Нагрузки на фюзеляж

В этих уравнениях есть внешнее давление, соответствующее высоте полета. Очевидно, что ,ц> равно весу фюзеляжа на единицу площади лобового сечения. Эту величину можно назвать нагрузкой на поперечное сечение фюзеляжа. Из уравнения (14.4) видно, что величина результирующего отношения сопротивления к подъемной силе существенно зависит от отношения внешнего давления к нагрузке на поперечное сечение фюзеляжа. Другими словами, дальность сверхзвукового самолета можно значительно увеличить уменьшением внешнего давления и увеличением поперечной нагрузки на фюзеляж. [c.71]

Уменьшение внешнего давления означает большую высоту. Увеличение поперечной нагрузки на фюзеляж может быть достигнуто более уплотненной нагрузкой, употреблением горючего с высоким удельным весом и, наконец, увеличением общих размеров самолета. Известно, что вес возрастает пропорционально третьей степени, а площадь лобового сечения — пропорционально второй степени линейных размеров. Следовательно, поперечная нагрузка на фюзеляж при одинаковых прочих условиях возрастает пропорционально линейным размерам самолета. [c.71]

Вибрации фюзеляжа и его агрегатов. Переменные нагрузки на фюзеляж и его агрегаты передаются от несущего винта. Рулевой винт оказывает влияние в основном на концевую и хвостовую балки. Наиболее опасными являются низкие формы (тоны) колебаний, частоты которых близки или кратны числу оборотов несущего винта. [c.113]

Большие нагрузки могут возникнуть при попадании вертолета в атмосферный порыв. Рассмотрим упрощенную модель. Пусть крыло движется в спокойной атмосфере со скоростью V. Внезапно возникает поры воздуха со скоростью направленной вверх. На рис. 9.10 показан треугольник скоростей воздуха относительно профиля крыла. Видно, что угол атаки — угол между хордой профиля и скоростью воздуха V — увеличился. Следовательно, при малых значениях угла атаки возрастает и пропорциональная ему подъемная сила. Если до воздействия порыва подъемная сила У равнялась весу С, крыло совершало прямолинейный горизонтальный полет, то после воздействия порыва подъемная сила У>Уо, перегрузка Пу = У/С > >1. Большие нагрузки на фюзеляже могут возникнуть и при посадке. Механизм их возникновения рассмотрен в гл. 12, посвященной шасси, но расчетными (определяющими) они могут быть и для фюзеляжа. [c.151]

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа снижает нагрузки на крыло и часть фюзеляжа, находящуюся впереди ГТД, но нагрузки на хвостовое оперение при этом могут возрасти. Нагрузки от реактивной струи максимальны на номинальных и взлетных режимах. [c.91]

Расчет вибраций вертолета и нагрузок на несущем винте представляет трудную задачу, которая не всегда может быть удовлетворительно решена даже с применением наиболее сложных современных математических моделей. Сначала вычисляются периодические аэродинамические и инерционные силы на лопасти, а затем движения винта и фюзеляжа. Поскольку высшие гармоники аэродинамической нагрузки на лопасть являются основными источниками сильных вибраций и напряжений, требуется как можно точнее рассчитывать обтекание несущего винта, включая влияние вихрей, срыва и сжимаемости. Присутствие высокочастотных возбуждающих сил и опасность резонанса делают столь же важным наличие хороших моделей инерционных и упругих явлений. Расчет аэроупругих характеристик вертолета, включая вибрации и нагрузки, обсужден в гл. 14. [c.646]

Анализ аэроупругости начинается с определения характера проблемы, подлежаш,ей решению (летно-технические характеристики, нагрузки на лопасти и т. д.), и состава модели (одна лопасть, несущий винт или вертолет в целом). Характер проблемы зависит от стадии расчета и от вопроса, представляющего интерес. Затем выявляются основные элементы анализа детальное описание системы, модель динамики (уравнения движения) и аэродинамическая модель. Имеется много различных моделей структуры вихревой системы, вычисления индуктивных скоростей, динамики несущего винта и фюзеляжа, аэродинамики лопасти и других элементов. Важно, чтобы модели, используемые для различных элементов, достаточно правильно отображали явление. Использование подробной модели лишь в части задачи ведет либо к потере точности, либо к снижению [c.689]

Нелинейный анализ аэроупругости вертолета обычно состоит из следующей последовательности вычислений. Исходными данными являются описание несущего винта вертолета и режима полета. Выходные параметры зависят от рассматриваемой задачи (характеристики несущего винта, нагрузки на лопасть, возмущенное движение вертолета и т. д.). На каждом шаге анализа вычисляются геометрия вихревой системы, индуктивные скорости и аэродинамические силы на несущем винте и фюзеляже с использованием простой или сложной модели каждого элемента в соответствии с характером задачи. После интегрирования уравнений движения для определения реакции несущего винта и фюзеляжа дается приращение времени и вычисления повторяются. Итерационный процесс продолжается до тех пор, пока не будет получено периодическое решение для установив-щегося режима полета или определен соответствующий переходный процесс. Такой прямой подход в случае сложных моделей требует огромного количества вычислений. Поэтому большое внимание уделяется разработкам более эффективных вариантов указанной процедуры в соответствии с исследуемой проблемой и имеющимися вычислительными возможностями. [c.690]

Взаимное аэродинамическое влияние несущих винтов на вертолете продольной схемы вызывает ряд нежелательных эффектов с точки зрения управляемости. Часто возникает неустойчивость по скорости. Каждый несущий винт имеет собственную устойчивость по скорости, однако изменение тяги заднего винта при попадании его в струю от переднего создает дестабилизирующий момент. При увеличении скорости индуктивный скос потока от переднего винта уменьшается, следовательно, уменьшается и скос потока от заднего винта (из. в/п. в 2оп. в). В результате увеличивается тяга заднего винта и появляется момент на пикирование, что соответствует неустойчивости по скорости. Поскольку эта неустойчивость из-за изменений тяг несущих винтов велика, вертолет в целом может быть нейтрален по скорости. Задний винт ближе к срыву вследствие индуктивного влияния переднего винта, поэтому неустойчивость по скорости уменьшается при больших нагрузках на винты. Устойчивость по скорости может быть улучшена с помощью встречного продольного наклона осей несущих винтов или автоматов перекоса, при котором плоскости концов лопастей наклоняются друг к другу. Изменение тяги вследствие изменений составляющих скорости вертолета вдоль осей винтов создает момент на кабрирование, что увеличивает устойчивость по скорости. Эффективность встречного наклона осей несколько уменьшается из-за большего балансировочного значения общего шага на заднем винте при большем наклоне вала. Величина допустимого встречного наклона осей винтов ограничена также взаимным влиянием винтов и фюзеляжа. [c.771]

Характеристики движения самолета при сваливании, штопоре и выводе из него являются результатом сложного взаимодействия конструктивно-аэродинамических параметров самого самолета, условий полета и положений рулевых поверхностей, отклоняемых летчиком при пилотировании. Переход к стреловидным и треугольным формам крыла н оперения, рост удельной нагрузки на крыло, увеличение линейных и объемных размеров фюзеляжа и его нагрузки, применение управляемого стабилизатора явились главными [c.163]

Если перейти к крайне большим высотам, то нагрузка на крыло сильно убывает и соотношение между крыльями и фюзеляжем становится более обычным. Таким образом, для самолета больших размеров и для весьма больших высот летящее крыло вновь приобретает свои преимущества и в анализ следует включить объем крыла, которым пренебрегалось в предшествующем рассмотрении. [c.72]

Ограничение максимальной скорости по скоростному напору вводится из условий обеспечения прочности самолета. Здесь аэродинамические силы и нагрузки на конструкцию пропорциональны скоростному напору. С увеличением скоростного напора возрастают силы, действующие на отдельные элементы конструкции обшивку крыла, фюзеляжа, фонарь и могут их деформировать, а также изменить характеристики устойчивости и управляемости. [c.31]

Следует отметить, что угол отклонения сопел по отношению к фюзеляжу остается неизменным на всем протяжении этого участка траектории полета. Это делается, чтобы после первого изменения положения поворотных сопел двигателя при сходе с палубы авианосца летчик выполнял по возможности простые задачи, т. е. для ослабления нагрузки на летчика. [c.197]

Планер СК-9 предназначался для дальних полетов на буксире за самолетом и по сравнению с обычными спортивными и тренировочными планерами того времени имел более высокую нагрузку на крыло и увеличенный запас прочности. Конструктивной особенностью СК-9 было наличие трех багажных отсеков, расположенных между лонжеронами крыла непосредственно у центра тяжести планера одного в фюзеляже за кабиной пассажира и двух в центроплане у бортов фюзеляжа. Эти особенности делали СК-9 наиболее пригодным для переоборудования в летающую лабораторию по отладке и летным испытаниям ЖРД. Двигатель ОРМ-65, который должен был иметь регулируемую в полете тягу от 50 до 175 кгс, устанавливался на консольной раме, крепившейся к силовому шпангоуту, замыкавшему хвостовую часть фюзеляжа планера. Для защиты руля направления от выхлопной струи двигатель закрывался сверху металлическим козырьком, а нижняя часть руля направления обшивалась листом из нержавеющей стали. Три топливных бака емкостью по 20 л для питания двигателя располагались последовательно друг за другом в фюзеляже. В отсеке задней кабины для пассажира устанавливался бак с горючим (керосином), а в фюзеляжном багажном отсеке размещались два бака с окислителем (азотной кислотой). На случай негерметичности баков с окислителем они устанавливались в специальных дюралюминиевых ваннах, имевших слив за борт. Общий запас топлива на борту ракетного планера, равный 75 кг, обеспечивал непрерывную работу двигателя в течение 100 с. Компоненты топлива подавались в камеру сгорания двигателя по вытеснительной схеме — давлением сжатого воздуха из четырех баллонов емкостью по 5 л, расположенных в крыльевых багажных отсеках планера, по два баллона с каждой стороны фюзеляжа. [c.402]

Нагрузки на фюзеляж. Фюзеляж современного самолета испытывает значительные статические и динамические нагрузки. Особенно большие динамические нагрузки испытывают фюзеляжи больших самолетов при взлете и посадке. На грунтовых аэродромах величина нагрузок значительно больше, чем на бетонных. При осмотрах фюзеляжа тш,ательно проверяют состояние верхней и нижней поверхноетей его (обшивка, [c.85]

Силовая схема пола грузовой кабины определяется типом руза и внешними нагрузками на фюзеляж. Силовой каркас рузового пола обычно состоит из продольного и поперечного аборов. Поперечным набором служат нижние части шпангоу-ов. Продольный набор состоит из двух силовых балок, сим-[етричпо расположенных относительно продольной оси верто-ета, и прессованных профилей. В полу могут быть расположе- ы контейнеры для мягких топливных баков. Контейнеры вы- [c.143]

Аэродинамическая нагрузка на крыло самолета принята распределенной по линейному закону. Наибольшая интенсивность нагрузки (у фюзеляжа) равна рл =300 кГ м, наименьшая рв=100кГ/ж вес агрегата Рзг=360 кГ. Построить по оси крыла эпюры Q а М. [c.99]

Физической причиной, вызывающей усталость конструкции самолета, являются переменные нахрузки, действующие в процессе эксплуатации [2]. Источники возникновения этих нахрузок различны, как различна и их физическая природа, в связи с чем характер переменных нахрузок тоже различен как по своей структуре, так и по величине и частотному составу. Вместе с тем можно выделить нагрузки, определяющие долговечность основной силовой конструкции, например, крыла и фюзеляжа, весовое совершенство и прочность которых в первую очередь, характеризуют качество конструкции самолета в целом. Если речь идет о нагруженности и оценке долговечности продольных элементов крыла (лонжеронов, стрингеров, обшивки), то существенными являются лишь переменные нагрузки, характеризующиеся довольно низкой частотой, не превышающей в крайнем случае десятков Герц. К низкочастотным нагрузкам на крыло следует в первую очередь отнести переменную нахрузку, цикл изменения которой соответхлъует одному полету. Эта нахрузка вызвана переходом самолета из стояночного положения, когда на самолет действуют лишь силы веса, в полетное положение, ковда на самолете возникают аэродинамические нагрузки и обратно. [c.411]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

При использовании двух или более несущих винтов, вращающихся в противоположные стороны, компенсация крутящих моментов обеспечивается самой схемой вертолета, и не требуется никаких дополнительных устройств, уравновешивающих такой момент и потребляющих мощность. Однако аэродинамические потери, вызываемые взаимным влиянием несущих винтов, а также несущих винтов и фюзеляжа, снижают общую эффектйвность двухвинтовых схем почти до уровня одновинтовой схемы. Двухвинтовые вертолеты сложнее по конструкции из-за удвоения систем управления и трансмиссий. Для больших вертолетов сопутствующие этому увеличение массы и усложнение технического обслуживания компенсируются тем, что при данной полетной массе вертолета и нагрузке на ометаемую поверхность могут быть использованы винты меньшего диаметра, чем в случае одновинтового вертолета, что позволяет уменьшить массу винтов и трансмиссии. [c.299]

В качестве примера рассмотрим вертолет продольной схемы с параметрами, как в разд. 15.3.4.6, и расстоянием между винтами / = 1,8/ . Положим, что момент инерции фюзеляжа по тангажу в рассматриваемом случае больше (/ =38,2, й = 0,3). Полюсы продольного движения на режиме висения составляют S = —0,035 и S = 0,0005 Ю,0082, а соответствующие собственные векторы равны хв/0в = 0,07 и ]л в/6в1 = 0,28 <80°. Действительный Kopejjb соответствует движению с временем затухания вдвое ti/2 = 0,9 с. Колебательное движение имеет период Г = 35 с (частота 0,03 Гц) и время удвоения амплитуды t 2 = 63 С. Нули передаточных функций составляют s = 1,03 для ifi/ABo и S = —0,001 для 6в/Або. С увеличением полетного веса или нагрузки на лопасть Ст/а демпфирование и период колебательного движения уменьшается. Для данного примера при Ст/о > 0,07 колебательное движение неустойчиво. [c.745]

Производная момента Путевого управления Nq для вертолета продольной схемы ниже, чем для вертолета с рулевым винтом, вследствие большего момента инерции фюзеляжа. Для шарнирных винтов, кроме того, эффективность путевого управления пропорциональна нагрузке на винты. Демпфирование по рысканию для типичного вертолета продольной схемы составляет около половины от демпфирования, создаваемого рулевым винтом, и зависит от нагрузки на винты. Производная Nr уменьшается еще более из-за увеличенного момента инерции. В результате время затухания вдвое t /2 составляет около 7 с, т. е. намного больше, чем для одновинтового вертолета. Вообще говоря, между движенйем рыскания и продольным движением вертолета продольной схемы существует взаимосвязь. Так, дифференциальный общий шаг создает момент рыскания, поэтому при отклонении продольного управления для выдерживания заданного курса необходимо координированное отклонение педалей. [c.746]

Докритические винты. Если собственная частота консольного типа лопасти в плоскости вращения Р ниже 1-й гармоники, соответствующие нагрузки на лопасть и втулку будут меньше, чем у винтов пониженной жесткости. Обеспечить такую частоту можно при подвеске лопасти ко втулке при помощи ВШ (рис. 2.5.1, 9). Благодаря меньшим нагрузкам иа лопасти и втулку докритические винты имеют преимущество перед винтами пониженной жесткости у тяя елых или даже средних вертолетов. Поскольку собственная частота Р < (О, в системе РВ — фюзеляж на земле и в полете [c.107]

Корпус верхнего редуктора воспринимает все нагрузки, идущие от НВ, в т.ч. крутящий момент, и передает их на фюзеляж вертолета через восьмистержневую подредукторную раму. В средней части корпус имеет пояс крепления с шестью фланцами, к которым крепятся фланцы рамы. [c.194]

Обшивка, подкрепленная стрингерами, воспринимает воздушную нагрузку, передающуюся в основном на нервюры. Они, п спою очередь, передают ее на стенки лонжерона. Например, от действия вертикальных составляюш,их местной воздушной нагрузки нервюра стремится переместиться вверх. Этому препятствуют стспки лонжерона, в результате чего в них возникают распределенные касательные силы. В общем случае их равнодействующая в степках лон-жеропои не совпадает с равнодействующей внешней воздушной нагрузки. В результате нервюра стремится повернуться, уравновешиваясь потоком касательных сил со стороны обшивки. Касательные силы стенок лонжеронов уравновешиваются на фюзеляже. [c.336]

Подробные исследования отрыва на сверхзвуковом крыле провел Пирси [20]. С точки зрения отрыва на крыле, вызываемого скачком уплотнения, основной характеристикой формы сечения является изменение наклона верхней поверхности. Для определения начала отрыва при больших числах Маха очень важна также форма задней кромки. Часто отрыв возникает сначала на части размаха вследствие большой локальной нагрузки, и его развитие может быть задержано модификацией формы в плане, приводящей к снижению пиков нагрузки, например изменением формы передней кромки. Причиной отрыва, вызванного скачками, часто является интерференция полей течения от соседних поверхностей. Скачок от передней кромки крыла может вызвать отрыв пограничного слоя на фюзеляже, а этот отрыв в свою очередь может привести к появлению вихрей, возмущаюнщх поле течения около крыла. Система скачков уплотнения на стреловидном крыле довольно сложна (фиг. 2) она состоит из переднего, заднего и концевого скачков, причем последний образуется не на всех крыльях. На внешней части крыла преобладает течение, близкое к обтеканию крыла с углом скольжения и, по-видимому, прежде всего появляется отрыв, связанный с концевым скачком. Два внутренних скачка (передний и задний) являются трехмерными и не так важны для крыльев умеренных удлинений при расчетном режиме, но они важны для нестреловидных крыльев малых удлинений, работающих при достаточно больших коэффициентах подъемной силы. На эти два внутренних скачка сильное влияние оказывает обтекание корневой части крыла частично это влияние передается концевому скачку через точку пересечения. Поэтому изменение геометрии в окрестности корневой части крыла, например формы фюзеляжа, является мощным средством улучшения обтекания больших участков крыльев. [c.204]

Фюзеляж рассчитывают на следующие случаи. Случай Ефщ—посадка на три точки. Нагрузка приложена к колесам шасси и костылю и равна Р=п О, где перегрузка п берется из случая Е шасси. Случай Сфму—случай пикирования. Нагрузку прикладывают к горизонтальному оперению и берут по нормам для горизонтального оперения. "Рассчитывают только хвостовую часть фюзеляжа, принимаемого защемленным в месте крепления крыльев. Случай Н фму—боковая нагрузка на хвостовую часть фюзеляжа. Берут нагрузку на вертикальное оперение на случай Кд. Случай Афму—полет с вертикальным ускорением, соответствующим случаю Ал. Нагружают только переднюю часть фюзеляжа и моторную установку нагрузкой по ф-ле [c.44]

Нфму—боковая нагрузка на переднюю часть фюзеляжа и моторную установку. Нагрузка берется по ф-ле [c.44]

Кат аиультный взлет осуществляется при разных взлетных массах самолетов и массах боевой нагрузки, различных сочетаниях скорости взлета и продольных ускорений. Для обеспечения катапультного взлета в конструкции самолета имеются соответствующие устройства. При разгоне самолета катапультой челнок ее тянет за элементы фюзеляжа или стоек шасси. Для этого в конструкции самолета имеются специальные подкосы, воспринимающие усилия при катапультировании. Они располагаются либо на фюзеляже, либо на стойках шасси. На рис. 2.12, а представлен подкос самолета Корсар , воспринимающий усилия от челнока катапульты, а на рис. 2.12, б показано крепление самолета Фантом к челноку катапульты с помощью бриделя (петлей стального троса). Места крепления на самолете бриделя усилены для обеспечения требуемой прочности. Все это связано с увеличением массы конструкции. При катапультном разгоне самолета челнок катапульты тянет за элементы фюзеляжа или стоек шасси под углом к направлению движения, что приводит к дополнительному нагружению стоек шасси силой Рв. Таким образом, в интересах катапультного старта на самолете появляются узлы крепления буксирного троса катапульты к самолету и соответствующие элементы усиления его конструкции, усиленные носовые и основные стойки шасси, усиления креплений боевых грузов к конструкции самолета и др. Дополнительное нагружение конструкции самолета при катапультном старте может произойти из-за аси1 -метричного закрепления самолета относительно оси ката- [c.52]

Если опытный самолет YF-17 разрабатывался как специализированный истребитель завоевания превосходства в воздухе, то самолет F/A-18 предназначался, кроме того, и для выполнения задач изоляции поля боя и сопровождения при эксплуатации с палубы авианосца, поэтому его конст-руиция имеет значительные отличия от конструкции YF-17. Для осуществления посадок на палубу шасси и фюзеляж самолета были усилены, установлен задерживающий крюк, обеспечено складывание крыла. Возросшая при этом взлетная масса потребовала увеличения площади крыла с 32,5 до 37,16 м для сохранения на прежнем уровне удельной нагрузки на крыло. Внутренний запас топлива был увеличен в связи с большей дальностью полета при выполнении задач изоляции поля боя и сопровождения. Тяга двигателей была увеличена с 66,7 до 71,22 кН для сохранения на прежнем уровне тяговооруженности самолета. [c.89]

Взлет с использованием трамплина при больших углах наклона имеет и другие недостатки, помимо уменьшения выигрыша в характеристиках. Самолеты, взлетающие с трамплина со скоростями до 185 км/ч, должны выдерживать большие нагрузки на шасси. Эта возросшая сила реакции колес и есть та сила, которая отклоняет вектор скорости. Без полной реконструкции шасси самолета Харриер приращение нормального ускорения на дугообразной поверхности взлетного трамплина должно быть ограничено до 0,5g , если стойки шасси установлены не в нижней части фюзеляжа. В настоящее время неясно также, будет ли летчик работать удовлетворительно при нормальных ускорениях, значительно превосходящих это значение. На взлете летчик должен точно управлять самолетом и точно отклонять сопла вниз как раз в момент разбега по трамплину обычно за время 0,5 с по сравнению со временем 0,05 с, необходимым для того, чтобы погасить удар при посадке, который обычно и влияет на конструкцию стоек шасси. Амортизация (демпфирование), жесткость, отдача и т. п., [c.200]

На МБР-7 устанавливался двигатель М-103, снабженный толкающим воздушным винтом ВИШ-2ПТ. Конструкция самолета — смешанная. Лодка и силовая часть двухлонжеронного крыла кессонного типа с работающей фанерной обшивкой были цельнодеревянными, а каркас носка и хвостика фыла, горизонтального оперения и рулей металлическими (из дюралюминиевого сплава). Крыло имело посадочную механизацию по задней 1фомке, снижавшую несмотря на высокую нагрузку на площадь крыла посадочную скорость самолета до 125 км/ч. Экипаж МБР-7 — летчик и задний стрелок. Вооружение нового разведчика состояло из боМб мас-сой до 500 кг, подвешиваемых под крылом, и двух пулеметов ШКАС — одного неподвижного, стреляющего вперед и установленного в носовой части фюзеляжа, а другого подвижного в экранированной турельной установке в средней части фюзеляжа за воздушным винтом. [c.259]

Новый самолет должен был нести примерно на 1500 кг большую массу нагрузки, чем ТБ-4 и в соответствии со своим основным назначением эксплуатироваться с относительно небольших аэродромов, длина разбега его при взлете должна была составлять всего 350—400 м (вместо 8W м у ТБ-4). В связи с этим было спроектировано крыло, имевшее большую площадь и большее удлинение, чем крыло ТБ-4, при относительно небольшом увеличении нагрузки на площадь. Соответственно и силовая установка состояла уже из восьми редукторных двигателей М-34ФРН общей мощностью 7200 л. с., из которых шесть двигателей устанавливались в носке крыла, а два, как и на ТБ-4, в тандемной установке над фюзеляжем. Все двигатели снабжались деревянными воздушными винтами диаметром 4,0 м. Увеличение диаметра воздушных винтов повышало КПД силовой установки при работе с толстым крылом, имевшим максимальную высоту прюфиля на участке центроплана 2,2 м. Выбранное число двигателей для самолета АНТ-20 должно было обеспечивать его горизонтальный полет без снижения при остановке в полете любых двух двигателей. Управление силовой установкой самолета сосредоточивалось в кабине летчиков и на пультах в кабинах бортмехаников пр>авой и левой крыльевых, а также тандемной силовых установок, располагавшихся соответственно в правом и левом полукрыле и в фюзеляже под тандемной установкой. С пульта кабины механика тандемных двигателей осуществлялось также управление подачей горючего к двигателям. Благодаря наличию бортовой компрессорной установки запуск всех восьми двигателей выполнялся в течение 3 мин. [c.320]

Конструктивные особенности ДБ-2 и ЦКБ-26 определили разный уровень их весового совершенства. Самолет ДБ-2 имел массу пустого, равную 5800 кг, в то время как ЦКБ-26 оказался легче почти на 1000 кг. Улучшению весовых характеристик ЦКБ-26 способствовали прежде всего выбранные параметры крыла и большая удельная нагрузка на его площадь. Небольшое удлинение позволило увеличить жесткость крыла и тем самым повысить критическую скорость флаттера, с которым тогда уже начинали сталкиваться летчики скоростных самолетов. Снижение массы крыла на ЦКБ-26 достигалось также разгрузкой его концевых частей топливными баками, вьтолненными в виде герметичных отсеков крыла. Эти баки стали прообразом современных кессон-баков, нашедших широкое применение на реактивных самолетах. Масса планера ЦКБ-26 была уменьшена, и в результате рационально спроектированной силовой схемы фюзеляжного бомбоотсека он был размещен за кабиной летчика на участке между передним и задним лонжеронами центроплана крыла. Особенностью бомбоотсека являлась установка кассетных держателей для подвески заданных техническими требованиями десяти 100-килограммовых бомб не на боковых стенках правого и левого бортов фюзеляжа, а по оси симметрии самолета. Такое решение позволило несколько уменьшить потребный для размещения бомб мидель фюзеляжа и использовать в качестве окантовывающих элементов выреза под бомболюки силовые шпангоуты стыка фюзеляжа с лонжеронами центроплана, а также осевую и бортовые нервюры центроплана, на которых дополнительно были установлены балочные держатели для наружной подвески бомб крупного калибра. На держатель, установленный на осевой нервюре, можно было подвешивать одну бомбу или т(Ч)педу массой до 1000 кг, а на держатели, установленные на бортовых нервюрах, по одной бомбе массой до 500 кг. Это позволяло самолету ЦКБ-26 в перегрузочном варианте при его использовании, например, в качестве ближнего бомбардировщика иметь максимальный бомбовый груз массой 2500 кг, значительный по тем временам для двух двигательного самолета. Масса бомбового груза самолета ДБ-2 ограничивалась 1050 кг бомб на внутренней подвеске в фюзеляже самолета и максимальной массой бомбового груза, равной 2050 кг, при использовании наружных бомбодержателей. В соответствии с треоованиями технического задания самолеты ДБ-2 и ЦКБ-26 выполнялись трехместными и имели практически одинаковую компоновку фюзеляжа (рис. 12). [c.341]

От В-17 бомбардировщик В-24 отличался существенно более высокой удельной нагрузкой на крыло, которое имело заметно большее удлинение (на 35%) для повышения аэродинамического качества в крейсерском полете. Все бомбовое вооружение располагалось внутри фюзеляжа стрелковое вооружение составляли 10 крупнокалиберных пулеметов. По сравнению с В-17 Либерейтор имел большую максимальную бомбовую нагрузку (до 5800 кгс) и несколько большую дальность полета. По своим скоростным и высотным качествам В-17 и В-24 были почти равноценны. [c.281]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...