Конспект проведения занятий по конструкции и лётной эксплуатации самолёта ЯК-18Т по программе подготовки пилотов-любителей (стр. 5 )

В закрытом положении крышку люка от возможных перемещений удерживают штыри, установленные на боковых кромках крышки, которые входят в соответствующие гнезда на окантовке. В открытом положении крышка удерживается упором. Для закрепления багажа используется сетка со стяжными ремнями, регулируемыми по длине.

Концы ремней заканчиваются крюками. Петли для крепления крюков установлены в углах багажного отсека и закреплены на полу с помощью фитингов и болтов.

ТЕМА 2.2 КРЫЛО

1. Общие сведения

Среди всех агрегатов самолета крыло занимает особое место. Вместе с силовой установкой оно составляет его главный рабочий орган. Назначение крыла - создание подъемной силы, необходимой для поддержания самолета в воздухе во время полета и обеспечения его поперечной устойчивости.

На самолете Як-18Т установлено крыло, состоящее из центроплана и двух отъемных частей (консолей). Большие хорды и большая строительная высота у корня крыла и центроплана упростили размещение в крыле ног шасси.

Внутренние объемы центроплана самолета использованы для размещения главных ног шасси в убранном положении и расходного бачка топливной системы, в носовой части центроплана установлен маслорадиатор и агрегаты системы электроснабжения самолета. В хвостовой части центроплана по всему его размаху расположен тормозной щиток. Внутренние объемы консолей используются для размещения топливных баков и различного оборудования с коммуникациями.

Летно-технические и эксплуатационные данные самолета зависят от следующих основных характеристик крыла: аэродинамических, весовых, прочностных, технологических, эксплуатационных. Все указанные характеристики крыла в значительной мере зависят от его геометрических параметров.

Внешние формы крыла. Под геометрическими параметрами понимают абсолютные и относительные размеры, характеризующие форму крыла в плане, спереди и в отдельных сечениях. Геометрические параметры крыла самолета Як-18Т следующие:

Абсолютные геометрические параметры крыла
Площадь крыла, м2 Размах, м Размах центроплана, м Хорда центроплана, м Площадь центроплана, м2 Хорда концевая, м Средняя аэродинамическая хорда, м Поперечное V крыла (по линии ¼ хорд), град: на участке центроплана на участках консолей Угол установки крыла, град Размах элерона, м Площадь двух элеронов, м2 Размах щитка, м Площадь щитка, м2	18,78 11,16 3,6 2,0 7,22 1,06 1,74 0° 7°20’ 2° 2,5 1,82 (9,64 % SКр) 3,518 1,58
Относительные геометрические параметры крыла
Удлинение крыла, λ Сужение крыла, η Профиль крыла Относительная толщина крыла у корня, % Относительная толщина крыла	6,5 0,503 Clark YH 14,5% 9,34%

Как видно (см. рис. 2), форма крыла в плане самолета Як-18Т - трапециевидная с прямоугольным центропланом. Основным преимуществом такого крыла по сравнению с прямоугольным, которое также очень широко применяется на самолетах дозвуковых скоростей, является малая масса конструкции. Это объясняется увеличением хорды к корню крыла, а вместе с ней и увеличением при той же относительной толщине профиля строительной высоты крыла. Последнее кроме уже названных выше преимуществ, дает возможность более эффективно использовать силовые элементы крыла при размещении агрегатов самолета.

Форма крыла при виде спереди определяется углом ψ или углом поперечного V, т. е. углом между плоскостью хорд консоли крыла и горизонтальной плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета.

На самолете Як-18Т поперечное V крыла выбрано из условия наиболее выгодного соотношения между степенью поперечной устойчивости и степенью устойчивости пути для учебно-тренировочного класса машин.

Необходимая величина поперечного V крыла зависит от взаимного положения крыла относительно фюзеляжа.

Рис. 17. Геометрические параметры профиля крыла

Самолет Як-18Т ‑ низкоплан. Низкое расположение крыла на фюзеляже вызвано в основном следующими соображениями:

стремлением получить конструкцию меньшей массы (по статистике масса конструкции самолета - высокоплана увеличивается на 0,7 - 1,0% от взлетной массы, если основные стойки шасси крепятся к крылу; кроме того, для самолета высокоплана потребная площадь вертикального оперения должна быть больше на%, чем для низкоплана, в связи с ухудшением боковой устойчивости); возможностью использовать тормозной щиток во весь размах центроплана; удобством эксплуатации самолета.

Аэродинамические характеристики крыла в значительной степени зависят от профиля крыла - поперечного сечения крыла вертикальной плоскостью, совпадающей с хордой. На самолете Як-18Т для крыла выбран профиль Clark YH (рис. 17). Это двояковыпуклый несимметричный профиль.

Основными его параметрами являются:

относительная толщина с > 12%; положение максимальной толщины профиля хc (т. е. отношение расстояния от точки максимальной толщины профиля до его носка к хорде b); относительная кривизна профиля или стрела прогиба f (отношение максимального прогиба f max к хорде b); расстояние от носка до точки максимальной кривизны профиля xf, выраженное в долях хорды b.

Все эти величины выражены в процентах, и их значения для крыла самолета Як-18Т приведены в табл.4.

Таблица 4. Таблица координат профиля «Clark YH»

Хорда, %	Хорда по оси разъема c0 =14,5%; xc = 30%; bкорн. = 2000 мм; f = 3,36%; xf = 34%	Концевая хорда cк = 9,34%; xc = 30%; bконц. = 1062 мм; f = 2,15%; xf = 34%
x	Yверх.	Yнижн.	x	Yверх.	Yнижн.
0,25	5	20,5	17,5	2,7	7,16	6,02
0,50	10	30,5	24,5	5,3	10,48	8,30
0,75	15	38,5	30,0	8,0	13,18	10,48
1,00	20	44,5	34,0	10,6	15,46	11,62
1,25	25	50,5	36,5	13,3	17,12	12,76
1,75	35	61,5	42,5	13,6	20,96	14,32
2,50	50	75,0	48,0	26,6	25,42	16,50
3,20	65	87,0	53,0	34	29,78	18,16
5,00	100	111,0	60,5	53,1	37,98	20,96
7,50	150	136,0	68,0	79,7	46,28	23,14
10,0	200	155,0	73,5	106,2	52,93	25,32
15,0	300	183,0	78,5	159,3	62,9	26,98
20,0	400	202,0	78,5	212,4	68,91	26,98
30,0	600	214,0	76,0	318,6	73,27	25,94
40,0	800	209,0	72,5	424,8	71,61	24,80
50,0	1000	191,5	68,5	531,0	65,59	23,66
60,0	1200	162,5	65,0	637,2	55,62	22,00
70,0	1400	122,5	58,0	743,4	41,93	19,82
80,0	1600	81,5	48,5	849,6	28,12	16,50
85,0	1700	61,5	39,0	902,7	20,96	13,18
90,0	1800	41,5	29,5	955,8	14,32	9,96
95,0	1900	22,0	16,5	1008,9	7,68	9,50
100	2000	2,0	0	1062	2,18	0

Профиль такого типа часто применяется на дозвуковых самолетах, что объясняется его малым профильным сопротивлением и сравнительно высокими значениями CYmax.