atmosfera para diversas altitudes.

4.3. informações gerais sobre as leis da aerodinâmica

A aerodinâmica fornece uma explicação qualitativa da natureza da ocorrência das forças aerodinâmicas e, com a ajuda de equações especiais, permite obter a sua avaliação quantitativa.

Ao estudar o movimento dos gases, partimos do pressuposto de que esses meios são complexos com uma distribuição contínua de matéria no espaço. O fluxo de gás (doravante denominado ar) na aerodinâmica é geralmente representado na forma de fluxos elementares separados - contornos fechados na forma de tubos, através de superfície lateral qual o ar não pode fluir, Fig. 4.2. Se em qualquer ponto do espaço a velocidade, pressão e outras quantidades características são constantes no tempo, então tal movimento é chamado de estacionário.

Apliquemos as duas leis mais gerais da natureza ao fluxo de ar em uma corrente: a lei da conservação da massa e a lei da conservação da energia.

Para o caso de movimento estacionário, a lei da conservação da massa se resume ao fato de que a mesma massa de ar flui através de cada seção transversal da corrente por unidade de tempo, ou seja:

ρ1f1V1= ρ2f2V2=const,

onde: ρ – densidade mássica do ar nas seções correspondentes da corrente;

f é a área da seção transversal do riacho;

V – velocidade do ar.

Esta equação é chamada de equação de continuidade do jato.

O produto ρfV representa a segunda vazão mássica de ar que passa por cada seção transversal do jato.

Para baixas velocidades de fluxo (M< 0,3), когда сжимаемостью воздуха мож-но пренебречь, то есть когда ρ1 = ρ2 = const, уравнение неразрывности прини-мает вид:

f1V1=f2V2=const.

A partir desta equação fica claro que quando M< 0,3 скорость течения в струйке обратно пропорциональна площади ее поперечного сечения.

À medida que a velocidade aumenta, ela começa a influenciar cada vez mais a mudança na densidade. Por exemplo, em velocidades correspondentes a M > 1, um aumento na velocidade só é possível com um aumento na área da seção transversal do fluxo.

https://pandia.ru/text/78/049/images/image012_75.gif" width="29" height="38 src=">, e a energia potencial, igual ao trabalho da gravidade em relação a algum nível convencional , é mgh1. Além disso, o ar localizado acima da primeira seção produz trabalho, avançando a massa de ar localizada na frente. Este trabalho é definido como o produto da força de pressão P1f1 pelo caminho V1Δτ. Assim, a energia do ar transferido durante o tempo Δτ através seção I-I, vai ser:

Assim, com base na equação de Bernoulli, podemos concluir que durante o movimento estacionário, a soma da pressão estática e da pressão dinâmica é um valor constante.

Principais componentes da aeronave

Os aviões pertencem a aeronave mais pesados que o ar, caracterizam-se pelo princípio aerodinâmico de voo. Aviões têm elevador S é criado devido à energia do fluxo de ar que lava a superfície de suporte de carga, que é fixada de forma fixa em relação ao corpo, e o movimento de translação em uma determinada direção é fornecido pelo empuxo da usina de força (PS) da aeronave.

Diferentes tipos de aeronaves têm as mesmas unidades básicas (componentes): asa , vertical (VO) e horizontal (IR) plumagem , fuselagem , usina elétrica (SU) e chassis (Figura 2.1).

Arroz. 2.1. Elementos básicos de design de aeronaves

Asa de avião1 cria sustentação e fornece estabilidade lateral à aeronave durante o vôo.

muitas vezes a asa é a base de força para abrigar o trem de pouso e os motores, e seus volumes internos são usados para acomodar combustível, equipamentos, vários componentes e conjuntos de sistemas funcionais.

Para melhoria características de decolagem e pouso(VPH) das aeronaves modernas, os meios de mecanização são instalados na asa ao longo dos bordos de ataque e de fuga. Ao longo da borda principal da asa são colocados ripas , e nas costas - abas10 , interceptadores12 E interceptadores de ailerons .

Em termos de resistência, a asa é uma viga de estrutura complexa, cujos suportes são as estruturas de força da fuselagem.

Ailerons11 são controles laterais. Eles fornecem controle lateral da aeronave.

Dependendo do projeto e da velocidade de voo, dos parâmetros geométricos, dos materiais estruturais e do esquema de potência estrutural, a massa da asa pode ser de até 9...14 % do peso de decolagem da aeronave.

Fuselagem 13 combina os principais componentes da aeronave em um único todo, ou seja, fornece fechamento do circuito de energia da aeronave.

O volume interno da fuselagem serve para acomodar tripulantes, passageiros, carga, equipamentos, correio, bagagens e meios de resgate de pessoas em caso de emergência. As fuselagens das aeronaves cargueiras são equipadas com sistemas e dispositivos de carga e descarga desenvolvidos para amarração de carga rápida e confiável.

A função de fuselagem dos hidroaviões é desempenhada por um barco, que permite a decolagem e o pouso na água.

Em termos de resistência, a fuselagem é uma viga de paredes finas, cujos suportes são as longarinas das asas, às quais está conectada através dos nós dos quadros de força.

o peso da estrutura da fuselagem é 9…15 % do peso de decolagem da aeronave.

Cauda vertical5 consiste em uma parte fixa quilha4 E leme (RN) 7 .

Quilha 4 fornece à aeronave estabilidade direcional no avião X0Z, e RN - controlabilidade direcional em relação ao eixo 0a.

Aparador Enfermeiro 6 garante a remoção de tensões prolongadas nos pedais, por exemplo, em caso de falha do motor.

Cauda horizontal9 inclui uma parte fixa ou limitadamente móvel ( estabilizador2 ) e a parte móvel – elevador (Trailer) 3 .

Estabilizador 2 dá estabilidade longitudinal à aeronave, e o RV 3 - controlabilidade longitudinal. O RV pode carregar um aparador 8 para descarregar a coluna de direção.

O peso das estruturas GO e VO geralmente não excede 1,3...3 % do peso de decolagem da aeronave.

Chassis avião 16 refere-se a dispositivos de decolagem e pouso (TLD), que fornecem decolagem, decolagem, pouso, corrida e manobra de uma aeronave em movimento no solo.

O número de suportes e sua localização em relação a Centro de massa (CM) de uma aeronave depende dos projetos do trem de pouso e das características operacionais da aeronave.

O trem de pouso da aeronave mostrada na Fig. 2.1 possui dois principais suportes 16 e um apoio para nariz17 . Cada suporte inclui um poder rack18 e elementos de apoio - rodas15 . Cada suporte pode ter vários postes e várias rodas.

Na maioria das vezes, o trem de pouso da aeronave é feito para ser retrátil em vôo, portanto, compartimentos especiais são fornecidos na fuselagem para acomodá-lo. 13. É possível limpar e colocar o trem de pouso principal em locais especiais gôndolas (ou naceles de motor), carenagens14 .

O trem de pouso garante a absorção da energia cinética do impacto durante o pouso e da energia de frenagem durante a corrida, taxiamento e manobra da aeronave no aeródromo.

aeronave anfíbia pode decolar e pousar tanto em aeródromos terrestres quanto na superfície da água.

Figura 2.2. Chassi de aeronaves anfíbias.

no corpo hidroavião um chassi com rodas é instalado e colocado sob a asa flutua1 ,2 (Fig. 2.2).

O peso relativo do chassi é geralmente 4...6 % do peso de decolagem da aeronave.

Power Point 19 (ver Fig. 2.1), garante a criação do empuxo da aeronave.É composto por motores, bem como por sistemas e dispositivos que garantem o seu funcionamento nas condições de voo e operação terrestre da aeronave.

Nos motores a pistão, a força de empuxo é criada pela hélice, nos motores turboélice - pela hélice e em parte pela reação dos gases, nos motores a jato - pela reação dos gases.

O sistema de controle inclui: unidades de montagem do motor, nacela, sistema de controle, dispositivos de entrada e saída do motor, sistemas de combustível e óleo, sistemas de partida do motor, sistemas de incêndio e antigelo.

A massa relativa da unidade de controle, dependendo do tipo de motores e sua disposição na aeronave, pode chegar a 14...18 % do peso de decolagem da aeronave.

2.2. Técnico, econômico e técnico de voo
características da aeronave

As características técnicas e econômicas da aeronave são:

Massa relativa da carga útil:

`eu seg = eu seg /eu 0

Onde eu mon - massa da carga útil;

eu 0 - peso de decolagem da aeronave;

Massa relativa da carga máxima de pedágio:

`eu knmáx = eu knmah / eu 0

Onde eu massa knmax da carga útil máxima;

Produtividade horária máxima:

P h = eu knmáx ∙ v voo

Onde v voo - velocidade de cruzeiro da aeronave;

Consumo de combustível por unidade de desempenho q T

As principais características de voo das aeronaves incluem:

Velocidade máxima de cruzeiro v cr.max;

Velocidade econômica do cruzeiro V para p.ek;

Altitude de cruzeiro N principal;

Alcance de voo com carga máxima paga eu;

Relação média de sustentação e arrasto PARA em vôo;

Taxa de escalada;

Capacidade de carga, que é determinada pela massa de passageiros, carga, bagagem transportada em avião com determinado peso de voo e reserva de combustível;

Características de decolagem e pouso (TLP) da aeronave.

Os principais parâmetros que caracterizam a trajetória de vôo são a velocidade de aproximação - V salário; velocidade de pouso - V P;velocidade de decolagem durante a decolagem - V op; comprimento da corrida de decolagem - eu uma vez; comprimento da corrida de pouso - eu n.p.; o valor máximo do coeficiente de sustentação na configuração de pouso da asa - COM y máximo p;valor máximo do coeficiente de sustentação na configuração de decolagem da asa COM no máximo vzl

Classificação de aeronaves

As aeronaves são classificadas de acordo com vários critérios.

Um dos principais critérios para classificação de aeronaves é critério de finalidade . este critério predetermina as características de desempenho de voo, parâmetros geométricos, layout e composição dos sistemas funcionais da aeronave.

De acordo com sua finalidade, as aeronaves são divididas em civil E militares . Tanto a primeira quanto a segunda aeronave são classificadas de acordo com o tipo de tarefas executadas.

Abaixo consideramos a classificação apenas de aeronaves civis.

Aeronaves civis destinado ao transporte de passageiros, correio, carga, bem como à resolução de diversos problemas económicos nacionais.

As aeronaves são divididas em passageiro , frete , experimental , educacional e treinamento , bem como em aviões atingir o propósito econômico nacional .

Passageiro Dependendo do alcance de voo e da capacidade de carga útil, as aeronaves são divididas em:

- aeronaves de longo curso - alcance de vôo eu>6.000 km;

- aeronave de médio curso - 2500 < eu < 6000 км;

- aeronave de curta distância - 1000< eu < 2500 км;

- aeronaves para companhias aéreas locais (MVL) - eu <1000 км.

Aeronaves de longo curso(Fig. 2.3) com autonomia de voo superior a 6.000 km são normalmente equipados com um sistema de alimentação composto por quatro motores turbofan ou motores propfan, o que melhora a segurança de voo em caso de falha de um ou dois motores.

Aeronaves de médio curso(Fig. 2.4, Fig. 2.5) possuem um sistema de controle de dois ou três motores.

Aeronaves de curta distância(Fig. 2.6) com autonomia de vôo de até 2.500 km, possuem sistema de controle de dois ou três motores.

Aviões de companhias aéreas locais (LDL) são operados em rotas aéreas com extensão inferior a 1.000 km e sua alimentação pode ser composta por dois, três ou até quatro motores. O aumento do número de motores para quatro deve-se ao desejo de garantir um elevado nível de segurança de voo com a elevada intensidade de descolagens e aterragens característica dos aviões internacionais.

As companhias aéreas internacionais incluem aeronaves administrativas, projetadas para transportar de 4 a 12 passageiros.

Aeronave de carga fornecer transporte de mercadorias. Dependendo do seu alcance de voo e capacidade de carga útil, estas aeronaves podem ser classificadas de forma semelhante às aeronaves de passageiros. o transporte de mercadorias pode ser realizado tanto no interior do compartimento de carga (Fig. 2.7) quanto na suspensão externa da fuselagem (Fig. 2.8).

Aeronave de treinamento fornecer treinamento e treinamento para pessoal de voo em instituições de ensino e centros de treinamento de aviação civil (Fig. 2.9). Essas aeronaves geralmente são fabricadas com dois assentos (instrutor e estagiário)

Aeronave experimental são criados para resolver problemas científicos específicos, realizar pesquisas de campo diretamente em vôo, quando é necessário testar hipóteses apresentadas e projetar soluções.

Aeronaves para fins econômicos nacionais Dependendo do uso pretendido, dividem-se em agrícolas, patrulhamento, observação de oleodutos e gasodutos, florestas, zonas costeiras, tráfego rodoviário, sanitários, reconhecimento de gelo, fotografia aérea, etc.

Juntamente com aeronaves especialmente projetadas para esses fins, aeronaves MVL de baixa capacidade podem ser convertidas para missões alvo.

Arroz. 2.7. Avião de carga

Arroz. 2.10

Arroz. 2.9

Figura 2.8

Arroz. 2.8. Transporte de mercadorias em tipoia externa

Arroz. 2.9. Aeronave de treinamento

Arroz. 2.10. Aeronaves para fins econômicos nacionais

Layout aerodinâmico A aeronave é caracterizada pelo número, formato externo das superfícies de suporte e pela posição relativa da asa, cauda e fuselagem.

A classificação das configurações aerodinâmicas é baseada em dois critérios:

- formato de asa ;

- arranjo de plumagem EU.

De acordo com a primeira característica, distinguem-se seis tipos de configurações aerodinâmicas:

- com asas retas e trapezoidais;

- com asa varrida;

- com asa delta;

- com asa reta de baixa proporção;

- com asa anular;

- com asa redonda.

Para aeronaves civis modernas, os dois primeiros e parcialmente o terceiro tipo de configurações aerodinâmicas são praticamente utilizados.

De acordo com o segundo tipo de classificação, distinguem-se as seguintes três opções de configurações aerodinâmicas de aeronaves:

Esquema normal (clássico);

Padrões de pato;

Esquema sem cauda.

Uma variação do esquema “sem cauda” é o esquema de “asa voadora”.

Aeronave esquema normal (ver Fig. 2.5, 2.6) possuem um GO localizado atrás da asa. Este esquema tornou-se difundido em aeronaves da aviação civil.

As principais vantagens do esquema normal:

Possibilidade de utilização efetiva da mecanização das asas;

Fácil fornecimento de balanceamento da aeronave com os flaps estendidos;

Reduzindo o comprimento da fuselagem dianteira. Isso melhora a visibilidade do piloto e reduz a área do espaço aéreo, uma vez que a parte dianteira encurtada da fuselagem provoca o aparecimento de um menor momento desestabilizador de viagem;

Possibilidade de redução das áreas do VO e GO, uma vez que os ombros do GO e GO são significativamente maiores que os de outros esquemas.

Desvantagens do esquema normal:

GO cria sustentação negativa em quase todos os modos de voo. Isso leva a uma diminuição na sustentação da aeronave. Especialmente durante condições de voo de transição durante a descolagem e aterragem;

O GO está localizado em um fluxo de ar perturbado atrás da asa, o que afeta negativamente o seu funcionamento.

Para remover o GO da “sombra aerodinâmica” da asa ou do “jato seguinte” dos flaps durante condições de voo de transição, ele é deslocado em relação à altura da asa (Fig. 2.11, a), colocado no meio de na quilha (Fig. 2.11; b) ou no topo da quilha (Fig. 2.11, c).

Arroz. 2.12

Arroz. 2.11

Arroz. 2.11 Layouts de cauda horizontal

A. VO., deslocado em relação à asa em altura;

b. VO está localizado no meio da quilha (cauda cruciforme);

V. Cauda em forma de T;

g. v - cauda em forma.

Na prática de fabricação de aeronaves, existem casos conhecidos de utilização de um sistema combinado, chamado cauda em V (Fig. 2.12). as funções de GO e VO, neste caso, são executadas por duas superfícies espaçadas em um ângulo uma em relação à outra. Os lemes colocados nessas superfícies, quando desviados simultaneamente para cima e para baixo, funcionam como um controle rotativo, e quando um leme é desviado para cima e o outro para baixo, o controle direcional da aeronave é alcançado.

Muitas vezes, aeronaves de duas e até três aletas podem ser usadas em aviões.

Quando a aeronave estiver configurada aerodinamicamente de acordo com padrão de pato no GO eles são colocados na frente da asa na parte dianteira da fuselagem (Fig. 2.13)

As vantagens do esquema "pato" são:

Colocação do GO em um fluxo de ar não perturbado;

A possibilidade de reduzir o tamanho da asa, já que o GO passa a suportar carga, ou seja, participa da criação de elevadores de aeronaves;

Parry bastante fácil do momento de mergulho resultante quando a mecanização da asa é desviada pela desviação do GO;

Arroz. 2.13 Layout do canard da aeronave

O aumento do ombro GO é superior a 30% do desenho normal, o que permite reduzir a área da asa;

Quando grandes ângulos de ataque são alcançados, o estol de fluxo no GO ocorre mais cedo do que na asa, o que praticamente elimina o risco de a aeronave atingir ângulos de ataque supercríticos e entrar em parafuso.

Para uma aeronave projetada de acordo com o design canard, a posição do foco muda para trás ao passar de M<1 к М>1 é menor que o de aeronaves com projeto normal, portanto o aumento no grau de estabilidade longitudinal é observado em menor grau.

As desvantagens deste esquema são:

Capacidade de carga da asa reduzida em 10-15 % devido ao bisel do fluxo do GO;

Um braço de aerofólio relativamente pequeno, levando a um aumento na área do aerofólio e, às vezes, à instalação de duas aletas para aumentar a estabilidade direcional. Isto compensa o momento desestabilizador criado pela fuselagem dianteira alongada.

Esquema sem cauda caracterizado pela ausência de GO (ver Fig. 1.13), enquanto as funções do GO são transferidas para a asa. Aviões fabricados de acordo com este projeto podem não ter fuselagem, caso em que são chamados de “asa voadora”. Essas aeronaves são caracterizadas por um arrasto mínimo.

O esquema sem cauda tem as seguintes vantagens:

Como tais aeronaves utilizam asas delta, com grandes tamanhos de nervuras laterais é possível reduzir a espessura relativa do perfil, garantindo o uso racional do volume da asa para acomodar combustível;

A ausência de cargas GO permite aliviar a fuselagem traseira;

O custo e o peso da fuselagem são reduzidos, pois não há GO, pelo mesmo motivo, a resistência ao atrito da aeronave é reduzida devido à diminuição da área da superfície movimentada pelo fluxo de ar;

As dimensões geométricas significativas da nervura lateral proporcionam a capacidade de criar um efeito de “almofada de ar” durante o pouso da aeronave;

Como o design “sem cauda” utiliza asas de varredura dupla, durante a decolagem há um aumento significativo no coeficiente de sustentação.

Entre as desvantagens deste esquema, as mais significativas são:

Incapacidade de utilizar totalmente a capacidade de carga da asa durante o pouso;

Diminuição do teto da aeronave devido à diminuição da qualidade aerodinâmica, o que se explica pela manutenção dos elevons na posição desviada superior para atingir o maior ângulo de ataque da asa;

A dificuldade, e por vezes a impossibilidade, de equilibrar a aeronave com os flaps estendidos;

É difícil garantir a estabilidade direcional da aeronave devido ao pequeno braço do aerofólio, por isso às vezes são instaladas três aletas (ver Fig. 1.13).

Na prática da construção de aeronaves experimentais, você pode encontrar opções com uma combinação de esquemas básicos em uma aeronave.

Uma opção é possível quando dois GOs são usados em um avião - um na frente da asa e o segundo atrás dela. Ao implementar o esquema “tandem”, a aeronave possui asa e GO que são quase comparáveis em área. A configuração “tandem” pode ser considerada intermediária entre a configuração normal e a configuração “canard”, devido à qual a faixa operacional de alinhamentos é ampliada com perdas relativamente pequenas na qualidade aerodinâmica para balanceamento da aeronave.

As principais características de projeto pelas quais as aeronaves são classificadas são:

Número e disposição das asas;

Tipo de fuselagem;

Tipo de motores, número e localização na aeronave;

Diagrama do trem de pouso, caracterizado pelo número de apoios e sua posição relativa em relação ao CM da aeronave.

Dependendo do número de asas, distinguem-se monoplanos e biplanos.

Esquema monoplano domina na construção de aeronaves, e a maioria das aeronaves é fabricada justamente de acordo com esse projeto, o que se deve ao menor arrasto de um monoplano e à possibilidade de aumentar a velocidade de vôo.

Diagramas de avião "biplano" (Fig. 2.16) são caracterizados por alta
manobrabilidade, mas são lentos, por isso este esquema é implementado para aeronaves para fins especiais, por exemplo, para aeronaves agrícolas.

Fig 2. 16 Aeronaves biplanas

Dependendo da localização da asa em relação à fuselagem, as aeronaves podem ser projetadas de acordo com a “asa baixa” (Fig. 2.17, a), “asa média” (Fig. 2.17, b) e “asa alta” (Fig. 2.17, c) esquemas.

Figura 2.17. Vários layouts de asas

Esquema "asa baixa" o menos vantajoso em termos aerodinâmicos, pois na área onde a asa encontra a fuselagem, a suavidade do fluxo é perturbada e surge um arrasto adicional devido à interferência do sistema asa-fuselagem. Esta desvantagem pode ser significativamente reduzida com a instalação de carenagens, eliminando o efeito difusor.

A colocação do motor de turbina a gás na parte raiz da asa permite a utilização
efeito ejetor do jato do motor, denominado carenagem ativa.

Uma aeronave de asa baixa possui uma posição mais elevada do contorno inferior da fuselagem acima da superfície do solo. Isso se deve à necessidade de evitar que a ponta da asa toque a superfície da pista durante um pouso inclinado, bem como de garantir o funcionamento seguro do sistema de controle ao colocar os motores na asa. Nesse caso, o processo de descarga e carregamento de cargas, bagagens, bem como de embarque e desembarque de passageiros torna-se mais complicado. Esta desvantagem pode ser evitada se o trem de pouso da aeronave estiver equipado com um mecanismo de “agachamento”.

A configuração “asa baixa” é mais utilizada para aeronaves de passageiros, pois proporciona maior segurança em comparação com outras opções durante um pouso de emergência no solo e na água. Durante um pouso de emergência no solo com o trem de pouso retraído, a asa absorve a energia do impacto, protegendo a cabine de passageiros. Ao pousar na água, a aeronave fica imersa na água até a asa, o que confere flutuabilidade adicional à fuselagem e simplifica a organização dos trabalhos relacionados à evacuação de passageiros.

Uma vantagem importante do projeto de “asa baixa” é o peso mínimo da estrutura, uma vez que o trem de pouso principal está mais frequentemente associado à asa e suas dimensões e peso são menores que os de uma aeronave de asa alta. Em comparação com uma aeronave de asa alta, que possui trem de pouso na fuselagem, uma aeronave de asa baixa tem menos peso, pois não necessita de pesagem da fuselagem associada à fixação do trem de pouso principal a ela.

Uma aeronave de asa baixa com os suportes principais colocados na asa mantém a regra básica: a aeronave é sustentada por uma superfície de sustentação. Esta regra é observada em todos os modos de operação, tanto em vôo quanto durante a decolagem e pouso. Neste último caso, a asa repousa sobre o trem de pouso durante a corrida e decolagem. Graças a isso, é possível unificar o circuito de potência, que determina os caminhos de transmissão das cargas máximas, e reduzir o peso da estrutura da aeronave como um todo. As vantagens consideradas tornaram-se a razão da posição dominante do design de “asa baixa” nas aeronaves de passageiros.

Esquema "meio-terreno" (Fig. 2.17, b) na maioria das vezes não é usado para aeronaves de passageiros e de carga, uma vez que o caixão da asa (sua parte de força) não pode ser colocado na cabine de passageiros ou de carga.

Com o aumento dos pesos de decolagem e dos parâmetros das aeronaves, torna-se possível aproximar o layout das asas das aeronaves de fuselagem larga da asa média. Neste caso, a asa é elevada ao nível do piso da cabine de passageiros ou compartimento de carga, como é feito no A-300, Boeing-747, Il-96, etc. ser significativamente melhorado.

Em sua forma pura, o design “mid-plane” pode ser implementado em aeronaves de dois andares, onde a asa praticamente não interfere no aproveitamento dos volumes da fuselagem para acomodar cabines de passageiros, espaços de carga e equipamentos.

O projeto de “asa alta” (Fig. 2.17, c) é amplamente utilizado em aeronaves de carga e também em aviões internacionais. Neste caso, é possível obter a menor distância do contorno inferior da fuselagem até a superfície da pista, uma vez que a asa alta não prejudica a escolha da altura da fuselagem em relação ao solo.

Ao usar o esquema "asa alta" torna-se possível manobrar livremente veículos especiais durante a manutenção de aeronaves.

A eficiência de transporte das aeronaves de carga é aumentada devido à posição mais baixa do piso da cabine de carga, que permite carga e descarga rápida e fácil de cargas grandes, equipamentos autopropulsados, módulos diversos, etc.

A vida útil dos motores aumenta, pois eles estão localizados a uma distância considerável do solo e a probabilidade de entrada de partículas sólidas nas entradas de ar da superfície da pista é drasticamente reduzida.

As vantagens notadas da aeronave de asa alta explicam a posição dominante que este projeto ocupou em aeronaves de transporte nacionais (An-22, An-124, An-225), estrangeiras (C-141, C-5A, C-17 (EUA), etc.) prática.

O design de “asa alta” fornece facilmente uma distância segura padronizada da superfície da pista até a extremidade da pá da hélice ou o contorno inferior da entrada de ar do motor da turbina a gás. Isto explica a utilização bastante frequente deste regime em aeronaves internacionais de passageiros (An-28 (Ucrânia), F-27 (Holanda), Short-360 (Inglaterra), ATR 42, ATR-72 (França-Itália)).

A vantagem indiscutível do esquema “asa alta” é o valor mais alto COM no máx. devido à preservação da superfície superior da asa total ou parcialmente aerodinamicamente limpa acima da fuselagem, maior eficiência da mecanização da asa devido à redução do efeito final nos flaps, uma vez que a lateral da fuselagem e a nacela do motor desempenham o papel papel de “arruelas” finais.

No entanto, a grande massa da fuselagem em comparação com outros projetos afeta negativamente a carga útil ou a reserva de combustível e o alcance de voo. O peso da estrutura da fuselagem é explicado por:

A necessidade de aumentar a área de defesa aérea em 15-20 % devido a parte dela cair na zona de sombreamento da asa;

Um aumento na massa da fuselagem em 15-20 % devido ao aumento do número de armações reforçadas na área de fixação do trem de pouso principal, reforçando a estrutura do contorno inferior da fuselagem em caso de pouso de emergência com o trem de pouso não estendido, e devido ao reforço de a cabine pressurizada.

Ao fixar o trem de pouso principal à base de força da fuselagem, surgem dificuldades em garantir a trajetória necessária.

A pequena via do chassi aumenta a carga em uma laje de concreto,
o que pode exigir uma classe de aeródromo superior para operar a aeronave.

O desejo de fornecer uma pista aceitável muitas vezes torna necessário aumentar a largura total das estruturas reforçadas na área onde os suportes principais estão localizados, para formar nacelas salientes do trem de pouso e aumentar a seção central da aeronave e, portanto, seu arrasto aerodinâmico. As estatísticas mostram que, neste caso, o arrasto das naceles do chassi pode chegar a 10-15 % da resistência total da fuselagem.

A menor segurança de uma aeronave de asa alta durante um pouso de emergência na água e em terra às vezes impossibilita a utilização deste esquema em aeronaves com grande capacidade de passageiros, pois durante um pouso de emergência no solo, a massa da asa junto com o motores tende a esmagar a fuselagem e a cabine de passageiros. Ao pousar na água, a fuselagem submerge até as bordas inferiores da asa e o habitáculo pode ficar submerso. Neste caso, a organização do trabalho de resgate de passageiros é significativamente complicada e a evacuação de pessoas só é possível através de escotilhas de emergência na parte superior da fuselagem.

Por tipo de fuselagem os aviões são divididos em convencionais, ou seja, feito em projeto de fuselagem única (Fig. 2.18, a); de acordo com o esquema de duas fuselagens e o esquema de "gôndola" (Fig. 2.18, b).

Arroz. 2.18 Classificação das aeronaves por tipo de fuselagem

O mais difundido é o desenho de fuselagem única, que permite obter a configuração mais vantajosa do formato da fuselagem do ponto de vista aerodinâmico, já que o arrasto neste caso será menor em comparação com outros tipos.

Ao colocar a cauda da aeronave não na fuselagem, mas em duas vigas (Fig. 2.18b) ou substituir a fuselagem por uma gôndola, o arrasto aumenta. A configuração “gôndola” (Fig. 2.18b) é caracterizada pela má racionalização das nacelas, o que pode levar à instabilidade da aeronave em ângulos de ataque elevados. Portanto, o projeto de “gôndola” de feixe duplo raramente é implementado na prática de fabricação de aeronaves, principalmente em aeronaves de transporte, onde as questões de eficiência de transporte tornam-se primordiais. Um exemplo dessa solução é o avião de carga Argosy da Hawker Sidley.

Fig.2.19 Aeronave "Avião Aggie"

Por tipo de motor distinguir entre aeronaves com PD, motor turbojato, motor turbojato, etc.

Por número de motores Os aviões são divididos em monomotores, dois, três, quatro e seis motores.

Nas aeronaves de passageiros, para garantir a segurança do voo, o número de motores não deve ser inferior a dois. Aumentar o número de motores para além de seis revela-se injustificado devido às dificuldades associadas à garantia da sincronização do funcionamento dos sistemas de controlo individuais e ao aumento do tempo e da intensidade de trabalho dos trabalhos de manutenção.

Por localização do motor aeronaves subsônicas de passageiros podem ser classificadas em quatro grupos principais: motores - na asa (Fig. 2.20, a), motores - na raiz da asa, motores - na parte traseira da fuselagem (b) e uma versão mista (c ) do layout do motor.

Ao escolher o local para instalação dos motores, eles levam em consideração as características do layout geral da aeronave, as condições de operação e garantindo a máxima vida útil dos motores, buscam obter o menor arrasto do sistema de controle e minimizam as perdas de ar em as entradas de ar.

Assim, em aeronaves com três motores, é aconselhável utilizar um layout misto (Fig. 2.20): dois motores sob a asa e um terceiro na fuselagem traseira ou na aleta.

Arroz. 2.20 Esquemas para instalação de motores em aeronaves

Em aeronaves com dois motores, o sistema de controle é colocado na asa ou na fuselagem traseira.

À medida que a taxa de bypass do motor aumenta, seu diâmetro aumenta. Portanto, ao organizar os motores sob a asa, é necessário aumentar a altura do chassi para garantir uma distância padronizada do contorno da nacela do motor à superfície da terra. Isto aumenta o peso da estrutura da aeronave e cria uma série de problemas relacionados aos passageiros, bagagem e manutenção. Em primeiro lugar, isto se aplica a aeronaves internacionais, que muitas vezes são operadas em aeródromos que não possuem equipamentos especiais. Ao mesmo tempo, o efeito de descarregar a asa em vôo devido à colocação de motores nela é significativamente reduzido, uma vez que com o aumento da razão de bypass a massa específica do motor turbojato diminui.

A Figura 2.21 mostra duas aeronaves cujo projeto foi criado com base nos mesmos requisitos de carga útil, alcance, características de voo, seção média da fuselagem, etc. A Figura 2.21 mostra a diferença entre as duas aeronaves em termos de altura da asa e fuselagem em relação ao solo.

Fig. 2.21 A influência do bypass do motor no layout da aeronave

Por tipo de trem de pouso Eles são divididos em trens de pouso com rodas, esqui, flutuadores (para hidroaviões), sobre esteiras e com colchão de ar.

O chassi com rodas tornou-se predominante e um chassi flutuante é frequentemente usado.

De acordo com o diagrama do chassi aeronaves são divididas em triciclo e
dois suportes

O esquema de três apoios é realizado em duas versões: um esquema de três apoios com apoio de nariz e um esquema de três apoios com apoio de cauda. Na maioria dos casos é usado em aviões design de três pernas com suporte de arco. A segunda versão deste esquema é encontrada em aeronaves leves.

O projeto do trem de pouso de duas rodas praticamente não é utilizado em aeronaves civis.

Em aeronaves pesadas, especialmente de transporte, um projeto de trem de pouso multisuporte tornou-se difundido. Por exemplo, a aeronave Boeing 747 usa um trem de pouso de cinco postes, a aeronave An-225 usa um trem de pouso de dezesseis postes e o passageiro Il-86 usa um trem de pouso de quatro postes.

2.4. REQUISITOS PARA O PROJETO
AERONAVES

Todos os requisitos para projeto de aeronaves são divididos em são comuns , obrigatório para todos os componentes da fuselagem, e especial .

Os requisitos gerais incluem aerodinâmica, resistência e rigidez, confiabilidade e capacidade de sobrevivência da aeronave, operacional, capacidade de manutenção, capacidade de fabricação da aeronave, requisitos econômicos, peso mínimo da estrutura da fuselagem e sistemas funcionais.

Requisitos aerodinâmicos resumem-se a garantir que a influência da forma da aeronave, os seus parâmetros geométricos e de projeto correspondem aos dados de voo especificados obtidos com os menores custos de energia. A implementação destes requisitos envolve garantir a resistência mínima da aeronave, as características exigidas de estabilidade e controlabilidade, características de alto desempenho e desempenho de voo de cruzeiro.

O cumprimento dos requisitos aerodinâmicos é alcançado através da escolha dos valores ideais dos parâmetros das unidades individuais (partes) da aeronave, seu arranjo mútuo racional e um alto nível de parâmetros específicos.

Requisitos de resistência e rigidez são aplicados à estrutura da fuselagem e ao seu revestimento, que deve suportar todos os tipos de cargas operacionais sem destruição, enquanto as deformações não devem levar a alterações nas propriedades aerodinâmicas da aeronave, não devem ocorrer vibrações perigosas e não devem aparecer deformações residuais significativas. O cumprimento destes requisitos é garantido pela escolha de uma estrutura de potência racional e das áreas transversais dos elementos de potência, bem como pela seleção dos materiais.

Requisitos de confiabilidade e sobrevivência aeronaves prevêem o desenvolvimento e implementação de medidas construtivas destinadas a garantir a segurança do voo.

Confiabilidade da aeronave representa a capacidade de uma estrutura desempenhar suas funções mantendo indicadores de desempenho durante o período interregulatório estabelecido, recurso ou outra unidade de medida de tempo de operação. As características de confiabilidade são horas de voo por falha, número de falhas por hora de voo, etc.

A confiabilidade de uma aeronave pode ser aumentada selecionando elementos estruturais confiáveis e duplicando-os (redundância).

Capacidade de sobrevivência da aeronave determinado pela capacidade da estrutura de desempenhar suas funções na presença de danos. Para garantir esta exigência são necessárias medidas construtivas, por exemplo, a utilização de circuitos de potência estaticamente indeterminados, medidas eficazes de proteção contra incêndio e, principalmente, redundância. Esses requisitos são especialmente importantes para garantir um determinado nível segurança de vôo .

Requisitos operacionais prever a criação de tais
estruturas que permitem prestar suporte técnico em pouco tempo
manutenção de aeronaves com custos mínimos de material e técnicos.

A implementação de tais requisitos é possível garantindo acesso conveniente às unidades, padronização e unificação de componentes, montagens, peças e conectores de aeronaves, uso de sistemas integrados de monitoramento automático da condição técnica de sistemas e montagens de aeronaves, sistemas eficazes de solução de problemas e sua eliminação, aumentando a vida útil e a vida útil interregulatória.

Requisitos de manutenção predeterminar a possibilidade de restaurar de forma rápida e barata peças defeituosas (danificadas) da aeronave e manter prontamente o tamanho da frota de motores da aeronave. A importância destes requisitos está aumentando devido à constante complicação das aeronaves e equipamentos.

Principais componentes da aeronave

Os aviões são aeronaves mais pesadas que o ar e são caracterizados por um princípio de voo aerodinâmico. Aviões têm elevador S é criado devido à energia do fluxo de ar que lava a superfície de suporte de carga, que é fixada de forma fixa em relação ao corpo, e o movimento de translação em uma determinada direção é fornecido pelo empuxo da usina de força (PS) da aeronave.