Текст книги "Сверхзвуковые самолеты"

Автор книги: Эдмунд Цихош

сообщить о нарушении

Текущая страница: 8 (всего у книги 42 страниц)

Система активного управления

Проблемы, описанные в предыдущем разделе, касались системы управления, которую с сегодняшних позиций можно назвать пассивной. Поскольку других систем управления на предыдущем этапе развития авиации не было, то не было и нужды в определении такого подхода как пассивного метода управления.

При использовании систем пассивного управления пилот (или автопилот в соответствии с заданной программой) воздействует на управляющие поверхности, которые в обычном положении не выступают за контур неподвижных элементов планера. Составной частью такой системы является механизм управления, связывающий исполнительные плоскости с соответствующими рычагами в кабине экипажа при помощи тросов (гибкая проводка управления), тонкостенных труб, изготовленных обычно из алюминиевых сплавов (жесткая проводка), либо тросов и труб (смешанная проводка).

Рис. 1.35. Элементы системы активного управления самолета F-16.

I – вычислитель полетных параметров; 2-командная ручка управления самолетом, размещенная на подлокотнике кресла пилота; 3 – акселерометры; 4 -зависающий элерон; 5-гидропривод зависающего элерона; 6-руль направления; 7-гидропривод руля направления; 8 – управляемый дифференциальный стабилизатор; 9-гироскопы в каналах крена, рыскания и тангажа; 10 -электрическая подсистема управления; II -центральная ЭВМ.

В начале 70-х годов механизм управления был заменен системой электропередачи сигналов от соответствующих ручек к быстродействующим исполнительным устройствам (ими служат гидроприводы), отклоняющим управляющие поверхности. Работу системы обеспечивает цифровое вычислительное устройство, получающее информацию от датчиков угловой скорости, ускорения, угла атаки и т.п. и при необходимости корректирующее решения пилота, сигналами которых служат отклонения командных рычагов управления.

Электродистанционная система управления позволила реализовать активное управление, основанное на автоматическом отклонении рулей в ответ на возникающие отклонения параметров полета от заданных. Эта система работает независимо от пилота, допуская тем не менее возможность его вмешательства в процесс управления. Обычно электродистанционная система выполняет ту же роль, что и механическая, и может применяться самостоятельно как основная или аварийная либо параллельно с механической системой, которой отводится роль аварийной.

Самолет с системой активного управления выполняется как статически неустойчивая система, особенно по продольной оси, т.е. используется оперение меньшей площади. Неустойчивость компенсируется динамически посредством непрерывного автоматического воздействия системы на управляющие поверхности, т.е. путем их отклонения, приводящего к уравновешиванию действующих на самолет моментов. При таком управлении обеспечиваются:

– высокая маневренность, связанная, во– первых, с уменьшением запаздывания отклонения управляющей поверхности в ответ на сигнал системы управления и, во-вторых, с использованием предкрылков и закрылков в качестве управляющих поверхностей ;

– более быстрая реакция самолета на воздействие порывов ветра и уменьшение нагрузок, действующих на конструкцию (что повышает усталостную выносливость планера);

– демпфирование самовозбуждающихся колебаний;

– разгрузка пилота от реагирования на изменение балансировки самолета, особенно от изнурительного постоянного реагирования на изменение параметров траектории полета на малой высоте в условиях турбулентной атмосферы.

Обычно это приводит к улучшению характеристик самолета и живучести планера, а также комфортабельности полета. В боевом самолете это повышает эффективность вооружения, позволяет экипажу сконцентрировать свое внимание на выполнении задания, сохраняет на более длительный период времени его оперативную готовность и т.п. Включение в систему активного управления носовых щитков или закрылков позволяет управлять распределением нагрузки вдоль размаха крыла. Например, при одновременном отклонении элеронов кверху нагружаются концы крыла, а при отклонении закрылков книзу происходит дополнительное нагружение его корневых частей. При этом, сохраняя постоянной подъемную силу, крыло будет воспринимать меньший изгибающий момент при полете самолета в турбулентной атмосфере или во время выполнения маневров.

Рис. 1.36. Самолет F-4CCV с дополнительным передним оперением.

Дальнейшим шагом в направлении улучшения характеристик самолета является увеличение числа управляемых степеней свободы самолета. В современных самолетах используются системы управления четырьмя степенями свободы: тяга (сопротивление), крен, тангаж и рыскание.

Разрабатываемая в настоящее время концепция предусматривает в дополнение к этому управление подъемной силой для вертикального и горизонтального перемещения самолета относительно траектории полета без изменения его углового положения. Для реализации управления по этим двум степеням свободы предполагается использовать шарнирно-закре– пленные консоли крыла (с изменяемым в полете углом установки), поворот которых в соответствии с отклонением руля высоты создаст дополнительную вертикальную силу, приложенную к центру тяжести самолета. Предполагается также установка дополнительного вертикального оперения в носовой части фюзеляжа; поворот этого оперения, согласованный с поворотом руля направления, создаст дополнительную горизонтальную силу. Таким образом, управление самолетом по шести степеням свободы потребует применения только 6-7 подвижных плоскостей (2 консоли крыла, 2 плоскости горизонтального оперения и 2 или 3 плоскости вертикального оперения) в сравнении с 9-15 подвижными элементами, используемыми в современных сверхзвуковых самолетах (рули, элероны, носовые щитки, предкрылки и закрылки, тормозные щитки, интерцепторы). Такой результат можно получить и для самолета классической схемы, однако необходимо дополнительно установить на нем одну вертикальную и две горизонтальные плоскости либо только две плоскости по схеме V-образного оперения, которые надо разместить в носовой части фюзеляжа.

Для новой схемы характерны все свойства активного управления, а также дополнительные качества, вытекающие из увеличения числа степеней свободы.

С точки зрения боевого применения самолета такая система, кроме прочего, обеспечивает:

– наведение самолета в плоскости крыла при атаке на наземные цели, что увеличивает точность сброса неуправляемых бомб (эта точность зависит от момента крена, воздействующего на самолет);

– ориентацию фюзеляжа со стационарным вооружением по линии прицеливания независимо от траектории полета в атаках на наземные цели с малой высоты, что увеличивает время атаки одной цели либо число атакуемых целей;

– управление положением фюзеляжа в воздушном бою, а также большую маневренность, что сокращает время прицеливания и предохраняет самолет от возможного столкновения с атакуемой целью;

– бомбардировку при почти вертикальном пикировании благодаря эффективному управлению сопротивлением за счет поворота всего крыла, что увеличивает точность бомбометания и уменьшает вероятность уничтожения самолета наземными средствами противовоздушной обороны;

– более высокие ускорения при сохранении неизменными характеристик двигательной установки посредством управления сопротивлением самолета, что может обеспечить наивыгоднейшие условия перед началом воздушного боя;

– лучшие условия выруливания, взлета и посадки благодаря использованию боковых сил, горизонтальному положению фюзеляжа (лучшей обзорности, большему удалению вооружения от земли), а также благодаря управлению сопротивлением во время разбега и пробега.

Рис. 1.37. Управление самолетом F-4CCV с использованием боковых сил для изменения положения фюзеляжа без изменения траектории полета (а), для изменения траектории полета без изменения положения фюзеляжа (б) и для обоих изменений одновременно (в).

Из вышесказанного следует, что применение автоматического активного управления может дать многообразные преимущества. Поэтому после решения проблем волнового кризиса и обеспечения самолету классической схемы надлежащей управляемости во всем диапазоне эксплуатационных скоростей были начаты работы по внедрению электродистанционных систем управления. В первую очередь были заменены электрическими некоторые механические тяги (например, управление носовыми щитками в самолете F-104, интерцепторами в «Мираже» F.8, а также внутренними секциями элевонов в «Мираже» III), а затем введены устройства стабилизации и демпфирования в поперечном управлении, искусственно повышающие устойчивость. Проведенные исследования показали, что даже ограниченное применение активного управления приносит значительные преимущества. Например, введение в стратегическом околозвуковом бомбардировщике «Боинг» В-52 противотурбу– лентной системы, приводящей в действие руль высоты и закрылки, повысило усталостный ресурс планера на 35-50% без дорогостоящего усовершенствования самой конструкции. Подобную же задачу выполняют две дополнительные небольшие несущие плоскости, установленные в передней части фюзеляжа самолета В-1, которые включены в электрическую систему активного гашения изгибных колебаний, возникающих при полете в турбулентной атмосфере.

Введение первых систем активного управления относится к началу 70-х годов. Первым шагом в этом направлении была модернизация самолетов классической схемы, в которых механические устройства управления были заменены электродистанционной системой (например, у самолетов F4 и F-8). Следующим шагом было применение дополнительного переднего оперения (горизонтального и вертикального) для создания вертикальных и боковых сил, позволяющих самолету выполнять «скачки» вверх-вниз либо в стороны. Характеристика первого типа реализована в самолете F-4CCV, на котором установлено дополнительное горизонтальное оперение, составляющее 7,5% поверхности основного крыла, а также небольшой дополнительный киль. Подобным образом модернизирован и самолет классической схемы YF-16CCY, в котором использованы только две дополнительные плоскости, работающие как V-образное оперение, выполняющее роль вертикального и горизонтального оперения.

Практическим результатом первого этапа работ над активным управлением было то, что автоматическая электродистанционная система управления предусматривалась в качестве основной уже при проектировании самолетов «Торнадо» (с механической аварийной системой), самолет F-16 проектировался с исключительно электрической цифровой системой без типичной рукоятки управления, а затем аналогичные системы управления были применены в самолетах «Мираж» 2000, F-18 и «Сюпер– Мираж» 4000.

Активное управление охватывает множество различных технических вопросов, часть из которых еще требует дополнительных исследований. Однако уже можно утверждать, что использование активного управления дает наибольший эффект в боевых пилотируемых и беспилотных самолетах.

5. Эволюция конструкции планера

Совершенно очевидно, что каждый новый самолет должен в целом превосходить своих предшественников, т.е. должен отвечать более высоким требованиям. Опыт показывает, что одним из способов удовлетворения все возрастающих требований, предъявляемых к вновь проектируемым самолетам, является снижение массы планера. Это выполняется на основании таких конструктивных и силовых схем, которые обеспечивают требуемую прочность и жесткость при минимальной собственной массе с использованием более легких и прочных материалов (в обоснованных случаях-жаропрочных), а также посредством улучшения технологии самолетостроения. Анализ характеристик самолета показывает, что улучшения некоторых из них можно достичь лишь ценой ухудшения других. В конкретных случаях отдают приоритет характеристикам, более важным для данного типа самолета, что позволяет согласовать противоречивые требования.

Однако при проектировании любого самолета нельзя избежать противоречия, вытекающего из необходимости обеспечить, с одной стороны, как можно меньшие аэродинамическое сопротивление и массу конструкции, а с другой-требуемые прочность и жесткость. Увеличение прочности и жесткости, например, путем увеличения габаритов приводит к возрастанию сопротивления, а путем усиления конструкции-к возрастанию массы. Уменьшение сопротивления, достигнутое благодаря уменьшению толщины крыла либо увеличению его стреловидности, приводит к росту механических нагрузок, а значит, требует увеличения массы конструкции и т.д.

В процессе разработки и изготовления планера всегда в первую очередь выполняются требования аэродинамики, а затем требования прочности, технологичности конструкции, удобства обслуживания и т. п.

В этих условиях оптимальное определение размеров конструкции заключается в компромиссном согласовании возможностей уменьшения массы конструкции (благодаря применению лучших технических решений и материалов) и необходимости увеличения массы (для выполнения тех или иных повышенных требований).

Планер, как и любые другие конструкции, может выполнять свою роль, если он обладает наряду с прочим соответствующей прочностью и жесткостью. Это означает, что отдельные элементы и узлы планера должны выдерживать нагрузки, возникающие при эксплуатации (критерий прочности), а их деформации (изгибы, углы скручивания, коробление обшивки) не должны превышать допустимых значений (критерий жесткости). Под воздействием эксплуатационных нагрузок не должны появляться остаточные деформации, увеличивающиеся с течением времени (ползучесть), поскольку это может вызвать изменение формы самолета, исключающее возможность его дальнейшей эксплуатации.

Требования к прочности планера зависят от нагрузок, действующих на самолет и его отдельные узлы во всем периоде эксплуатации. Одну и ту же прочность какого-либо узла планера, например крыла, можно обеспечить, используя различные конструктивные решения, материалы, технологии производства. От этих факторов зависит масса планера и, следовательно, всего самолета. Известно, что конструкции требуемой прочности и одинакового назначения могут существенно различаться между собой по массе. Масса же их зависит от оптимальности принятой конструктивно-прочностной схемы, от соответствующего выбора материала и форм поперечного сечения отдельных элементов, а также их взаимного положения, от используемых соединений, технологии исполнения, числа необходимых вырезов и множества других

конструктивно-технологических факторов. Прогресс в области материаловедения привел к созданию и применению новых материалов, а также новой технологии изготовления и соединения частей планера, что позволило не только существенно уменьшить собственную массу самолета, но и увеличить ресурс работы планера.

Новые требования к планеру возникли при достижении и превышении самолетом скорости звука (они связаны с аэродинамическими и тепловыми нагрузками, сопутствующими сверхзвуковым скоростям); эти требования привели к разработке многослойных и моноблочных конструкций и технологическому освоению таких новых конструкционных материалов, как сплавы титана и бериллия, а также так называемые композиционные материалы (композиты).

Авиационные конструкции-это тонкостенные (оболочечные) конструкции, обшивки которых относительно тонки, в связи с чем требуется увеличение их жесткости при помощи дополнительных продольных и поперечных элементов. Классическую конструкцию, повсеместно используемую в дозвуковой авиации, характеризует огромное количество (исчисляемое тысячами) деталей различных габаритов и форм, соединяемых с помощью винтов, болтов и заклепок (которых насчитываются сотни тысяч или миллионы). Изготовление такой конструкции требует больших затрат труда и времени и одновременно связано со снижением прочности из-за большого количества соединений и отверстий. Применение клееных конструкций лишь частично разрешило проблему соединений, поскольку по мере развития сверхзвуковой авиации требования выросли настолько, что многослойные конструкции стали вытесняться моноблочными.

Первые опыты использования клея как материала, соединяющего металлические части авиационных конструкций, были проведены еще перед второй мировой войной. Однако только военные и особенно послевоенные годы стали периодом быстрого прогресса и важных достижений в этой области. Одним из факторов, побуждавших к развитию этих работ, были недостатки казеиновых клеев, широко использовавшихся в деревянных конструкциях. Чувствительность авиационных конструкций на этих клеях к атмосферным воздействиям особенно дала о себе знать во время суровой зимы 1939/40 г. Это дало толчок работам над синтетическими клеями, что привело к разработке новых составов с высокими адгезионными свойствами.

Интенсивное развитие исследований синтетических клеев для деревянных конструкций сопровождалось попытками использования их для соединения металлических деталей. В послевоенный период (особенно в 50-е годы) потребности авиации в области разнородных конструкционных материалов высокого качества и их соединения возросли. Это привело к постепенному отказу от старых способов соединения при помощи заклепок и винтов и к промышленному освоению склеивания высокона– груженных элементов конструкции планера самолета.

Соединения металлических деталей авиационных конструкций с помощью винтов или заклепок оказываются ослабленными из-за большого количества отверстий, а непрерывность нагружения при этом нарушается. Клепаным соединениям сопутствуют деформации поверхности обшивки вблизи головок заклепок, а также волнистость как следствие принципа точечного соединения. На краях отверстий при этом возникает существенная концентрация напряжений. В результате теплового и механического воздействия в процессе клепки материал на кромках отверстий становится хрупким и приобретает склонность к старению. Концентрация напряжений и охруп– чивание материала увеличивают опасность усталостного разрушения. Применение сварки вместо клепки приводит ввиду необходимости высокой температуры к появлению местных напряжений и деформаций, к структурным изменениям материала вблизи сварного шва и опасности усталостного разрушения. Эти неблагоприятные явления можно в значительной степени устранить, применяя склеивание металлических элементов конструкции.

Склеивание как метод соединения металлических деталей имеет конструктивные, технологические и эксплуатационные достоинства, а именно:

– применение склеивания часто устраняет серьезные конструктивные трудности и позволяет соединять различные сплавы, не опасаясь коррозии;

Рис. 1.38. «Супер-Сейбр» F-100.

1 -антенна радиолокационного дальномера; 2-электронное оборудование; 3-отбор охлаждающего воздуха из воздухозаборника; 4-перепускная створка воздухозаборника; 5-воздушный канал; 6-ниша выхода ствола пушки; 7 – узел крепления пушки; 8 – пушка; 9-снарядный ящик; 10-прицел; И – внешние замки открывания фонаря кабины экипажа; /2-баллон кислорода; 13-клапан давления в кабине; 14-антенна радиокомпаса; 15-створка отвода воздуха; 16– крышка отсека агрегатов гидравлической системы; 17-горловина для заправки топлива; 18-штепсельные разъемы заземления на время заправки топливной системы; 19-топливный бак; 20-двигатель; 27-предохранительный воздушный клапан компрессора двигателя; 22-плоскость разъема фюзеляжа; 23-люки накидных болтов для соединения частей фюзеляжа; 24-форсунки форсажной камеры; 25-регулируемое многостворчатое сопло; 26-приводы регулирования сопла; 27-задний узел крепления двигателя; 28-контейнер тормозного парашюта; 29– узел крепления парашюта; 30-дренаж топливных баков; 31 -гидроусилитель руля направления; 32-ги– дроусилитель элеронов; 33-тяга системы управления элеронами; 34-элерон; 35-управляемый дифференциальный стабилизатор; 36 -тормозной щиток; 37-передняя стойка шасси с управляемыми колесами; 38-главные стойки шасси; 39-люки шасси; 40-подвесной топливный бак емкостью 1040 л; 41 -габаритные огни; 42-предкрылки; 43-обшивка крыла; 44-узлы навески предкрылков; 45-убираемая хвостовая пята; 46-приемник воздушного давления; 47-канал тяг дистанционной системы управления; 48 -люк узлов демонтажа двигателя.

Рис. 1.39. «Хастлер» В-58.

– клеевое соединение превосходит всякое другое с точки зрения гладкости и чистоты поверхности, не ослабляет сечение и не приводит к возникновению концентрации напряжений в стыке;

– в сравнении со сварными либо с твер– допаяными соединениями при склеивании не возникает структурных изменений и сварочных напряжений, так как температура затвердевания клея не превышает 140-260°С в зависимости от сорта клея и времени отверждения;

– правильно выполненное клеевое соединение обеспечивает равномерное распределение напряжений в стыке и позволяет получить прочность соединения, равную прочности соединяемых элементов;

– клеевые соединения обеспечивают снижение массы почти на 25% в сравнении с клепаными соединениями ввиду отсутствия головок заклепок и уменьшения сечений (ввиду отсутствия ослабления отверстиями) соединяемых элементов;

– существенное снижение стоимости изготовления при склеивании ввиду простоты технологии и возможности широкого применения механизации и автоматизации процесса изготовления клееных конструкций, а также использования персонала более низкой квалификации;

– отсутствие коррозии во время эксплуатации клееных конструкций в отличие от клепаных, в которых всегда существует опасность проникновения влаги в имеющиеся или образовавшиеся зазоры между заклепками и листами обшивки.

Клеи на основе смол обеспечивают хорошую электроизоляцию, благодаря чему исключается опасность контактной коррозии при соединении металлов с разными электрическими потенциалами.

Однако клеевые металлические соединения имеют и недостатки:

– использование метода склеивания требует приспособления конструктивных решений к технологическим процессам склеивания и применения соответствующих материалов с учетом температуры этих процессов и возможности надлежащей подготовки поверхности;

– прочностные свойства клеев невысоки в сравнении с прочностью металлов и классических средств соединения; особенно низка прочность клея на отрыв, что влияет на выбор основного типа клеевого соединения: исключаются соединения встык и применяются фактически только соединения внахлестку.

Наиболее широкое применение клеевые соединения нашли главным образом в нагруженных тонкостенных элементах, требующих дополнительного ужестче– ния. В обшивке крыла такими местными элементами жесткости служат нервюры и лонжероны, а в обшивке фюзеляжа– шпангоуты, лонжероны и стрингеры. Склеивание повышает жесткость конструкции и в ряде случаев позволяет обойтись без конструктивных элементов жесткости. Так были созданы многослойные конструкции, состоящие из нескольких (чаще всего из трех) слоев материалов с различными свойствами. Внешний слой (обшивка) является основным рабочим элементом и изготовляется из высокопрочных материалов, внутренний слой (наполнитель) играет роль жесткостного элемента и изготовляется обычно в виде ячеистой конструкции. Наполнитель приклеен либо припаян к обшивке в зависимости от уровня температур конструкции во время полета, а также от термостойкости клея.

Как уже указывалось, характерной чертой многослойных конструкций является их значительно более высокая жесткость в сравнении с обычной обшивкой. Это позволяет выполнять обшивку самолета без продольных элементов жесткости даже при увеличении расстояния между нервюрами (шпангоутами). Высокая устойчивость таких конструкций позволяет применять наружный слой малой толщины, что приводит к уменьшению массы планера. Например, в сверхзвуковых самолетах, построенных с применением клепаных соединений, толщина обшивки крыла достигает 8-3 мм, в то время как толщина наружного слоя соответствующей клееной конструкции составляет ~ 1 мм.

В первых сверхзвуковых самолетах методом склеивания выполнялись передние кромки крыла, элероны, рули, закрылки, тормозные щитки, крышки ниш шасси и т.п. Первым же сверхзвуковым самолетом с широким применением клееных конструкций, о котором сообщалось в печати, был В-58. Поскольку клеевые соединения в этом самолете должны были выдерживать большие нагрузки и работать в тяжелых температурных условиях полета со сверхзвуковыми скоростями, то уже на стадии проектирования было исследовано (для выбора оптимальной конструкции планера) свыше двух десятков конструкций обшивок различных типов. Эти исследования показали, что клееная многослойная обшивка с ячеистым (сотовым) наполнителем имеет наилучшие характеристики. Она обеспечивает аэродинамически гладкую поверхность при больших напряжениях и повышенных температурах, позволяет упростить и удешевить конструкцию, улучшить герметичность топливных баков-отсеков и их теплоизоляцию. Кроме того, применение клееных элементов повышает устойчивость конструкции по отношению к вибрациям высокой частоты, вызываемым работой турбореактивных двигателей, а также усталостную выносливость.

Склеивание выгодно также и с технологических позиций, так как уменьшает число сборочных операций и позволяет стандартизировать способы производства большинства блоков (сборочных единиц) планера. В планере самолета В-58 использованы различные конструкционные материалы. Около 15% поверхностей выполнено из нержавеющего листа методом пайки (в основном обшивка хвостовых частей гондол двигателей и пилонов, а также нижних частей крыла, подвергаемых воздействию выхлопных газов двигателей). Остальная часть обшивки изготовлена из дюралевых листов (склеивание) толщиной 0,25-1,00 мм с заполнителем из алюминиевой фольги или из стеклоткани, пропитанной смолой. Благодаря использованию слоистой конструкции взлетная масса планера самолета В-58 снижена почти до 16% в сравнении с 25% для самолетов, изготавливавшихся традиционными методами. Одной из важнейших проблем, решенных при разработке планера этого самолета, была защита находящегося в крыльевых баках топлива от изменений температуры обшивки под воздействием солнечного и аэродинамического нагрева; эти изменения были особенно опасны в связи с неблагоприятным отношением площади поверхности конструкции к объему топлива. Оказалось, что применение слоистой конструкции выгодно и с этой точки зрения.

Однако клееные конструкции затруднительно применять в самолетах, скорость которых превышает М ~ 2, из-за существенного снижения прочности таких конструкций с ростом температуры.

Ввиду этого для создания самолета, например, ХВ-70 с крейсерской скоростью М = 3 оказалось необходимым применение новых материалов и технологии, а также соответствующего оборудования, поскольку в полете с такой скоростью планер подвергается воздействию высоких температур, неприемлемых для освоенных клеевых конструкций. Исследования показали, что воздухозаборник и передняя кромка крыла самолета нагреваются до 315-340°С, а остальные поверхности-до 200-230°С. Так как самолет предназначался для длительных полетов, то потребовалось применение материалов с высокими механическими характеристиками в этом диапазоне температур, а также устройств охлаждения и теплоизоляции отсеков оборудования, топливных баков и т.п.

70% массы планера самолета ХВ-70 составляют детали из нержавеющей стали, 17%-из конструкционной стали и 9,5%-из титана и сплавов никеля. По опубликованным данным, для постройки одного планера требуется 5420 кг титана; это значит, что масса планера самолета ХВ-70 достигала почти 57 т и составляла свыше 23% максимальной взлетной массы. Из нержавеющей стали в самолете ХВ-70 изготавливаются слоистые конструкции, из титана-элементы, подвергающиеся воздействию высоких температур (дестабилиза– тор, обшивка носовой части фюзеляжа и его хвостовой части в области двигательного отсека); титан пошел также на некоторые элементы других узлов планера. Слоистые конструкции (толщиной ~ 25 мм) выполнены из стальной фольги толщиной 0,15 мм (увеличение толщины фольги всего на 0,025 мм приводит к возрастанию массы планера почти на 1000 кг), которая соединяется с сотовым наполнителем путем пайки в атмосфере аргона. В качестве припоя использован сплав серебра с добавкой 7,3% меди и 0,2% лития.

Рис. 1.40. Конструкция и расположение клееных элементов планера самолета «Валькирия» ХВ-70А.

Непрерывное возрастание требований к самолетам привело к тому, что уже в 60-х годах начали применяться, особенно при изготовлении крыла, моноблочные конструкции с монолитными панелями, при этом слоистые конструкции использовались при изготовлении управляющих поверхностей, крышек ниш и отсеков, стенок воздушных каналов двигателей, а иногда и обшивки фюзеляжа. Монолитные панели, часто довольно сложной формы, изготавливаются из одного куска материала. Такой подход позволяет выполнить важнейшую часть планера – обошивку крыла – как одно целое с элементами жесткости, без деталей крепления. При этом нередко оказывается возможным в зависимости от габаритов самолета изготовить крыло только из двух частей (нижней и верхней), дополнив их отдельными конструкциями носка и подвижных элементов. Кроме того, такая конструкция дает возможность выполнить обшивку с переменной толщиной как вдоль размаха, так и вдоль хорды. Возможность выбора формы продольных и поперечных сечений крыла в соответствии с распределением нагрузок позволяет оптимально использовать материал с точки зрения прочности.

Следовательно, крыло такой конструкции имеет ряд достоинств в сравнении, например, с клепаным. К основным из этих достоинств можно отнести: уменьшение массы вследствие уменьшения числа деталей и соединений, повышение прочности, высокое качество наружной поверхности, упрощение технологии сборки и сокращение подготовительных работ, увеличение производственных возможностей самолетостроительного предприятия и т.п.

В зависимости от принятой технологии монолитные панели изготавливаются путем штамповки, фрезерования, ковки либо прессования, причем это может быть конструкция как с постоянным, так и переменным сечением в любом направлении.

В настоящее время широкое распространение в самолетостроении нашел метод фрезерования. Поскольку изготовление жестких крупногабаритных деталей методом фрезерования часто требует применения уникального оборудования, то, кроме механического фрезерования, используется также и метод химического фрезерования (травления). Этот метод изготовления деталей основан на том, что определенная часть металла удаляется с намеченных участков поверхности заготовок погружением их в ванны с растворами, обладающими сильными коррозионными свойствами. Производительность химического фрезерования такая же, а иногда даже и выше, чем механического, а стоимость значительно ниже. Этот метод имеет еще и то дополнительное преимущество, что он позволяет получить такие конфигурации, которые недостижимы при других методах обработки.