Сразу после того, как люди научились летать, они стали использовать летательные аппараты для ведения боевых действий. И всем сразу стало понятно, что тот кто имеет преимущество в небе, и намного больше шансов выиграть любую войну, - так гонка вооружений добралась и до неба. Еще начиная со времен первой мировой войны, все развитые страны ведут гонку в разработке военных самолетов.
Над Донбассом были сбиты два украинские военные самолеты Су-25. Пилоты успели катапультироваться. Представители украинской армии утверждают, что самолеты были сбиты ракетами земля-воздух в районе населенного пункта Саур-Могила в Донецкой области на границе с Россией. В свою очередь, присутствующий на месте журналист одного из украинских телеканалов, говорит, что одна из машин выполняла боевую задачу в районе Лисичанска в Луганской области.
Вторая мировая война пришла на белорусскую землицу не 22 июня 1941г, а на два года раньше, когда. Третий Рейх и СССР делили Центральную Европу. Пишет Руслан Ревяко.
В результате бомбардировки Дрездена авиацией союзников в феврале 1945 года погибло около 25 тысяч человек. К такому выводу после шести лет работы пришла комиссия немецких историков, созданная в 2004 году по требованию городских властей. Официальный доклад комиссии был представлен в среду, 17 марта. По словам главы комиссии Рольф - Дитер Мюллера, историки могут достоверно подтвердить гибель 18 тысяч человек.
B-2 Spirit - самый дорогостоящий многоцелевой бомбардировщик в мире. Хотя он, не только бомбардировщик, но и просто самолет. В 1997 году это чудо инженерной техники стоило 2 млрд долларов. А если учесть инфляцию, то сейчас B-2 Spirit стоил бы просто фантастические 10000000000 зеленых. И бомбардировщик на все сто процентов оправдывает свою самую высокую цену. Его главное предназначение - прорыв ПВО противника.
На киевской окраине действует настоящий "троещинский Голливуд" - большая киностудия FILM.UA. Здесь снято немало известных фильмов, сериалов, телепрограмм. Киношники имеют немало уникальных коллекций международного исторического значения. А у жителей массива киностудия ассоциируется прежде всего с макетом самолета ТУ-2 в реальном размере.
Ассамблея ИКАО
РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ САМОЛЕТОВ
Для того чтобы конструкция самолета могла надежно выдерживать все действующие на нее в полете нагрузки, она должна обладать достаточной прочностью, что может быть достигнуто двумя способами
1. Расчетом конструкции на прочность в соответствии с действующими (эксплуатационными) нагрузками и подбором сечений элементов конструкции таким образом, чтобы напряжения в них были равны допускаемым напряжениям, которые принимаются ниже разрушающих. Такой способ расчета принят в общем машиностроении. В этом случае коэффициент, характеризующий запас прочности, определяется как отношение разрушающих напряжений к допускаемым.
2. Расчетом конструкции на прочность, руководствуясь увеличенными, по сравнению с эксплуатационными, нагрузками (будем называть их расчетными нагрузками) и подбором сечений эле ментов таким образом, чтобы напряжения в них были равны разрушающим. Так как эксплуатационные нагрузки ниже расчетных, то конструкция будет иметь коэффициент запаса, величина которого определяется как отношение расчетной нагрузки к эксплуатационной.
Преждевременное разрушение свидетельствует о недостаточной прочности конструкции. Такие испытания проводятся не только над опытными, но и время от времени над серийными конструкциями и называются статическими испытаниями. Это значит, что разрушение панели произойдет при увеличении силы и два раза, т. е при силе 2РЭ. Однако такое положение справедливо при условии, что при возрастании силы в два раза все напряжения тоже возрастут в два раза. Во всяком расчете на прочность применяются некоторые допущения в отношении выбора расчетной схемы при определении нагрузок. Поэтому надежность расчета на прочность должна подтверждаться опытными испытаниями. При расчете по первому способу опытная проверка заключается в сравнении расчетных напряжений с действительными. Замер последних под нагрузкой достаточно громоздок.
НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК
На самолет в зависимости от условий полета будут действовать различные по направлению и величине силы при различных углах атаки. В диапазоне летных углов атаки самолет может получить перегрузку величиной от максимального положительного до максимального отрицательного значения. При посадке также возможно нагружение самолета различными силами. Чтобы при расчете на прочность конструкции самолета или его отдельных агрегатов не производить в каждом случае специальных исследований для определения расчетных нагрузок, выбраны характерные положения самолета, обусловливающие наиболее тяжелые условия в работе его частей. Положения эти называются расчетными случаями и обозначаются первыми буквами латинского алфавита А, А', В, С, D, D' и т. д.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ
Как известно, при обтекании тела потоком воздуха образуется пограничный слой, скорость которого по толщине его переменна. Разница скоростей в пограничном слое вызывает трение частиц воздуха, которое переходит в тепло, повышая тем самым температуру пограничного слоя. От пограничного слоя тепло передается обтекаемой поверхности, а от нее через материал обшивки на каркас самолета, в кабины и т. д. Это явление называется аэродинамическим нагревом. При малых скоростях он незначителен. Однако уже при 4 = 2 у земли температура обшивки будет свыше 200° С (473° К). При числе М=5 алюминиевые сплавы плавятся, а при М=8 на высоте 15 км температура нагрева достигнет 2200° С (2473° К). Прогрев конструкции происходит постепенно, в течение некоторого времени и, следовательно, имеет место неравномерный ее нагрев. При этом происходит рассеивание части тепла в атмосферу. Необходимо учесть, что при равных значениях числа М теплопередача от пограничного слоя к поверхности обшивки с увеличением высоты значительно снижается благодаря уменьшению плотности воздуха. Кроме того, на больших скоростях и больших высотах увеличивается доля излучаемого тепла в окружающее пространство. Поэтому с увеличением высоты при прочих равных условиях аэродинамический-нагрев уменьшается. В последние годы, в связи со значительным ростом скоростей самолетов, возникла новая проблема — преодоление так называемого «теплового барьера». Под «тепловым барьером» понимают ограничения, которые накладываются на скорость полета в связи с нагревом самолета. Эти ограничения связаны с тремя моментами;
1) С ростом температуры механические качества материалов снижаются — уменьшается предел прочности и модуль упругости, ухудшается работа при длительном нагружении конструкции в связи с усилением «ползучести» при высоких температурах. Так, например, при температуре 260° С (533° К) прочность алюминиевых сплавов уменьшается примерно на 25%.
2) В результате аэродинамического нагрева возникают дополнительные напряжения элементов конструкции, которые могут быть значительными. Присоединяясь к основным напряжениям, они могут вызвать разрушение конструкции. Температурные напряжения возникают в случае различных коэффициентов расширения, различных модулей упругости материалов конструкции, неравномерного нагрева. Пусть, например, лонжерон, пояса и стенка которого выполнены из дюралюминия, подвергается неравномерному нагреву по высоте лонжерона. Если бы температура по высоте была постоянной, то волокна материале по всему сечению равномерно удлинились бы (посколько изменение длины лонжерона не ограничено) и температурные напряжения отсутствовали бы. В рассматриваемом случае напряжения обусловлены разностью температур между верхним и нижним волокном. Удлинение волокна а, имеющего разность Действительное увеличение температуры обшивки меньше за счет теплопередачи, излучения, неравномерного торможения и т. п.
3) Для борьбы с аэродинамическим нагревом требуются специальные меры (интенсивного охлаждения), чтобы создать нормальные жизненные условия для экипажа и пассажиров. Так, например, дюралюмин можно применять на скорости до 1500 км/час у земли и на скорости 2600 км/час на высоте 30 км. Нагрев для различных частей поверхности не одинаков и в значительной мере зависит от аэродинамических форм агрегатов.
Кроме нагрева, обусловленного торможением потока, нагрев отдельных частей самолета происходит вследствие выделения тепла силовой установкой, а на больших высотах — от солнечных лучей. Этот нагрев на высотах, достигнутых самолетами, играет, однако, второстепенную роль, так как он значительно менее интенсивен, чем аэродинамический нагрев. Борьба с аэродинамическим нагревом ведется многими путями. Наиболее простой путь — это уменьшение времени полета на большой скорости, чтобы обшивка не успела разогреться до недопустимой температуры. Это так называемая «пассивная» защита. Кроме того, существуют методы «активной» защиты от аэродинамического нагрева. Наиболее эффективные из них являются покрытие наружной поверхности самолета специальными нетеплопроводными жаростойкими, теплоизоляционными материалами. А также применяется охлаждение путем циркуляции жидкости (топлива или воды) в пространстве между наружной и внутренней обшивкой. Топливо, отнимая тепло от обшивки, нагревается и поступает в двигатель. Вода же нагревается до температуры кипения и испаряется через щели в конструкции, на что расходуется большое количество тепла. Такое охлаждение называется испарительным. В ряде случаев для защиты от нагрева применяются комбинации этих способов: охлаждения, тепловая изоляция и жаропрочные материалы.
МАТЕРИАЛЫ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ В КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Для силовых частей конструкции самолета материал выбирают исходя из назначения и условий работы этих частей. В конструкциях самолетов применяются преимущественно алюминиевые сплавы за исключением конструкции шасси, элементов крепления двигателей к самолету и некоторых других частей, которые выполняются из высокопрочных сталей. В конструкциях самолетов, летающих с М>2 для деталей крыла, фюзеляжа, оперения, подверженных значительному аэродинамическому нагреву, применяются титановые сплавы, а в ряде случаев и жаростойкие стали. Важнейшим условием для правильного выбора материала является получение возможно малого веса при надлежащей прочности. Для оценки материала с этой точки зрения введено понятие удельной прочности материала. При выборе материала необходимо учитывать сопротивляемость его динамическим нагрузкам, определяемую ударную вязкостью и пределом усталости, наличие отечественного сырья, технологические, экономические и эксплуатационные факторы, а также ползучесть материала (при повышенных температурах).
КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ОСНОВНЫХ МАТЕРИАЛОВ
Алюминиевые сплавы
Алюминиевые сплавы наиболее широко применяются пщ изготовлении самолетов, летающих на скоростях до 2М. Из них наиболее распространенным является дуралюмин. В настоящее время имеются марки дуралюмина с пределом прочности до 55—60 кГ/мм2 (540—590 Мн/м2). Дуралюмин выпускается заводами в виде листов, профилей, труб, прутков и проволоки. Для деталей и узлов, работающих при температурах выше 120° С (393° К), следует применять жаропрочные алюминиевые сплавы. Необходимо учитывать такое свойство дуралюмина, как «старение», т. е. повышение твердости по истечении некоторого времени после термообработки. Дуралюмин плохо противостоит коррозии, против чего применяют защитные покрытия, чаще всего анодирование (электролитический процесс покрытия детали пленкой окиси алюминия). Сравнительно широко применяются алюминиевые сплавы для изготовления деталей при помощи литья (АЛ9). Механические свойства этих сплавов сравнительно невысоки; из них отливают детали средней нагруженности: тормозные барабаны, арматуру, кронштейны, качалки и пр. Алюминиево-марганцевый сплав АМцА применяется для изготовления деталей из листа посредством глубокой вытяжки, из сплава АМцА изготовляются также сварные топливные баки. Алюминиево-магниевый сплав АМг обладает высокой пластичностью и применяется для изготовления трубопроводов топливной и масляной систем.
Стали
В конструкции самолета применяются стали малоуглеродистые, среднеуглеродистые и специальные (легированные). Малоуглеродистая сталь (марок 10, 20) широко применяется для изготовления деталей из листов, а также для заклепок; малоуглеродистая сталь пластична, хорошо штампуется и сваривается. Среднеуглеродистая сталь (марки 45) служит основным материалом для изготовления крепежных деталей (болтов, винтов, гаек и пр.). Легированная сталь (ЗОХГСА, ЗОХГСНА) широко применяется для изготовления наиболее нагруженных деталей и узлов (пояса лонжеронов, стойки шасси, стыковые узлы и т. п.). Из этих сталей изготовляются также наиболее прочные крепежные детали (болты, винты, гайки). Стальные заклепки изготовляются из стали 15 и марганцовистой стали 20ГА. Специальные жаропрочные стали применяются для элементов конструкции (каркас, обшивка, узлы), работающих в условиях высоких температур. Все стальные детали должны быть защищены от коррозии посредством цинкования или кадмирования (покрытия электролитическим способом слоем цинка или кадмия). Сталь ЗОХГСНА — оксидируют.
Магниевые сплавы
Магниевые сплавы обладают высокой удельной прочностью при невысоком значении предела прочности. Основными недостатками магниевых сплавов являются: высокая стоимость, подверженность коррозии и воспламеняемость. Магниевые сплавы бывают литейные (МЛ4, МЛ5) и деформируемые (штамповкой, прессованием — МА8, МА2). Применяются магниевые сплавы для малонагруженных кронштейнов, деталей колес, управления. Детали из магниевых сплавов защищают от коррозии посредством окраски или хромирования.
Титановые сплавы
Титановые сплавы представляют собой высокопрочные и тепло-прочные сплавы. Сплавы рекомендуются для изготовления деталей, работающих при повышенных температурах — 400-450° С (673—723° К). Они обладают высокой удельной прочностью 22,6-106 и пределом прочности до 10000 кГ/см2 (980 Мн/ж2), имеют удовлетворительные технологические свойства. Стоимость их в настоящее время значительно превышает стоимость сталей.
Неметаллические материалы
Наряду с материалами для силовых частей в конструкции самолета применяется много разнообразных материалов для тепло-звукоизоляции, бытового оборудования, электро- и радиооборудования, отделки кабин и т. п. Применяются различного рода древесина, резина, ткани, «леи, пластмассы, материалы из полимеров и т. п. С развитием химической науки и химического производства применение последних будет все возрастать. Остановимся кратко на некоторых неметаллических материалах. Древесина является дешевым материалом и хорошо обрабатывается. Однако дерево неоднородно по своим механическим характеристикам и прочность его во многом зависит от направления приложения силы относительно волокон. Механические свойства древесных материалов изменяются в зависимости от влажности воздуха. Деревянные конструкции подвержены гниению, заболеванию «грибком». Стеклотекстолит — слоистый материал в виде листов, плит. Механически обрабатывается, склеивается, склепывается. Применяется в качестве электроизоляции, термоизоляции, для облицовки отсеков топливных баков, а также для конструкционных и радиотехнических деталей, работающих при температуре до 200°С (473°К). Пресспорошки различных марок применяются для изготовления путем прессования электроизоляционных деталей, радиодеталей, декоративных деталей, а также (фторопласт) для термостойких и стойких к агрессивным средам деталей. Полиэтилен применяется как электроизоляционный и химически стойкий материал, из которого изготовляются трубы, пленки, ленты и другие детали. v Полиэтилен механически обрабатывается, сваривается. Детали образуются литьем под давлением, горячим прессованием, штамповкой. Пенопласты применяются в качестве легкого заполнителя для слоистых конструкций, а также для целей теплоизоляции Пенопласты обладают малым удельным весом 0,2 г/см3 (2000 н/м3), механически обрабатываются, склеиваются, при нагревании формуются. Органическое стекло применяется для остекления кабин самолетов при рабочих температурах от —60 до +60°С (333° К) и выше. Органическое стекло формуется, сваривается, склеивается и механически обрабатывается. Силикатное стекло различных марок служит для изготовления прозрачной брони кабины экипажа. Для внутренней облицовки кабин пассажирских самолетов применяется павинол — негорючий материал, изготовленный путем нанесения на стеклоткань поливинохлоридной массы различных цветов и тиснений. Для обивки кресел применяется текстовинит — хлопчатобумажная ткань с полихлорвиниловым цветным покрытием.
ВЫБОР СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Эскизное проектирование самолета представляет собой первый этап проектирования, в результате которого выявляется схема самолета, его основные размеры и компоновка, т. е. размещение экипажа, вооружения, грузов, оборудования. Задание спроектировать самолет содержит ряд требований: производственных, эксплуатационных, тактико-технических и др. В тактико-технические требования включаются только основные требования в зависимости от назначения самолета. Так, например, для истребителя задаются максимальная и посадочная скорости и вооружение, время набора высоты, потолок, дальность или продолжительность полета и пр. Для пассажирского самолета задаются максимальная и посадочная скорости, требования безопасности, экономичности, удобства, грузоподъемность, дальность и др. Выполнение всех этих требований сопряжено с большими трудностями вследствие их противоречивости. Так, например, требование получения максимальной скорости полета противоречит требованию получения приемлемой посадочной скорости, так как с увеличением скорости полета одновременно увеличивается и посадочная скорость; увеличение скорости полета противоречит увеличению дальности, а для военного самолета и увеличению мощности вооружения, так как при выполнении последних требований возрастает вес самолета и т. п. Тактико-технические требования на проектирование нового самолета должны превышать по важнейшим для заданного типа самолета показателям данные существующих самолетов. Это необходимо делать из тех соображений, что при наблюдающейся общей тенденции к повышению летно-технических характеристик самолетов данные проектируемого самолета к моменту его полного освоения в серийном производстве могут быть перекрыты другими новыми самолетами. Повышения тактико-технических требований проектируемых самолетов по сравнению с существующими можно достигнуть:
1) применением мощных или более экономичных, с меньшими габаритами или более легких двигателей;
2) улучшением аэродинамики самолета, изысканием внешних форм, обеспечивающих уменьшение влияния сжимаемости, аэродинамического нагрева;
3) применением более совершенной механизации крыла, управления пограничным слоем;
4) совершенствованием силовых схем агрегатов самолета, обеспечивающих требуемую прочность и жесткость при меньшем весе;
5) улучшением технологии производства, что непосредственно влияет на соблюдение требуемых форм и обводов самолета;
6) применением новых высокопрочных и теплопрочных материалов;
7) применением новых методов соединения отдельных деталей, узлов (например, склейки металлов);
8) применением нового самолетного оборудования, обеспечивающего упрощение и улучшение управления самолетом, точное и своевременное выполнение боевого задания, улучшение условий работы экипажа, безопасность экипажа при аварии;
9) применением, для военных самолетов новых, более эффективных типов вооружения, систем наведения и защиты, при их меньшем весе.
Статистика и ее значение
Выбирая основные размеры самолета, конструктор должен удовлетворить многие противоречивые требования. Так, например, выбирая малую площадь крыла с целью уменьшения лобового сопротивления самолета для обеспечения максимальной скорости конструктор должен учитывать, что он ухудшает этим взлетно-посадочные характеристики самолета, а уменьшая, например, длину хвостовой части фюзеляжа и, следовательно, уменьшая ее вес, он вместе с тем уменьшает и плечо оперения до центра тяжести самолета, что, как известно, приводит к ухудшению устойчивости и управляемости самолета. Если еще учесть, что полетный вес самолета оказывает влияние на его размеры, а размеры, в свою очередь, влияют на вес, то станет понятной трудность выбора основных размеров самолета с помощью только теоретических расчетов. Поэтому для определения основных размеров проектируемого-самолета пользуются данными современных, однотипных с проектируемым, самолетов. При этом пользуются не абсолютными величинами (размер, вес, мощность силовой установки существующих самолетов), а относительными величинами, называемыми статистическими коэффициентами. Эти коэффициенты получают в результате обработки статистики, т. е. различных данных самолетов-прототипов. В статистику должны входить следующие основные данные по нескольким лучшим самолетам-прототипам;
а) общие данные;
б) технические данные двигателей;
в) геометрические данные (размеры);
г) весовые данные;
д) данные вооружения (для военного самолета);
е) летные данные.
Статистические коэффициенты
Рассмотрим некоторые основные статистические коэффициенты Предварительно познакомимся с принятой весовой классификацией самолета. В несъемное оборудование входит часть оборудования, не отделяемая в эксплуатации от конструкции самолета (электропроводка, приборные доски, несъемные элементы обогрева, вентиляции и пр.).
ВЫБОР СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
При выборе схемы самолета следует исходить из учета его назначения и всей совокупности предъявляемых к нему требований. В настоящее время некоторые характерные признаки, определяющие схему современного самолета, являются относительно стабильными. Так, подавляющее большинство современных самолетов представляет собой свободнонесущие монопланы, однофюзе-ляжные, с хвостовым оперением, имеющие шасси с передней опорой (ногой). Однако эти схемы различны по расположению крыла, форме крыла в плане, числу, типу и расположению двигателей. Вопрос о расположении крыла решается сопоставлением преимуществ и недостатков низкопланкой, среднепланнои и высокопланной схем. Выбор типа двигателя определяется в зависимости от скорости полета самолета, а также требованиями экономичности в эксплуатации. В настоящее время на самолетах устанавливают преимущественно турбореактивные двигатели — ТРД (а также их разновидность— турбовентиляторные двигатели — ТВРД) и турбовинтовые двигатели — ТВ Д. До 1944—1945 гг. в самолетостроении применялись исключительно поршневые двигатели — ПД. Как указано было выше, ПД не могут обеспечить потребную тягу для возросших скоростей полета, так как тяга их с увеличением скорости резко падает. Вследствие своей высокой экономичности (удельный расход топлива Сг=0,2-0,22 кГ/л.сл (2-2,2 н/л.с.ч), а также повышенной надежности, обусловленной многолетним опытом их эксплуатации, в настоящее время ПД применяются на учебных, сельскохозяйственных и некоторых других специализированных самолетах, летающих со скоростями до 400н-500 км/час (110—140 м/сек). Турбореактивные двигатели создают тягу, возрастающую с увеличением скорости. Это наряду с малым весом, малым миделем, простотой устройства, применением более дешевого топлива (керосина) обусловливает применение их для больших дозвуковых, начиная с 800-850 км/час (220—240 м/сек), и сверхзвуковых скоростей. Появление реактивных самолетов еще в 1903 г. предвосхитил великий русский ученый К. Э. Циолковский, разработавший основы теории реактивного движения и предложивший схему жидкостно-ракетного двигателя. Стремление найти двигатель, который удовлетворял бы переходным от ПД к ТРД скоростям полета, т. е. скоростям 600— 900 км/час, привело к созданию турбовинтового двигателя. Тяга турбовинтового двигателя падает с возрастанием скорости, однако значительно медленнее, чем у поршневого двигателя. Поэтому ТВД в состоянии обеспечить потребную тягу до более высоких скоростей, чем ПД. ТВД обладают высокой экономичностью, удельный расход топлива Се—0,25—0,30 кГ/л. с. ч. (2,5- 3 н/л.с.ч). Вместе с тем ТВД обладают малым весом, малым миделем, простотой устройства. Это обусловило широкое применение их в диапазоне скоростей 600-900 км/час (170—250 м/сек). Жидкостно-ракетные двигатели — ЖРД на современных самолетах в качестве самостоятельной силовой установки применяются весьма редко. Такие двигатели устанавливаются главным образом на экспериментальных самолетах. Иногда ЖРД применяются в качестве дополнительной силовой установки на самолетах с ТРД, служащей для кратковременного форсирования тяги самолета в полете или на взлете. Тяга ЖРД практически не меняется с изменением скорости, и в отличие от ранее рассмотренных двигателей, не падает (даже несколько возрастает) с увеличением высоты.. Это позволяет получить большие скорости полета самолета на больших высотах. Так на экспериментальном самолете Х-15 (США) с ЖРД в 1963 г. достигнута высота свыше 100 000 м и скорость около 7000 км/час (1950 м/сек). Весьма низкая экономичность (Ce=10-15 кГ/кГ тяги ч), требующая больших запасов горючей смеси, препятствуют широкому применению ЖРД. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) исключительно прост по конструкции, однако он не может работать при нулевой скорости движения и поэтому может устанавливаться на самолет лишь в сочетании с другим типом двигателя, обеспечивающим старт и разгон самолета. Тяга ПВРД растет с увеличением скорости, достигая потребных для горизонтального полета величин при скоростях 800—1000 км/час (220—280 м/сек). Однако экономичность ПВРД при этих скоростях весьма низка. С ростом числа М экономичность ПВРД возрастает, достигая значения 2-3 кГ/кГ тяги ч (н/н тяги ч) при М3. В настоящее время ПВРД устанавливают лишь на экспериментальных самолетах *. Число двигателей обусловливается потребной мощностью (тягой) для обеспечения требуемых летных данных. При этом, в целях увеличения надежности самолета, целесообразно рассредоточить потребную мощность (тягу) на 2-ь4 двигателя. Однако на небольшом самолете типа истребителя, исходя из условий уменьшения габаритов, рациональной компоновки его, часто ставят один мощный двигатель. Расположение двигателей определяется особенностям, аэродинамической компоновки самолета и, в свою очередь, оказывает существенное влияние на его компоновку. Рассмотрим, например, самолет с ТРД, расположенными на хвостовой части фюзеляжа. Эта схема была создана во Франции (самолет «Каравелла»), и основным назначением ее является увеличение критического числа М крыла, свободного о г гондол двигателей. Вместе с тем это позволило усилить механизацию крыла, располагая закрылки по всему свободному от элеронов размаху, а также уменьшить шум в пассажирской кабине. Расположение двигателей вне крыла позволяет наиболее просто осуществлять замену двигателя новым, более мощным двигателем, т. е. осуществить так называемую «модификацию самолета». Далее, близкое к плоскости симметрии самолета расположение двигателей облегчает полет самолета при выходе из строя одного из двигателей, так как уменьшает момент несимметричной тяги. Наряду с этим отсутствие двигателя на крыле увеличивает вес крыла, так как массовая сила двигателя, расположенного на крыле, направленная противоположно подъемной силе, создает момент, разгружающий крыло. Кроме того, необходимость выноса горизонтального оперения из зоны высоких температур обусловливает высокое его расположение — на киле и тем самым" увеличивает вес киля, нагружаемого дополнительно силами от горизонтального оперения. Приведенный далеко не полный анализ схемы самолета с ТРД, расположенными на хвостовой части фюзеляжа, показывает все многообразие и противоречивость факторов, которые приходится учитывать при выборе схемы самолета. Некоторые соображения о схеме типа «летающее крыло» («бесхвостка») и «утка» приведены выше. Совершенно очевидно, что выбор схемы самолета требует глубокого анализа и сопоставления различных схем применительно к конкретным требованиям, предъявляемым к проектируемому самолету. Рассмотренные схемы некоторых самолетов, безусловно, являются временными. Наличие большого разнообразия опытных самолетов свидетельствует о настойчивых поисках рациональных схем, способствующих дальнейшему росту летных данных.
Для того чтобы конструкция самолета могла надежно выдерживать все действующие на нее в полете нагрузки, она должна обладать достаточной прочностью, что может быть достигнуто двумя способами
1. Расчетом конструкции на прочность в соответствии с действующими (эксплуатационными) нагрузками и подбором сечений элементов конструкции таким образом, чтобы напряжения в них были равны допускаемым напряжениям, которые принимаются ниже разрушающих. Такой способ расчета принят в общем машиностроении. В этом случае коэффициент, характеризующий запас прочности, определяется как отношение разрушающих напряжений к допускаемым.
2. Расчетом конструкции на прочность, руководствуясь увеличенными, по сравнению с эксплуатационными, нагрузками (будем называть их расчетными нагрузками) и подбором сечений эле ментов таким образом, чтобы напряжения в них были равны разрушающим. Так как эксплуатационные нагрузки ниже расчетных, то конструкция будет иметь коэффициент запаса, величина которого определяется как отношение расчетной нагрузки к эксплуатационной.
Преждевременное разрушение свидетельствует о недостаточной прочности конструкции. Такие испытания проводятся не только над опытными, но и время от времени над серийными конструкциями и называются статическими испытаниями. Это значит, что разрушение панели произойдет при увеличении силы и два раза, т. е при силе 2РЭ. Однако такое положение справедливо при условии, что при возрастании силы в два раза все напряжения тоже возрастут в два раза. Во всяком расчете на прочность применяются некоторые допущения в отношении выбора расчетной схемы при определении нагрузок. Поэтому надежность расчета на прочность должна подтверждаться опытными испытаниями. При расчете по первому способу опытная проверка заключается в сравнении расчетных напряжений с действительными. Замер последних под нагрузкой достаточно громоздок.
НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК
На самолет в зависимости от условий полета будут действовать различные по направлению и величине силы при различных углах атаки. В диапазоне летных углов атаки самолет может получить перегрузку величиной от максимального положительного до максимального отрицательного значения. При посадке также возможно нагружение самолета различными силами. Чтобы при расчете на прочность конструкции самолета или его отдельных агрегатов не производить в каждом случае специальных исследований для определения расчетных нагрузок, выбраны характерные положения самолета, обусловливающие наиболее тяжелые условия в работе его частей. Положения эти называются расчетными случаями и обозначаются первыми буквами латинского алфавита А, А', В, С, D, D' и т. д.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ
Как известно, при обтекании тела потоком воздуха образуется пограничный слой, скорость которого по толщине его переменна. Разница скоростей в пограничном слое вызывает трение частиц воздуха, которое переходит в тепло, повышая тем самым температуру пограничного слоя. От пограничного слоя тепло передается обтекаемой поверхности, а от нее через материал обшивки на каркас самолета, в кабины и т. д. Это явление называется аэродинамическим нагревом. При малых скоростях он незначителен. Однако уже при 4 = 2 у земли температура обшивки будет свыше 200° С (473° К). При числе М=5 алюминиевые сплавы плавятся, а при М=8 на высоте 15 км температура нагрева достигнет 2200° С (2473° К). Прогрев конструкции происходит постепенно, в течение некоторого времени и, следовательно, имеет место неравномерный ее нагрев. При этом происходит рассеивание части тепла в атмосферу. Необходимо учесть, что при равных значениях числа М теплопередача от пограничного слоя к поверхности обшивки с увеличением высоты значительно снижается благодаря уменьшению плотности воздуха. Кроме того, на больших скоростях и больших высотах увеличивается доля излучаемого тепла в окружающее пространство. Поэтому с увеличением высоты при прочих равных условиях аэродинамический-нагрев уменьшается. В последние годы, в связи со значительным ростом скоростей самолетов, возникла новая проблема — преодоление так называемого «теплового барьера». Под «тепловым барьером» понимают ограничения, которые накладываются на скорость полета в связи с нагревом самолета. Эти ограничения связаны с тремя моментами;
1) С ростом температуры механические качества материалов снижаются — уменьшается предел прочности и модуль упругости, ухудшается работа при длительном нагружении конструкции в связи с усилением «ползучести» при высоких температурах. Так, например, при температуре 260° С (533° К) прочность алюминиевых сплавов уменьшается примерно на 25%.
2) В результате аэродинамического нагрева возникают дополнительные напряжения элементов конструкции, которые могут быть значительными. Присоединяясь к основным напряжениям, они могут вызвать разрушение конструкции. Температурные напряжения возникают в случае различных коэффициентов расширения, различных модулей упругости материалов конструкции, неравномерного нагрева. Пусть, например, лонжерон, пояса и стенка которого выполнены из дюралюминия, подвергается неравномерному нагреву по высоте лонжерона. Если бы температура по высоте была постоянной, то волокна материале по всему сечению равномерно удлинились бы (посколько изменение длины лонжерона не ограничено) и температурные напряжения отсутствовали бы. В рассматриваемом случае напряжения обусловлены разностью температур между верхним и нижним волокном. Удлинение волокна а, имеющего разность Действительное увеличение температуры обшивки меньше за счет теплопередачи, излучения, неравномерного торможения и т. п.
3) Для борьбы с аэродинамическим нагревом требуются специальные меры (интенсивного охлаждения), чтобы создать нормальные жизненные условия для экипажа и пассажиров. Так, например, дюралюмин можно применять на скорости до 1500 км/час у земли и на скорости 2600 км/час на высоте 30 км. Нагрев для различных частей поверхности не одинаков и в значительной мере зависит от аэродинамических форм агрегатов.
Кроме нагрева, обусловленного торможением потока, нагрев отдельных частей самолета происходит вследствие выделения тепла силовой установкой, а на больших высотах — от солнечных лучей. Этот нагрев на высотах, достигнутых самолетами, играет, однако, второстепенную роль, так как он значительно менее интенсивен, чем аэродинамический нагрев. Борьба с аэродинамическим нагревом ведется многими путями. Наиболее простой путь — это уменьшение времени полета на большой скорости, чтобы обшивка не успела разогреться до недопустимой температуры. Это так называемая «пассивная» защита. Кроме того, существуют методы «активной» защиты от аэродинамического нагрева. Наиболее эффективные из них являются покрытие наружной поверхности самолета специальными нетеплопроводными жаростойкими, теплоизоляционными материалами. А также применяется охлаждение путем циркуляции жидкости (топлива или воды) в пространстве между наружной и внутренней обшивкой. Топливо, отнимая тепло от обшивки, нагревается и поступает в двигатель. Вода же нагревается до температуры кипения и испаряется через щели в конструкции, на что расходуется большое количество тепла. Такое охлаждение называется испарительным. В ряде случаев для защиты от нагрева применяются комбинации этих способов: охлаждения, тепловая изоляция и жаропрочные материалы.
МАТЕРИАЛЫ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ В КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Для силовых частей конструкции самолета материал выбирают исходя из назначения и условий работы этих частей. В конструкциях самолетов применяются преимущественно алюминиевые сплавы за исключением конструкции шасси, элементов крепления двигателей к самолету и некоторых других частей, которые выполняются из высокопрочных сталей. В конструкциях самолетов, летающих с М>2 для деталей крыла, фюзеляжа, оперения, подверженных значительному аэродинамическому нагреву, применяются титановые сплавы, а в ряде случаев и жаростойкие стали. Важнейшим условием для правильного выбора материала является получение возможно малого веса при надлежащей прочности. Для оценки материала с этой точки зрения введено понятие удельной прочности материала. При выборе материала необходимо учитывать сопротивляемость его динамическим нагрузкам, определяемую ударную вязкостью и пределом усталости, наличие отечественного сырья, технологические, экономические и эксплуатационные факторы, а также ползучесть материала (при повышенных температурах).
КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ОСНОВНЫХ МАТЕРИАЛОВ
Алюминиевые сплавы
Алюминиевые сплавы наиболее широко применяются пщ изготовлении самолетов, летающих на скоростях до 2М. Из них наиболее распространенным является дуралюмин. В настоящее время имеются марки дуралюмина с пределом прочности до 55—60 кГ/мм2 (540—590 Мн/м2). Дуралюмин выпускается заводами в виде листов, профилей, труб, прутков и проволоки. Для деталей и узлов, работающих при температурах выше 120° С (393° К), следует применять жаропрочные алюминиевые сплавы. Необходимо учитывать такое свойство дуралюмина, как «старение», т. е. повышение твердости по истечении некоторого времени после термообработки. Дуралюмин плохо противостоит коррозии, против чего применяют защитные покрытия, чаще всего анодирование (электролитический процесс покрытия детали пленкой окиси алюминия). Сравнительно широко применяются алюминиевые сплавы для изготовления деталей при помощи литья (АЛ9). Механические свойства этих сплавов сравнительно невысоки; из них отливают детали средней нагруженности: тормозные барабаны, арматуру, кронштейны, качалки и пр. Алюминиево-марганцевый сплав АМцА применяется для изготовления деталей из листа посредством глубокой вытяжки, из сплава АМцА изготовляются также сварные топливные баки. Алюминиево-магниевый сплав АМг обладает высокой пластичностью и применяется для изготовления трубопроводов топливной и масляной систем.
Стали
В конструкции самолета применяются стали малоуглеродистые, среднеуглеродистые и специальные (легированные). Малоуглеродистая сталь (марок 10, 20) широко применяется для изготовления деталей из листов, а также для заклепок; малоуглеродистая сталь пластична, хорошо штампуется и сваривается. Среднеуглеродистая сталь (марки 45) служит основным материалом для изготовления крепежных деталей (болтов, винтов, гаек и пр.). Легированная сталь (ЗОХГСА, ЗОХГСНА) широко применяется для изготовления наиболее нагруженных деталей и узлов (пояса лонжеронов, стойки шасси, стыковые узлы и т. п.). Из этих сталей изготовляются также наиболее прочные крепежные детали (болты, винты, гайки). Стальные заклепки изготовляются из стали 15 и марганцовистой стали 20ГА. Специальные жаропрочные стали применяются для элементов конструкции (каркас, обшивка, узлы), работающих в условиях высоких температур. Все стальные детали должны быть защищены от коррозии посредством цинкования или кадмирования (покрытия электролитическим способом слоем цинка или кадмия). Сталь ЗОХГСНА — оксидируют.
Магниевые сплавы
Магниевые сплавы обладают высокой удельной прочностью при невысоком значении предела прочности. Основными недостатками магниевых сплавов являются: высокая стоимость, подверженность коррозии и воспламеняемость. Магниевые сплавы бывают литейные (МЛ4, МЛ5) и деформируемые (штамповкой, прессованием — МА8, МА2). Применяются магниевые сплавы для малонагруженных кронштейнов, деталей колес, управления. Детали из магниевых сплавов защищают от коррозии посредством окраски или хромирования.
Титановые сплавы
Титановые сплавы представляют собой высокопрочные и тепло-прочные сплавы. Сплавы рекомендуются для изготовления деталей, работающих при повышенных температурах — 400-450° С (673—723° К). Они обладают высокой удельной прочностью 22,6-106 и пределом прочности до 10000 кГ/см2 (980 Мн/ж2), имеют удовлетворительные технологические свойства. Стоимость их в настоящее время значительно превышает стоимость сталей.
Неметаллические материалы
Наряду с материалами для силовых частей в конструкции самолета применяется много разнообразных материалов для тепло-звукоизоляции, бытового оборудования, электро- и радиооборудования, отделки кабин и т. п. Применяются различного рода древесина, резина, ткани, «леи, пластмассы, материалы из полимеров и т. п. С развитием химической науки и химического производства применение последних будет все возрастать. Остановимся кратко на некоторых неметаллических материалах. Древесина является дешевым материалом и хорошо обрабатывается. Однако дерево неоднородно по своим механическим характеристикам и прочность его во многом зависит от направления приложения силы относительно волокон. Механические свойства древесных материалов изменяются в зависимости от влажности воздуха. Деревянные конструкции подвержены гниению, заболеванию «грибком». Стеклотекстолит — слоистый материал в виде листов, плит. Механически обрабатывается, склеивается, склепывается. Применяется в качестве электроизоляции, термоизоляции, для облицовки отсеков топливных баков, а также для конструкционных и радиотехнических деталей, работающих при температуре до 200°С (473°К). Пресспорошки различных марок применяются для изготовления путем прессования электроизоляционных деталей, радиодеталей, декоративных деталей, а также (фторопласт) для термостойких и стойких к агрессивным средам деталей. Полиэтилен применяется как электроизоляционный и химически стойкий материал, из которого изготовляются трубы, пленки, ленты и другие детали. v Полиэтилен механически обрабатывается, сваривается. Детали образуются литьем под давлением, горячим прессованием, штамповкой. Пенопласты применяются в качестве легкого заполнителя для слоистых конструкций, а также для целей теплоизоляции Пенопласты обладают малым удельным весом 0,2 г/см3 (2000 н/м3), механически обрабатываются, склеиваются, при нагревании формуются. Органическое стекло применяется для остекления кабин самолетов при рабочих температурах от —60 до +60°С (333° К) и выше. Органическое стекло формуется, сваривается, склеивается и механически обрабатывается. Силикатное стекло различных марок служит для изготовления прозрачной брони кабины экипажа. Для внутренней облицовки кабин пассажирских самолетов применяется павинол — негорючий материал, изготовленный путем нанесения на стеклоткань поливинохлоридной массы различных цветов и тиснений. Для обивки кресел применяется текстовинит — хлопчатобумажная ткань с полихлорвиниловым цветным покрытием.
ВЫБОР СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
Эскизное проектирование самолета представляет собой первый этап проектирования, в результате которого выявляется схема самолета, его основные размеры и компоновка, т. е. размещение экипажа, вооружения, грузов, оборудования. Задание спроектировать самолет содержит ряд требований: производственных, эксплуатационных, тактико-технических и др. В тактико-технические требования включаются только основные требования в зависимости от назначения самолета. Так, например, для истребителя задаются максимальная и посадочная скорости и вооружение, время набора высоты, потолок, дальность или продолжительность полета и пр. Для пассажирского самолета задаются максимальная и посадочная скорости, требования безопасности, экономичности, удобства, грузоподъемность, дальность и др. Выполнение всех этих требований сопряжено с большими трудностями вследствие их противоречивости. Так, например, требование получения максимальной скорости полета противоречит требованию получения приемлемой посадочной скорости, так как с увеличением скорости полета одновременно увеличивается и посадочная скорость; увеличение скорости полета противоречит увеличению дальности, а для военного самолета и увеличению мощности вооружения, так как при выполнении последних требований возрастает вес самолета и т. п. Тактико-технические требования на проектирование нового самолета должны превышать по важнейшим для заданного типа самолета показателям данные существующих самолетов. Это необходимо делать из тех соображений, что при наблюдающейся общей тенденции к повышению летно-технических характеристик самолетов данные проектируемого самолета к моменту его полного освоения в серийном производстве могут быть перекрыты другими новыми самолетами. Повышения тактико-технических требований проектируемых самолетов по сравнению с существующими можно достигнуть:
1) применением мощных или более экономичных, с меньшими габаритами или более легких двигателей;
2) улучшением аэродинамики самолета, изысканием внешних форм, обеспечивающих уменьшение влияния сжимаемости, аэродинамического нагрева;
3) применением более совершенной механизации крыла, управления пограничным слоем;
4) совершенствованием силовых схем агрегатов самолета, обеспечивающих требуемую прочность и жесткость при меньшем весе;
5) улучшением технологии производства, что непосредственно влияет на соблюдение требуемых форм и обводов самолета;
6) применением новых высокопрочных и теплопрочных материалов;
7) применением новых методов соединения отдельных деталей, узлов (например, склейки металлов);
8) применением нового самолетного оборудования, обеспечивающего упрощение и улучшение управления самолетом, точное и своевременное выполнение боевого задания, улучшение условий работы экипажа, безопасность экипажа при аварии;
9) применением, для военных самолетов новых, более эффективных типов вооружения, систем наведения и защиты, при их меньшем весе.
Статистика и ее значение
Выбирая основные размеры самолета, конструктор должен удовлетворить многие противоречивые требования. Так, например, выбирая малую площадь крыла с целью уменьшения лобового сопротивления самолета для обеспечения максимальной скорости конструктор должен учитывать, что он ухудшает этим взлетно-посадочные характеристики самолета, а уменьшая, например, длину хвостовой части фюзеляжа и, следовательно, уменьшая ее вес, он вместе с тем уменьшает и плечо оперения до центра тяжести самолета, что, как известно, приводит к ухудшению устойчивости и управляемости самолета. Если еще учесть, что полетный вес самолета оказывает влияние на его размеры, а размеры, в свою очередь, влияют на вес, то станет понятной трудность выбора основных размеров самолета с помощью только теоретических расчетов. Поэтому для определения основных размеров проектируемого-самолета пользуются данными современных, однотипных с проектируемым, самолетов. При этом пользуются не абсолютными величинами (размер, вес, мощность силовой установки существующих самолетов), а относительными величинами, называемыми статистическими коэффициентами. Эти коэффициенты получают в результате обработки статистики, т. е. различных данных самолетов-прототипов. В статистику должны входить следующие основные данные по нескольким лучшим самолетам-прототипам;
а) общие данные;
б) технические данные двигателей;
в) геометрические данные (размеры);
г) весовые данные;
д) данные вооружения (для военного самолета);
е) летные данные.
Статистические коэффициенты
Рассмотрим некоторые основные статистические коэффициенты Предварительно познакомимся с принятой весовой классификацией самолета. В несъемное оборудование входит часть оборудования, не отделяемая в эксплуатации от конструкции самолета (электропроводка, приборные доски, несъемные элементы обогрева, вентиляции и пр.).
ВЫБОР СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
При выборе схемы самолета следует исходить из учета его назначения и всей совокупности предъявляемых к нему требований. В настоящее время некоторые характерные признаки, определяющие схему современного самолета, являются относительно стабильными. Так, подавляющее большинство современных самолетов представляет собой свободнонесущие монопланы, однофюзе-ляжные, с хвостовым оперением, имеющие шасси с передней опорой (ногой). Однако эти схемы различны по расположению крыла, форме крыла в плане, числу, типу и расположению двигателей. Вопрос о расположении крыла решается сопоставлением преимуществ и недостатков низкопланкой, среднепланнои и высокопланной схем. Выбор типа двигателя определяется в зависимости от скорости полета самолета, а также требованиями экономичности в эксплуатации. В настоящее время на самолетах устанавливают преимущественно турбореактивные двигатели — ТРД (а также их разновидность— турбовентиляторные двигатели — ТВРД) и турбовинтовые двигатели — ТВ Д. До 1944—1945 гг. в самолетостроении применялись исключительно поршневые двигатели — ПД. Как указано было выше, ПД не могут обеспечить потребную тягу для возросших скоростей полета, так как тяга их с увеличением скорости резко падает. Вследствие своей высокой экономичности (удельный расход топлива Сг=0,2-0,22 кГ/л.сл (2-2,2 н/л.с.ч), а также повышенной надежности, обусловленной многолетним опытом их эксплуатации, в настоящее время ПД применяются на учебных, сельскохозяйственных и некоторых других специализированных самолетах, летающих со скоростями до 400н-500 км/час (110—140 м/сек). Турбореактивные двигатели создают тягу, возрастающую с увеличением скорости. Это наряду с малым весом, малым миделем, простотой устройства, применением более дешевого топлива (керосина) обусловливает применение их для больших дозвуковых, начиная с 800-850 км/час (220—240 м/сек), и сверхзвуковых скоростей. Появление реактивных самолетов еще в 1903 г. предвосхитил великий русский ученый К. Э. Циолковский, разработавший основы теории реактивного движения и предложивший схему жидкостно-ракетного двигателя. Стремление найти двигатель, который удовлетворял бы переходным от ПД к ТРД скоростям полета, т. е. скоростям 600— 900 км/час, привело к созданию турбовинтового двигателя. Тяга турбовинтового двигателя падает с возрастанием скорости, однако значительно медленнее, чем у поршневого двигателя. Поэтому ТВД в состоянии обеспечить потребную тягу до более высоких скоростей, чем ПД. ТВД обладают высокой экономичностью, удельный расход топлива Се—0,25—0,30 кГ/л. с. ч. (2,5- 3 н/л.с.ч). Вместе с тем ТВД обладают малым весом, малым миделем, простотой устройства. Это обусловило широкое применение их в диапазоне скоростей 600-900 км/час (170—250 м/сек). Жидкостно-ракетные двигатели — ЖРД на современных самолетах в качестве самостоятельной силовой установки применяются весьма редко. Такие двигатели устанавливаются главным образом на экспериментальных самолетах. Иногда ЖРД применяются в качестве дополнительной силовой установки на самолетах с ТРД, служащей для кратковременного форсирования тяги самолета в полете или на взлете. Тяга ЖРД практически не меняется с изменением скорости, и в отличие от ранее рассмотренных двигателей, не падает (даже несколько возрастает) с увеличением высоты.. Это позволяет получить большие скорости полета самолета на больших высотах. Так на экспериментальном самолете Х-15 (США) с ЖРД в 1963 г. достигнута высота свыше 100 000 м и скорость около 7000 км/час (1950 м/сек). Весьма низкая экономичность (Ce=10-15 кГ/кГ тяги ч), требующая больших запасов горючей смеси, препятствуют широкому применению ЖРД. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) исключительно прост по конструкции, однако он не может работать при нулевой скорости движения и поэтому может устанавливаться на самолет лишь в сочетании с другим типом двигателя, обеспечивающим старт и разгон самолета. Тяга ПВРД растет с увеличением скорости, достигая потребных для горизонтального полета величин при скоростях 800—1000 км/час (220—280 м/сек). Однако экономичность ПВРД при этих скоростях весьма низка. С ростом числа М экономичность ПВРД возрастает, достигая значения 2-3 кГ/кГ тяги ч (н/н тяги ч) при М3. В настоящее время ПВРД устанавливают лишь на экспериментальных самолетах *. Число двигателей обусловливается потребной мощностью (тягой) для обеспечения требуемых летных данных. При этом, в целях увеличения надежности самолета, целесообразно рассредоточить потребную мощность (тягу) на 2-ь4 двигателя. Однако на небольшом самолете типа истребителя, исходя из условий уменьшения габаритов, рациональной компоновки его, часто ставят один мощный двигатель. Расположение двигателей определяется особенностям, аэродинамической компоновки самолета и, в свою очередь, оказывает существенное влияние на его компоновку. Рассмотрим, например, самолет с ТРД, расположенными на хвостовой части фюзеляжа. Эта схема была создана во Франции (самолет «Каравелла»), и основным назначением ее является увеличение критического числа М крыла, свободного о г гондол двигателей. Вместе с тем это позволило усилить механизацию крыла, располагая закрылки по всему свободному от элеронов размаху, а также уменьшить шум в пассажирской кабине. Расположение двигателей вне крыла позволяет наиболее просто осуществлять замену двигателя новым, более мощным двигателем, т. е. осуществить так называемую «модификацию самолета». Далее, близкое к плоскости симметрии самолета расположение двигателей облегчает полет самолета при выходе из строя одного из двигателей, так как уменьшает момент несимметричной тяги. Наряду с этим отсутствие двигателя на крыле увеличивает вес крыла, так как массовая сила двигателя, расположенного на крыле, направленная противоположно подъемной силе, создает момент, разгружающий крыло. Кроме того, необходимость выноса горизонтального оперения из зоны высоких температур обусловливает высокое его расположение — на киле и тем самым" увеличивает вес киля, нагружаемого дополнительно силами от горизонтального оперения. Приведенный далеко не полный анализ схемы самолета с ТРД, расположенными на хвостовой части фюзеляжа, показывает все многообразие и противоречивость факторов, которые приходится учитывать при выборе схемы самолета. Некоторые соображения о схеме типа «летающее крыло» («бесхвостка») и «утка» приведены выше. Совершенно очевидно, что выбор схемы самолета требует глубокого анализа и сопоставления различных схем применительно к конкретным требованиям, предъявляемым к проектируемому самолету. Рассмотренные схемы некоторых самолетов, безусловно, являются временными. Наличие большого разнообразия опытных самолетов свидетельствует о настойчивых поисках рациональных схем, способствующих дальнейшему росту летных данных.
Ан-225 «Мрия» - самый большой в мире самолет. Создал самолет киевский КБ имени Антонова. Этот уникальный самолет установил аж 240 мировых рекордов. Не несмотря на свой почтенный возраст и то, что существует лишь одна единица этого самолета, он все еще не уступает своим конкурентам. Если поступит заказ то будет достроен второй гигант, который готов лишь на 60-70%.
Полеты в Тель-Авив приостановили также польские авиалинии „LOT”. Авиакомпании из Европы и Соединенных Штатов Америки приостанавливают рейсы в Израиль. Причина - обострение израильско-палестинского конфликта. После того, как полтора километра от аэропорта „Бен Гурион” в Тель-Авиве упала ракета, Федеральная авиационная администрация США решила, что, как минимум, в течение суток свои рейсы в Израиль приостанавливают авиакомпании „Delta”, „United” и „US Airways”.
Тысячи пассажиров ждут за границей своих сумок и чемоданов, который потерялись во время вылета из Лондона. С четверга в лондонском аэропорту Heathrow наблюдается хаос с багажом. Тысячи пассажиров ждут за границей своих сумок и чемоданов, который потерялись во время вылета из Лондона. Дирекция аэропорта уверяет, что весь багаж будет найден.
Шутки двух пассажиров стали причиной того, что пассажирский самолет был принудительно посажен парой британских истребителей. Шутки двух пассажиров стали причиной того, что пассажирский самолет был принудительно посажен парой британских истребителей. Лайнер с более чем 300 пассажирами и членами экипажа на борту направлялся из пакистанского Лахора в британский Манчестер.
Самолеты заказала польская авиакомпания LOT. Кстати, LOT является первыми в Европе авиалиниями, которые заказали эти современные авиалайнеры, сообщает газета “Rzeczpospolita”. “Boeing 787” ждут в Варшаве не только сотрудники польской авиакомпании и польские любители авиации, но также поклонники этого самолета в Европе. В интернете они объединяются в группы и покупают билеты на европейские трассы LOT, на которых будет летать “Dreamliner”.
Еще до вылета предвзято отнесся к возможности попасть на самолете в Гомель. 
Государственное предприятие «Антонов» планирует до конца 2014 года завершить сборку первого опытного экземпляра нового самолета Ан-178 грузоподъемностью до 18 тонн. Сооружение опытного экземпляра нового Ан-178 грузоподъемностью до 18 т., который сменит на рынке Ан-12 начата компанией в 2013 г., а до конца 2014 года поднять первый опытный Ан-178 в небо.
Хищный, узкий фюзеляж маскирует значительные размеры боевой машины. Вертолет имеет высоту 4,9 метра, его длина с учетом винтов 15,9 метра. Винты имеют диаметр 14,5 метра. «Хребет» вертолета образует собой несущая балка шириной и высотой один метр. На эту балку, крепкую как конструкция моста, навешиваются двигатели. Интересно отметить, что целых тридцать минут двигатель может работать вообще без масла.
