Особые трудности конструирования узла крепления и поворота крыла связаны с тем, что:

– узел состоит из подвижных частей, перемещающихся одна относительно другой, что требует обеспечения минимального трения;

– узел должен занимать ограниченный объем конструкции, высота его должна быть меньше толщины неподвижной околофюзеляжной части крыла;

– конструкция узла должна обладать значительной прочностью и жесткостью во всех возможных положениях крыла относительно фюзеляжа и самолета относительно земли.

Крыло самолета-конструкция упругая, подвергающаяся в полете колебаниям, поэтому узел крепления и поворота крыла должен иметь минимальные зазоры для предохранения конструкции от динамического разрушения и одновременно выполнять определенные функциональные требования. Наконец, механизм изменения геометрии крыла должен обеспечивать абсолютную синхронность отклонения обеих подвижных консолей, поскольку даже малейшая несогласованность движений приводит к нежелательным боковым моментам. При этом необходима высокая надежность узла, поскольку поломка узла или его устройств практически неизбежно становится причиной гибели самолета. С этой точки зрения механизм изменения геометрии крыла должен иметь дублирующую систему, как, например, в двигательной установке.

В соответствии с общими принципами, принятыми в авиации, требованиям к механизму изменения геометрии крыла должна удовлетворять конструкция, достаточно легкая ( с тем чтобы добавочная масса не привела к утрате преимуществ применения изменяемой геометрии), а также простая в изготовлении и обслуживании. Для создания легкого, сильно нагруженного механизма изменения геометрии при ограничении на его объем целесообразно использовать материалы высокой прочности, а для обеспечения его работоспособности при минимальном коэффициенте трения в условиях низких и высоких температур-специальные смазочные средства или материалы, не требующие смазки при трении одной поверхности о другую.

Кроме того, конструкционные материалы должны обладать постоянной статической прочностью во время работы при разных температурах и атмосферных условиях, а также высокой динамической и усталостной прочностью под действием вибраций большой частоты и амплитуды при полете в неспокойной атмосфере или при выполнении маневров. При этом следует помнить, что внешние нагрузки подвижных частей крыла (возникающие в полете) складываются из аэродинамических сил, зависящих от условий полета, массовых сил (силы тяжести и инерции), обусловленных собственной массой конструкции крыла и массой расположенных в нем грузов и агрегатов (топливо, оборудование внутри крыла, подвесные грузы), и сил, возникающих при использовании оружия. Под действием таких нагрузок крыло подвергается изгибу и кручению. Эти нагрузки, передающиеся с подвижных элементов конструкции на неподвижные, вызывают реакции четырех видов. Ими являются: перерезывающая сила (вертикальная), действующая в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета; осевая сила (горизонтальная), действующая параллельно оси самолета; изгибающий момент; крутящий момент. Эти реакции определяют размеры узла, соединяющего крыло с фюзеляжем. Изгибающий момент можно заменить парой горизонтальных сил, а крутящий-парой вертикальных, поэтому ясно, что конструкция узла крепления должна иметь элементы, способные воспринимать равнодействующую горизонтальных сил и равнодействующую вертикальных сил.

В общем случае предполагается, что элементы узла, рассчитанные на перерезывающую силу и изгибающий момент, выдерживают осевую силу и крутящий момент. В самолетах с крылом постоянной геометрии силы и моменты передаются через несколько узлов, конструкция которых может соответствовать индивидуальному характеру приложенной нагрузки.

Рис. 1.53. Схема узла, соединяющего подвижные части крыла с центропланом, а-с отдельными вертикальным и горизонтальным шарнирами; б-с шарниром, имеющим косые поворотные пластины.

В самолетах изменяемой геометрии эту функцию, очевидно, может выполнять только один узел, обеспечивающий, кроме того, перемещение одних частей крыла относительно других. Это значительно усложняет задачу создания простого и работоспособного узла, поэтому при проектировании первых самолетов с изменяемой стреловидностью рассматривалось большое количество механизмов изменения геометрии по разным кинематическим схемам (принципам действия). По-видимому, наибольшее применение получили два относительно простых решения (рис. 1.53). Первое из них основано на выделении в узле специальных шарниров, воспринимающих по отдельности перерезывающие силы и изгибающий момент. Преимуществом этого решения является ограничение кинематики вращательным движением узла, а недостатком-необходимость применения дополнительного шарнира, воспринимающего перерезывающую силу. Такое решение использовано в самолетах F-111 и «Торнадо», а также предусмотрено в проекте сверхзвукового пассажирского самолета «Боинг» 2707. Второе решение основано на использовании одного шарнира с косыми поворотными пластинами, воспринимающими нагрузки обоих видов. Преимуществом этого решения является простота конструкции, а недостатком-одновременное появление вращательного и циклического поступательного перемещения. Конструкция такого типа использована в самолете F-14. Шарниры крыла должны свободно вращаться, поэтому в них обычно устанавливаются подшипники скольжения со слоем тефлона, существенно снижающего трение.

Вторым слабым местом в конструкции самолета изменяемой геометрии является система привода, состоящая из механизма, изменяющего положение подвижных частей крыла, и устройства, синхронизирующего эти перемещения. Эта система должна не только обеспечивать синхронное отклонение плоскостей крыла (обычно также механизации и элеронов), но и быть абсолютно надежной. С этой точки зрения система механизмов изменения положения должна приводиться в движение и воспринимать нагрузки от различных частей крыла по крайней мере двумя независимыми путями. В реализованных до настоящего времени системах применяются обычно два гидромотора, связанные между собой механически валом синхронизации поворота крыла и подкрыльных пилонов, что позволяет топливным бакам, бомбам, ракетам и т.п., подвешенным под крылом на пилонах, располагаться вдоль набегающего потока независимо от угла стреловидности. Такая система обычно дополняется управляющим блоком и шарнирно-вин- товыми исполнительными механизмами с соответствующими редукторами.

Гидромоторы работают в независимых гидравлических системах, поэтому в случае неисправности одной из них возможно нормальное отклонение крыла (с уменьшенной скоростью) при помощи вала синхронизации. В случае одновременного отказа обеих систем предусмотрена блокировка положения крыла. Если система работает нормально, то пилот может выбрать любое желаемое положение из всего диапазона отклонений, при этом соответствующая электронная приоритетная система обеспечивает правильный порядок действий во время изменения положения крыла. Управление положением крыла производится из кабины посредством специального рычага, направление перемещения которого совпадает с направлением перемещения передней кромки, или при помощи соответствующего электрического переключателя.

В зависимости от выбранной компоновочной схемы самолета и положения плоскости, разделяющей крыло на подвижные и неподвижные элементы, необходимо производить уплотнение соединений подвижных частей с неподвижными, а в случае, когда задние кромки заходят частично в фюзеляж,-уплотнение соединений крыло-фюзеляж. В самолете «Торнадо», например, применяется уплотнение в виде пневматических камер с наддувом, которые обеспечивают аэродинамическую «чистоту» соединений и малое интерференционное сопротивление. Камеры, изготовленные из упругого пластика, усиленного стекловолокном, не вносят дополнительных неблагоприятных влияний, например не вызывают флаттера крыла, не снижают ресурс самолета и т.д.