Конструкция и прочность самолетов - Зайцев В.Н., Рудаков В.Л.

Автор: Зайцев В.Н. Рудаков В.Л.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника самолетостроение самолеты авиатехника воздушный транспорт проектирование самолетов

Год: 1978

Похожие

Конструкция крыла современного самолета

Конструкция самолетов

Расчет самолета на прочность

Текст

В. Н. ЗАЙЦЕВ
В. Л. РУДАКОВ
КОНСТРУКЦИЯ
И ПРОЧНОСТЬ
САМОЛЕТОВ
Издание второе,
переработанное и дополненное
Под общ. ред. проф. В. Н. Зайцева
Допущено Министерством высшего и среднего /
специального образования СССР /
в качестве учебного пособия /
для студентов вузов, /
обучающихся по специальности /
«Самолетостроение» /
КИЕВ
ГОЛОВНОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
ИЗДАТЕЛЬСКОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ
«БИЩА ШКОЛА»
1978
WWW.
6Т5.1
3-17
УДК 629.735.3(07)
Конструкция и прочность самолетов. Изд. 2-е. Зак-
иев В. Н., Рудаков В. Л. Киев, издательское
объединение «Вища школа», Головное изд-во, 1978,
488 с.
В учебном пособии изложены вопросы, связанные с
нагружением самолета в различных условиях эксплуа-
тации, рассмотрены конструкция и прочность его час-
тей, прочность при повторных нагрузках, вопросы аэро-
упругости и вибраций, а также аэродинамический на-
грев и меры по устранению его вредного влияния на
конструкцию. Большое внимание уделено конструкции
механизмов и различных устройств, изменяющих аэро-
динамическую конфигурацию самолета, обеспечи-
вающих проходимость самолета по грунту, а также
взлетно-посадочных устройств, средствам аварийного
покидания самолета и пр. Отражены и другие новые
вопросы конструкции, актуальные для самолетострое-
ния последних лет. Содержание учебного пособия со-
ответствует программам одноименных курсов авиаци-
онных вузов.
Пособие предназначено для студентов вузов, обу-
чающихся по специальности «Самолетостроение», и
может быть полезно также авиационным специалистам,
занимающимся проектированием, ремонтом и эксплуа-
тацией самолетов.
Табл. 4. Ил. 444. Список лит.: 48 назв. Приложений 3.
Рецензент д-р техн, наук проф. Виноградов Р. И.
Редакция литературы по машиностроению и приборо-
строению
Зав. редакцией О. А. Добровольский
3 31808-157 9ft_78
M2IK04)—7Я
©Издательское объединение
«Вища школа». 1974
©Издательское объединение
«Вища школа», 1978,
с изменениями
ww.vokb-la.spb.ru
ИЗ ПРЕДИСЛОВИЯ
К ПЕРВОМУ ИЗДАНИЮ
Книга представляет собой учебное пособие по кур-
сам конструкции и прочности самолетов. В основу по-
собия положена учебная программа, имеющая целью
подготовить инженера-механика широкого профиля.
Анализируемые конструктивно-силовые схемы за-
имствованы из практики отечественного и зарубежного
самолетостроения. В пособии использован методиче-
ский опыт коллективов соответствующих кафедр род-
ственных вузов.
Авторы учли, что до изучения данного курса чита-
тель получил необходимые знания (в объеме соответ-
ствующих программ авиационных вузов) по теоретиче-
ской механике, сопротивлению материалов, аэродинами-
ке, деталям машин и строительной механике. В посо-
бии дана теоретическая основа курса, позволяющая
студентам самостоятельно изучать принципы работы и
расчета современных авиационных конструкций, ана-
лизировать и оценивать их с учетом условий эксплуа-
(ации. С этой же целью в книге большое внимание обра-
щено на физическую суть работы конструкции, важную
для понимания условий ее нормального функциониро-
вания.
www.vokb-l
ПРЕДИСЛОВИЕ
КО ВТОРОМУ ИЗДАНИЮ
Как отмечалось в материалах XXV съезда КПСС, на современном этапе «пер-
воочередной задачей остается ускорение научно-технического прогресса» *. Основ-
ными направлениями развития народного хозяйства СССР на 1976—1980 годы
предусмотрено «обеспечить проведение экспериментальных и научно-исследова-
тельских работ по созданию новых самолетов и вертолетов с летно-техническими и
экономическими характеристиками, соответствующими перспективным требо-
ваниям развития гражданской авиации» 1 2.
За четыре года, прошедшие после выхода в свет первого издания книги, про-
изошли определенные изменения в авиационной науке и технике. Основу парка са-
молетов гражданской и военной авиации составляют теперь реактивные самоле-
ты нового поколения, отличающиеся от своих предшественников более высокими
летно-техническими характеристиками, еще большей насыщенностью радиоэлект-
ронным оборудованием и пр. Конструкция самолетов стала сложнее, вопросы
обеспечения ее достаточной прочности и высокой надежности более острыми. За-
дача повышения качества и эффективности конструкций выдвинула множество
новых проблем. Эти вопросы нашли отражение в новом издании пособия.
В книгу дополнительно включены такие вопросы, как учет требований дол-
говечности и безопасной повреждаемости при выборе конструкционных материа-
лов и испытаниях конструкций, современные трактовка и подход к выбору коэф-
фициента безопасности, понятие о современных методах расчета крыла на проч-
ность; расширены и углублены вопросы, связанные с влиянием нагрева на кон-
струкцию, работы силовой схемы крыла изменяемой стреловидности; рассмотрены
новые схемы шасси и пр.; добавлен новый раздел — катапультные установки. Для
удобства изложения материала и работы читателя с книгой несколько изменено
ее построение. Одновременно с этим сокращены некоторые разделы и исключены
две главы: «Системы управления» и «Топливные системы». В настоящее время эти
разделы в ряде вузов выделяют в самостоятельные дисциплины.
Второе издание состоит из введения и 15 глав. § 1, 2 введения, гл. 1—6, 10,
13, 15, а также § 6—16 гл. 14 написал профессор, канд. техн, наук В. Н. Зай-
цев; § 3, 4 введения, § 1—3 гл. 3, гл. 8, 11, 12 и § 2, 4, 5 гл. 14 написал доцент,
канд. техн, наук В. Л. Рудаков; §8—10 гл. 5, § 11—14 гл. 6, гл. 7, 9, а также
все новые разделы книги написали совместно В. Н. Зайцев и В. Л. Рудаков.
Авторы глубоко признательны доктору технических наук, профессору
Р. И. Виноградову за большую работу по рецензированию рукописи, ряд методи-
ческих советов и замечаний к тексту, которые были учтены при окончательной
доработке рукописи.
Авторы отмечают полезный вклад бесед по вопросам конструкции и прочности
с коллегами по кафедре и с соавторами по первому изданию доцентом, кандида-
том технических наук Г. Н. Ночевкиным и профессором, доктором технических
наук Ж- С. Черненко.
Замечания по содержанию книги просьба направлять по адресу: 252054,
Киев-54, ул. Гоголевская, 7, Головное издательство издательского объединения
«Вища школа».
1 Материалы XXV съезда КПСС. М., Политиздат, 1976, с. 47.
2 Там же, с. 210.
www. vokb-la .spb.ru
ВВЕДЕНИЕ
§ 1. Краткий исторический очерк
Идея полета человека на аппарате тяжелее воздуха высказыва-
лась многими авторами и сравнительно давно. В XVIII в. эту идею
вынашивал великий Ломоносов, а истоки ее уходят в средние ве-
ка — к Леонардо да Винчи и далее.
В 1881 г. наш соотечественник Александр Федорович Можай-
ский получил патент на изобретенный им самолет, а несколько поз-
же построил его и провел испытания. Это время и принято считать
началом развития авиации, хотя потребовалось еще около 30 лет,
прежде чем самолет стали использовать для выполнения целевых
задач. В 1903 г. братья Райт построили самолет с бензиновым дви-
гателем; на этом самолете было выполнено большое количество
показательных полетов.
Самолет с самого начала создавался как транспортное средство
для пассажиров и грузов, хотя на первом этапе это его назначе-
ние и не получило широкого развития. В 1911 г. самолеты впервые
были применены в войне (итало-турецкой), где они успешно ис-
пользовались для разведки и корректировки артиллерийской
стрельбы. Поскольку самолеты были лишь у итальянцев, вопрос о
воздушном бое в тот период не возникал. Однако можно полагать,
что уже тогда начали формироваться основные идеи о возможности
других способов применения самолетов в военном деле.
В годы первой мировой войны самолеты были уже у обеих вою-
ющих сторон. Вначале их применяли для разведки, а затем — для
бомбометания по целям, находящимся на земле. Для более эффек-
тивного выполнения этой задачи русские конструкторы и специа-
листы создали тяжелые самолеты, получившие название «Илья Му-
ромец». Эти многомоторные машины, ставшие вехой в развитии
авиации, по своей грузоподъемности и дальности полета превосхо-
дили все другие самолеты того времени.
Противник пытался воспрепятствовать появлению разведчиков
и бомбардировщиков над своей территорией, атакуя их, а это, в
свою очередь, вызывало ответные действия. В результате появились
самолеты, вооруженные пулеметами, с более высокими маневренны-
ми характеристиками, предназначенные для ведения борьбы в воз-
духе — самолеты-истребители.
Самолеты тех лет строились преимущественно по схеме биплана.
Крылья и фюзеляжи представляли собой деревянные ферменные
5
www.vokb-
конструкции, покрытые матерчатой обшивкой. Для конструкций
самолетов было характерно деление элементов на силовые, которые
воспринимали основные нагрузки (лонжероны, стойки и пр.), и
конструктивные, роль которых в передаче сил была ничтожна (об-
шивка и др.). Расчет на прочность таких расчалочных конструкций
успешно разрабатывался в те годы В. П. Ветчинкиным.
В своей деятельности русские конструкторы самолетов опира-
лись на труды по аэродинамике «отца русской авиации» профессора
Н. Е. Жуковского, его сподвижника С. А. Чаплыгина и многочис-
ленных учеников: А. Н. Туполева, А. А. Архангельского, В. П. Вет-
чинкина и др.
Создание советского воздушного флота началось с первых дней
существования Советского государства. В первые же годы органи-
зуется Главное управление рабоче-крестьянского Красного Воздуш-
ного Флота, национализируются авиационные предприятия, соз-
даются Центральный аэрогидродинамической институт (ЦАГИ),
первые самолетные конструкторские бюро, Военно-воздушная ака-
демия и другие научно-исследовательские и учебные заведения,
обеспечившие подготовку научных кадров и проведение научных
исследований.
Результаты организаторской деятельности, которая направля-
лась Советским правительством, не замедлили сказаться. В начале
20-х годов появляются первые советские самолеты семейства АНТ
конструкции А. Н. Туполева, самолеты-истребители и разведчики
Н. Н. Поликарпова, гидросамолеты Д. П. Григоровича, в начале
30-х годов — дальние бомбардировщики конструкции С. В. Илью-
шина.
В годы первой пятилетки (1928—1933) на базе крепнущей ин-
дустрии создается авиационная промышленность. В начале 30-х
годов она уже выпускает самые различные самолеты: учебные У-2
(По-2), скоростные высотные истребители И-15 и И-16, скоростные
СБ, дальние ДБ-3 (Ил-4) и тяжелые ТБ-3 (АНТ-4) бомбардировщи-
ки, уникальные — дальний РД (АНТ-25) и тяжелый «Максим Горь-
кий». В середине 30-х годов экипажи В. П. Чкалова и М. М. Громова
совершают ставшие известными всему миру дальние перелеты, в
1935 г. летчик В. К. Коккинаки устанавливает мировой рекорд вы-
соты — 14 575 м — на самолете И-15 конструкции Н. Н. Поликар-
пова, устанавливаются многие рекорды грузоподъемности, даль-
ности, высоты и скорости полета на самолетах конструкции А. Н. Ту-
полева, С. В. Ильюшина, В. Ф. Болховитинова.
В те же годы Коммунистическая партия и Советское правитель-
ство приняли ряд мер, направленных на дальнейшее улучшение
качества и увеличение количества выпускаемых самолетов. Неза-
долго до начала Великой Отечественной войны были созданы новые
конструкторские бюро, которые возглавили П. О. Сухой, А. И. Ми-
коян, А. С. Яковлев, С. А. Лавочкин и др.
В 1940—1941 гг. на вооружение нащих Военно-Воздушных Сил
начали поступать самолеты-истребители Як-1, ЛаГГ-3, МиГ-3, бом-
6
www.vokb-la.spb.ru
бардировщики Пе-2, и Пе-8 штурмовики Ил-2. В ходе войны были
созданы Як-3, Як-7, Ла-5, Ил-10, Ту-2 и другие самолеты, которые
превосходили по своим качествам самолеты противника.
Самолеты этого периода имели преимущественно монопланную
схему. В отличие от бипланных крыльев, жесткость которых при
кручении обеспечивалась пространственной фермой, образованной
планами, стойками и расчалками, в свободнонесущем крыле эту
роль выполняла обшивка. В конце 30-х годов самолеты стали вы-
полняться с убирающимися в полете шасси. Одновременно с этим
для улучшения аэродинамики самолета начали широко применять
гладкую обшивку (вместо гофра), клепку впотай, полировку по-
верхности, тщательное капотирование двигателей, герметизацию са-
молета и прочие меры. Крылья, оперение и фюзеляжи выполняют-
ся в виде тонкостенных конструкций с распределением материала
по контуру сечения. Для таких конструкций характерно слияние
конструктивных и силовых функций в одном элементе.
В те годы ученые успешно решали вопросы, связанные с уточне-
нием расчетных нагрузок для самолетов (В. П. Ветчинкин, А. А. Го-
ряйнов, С. Н. Шишкин, А. И. Макаревский и др.), с прочностью
авиационных конструкций (А. М. Черемухин, Г. Г. Ростовцев и др.),
с аэродинамикой (М. В. Келдыш, Ф. И. Франкль, С. А. Кристиа-
нович и др.). Именно тогда были созданы методы расчета на проч-
ность свободнонесущего крыла с жесткой обшивкой (В. Н. Беляев
и др.), проведены фундаментальные исследования флаттера
(М. В. Келдыш, С. С. Кричевский, Е. П. Гроссман и др.).
Применение реактивных двигателей создало большие возмож-
ности для увеличения скорости полета и улучшения других летно-
технических показателей самолетов. Переход на реактивную техни-
ку был подготовлен трудами К. Э. Циолковского, а также деятель-
ностью конструкторов и ученых С. П. Королева, Ф. А. Цандера,
Б. С. Стечкина, М. К. Тихонравова, А. А. Микулина, С. К. Туман-
ского, А. М. Люльки, Н. Д. Кузнецова и др.
Идея создания самолета-истребителя с реактивным двигателем
родилась в начале 40-х годов в конструкторском бюро В. Ф. Болхо-
витинова. Ее авторами были А. Я. Березняк и А. М. Исаев. Тогда
же был разработан проект и построен реактивный самолет БИ, пер-
вый полет на котором был осуществлен 15 мая 1942 г. летчиком
Г. Я. Бахчиванджи. В 1946 г. были созданы самолеты МиГ-9 и
Як-15, а также Ла-15. В 1948 г. на вооружение наших ВВС прини-
мается самолет МиГ-15, имевший весьма высокие летные и эксплу-
атационные показатели. Тогда же был создан и первый реактивный
бомбардировщик Ил-28. В начале 50-х годов летчик Г. А. Седов на
серийном самолете-истребителе МиГ-19 достиг в горизонтальном
полете сверхзвуковой скорости 1450 км/ч.
В середине 50-х годов создаются всепогодный истребитель Як-25,
дальний бомбардировщик Ту-16 и первый реактивный пассажирский
самолет Ту-104. В начале 60-х годов на вооружение советских ВВС
принимается сверхзвуковой истребитель МиГ-21 и другие самолеты.
7
WWW.
Достижения в области авиации в эти годы можно охарактери-
зовать рекордами, которые были установлены на отечественных са-
молетах: абсолютный мировой рекорд скорости (2388 км/ч), уста-
новленный летчиком Г. К. Мосоловым в 1959 г. на самолете Е-66;
абсолютный мировой рекорд высоты полета при взлете с земли
(34 714 м) и абсолютный мировой рекорд скорости (2681 км/ч), ус-
тановленный им же в 1961 и 1962 гг. соответственно; полет со ско-
ростью 3000 км/ч на самолете Е-166; абсолютный мировой рекорд
грузоподъемности — подъем груза более 100 т на высоту 7800 м,
установленный летчиком И. Е. Давыдовым в 1968 г. на самолете
«Антей»; рекордные полеты летчиков Б. М. Андрианова, А. А. Ка-
занова, А. В. Федотова, В. П. Смирнова, В. С. Ильюшина,
П. М. Остапенко, М. Л. Попович и многих других.
Сверхзвуковые самолеты по своим внешним формам стали су-
щественно отличаться от дозвуковых. Эти отличия прежде всего
выразились в переходе к крыльям небольшого удлинения, преиму-
щественно стреловидным и треугольным, в значительном уменьшении
относительных толщин крыльев, в увеличении удлинений фюзеля-
жей и т. д. За эти же годы претерпели изменения устройства для
улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета, для управ-
ления самолетом по тангажу начали широко применять цельнопо-
воротное горизонтальное оперение (управляемый стабилизатор),
на смену схеме шасси с хвостовой опорой пришла схема шасси с
носовой опорой. В соответствии с изменением внешних форм зна-
чительные изменения произошли и в силовой схеме крыла и опере-
ния. С увеличением гибкости крыла и фюзеляжа более остро встал
вопрос об учете влияния деформаций конструкции на величины и
распределение действующих нагрузок и поведение конструкции
(аэроупругость).
Во главе ведущих самолетных конструкторских бюро в эти годы
стояли выдающиеся ученые и конструкторы: А. Н. Туполев,
С. В. Ильюшин, А. И. Микоян, П. О. Сухой, А. С. Яковлев,
О. К. Антонов, В. М. Мясищев, Г. М. Бериев и др.
Большой вклад в науку о прочности и в развитие практических
методов расчета на прочность авиационных конструкций внесли
специалисты конструкторских бюро: А. М. Черемухин, В. Н. Беля-
ев, И. А. Свердлов, А. Р. Бонин, М. Ф. Астахов, А. П. Ганнушкин,
С. Я. Макаров, В. П. Рычик, С. Н. Дубинин и др. Методы расчета
на прочность авиационных конструкций успешно разрабатывали
Г. С. Еленевский, В. Ф. Киселев, А. А. Уманский, Р. А. Ададуров,
И. Ф. Образцов, С. Н. Каи, Ю. Г. Одиноков, Л. И. Балабух; аэро-
упругостью занимались М. В. Келдыш, Я. М. Серебрийский; вы-
носливостью конструкций и вопросами динамических воздей-
ствий, обусловленных колебаниями частей самолета, занимались
И. В. Ананьев, Н. Н. Корчемкин, Б. Д. Франк, Т. А. Француз,
В. М. Чижов, Ю. А. Стучалкин, И. И. Эскин и многие другие.
Большую роль для подготовки авиационных специалистов в
области конструкции и прочности самолетов сыграли учебники и
8
www.vokb-la.spb.ru
учебные пособия В. П. Ветчинкииа, М. М. Шишмарева, А. М. Че-
ремухина, Г. Г. Ростовцева, а позже — В. Ф. Болховитинова,
С. Н. Кана и И. А. Свердлова, Л. И. Сутугина, И. В. Четвери-
кова, М. Н. Шульженко, С. М. Егера, К. Д. Мнртова, К. Д. Тур-
кина, Р. И. Виноградова и др.
§ 2. Современное состояние
развития авиационной техники
Успешное развитие ракетной техники в последние два десяти-
летия привело к тому, чго авиация потеряла свое монопольное зна-
чение как средство доставки боеприпасов к цели по воздуху. Одна-
ко значимость авиации от этого не уменьшилась. Появление
ракетной техники позволило использовать самолеты в наиболее спе-
цифических для них областях военного применения: для разведки,
Рис. 0.1
поддержки войск на поле боя, поражения небольших и подвижных
целей, транспортировки грузов и войск, воздушного боя и решения
других задач. Исключительно возросла за последние годы роль ави-
ации в народном хозяйстве, особенно как транспортного средства
для перевозки пассажиров и грузов по воздуху.
На рис. 0.1—0.6 показаны некоторые современные самолеты:
истребитель (рис. 0.1), дальний бомбардировщик-ракетоносец
(рис. 0.2), транспортный самолет Ил-76 (рис. 0.3) и самолеты граж-
данской авиации — Ил-62 (рис. 0.4), сверхзвуковой Ту-144 (рис. 0.5)
и широкофюзеляжный Ил-86 (рис. 0.6).
Современные самолеты достигают скоростей полета, соответ-
ствующих числам М — 2,5 4- 3, а рабочие высоты самолетов со-
ставляют диапазон от нескольких десятков метров до 20—25 км
(Рис. 0.7).
9
WWW.
Рис. 0.5
www.vokb-la.spb.ru
Дальность полета современных самолетов-истребителей колеб-
лется от 1,5 до 4 тыс. км; дальность полета военно-транспортных и
пассажирских самолетов достигает 12—14 тыс. км в зависимости
от взлетного веса и полезной нагрузки. Для увеличения дальности
полета военных самолетов широко применяют подвесные топлив-
ные баки и дозаправку в воздухе. С использованием дозаправки
Рис. 0.6
стал возможен кругосвет-
ный перелет.
Возросли взлетные
веса самолетов. Имеются
военно-транспортные и
пассажирские машины со
взлетным весом более
300 тс и грузоподъем-
ностью свыше 100 т.
Для повышения мо-
бильности военной авиа-
ции необходимо, чтобы
самолеты были пригодны
к эксплуатации со срав-
нительно небольших пло-
щадок и грунтовых аэро-
дромов. Этого достигают
созданием специальных
самолетов укороченного
или вертикального взлета. Чтобы ускорить взлет и уменьшить
длину разбега, на самолетах применяют специальные ускорители,
а чтобы уменьшить длину пробега, помимо колесных тормозов
используют реверс тяги двигателей и тормозные парашюты.
В последние годы большое применение находят самолеты с
крылом изменяемой стреловидности (рис. 0.8), что делает их мно-
горежимными, позволяет существенно улучшить взлетно-посадоч-
ные характеристики и увеличить дальность и продолжительность
полета.
Большой диапазон скоростей и высот полета, необходимость
выполнения полетов в сложных метеоусловиях обусловили слож-
ность конструкции современного самолета. Теперь это — соору-
Рис. 0.8
жение, насыщенное сложнейшим оборудованием, автоматическими
системами и устройствами.
Высокие скорости полета привели к аэродинамическому нагреву
конструкции, что потребовало разработать специальные меры за-
щиты экипажа, оборудования, топлива и уменьшения влияния на-
грева на конструкцию.
Вследствие увеличения дальности и скорости полета, веса обо-
рудования и полезной нагрузки взлетный вес самолета неизменно
возрастает. Это ведет к тому, что задача повышения весовой эффек-
тивности конструкции с каждым годом становится все более ак-
туальной. Борьба за уменьшение веса конструкции идет по линии
уточнения нагрузок, действующих на самолет, изыскания и при-
менения новых, более рациональных силовых схем конструкции.
Дальнейший прогресс авиационной техники тесно связан с успеха-
ми в изыскании и разработке новых конструкционных материалов.
В настоящее время наряду с алюминиевыми сплавами широко приме-
няются титановые сплавы, специальные стали, разрабатываются и
внедряются в конструкцию композиционные материалы. Использо-
вание новых производственных процессов изготовления деталей и
сборки каркаса (прессование, химическое фрезерование, примене-
ние сварных и клеевых соединений и т. п.) также способствует
уменьшению веса конструкций.
12
www.vokb-la.spb.ru
Авиационная техника стала дорогостоящей. Поэтому остро стоит
вопрос об увеличении долговечности конструкции, ее срока службы.
Большие работы за последние годы проведены по повышению
надежности конструкции и систем самолета, а также по совершен-
ствованию средств спасения экипажа в аварийных ситуациях. Та-
кие средства обеспечивают спасение экипажа в широком диапазо-
не скоростей и высот полета и даже на земле во время разбега и
В заключение отметим, что за последние 5—10 лет скорость по-
лета самолетов практически не росла (рис. 0.9). Это объясняется
рядом причин, в том числе ограничениями, накладываемыми нагре-
вом, необходимостью применять в конструкции более дорогостоя-
щие материалы, интенсивным ростом весов, а также сложностью
эксплуатации таких самолетов.
§ 3. Требования,
предъявляемые к конструкции самолета
Требования к конструкции обычно разделяют на общие, кото-
рые обязательны для всех частей планера, и специальные, связан-
ные с назначением и особенностями работы отдельных частей кон-
струкции.
Специальные требования к различным частям конструкции (кры-
лу, фюзеляжу и др.) рассматриваются в соответствующих разделах
книги. Ниже приведены общие требования.
3.1. Аэродинамические требования сводятся к такому выбору
внешних форм и взаимного расположения агрегатов, которые по-
зволяют получить назначенные для самолета летно-технические
данные при наименьших энергетических затратах. При этом распо-
ложение фокуса относительно центра тяжести самолета должно
обеспечивать удовлетворительную устойчивость и управляемость
его на всех режимах полета.
13
www.vokb-li
Летные данные самолета при выбранных параметрах могут быть
улучшены уменьшением коэффициента лобового сопротивления сх,
увеличением аэродинамического качества cjcx и коэффициента
подъемной силы си. Для снижения величины сх на современных
сверхзвуковых самолетах уменьшают удлинение крыла, придают
ему стреловидную или треугольную форму в плане, уменьшают от-
носительную толщину профиля, применяют специальные «супер-
критические» профили. Такие же формы придают горизонтальному
и вертикальному оперению. Фюзеляжи выполняют обычно с боль-
шим удлинением.
Внешние формы самолета влияют на интенсивность притока
тепла от нагретого пограничного слоя к конструкции при полете на
больших числах М. Например, увеличение угла стреловидности
крыла и радиуса скругления передних кромок крыла и оперения,
затупления носовой части фюзеляжа снижают поступление тепла
в конструкцию.
3.2. Требование достаточной прочности и жесткости. Под проч-
ностью конструкции понимают ее способность воспринимать без
разрушения нагрузки, действующие в процессе эксплуатации.
Жесткость конструкции характеризуется способностью ее дефор-
мироваться под действием внешних нагрузок. Следствием недоста-
точной жесткости могут быть чрезмерные деформации (прогибы,
углы закручивания, коробление обшивки) и потеря устойчивости
силовых элементов. Большие деформации конструкции могут при-
водить к изменению внешних форм, ухудшению устойчивости и
управляемости самолета, к возникновению опасных вибраций.
Требование достаточной прочности и жесткости (полного удов-
летворения требований норм прочности) является безусловным,
в противном случае конструкция не сможет выполнять свои
функции.
3.3. Требование надежности. Под надежностью конструкции
понимают ее способность выполнять заданные функции с сохране-
нием эксплуатационных показателей в течение установленного
срока службы. Зависит надежность конструкции от качества из-
готовления, сложности ее и условий эксплуатации. Один из основ-
ных путей повышения надежности — резервирование (дублирова-
ние). Повысить ее можно также:
— выполнением установленных режимов эксплуатации;
— проведением периодических осмотров и регламентных работ;
— своевременным выполнением работ по текущему и капиталь-
ному ремонту.
Конструкция должна позволять быстро обнаруживать и устра-
нять неисправности. Для получения информации о техническом
состоянии ее на современных самолетах применяют автоматические
системы контроля.
3.4. Требование живучести для самолета является весьма важ-
ным. Живучесть — это способность самолета выполнять задачи при
наличии повреждений.
14
www.vokb-la.spb.ru
Повысить живучесть можно следующим образом:
— применяя конструкции с рассредоточенными, распределенны-
ми по периметру сечения (крыла, фюзеляжа) силовыми элементами;
— резервируя (дублируя) наиболее ответственные силовые эле-
менты узлов, агрегатов, систем;
— повышая прочность силовых элементов каркаса;
— применяя статически неопределимые конструкции и др.
3.5. Эксплуатационные требования. Конструкция должна обес-
печивать удобные подходы к двигателю, узлам управления, агре-
гатам бортовых систем, оборудованию и т. д. Замена агрегатов не
должна быть сопряжена с демонтажем других агрегатов, узлов,
трубопроводов и пр.
В конструкции следует предусматривать достаточное количе-
ство смотровых и монтажных люков. Крышки их должны откры-
ваться без применения специального инструмента, замки — быть
падежными.
Если транспортировку самолета предполагается осуществлять
по железной дороге, то в конструкции должны быть предусмотрены
эксплуатационные разъемы, обеспечивающие необходимое членение
ее. При этом каждая из частей снабжается специальными узлами
для подъема и закрепления при транспортировке.
Совокупность свойств конструкции, характеризующая ее при-
способленность к техническому обслуживанию и ремонту в процес-
се эксплуатации при наименьших трудозатратах, определяет экс-
плуатационную технологичность самолета. Улучшению последней
способствуют унификация узлов и агрегатов, а также преемствен-
ность наземного оборудования для технического обслуживания.
3.6. Требование ремонтопригодности сводится к обеспечению
возможности быстро и дешево восстанавливать поврежденные час-
ти самолета. В настоящее время ремонт рассматривается как одно
из главных средств поддержания численности самолетного парка.
В связи с усложнением и удорожанием техники значимость требо-
вания ремонтопригодности возрастает.
Повышению ремонтопригодности конструкции способствуют
взаимозаменяемость основных частей и элементов, а также нали-
чие разъемов, позволяющих осуществлять замену поврежденных
частей.
3.7. Требование высокой технологичности определяет такие
свойства конструкции, которые позволяют снизить трудозатраты
на ее изготовление, сократить сроки освоения производства, повы-
сить автоматизацию и механизацию производственных процессов.
Повышению технологичности конструкции способствует сле-
дующее:
— расчленение ее на агрегаты, отсеки, панели;
— простота конфигурации деталей;
— применение материалов, которые можно обрабатывать высо-
копроизводительными процессами;
— унификация материалов, узлов, крепежных деталей.
15
www.vokb

3.8. Требование экономичности. Экономичность конструкции оп-
ределяется величиной суммарных затрат на производство и эксплу-
атацию. Она достигается снижением технологической себестоимости
конструкции, т. е. совокупности всех затрат, связанных с изготов-
лением самолета, и сокращением эксплуатационных расходов пу-
тем повышения долговечности, надежности и удобств эксплуата-
ции конструкции.
Технологическая себестоимость зависит от стоимости материа-
ла, способа его обработки, стоимости оснастки, инструмента и др.
Чем больше изготовляется изделий, тем дешевле производство, так
как при этом стоимость оснастки и оборудования, приходящаяся
на каждое изделие, составляет меньшую долю.
Эксплуатационные расходы состоят из затрат на горюче-сма-
зочные материалы, амортизацию самолетного парка, текущий ре-
монт, фонд зарплаты обслуживающего персонала и др. Значитель-
ное повышение экономичности самолета в эксплуатации может быть
достигнуто увеличением межремонтных сроков службы и надеж-
ности работы отдельных агрегатов и самолета в целом. Это, естест-
венно, приводит к увеличению производственных затрат.
Оптимальной является конструкция, у которой суммарная сто-
имость затрат на производство, техническое обслуживание и ре-
монт получается минимальной.
3.9. Требование минимального веса. Отмеченные выше требо-
вания достаточной прочности и жесткости, надежности, боевой жи-
вучести и другие должны удовлетворяться при минимальном весе
конструкции. Развитие самолетостроения связано с непрерывной
борьбой за снижение веса конструкции.
Для современных самолетов вес конструкции GK составляет 20—
35% взлетного веса самолета. Меньшие значения GK относятся к тя-
желым самолетам с прямыми и треугольными крыльями, большие —
к легким самолетам со стреловидными крыльями.
Снижения веса конструкции можно добиться рациональным вы-
бором материалов и силовых схем, применением рациональных
технологических процессов, а также за счет уточнения нагрузок,
действующих на конструкцию.
ЗЛО. Анализ общих требований к конструкции планера показы-
вает, что многие из них дополняют друг друга. Так, требования
достаточной прочности и жесткости конструкции согласуются с
требованиями надежности и боевой живучести, эксплуатационные
требования — с требованиями технологичности и ремонтопригод-
ности конструкции. В то же время некоторые требования противо-
речивы. Почти все они противоречат требованию минимального
веса конструкции. Взаимоисключающими являются требования
аэродинамики и простоты производства.
Учет всего комплекса требований к конструкции при проекти-
ровании связан с принятием таких решений, которые обеспечивают
наилучшее выполнение задач, поставленных перед самолетом дан-
ного типа.
16
WWW. vokb- la. spb.
§ 4. Конструкционные материалы
Выбирая материал для силовых элементов конструкции, учиты-
вают его механические и теплофизические характеристики, удель-
ный вес, коррозионную стойкость, стоимость и дефицитность сырья,
а также возможность обработки материала современными произ-
водственными процессами (прессование, штамповка, прокатка,
литье, химическое фрезерование, сварка и др.)- Выбор материала
зависит также от размеров и формы конструктивного элемента и
условий, в которых он работает под нагрузкой. Эти условия харак-
теризуются следующим:
— величиной, направлением и продолжительностью действия
нагрузки;
— максимальной температурой;
— видом нагрузки (постоянная, плавно изменяющаяся, удар-
ная, циклическая);
— наличием концентрации напряжения и др.
4.1. Критерии весовой эффективности материала — это обычно
характеристики удельной прочности и удельной жесткости.
Удельная прочность et/y — отношение предела прочности ot
материала к удельному весу у. В зависимости от вида деформации
(растяжение, сжатие или сдвиг) под о, соответственно понимают
предел прочности материала (временное сопротивление) при рас-
тяжении ов, разрушающие напряжения при сжатии асж или раз-
рушающие касательные напряжения т. Отношение о,/у имеет раз-
мерность длины. Физически величина ов/у представляет собой дли-
О /3
У
ну вертикального элемента с постоянным поперечным сечением,
который разрушается под действием собственного веса.
При изгибе и кручении о весовой эффективности материала су-
ф2/з -[2/з
дят по величине отношений в и------.
V
Удельная жесткость Ely — это отношение модуля упругости Е
материала к его удельному весу. При продольном изгибе стержней
критерием оценки весовой эффективности материала является от-
£’/* Ё^3
ношение —у- а при работе тонких пластин на сдвиг — —
Чем больше значения величин ав1у и Ely, тем более легкой
(при прочих равных условиях) будет конструкция. Это справедли-
во также для конструкций, работающих при повышенной темпера-
туре. В последнем случае значения ов и Е берут с учетом нагрева.
Если в полете конструкция подвергается неравномерному на-
греву, то помимо механических характеристик материала сущест-
венное значение приобретают его теплофизические свойства (коэф-
фициент линейного расширения а, теплопроводность X и др.). Чем
больше а и модуль упругости Е, тем больше величина температур-
ных напряжений при заданном градиенте температур АТ. Критерий
весовой эффективности материала конструкции, работающей в ус-
ловиях неравномерного нагрева, может быть записан в виде aJEay.
17
WWW.
4.2. Краткая характеристика конструкционных материалов.
Для элементов каркаса самолета (стрингеров, нервюр, шпангоутов,
стенок лонжеронов) и обшивки используют преимущественно алю-
миниевые сплавы. Наиболее нагруженные силовые элементы с от-
носительно малыми габаритными размерами, такие как узлы креп-
ления крыла и шасси, пояса лонжеронов, фермы крепления
двигателей, стойки шасси и другие изделия, выполняют из высоко-
прочных легированных сталей. Для конструкций, работающих в
условиях повышенных температур, применяют титановые сплавы и
нержавеющие стали.
Алюминиевые сплавы обладают небольшим удельным весом (у =
= 2,8 4- 2,85 гс/см3) и относительно высокой прочностью при комнат-
ной температуре. Для Д16 предел прочности ов = 40 4- 45 кгс/мм2,
для В95 предел ств — 60 4- 62 кгс/мм2. Удельная прочность Д16, таким
образом, ов/у = (15 4- 16) 10® см, а В95 — ов/у = (21 4- 22) 10е см,
что превышает удельйую прочность легированной стали ЗОХГСА
(ов/у = 15 • 105 см).
Алюминиевые сплавы обладают удовлетворительной пластич-
ностью. Это особенно относится к сплавам АК4 и АК6, которые
легко поддаются ковке и штамповке.
При нагреве прочность алюминиевых сплавов быстро уменьша-
ется (см. приложение 1). Например, Д16 при температуре 200°С
снижает свою удельную прочность и жесткость почти в 2 раза. Счи-
тают, что алюминиевые сплавы целесообразно использовать для си-
ловых элементов конструкции, работающих до температур не более
150— 160°С.
Существенный недостаток дуралюминов— плохая свариваемость
и пониженная коррозионная стойкость. Обычно их сваривают то-
чечной сваркой. Исключение составляет сплав Д20, который хорошо
сваривается точечной, роликовой и аргонодуговой сваркой.
Для защиты листового дуралюмина от коррозии применяют пла-
кирование алюминием, анодирование и лакокрасочные покрытия.
Сплавы на основе титана ВТ5 и ВТ6 применяют до температур
400 — 450°С. Они имеют сравнительно небольшой удельный вес
(у = 4,4 4- 4,45 гс/см3) и высокую прочность ов= 80 4- 120 кгс/мм2,
а следовательно, большую удельную прочность ств/у = (20 4- 27) х
X 10е см. Титановые сплавы обладают высокой коррозионной стой-
костью. Кроме того, они жаропрочны. Так, у сплава ВТ6 при ком-
натной температуре ов= 94 кгс/мм2, а при температуре 600°С —
62 кгс/мм2 (см. приложение 1). Сплавы ВТ5 и ВТ6 обладают хорошей
пластичностью. Они легко поддаются ковке и штамповке, хорошо
свариваются. Вместе с тем титановые сплавы имеют сравнительно
невысокий модуль упругости Е = 11 000 4- 12 000 кгс/мм2, что
примерно в 2 раза меньше, чем у стали. Поэтому в тех случаях, ког-
да решающее значение имеет жесткость конструкции, титановые
сплавы уступают легированным сталям, хотя по величине крите-
jT*/i £‘/з
риев устойчивости -у- и -у- они превосходят стали.
18
www.vokb-la.spb.ru
У сплавов ВТ5 и ВТ6 коэффициент линейного расширения а =
= 8,4 10-6 1/°С, т. е. он почти в 3 раза меньше, чем у алюминиевых
сплавов, и примерно в 2 раза меньше, чем у сталей. В то же время
модуль упругости титана примерно в 2 раза меньше, чем у стали, и
только в 1,5 раза больше, чем у дуралюмина. Следовательно, темпе-
ратурные напряжения в конструкции, выполненной из титановых
сплавов, будут меньше, чем в аналогичных стальной и алюминиевой.
В диапазоне температур 600—700°С основным конструкционным
материалом является нержавеющая сталь, например 1Х18Н9Т.
Ее удельный вес у — 7,9 гс/см8. При комнатной температуре эта
сталь имеет предел прочности oB=63,4 кгс/мм2, при температуре
700°С ее предел прочности снижается до ов = 36 кгс/мм2. Сталь
'хорошо сваривается.
Для конструкций, работающих при температурах выше 700°С,
могут быть использованы лишь специальные жаропрочные сплавы
на основе никеля и кобальта.
В последние годы для авиационных конструкций стали приме-
нять композиционные материалы, представляющие собой сочетание
волокон из высокопрочных материалов с различными матрицами
(связующими). Хрупкие волокна, составляющие силовую арматуру
композиции, защищены от механических повреждений матрицей,
которая передает нагрузку от одного волокна к другому за счет
усилий сдвига. Особенность композиционных материалов состоит в
анизотропности их свойств, которая определяется различной ори-
ентацией волокон арматуры. Заданную прочность материала мож-
но получить, ориентируя волокна наполнителя в направлении
результирующих напряжений.
Широкое применение получают стеклопластики, арматура ко-
торых выполняется из стеклянных или асбестовых нитей, а матри-
цей служат эпоксидные, фенольные или другие смолы. Имеются
стеклопластики с пределом прочности 40—80 кгс/мм2 и удельной
прочностью, примерно в 2 раза превышающей удельную прочность
легированной стали. Конструкции из стеклопластиков обладают по-
вышенной вибропрочностью, высокой демпфирующей способностью
и хорошей сопротивляемостью удару. Детали из этого материала
имеют высокую усталостную прочность и не подвержены коррозии.
У стеклопластиков низкий коэффициент линейного расширения.
К недостаткам стеклопластиков следует отнести низкий модуль уп-
ругости (например, ЭФ-32-301 имеет Е = 2,2 • 103 кгс/мм2) — при-
мерно в 10 раз меньший, чем у стали. В условиях длительного на-
грева характеристики стеклопластиков заметно ухудшаются. В за-
висимости от типа применяемых смол и наполнителей их можно
использовать в диапазоне температур 100—300°С.
Весьма перспективны композиционные материалы, у которых
в качестве упрочняющей арматуры используются волокна бора,
углерода, бериллия, карбида кремния, карбида бора. Такие волок-
на обладают небольшим удельным весом, высокой прочностью и
тугоплавкостью. Связующими в этих композициях служат термо-
19
www.vokb-l
стойкие смолы с рабочей температурой! до 400°С и неорганические
полимеры (алюмофосфаты, слюдофосфаты и др.) с рабочей температу-
рой 600—800°С. Наибольшее применение в современных компози-
ционных материалах получили волокна бора и углерода (табл. 1).
Механические характеристики композиционных материалов по-
лучаются, конечно, хуже, чем у армирующих волокон, однако уже
сейчас созданы композиции на основе эпоксидной смолы, борных и
углеродных волокон с пределом прочности 150—200 кгс/мм2 и
модулем упругости (2,2 4- 2,8) 104 кгс/мм2, у которых удельный вес
в 3,5—4,0 раза меньше, чем у стали. Предел прочности при сдвиге
Таблица 1
Армирующий материал кгс/мм2 Е-10—2 кгс/мм2 ав — 10— СМ — 10—8 V см V гс/см3 Диаметр волокна, мкм
Бороволокно 315 4,20 11,8 16,9 2,63 100
Г рафитоволокно 250—300 2,50 14,2—17,4 14,4 1.74 7
у композиционных материалов, выполненных на основе эпоксидных
смол, небольшой— 4...11 кгс/мм2; он зависит от сцепления связу-
ющего с волокном. Чтобы повысить модуль сдвига (на 30—40%),
применяют специальную обработку поверхности волокон, а также
выращивание на их поверхности нитевидных кристаллов (усов).
Считают, что применение композиционных материалов на осно-
ве бороволокна и эпоксидных смол позволит снизить вес конструк-
ции на 10—20%. Технология изготовления конструкций из таких
материалов в настоящее время недостаточно отработана и стои-
мость их очень высока. Поэтому применение этих материалов в авиа-
ционных конструкциях пока ограничено.
Проектирование оптимальных по весу (а иногда и по стоимости)
конструкций существенно усложнило выбор конструкционного ма-
териала. При этом отмеченные выше критерии теряют тот общий
характер, который они имели раньше. В настоящее время разра-
батываются методы, которые позволят выбирать материал по усло-
виям минимума веса конструкции, учитывая при этом срок службы
планера самолета, требования безопасной повреждаемости кон-
струкции, а также технологию изготовления детали (например,
монолитная или сборно-клепаная панель). При такой постановке
существенное значение имеют характеристики усталостной проч-
ности материала— зависимости k = f(N), где k = —; ст и ов—
°в
действующее и временное сопротивления; N — число циклов нагру-
зок интенсивностью ст до разрушения детали, а также коэффициент
вязкости разрушения. Вязкость разрушения играет большую роль
для улучшения характеристик безопасной повреждаемости. Чем
больше коэффициент вязкости разрушения, тем лучше.
Более подробно о выборе материала с учетом требований без-
опасности повреждаемости конструкции и срока службы см. в гл. 15.
www.vokb-la.spb.ru
Глава 1 J||k НАГРУЗКИ САМОЛЕТА
§ 1. Силы, действующие на самолет в полете
В полете на самолет действуют следующие силы (рис. 1.1): тяга
двигателя Р, аэродинамические— подъемная сила У и лобовое со-
противление Q, сила тяжести G. Эти силы показаны для самолета,
рассматриваемого в виде материальной точки. Некоторые из них
иногда могут отсутствовать, например сила тяги при неработаю-
щем двигателе, аэродинамические силы при полете вне атмосферы.
В общем случае силы, действующие на самолет, не находятся в
равновесии. Однако если к движущемуся с ускорением телу прило-
жить силы инерции т]х и т]п, где т— масса, а /х и /п— тангенци-
альное и нормальное ускорения соответственно, то согласно прин-
ципу Д’Аламбера можно считать, что такое тело находится в рав-
новесии.
Удобно все силы, действующие на самолет, объединить в две
группы — поверхностные и массовые; к поверхностным силам от-
нести аэродинамические силы и силу тяги, а к массовым — силы
тяжести и инерционные.
_ Заменим поверхностные силы Р, У и Q их равнодействующей
Рп, а массовые силы G, mjx, mjn их равнодействующей (рис. 1.2).
Из условия равновесия сил, действующих на самолет, следует, что
равнодействующая поверхностных сил равна равнодействующей
массовых сил:
ЯП--*М. (II)
21
Силы, действующие на отдельные агрегаты самолета, можно раз-
бить на те же группы. При этом для агрегата, расположенного внут-
ри самолета, поверхностными силами будут силы реакций, возни-
кающие в узлах крепления его к конструкции. Как и для всего са-
молета, для любого агрегата (рис. 1.2) можно записать:
Rnl = Rmi>
где Rm, RMt — равнодействующая соответственно поверхностных
и массовых сил t-ro агрегата.
§ 2. Понятие перегрузки
Коэффициентом перегрузки, или просто перегрузкой, называют
отношение равнодействующей поверхностных сил к силе тяжести
самолета:
« = (1-2)
Ее можно выразить также через массовые силы:
« =-----(1.3)
Перегрузка показывает, во сколько раз равнодействующая поверх-
ностных (массовых) сил больше или меньше силы тяжести самолета.
Перегрузка — величина векторная. Ее направление совпадает
с направлением равнодействующей поверхностных сил. На прак-
тике обычно пользуются не полной перегрузкой п, а ее проекциями
на оси поточной (х, у, г) или связанной (хх, уи zx) системы координат.
Перегрузкой в данном направлении называют отношение проек-
ции равнодействующей поверхностных сил на это направление к
силе тяжести самолета. При этом
р
нормальная (поперечная) перегрузка пу = ;
р
тангенциальная (продольная) перегрузка пх = ;
боковая перегрузка пг =
Здесь Rx, Ry и Rz — проекции равнодействующей поверхностных
сил на координатные оси х, у и г соответственно.
Полная перегрузка п связана с ее составляющими соотношением
п — tix + пу 4- /iz- (1.4)
Зная перегоузку и вес, можно определить силы, действующие на
самолет и отдельные агрегаты его. Например, если пренебречь со-
ставляющей силы тяги на ось у, то подъемная сила
Y = nyG\
22
www.vokb-la.spb, ru
массовая сила от веса груза или агрегата, например от веса двига-
теля GflB,
Рдв = --ПуСдр.
Знак «минус» здесь указывает на то, что сила Рдв направлена
в сторону, противоположную действующей перегрузке.
§ 3. Перегрузки в криволинейном полете
3.1. Общие выражения для определения перегрузок при дви-
жении самолета в вертикальной плоскости получим из соответству-
ющих уравнений движения самолета. Эти уравнения в поточной си-
стеме координат (см. рис. 1.1) могут быть записаны так:
n i , ч mV2 cos2 О \ , dV ,, е .
Pcos(a + <р) — Q — IG-----р . „—I sin 0 + т—г—; (1.5а)
\ -*\ J ai'
iz i г> • / i \ (r> mV2 cos2 0 \ . mV2
Y + Psin(a + ф) = ^G------—) cos ® “I---------r—’ U-56)
dV V2
где и — = Vo — тангенциальное и нормальное ускорения со-
ответственно, м/с2;
г — радиус кривизны траектории, м;
6 — местный угол наклона траектории, °;
V — скорость полета, м/с;
— центростремительное ускорение, обуслов-
ленное кривизной поверхности Земли;
Р 6 370 000 м — радиус Земли;
Н — высота полета, м.
Центробежные силы инерции > обусловленные кривизной по-
верхности Земли, следует включать в уравнения (1.5) лишь при
больших скоростях полета (М > 6 4- 7).
Разделив левые и правые части уравнений (1.5) на силу тяжес-
ти G, получим формулы для определения тангенциальной и нор-
мальной перегрузок, выраженных через поверхностные силы:
_ Р cos (а + <р) — Q .
—
(1.6а)
G
П,= y + Psm(a + «P) (16б)
и через массовые силы:
пх — (1-----cos2 O^sin 0 + * (1 -7а)
\ v2f I g at v '
\ F k1 /
n^ll---------Л— cos2 oV os 6 + . (1-76)
23
www.vokb
Здесь УК| = Уg(R + Н) — первая космическая скорость;
g — ускорение силы тяжести.
V2
При М < 6 7 выражение « 0 и формула (1.76) принима-
*к!
ет вид
п । ve д , v2
пу = cos 0 —— = cos 0 + .
(1.7в)
Формулы (1.6) и (1.7) позволяют находить перегрузки пх и
по известным силам, действующим на самолет, или по известным
Рис. 1.3
параметрам движения — V, г,
0 и 0.
Определяя знаки перед чле-
нами выражения (1.7в), можно
пользоваться следующим прави-
лом. Если вектор силы тяжести
самолета проектируется на от-
рицательное направление оси у
(рис. 1.3), то перед cos 0 ставят
знак «плюс», в противном слу-
чае — «минус». Второй член при-
нимают с плюсом, если положи-
тельное направление оси у обра-
щено в сторону вогнутости тра-
ектории, в противном случае перед ним надо ставить знак «минус».
3.2. Горизонтальный полет. В установившемся горизонтальном
dV V2
полете = — = 0, sin 0 = 0, cos 0 = 1 и из выражения (1.7)
получим, что
пх = 0, пу = I.
Условие пу = 1 обязательно для горизонтального полета. Что
касается продольной перегрузки пх, то она может и отличаться от
нуля, но при этом полет протекает с ускорением.
3.3. Перегрузки при криволинейном полете в горизонтальной
плоскости. В случае обычной схемы самолета криволинейный полет
в горизонтальной плоскости выполняется с креном (рис. 1.4). При
этом силой, искривляющей траекторию, является сила Y sin у, где
у — угол крена. Если скольжение на крыло отсутствует, боковая
перегрузка пг = 0. Поперечная перегрузка тогда определяется из
условия равновесия самолета Y cos у = G:
V I
п=-У = ~—. (1.8)
® G cos у ' ’
С увеличением угла крена перегрузка пу возрастает. При у =
= 70° величина пу близка к 3.
В полете со скольжением и при изменении высоты перегрузка
может существенно отличаться от значения, получаемого по форму-
ле (1.8).
24
www. vokb- la. spb.ru
Перегрузки пу, которые обычно достигаются в маневренном по-
лете, следующие:
Маневр п
Вираж 3—5
Боевой разворот 3—6
Бочка 4—5
Петля Нестерова 5—6
Спираль 3—5
Полупетля с переворотом 4—5
Бочка многократная 5—7
3.4. Полет вне границ атмосферы. В этом случае аэродинамиче-
ские силы V = О, Q = 0 (рис. 1.5) и согласно выражению (1.6) пе-
регрузки в направлении связан-
ных осей координат
Р cos <р Р Sin Ф
п — ______2— • п = -------— .
G ’ у G
Если двигатель не работает
(Р = 0), то
Пх — пц — 0-
Из уравнения (1.56) следует', что
при движении аппарата по круго-
вой орбите с неработающим двигателем (Р — 0, Y = 0, cos 0 = 1,
0 = 0) вес его уравновешивается центробежными силами инерции,
обусловленными кривизной поверхности Земли:
г mV*
G==' R + H •
Это условие выполняется при скорости полета, равной первой
космической.
§ 4. Перегрузки масс,
не лежащих в центре тяжести самолета
Выше речь шла о перегрузках в центре тяжести самолета. Если
вращение самолета относительно центра тяжести отсутствует и он
рассматривается как жесткое тело, то все его части испытывают
одинаковые ускорения и одинаковые перегрузки, равные пере-
грузкам пу0 и лх0 в центре тяжести.
25
www.vokb-j
При вращении самолета с угловой скоростью со и ускорением 8
линейные ускорения в различных его точках будут неодинаковыми.
В точке i самолета (рис. 1.6), расположенной на расстоянии х от
центра тяжести (ц. т.), добавятся ускорения относительного дви-
жения — нормальное Д/„ = —<о2х и тангенциальное Д/т = ех. Этим
<в2х
~g~
ех
1Г
ускорениям соответству-
ют перегрузки
д«х = —
х g
и
g
Суммарные перегруз-
ки массы i при этом
ПХ[ = Пхо + &пх = пм —
(1-9)
Пу1 — ПуО + Дп& = ПуО +
, ех
+т-
В общем случае составляющие перегрузки массы I, расположен-
ной на оси самолета на удалении х от центра тяжести,
ПХ1 = «хО — (<й^ -}- (Oz) ~~
S
I ezx
nyt — Пуо н—— ;
, еих
пг1 = /До + ,
где со , од — угловые скорости относительно осей
и —1
у и z соответственно, с ;
Му Mz
е. — ez = — угловые ускорения относительно тех
Jy J г
«э --9
же осей, с ;
Му, Mz, Jy, Jz — моменты 'поверхностных сил и мас-
совые моменты инерции самолета отно-
сительно осей у и z соответственно.
По длине самолета перегрузки изменяются линейно (рис. 1.6).
Пример. Приняв wz = 0,25 с 1 и расстояние массы от центра тяжести само-
лета равным х = 5 м, найдем дополнительную перегрузку Лпх в точке i:
. ®z* 0,25s • 5
-------— - g-gj— да - 0,03.
Дополнительная перегрузка Лпу обычно существеннее. Полагая маневрен-
ную нагрузку иа оперении Рман = 3000 кгс, плечо горизонтального оперения
26
www.vokb-la.spb.ru
Lro= 5 м, момент инерции самолета Jz ~ 5000 кгс • с2 • м, найдем, что
^ман^г.о 3000 -5 ________________________ ~ —2
Вг-----Tz 5000 ~
И р х 3 • 5
EZX 0*0 . -
ДПу - -J- - -g-gj 1,5.
§ 5. Предельные перегрузки
5.1. Предельная (располагаемая) продольная перегрузка п^пред
определяется максимально возможным значением избыточной тяги
или сопротивления:
Р — Q /1 1
Ядпред — q • (1.10)
Перегрузка может быть как положительной, так и отрицатель-
ной. Положительная перегрузка /гхпред, определяемая тяговоору-
женностью, для современных самолетов с турбореактивными дви-
гателями обычно не превышает 0,7—0,8; у самолетов с ракетными
двигателями или ускорителями она может быть больше единицы.
Отрицательная перегрузка «ллред, определяемая сопротивлением,
также может достигать значений, близких к единице, например
при одновременном открытии тормозных щитков и дросселирова-
нии двигателей в полете или при посадке на мягкий грунт с лобо-
вым ударом.
5.2. Предельная поперечная перегрузка п^пред определяется мак-
симально возможным значением подъемной силы и весом самолета:
__ ^гпах ___ _ ^’^сутахРн^2 /, , ..
«гд1ред — q — G/s — • U •1Ч
Здесь Сдтах — максимальное значение коэффициента подъемной си-
лы;
рн — давление воздуха на высоте Н\
М — число Маха;
S — площадь крыла.
В горизонтальном полете при скоростном напоре q вес самолета
G = Cyp^qSf
где с1/г.п — коэффициент подъемной силы в горизонтальном полете.
Подставляя значение G в выражение (1.11), получим
Г
П^ред=-^-. (1.12)
*^Г.П
Величина сг/тах при дозвуковых скоростях полета ограничи-
вается появлением срыва потока на верхней поверхности крыла.
На больших сверхзвуковых скоростях полета максимально дости-
гаемые значения су определяются возможностью балансировки при
полностью отклоненном стабилизаторе (рис. 1.7).
Величина суг.п увеличивается с ростом высоты и уменьшается
с ростом скорости.
27
www.vokb-
На малых высотах теоретически могут быть получены очень
большие перегрузки. Например, для самолета с удельной нагруз-
кой на крыло G/S = 300 кгс/м2, c,/max = 1 при полете у земли (рн =
= 10 333 кгс/м2) со скоростью, соответствующей числу М = 1,
0.7^тахРнМ2 0,7 • 1 10 333 I2 _24
«4-пред — G/s — 300
В эксплуатации такие перегрузки не достигаются. Это объясня-
ется, в основном, тем, что максимальные скорости полета и макси-
----------------1----
0,5 1
Рис. 1. 7
мальные углы атаки не могут быть достигнуты одновременно. На
большие углы атаки самолет выходит не мгновенно. Поэтому, ког-
да достигается максимум су, скорость полета несколько умень-
шается.
Наибольшая перегрузка, которая может быть реализована на са-
молете, называется располагаемой перегрузкой. С высотой она
уменьшается, а с увеличением числа М полета возрастает (рис. 1.8).
Однако при больших скоростях полета по числу М располагаемая
перегрузка изменяется незначительно, что объясняется характером
изменения су при М>1 (рис. 1.7).
На дозвуковых и околозвуковых скоростях полета выход са-
молета на большие углы атаки часто сопровождается появлением
предупредительной тряски. Коэффициент подъемной силы, соответ-
ствующий началу предупредительной тряски, обозначают с^,ич.тр.
Превышать суНач.тр в эксплуатации без особой надобности не ре-
комендуется. Однако тряска, как правило, появляется задолго до
срыва потока с крыла. Поэтому выход на углы атаки, соответству-
ющие с^нач.тр, не опасен для самолета. На практике используют
понятие допустимого коэффициента подъемной силы с,/ДОп > Срнач.тр-
Значение судрп устанавливают обычно равным (0,8 0,85) c,/max
или определяют по началу отвала кривой су по а от линейного за-
кона. Конкретная величина с./прП зависит от аэродинамической ком-
поновки самолета и крыла. По условиям безопасности полета пре-
вышать величину с,/дог в эксплуатации не разрешается. Поэтому
располагаемая перегрузка определяется не по с^тах, а по значению
сдаоп. Значения с^нач.тр и cwon показаны на рис. 1.7, а соответ-
28
www.vokb-la.spb.ru
ствующие значения располагаемых перегрузок — на рис. 1.8 (огра
ничение по тряске дано только для высоты 10 км).
Величина nvpacri является одним из важнейших показателей ма-
невренности самолета. Для улучшения маневренности желательно
увеличивать располагаемые перегрузки во всем диапазоне высот
и скоростей полета. На малых высотах значения располагаемых
перегрузок могут получаться весьма большими и их приходится
ограничивать. Необходимость в этом диктуется, в основном, тре-
бованием прочности, обеспечение которой при больших значениях
п,/рясп связано с утяжелением конструкции и, как следствие, с
ухудшением летных качеств самолета. Нормируя допустимые
перегрузки, учитывают также физиологические возможности че-
ловека.
§ 6. Воздействие перегрузок и невесомости
на организм человека
Ощущение силы тяжести обусловлено воздействием на человека
массовых и поверхностных сил. Для человека, находящегося в по-
кое на земле, массовые силы представляют собой силы тяготения
Земли mg, а поверхностные силы — реакции опор R = mg. Напри-
мер, если человек стоит, то реакцией опоры является сила, прило-
женная к ступням его ног со стороны грунта. Таким образом, тело,
находящееся в покое, испытывает перегрузку в направлении, нор-
р
мальном к поверхности Земли, nv = = 1. Вес тела, покоящего-
ся на земле, иногда называют нормальным весом. В остальных слу-
чаях вес отличается от нормального, причем в некоторых условиях
это отличие может быть весьма существенным. В зависимости от
ускорения тела его вес может быть больше нормального (положи-
тельная перегрузка), обращаться в нуль (невесомость) и принимать
отрицательные значения (отрицательная перегрузка).
В установившемся горизонтальном полете со сравнительно не-
большой скоростью (М < 6 ч- 7) центробежные силы инерции, обу-
словленные кривизной поверхности Земли, малы. Если прене-
бречь ими, то при этом, как и для тела, покоящегося на земле, пе-
регрузка ^ = — = I.
В криволинейном полете поверхностные и массовые силы само-
лета, а в равной степени реакции опор и массовые силы человека,
находящегося в самолете, изменяются. Соответствующие этому
дополнительные деформации и напряжения, возникающие в теле
человека, ощущаются им как увеличение или уменьшение веса в
зависимости от направления дополнительного ускорения. В этом
случае перегрузка пу =4= 1.
6.1. Перегрузки, отличные от единицы, непривычны для чело-
века. Большие положительные перегрузки и отрицательные пе-
регрузки вызывают у человека болезненные явления. Помимо
29
www.vokb-la.
механического воздействия они приводят к нарушению нормального
кровообращения — приливам крови к голове и отливам, что тяже-
ло переносится человеком. Сопротивляемость организма перегруз-
кам зависит от величины и направления последних, времени их
воздействия, от физического состояния организма. Человек, про-
шедший специальную тренировку, переносит перегрузки значи-
тельно лучше, чем нетренированный. Осредненные предельные пе-
регрузки для человека в зависимости от направления и времени их
действия показаны на рис. 1.9. В данном случае принято, что поло-
жительное направление перегрузки совпадает с направлением инер-
ционных сил. Перегрузки в направлении «грудь — спина», «спи-
на — грудь» переносятся легче,
чем в направлении «голова — таз»
и особенно — в направлении
«таз — голова». Перегрузка в на-
правлении «голова — таз» (поло-
жительная перегрузка), равная 8,
не вызывает существенных нару-
шений жизнедеятельности недове-
рие. 1.9 ка, если она действует не болееЗс,
а перегрузка 5...6 — при продол-
жительности действия до 10—15 с. Допустимая кратковременная
перегрузка в направлении «таз — голова» (отрицательная перегруз-
ка) равна 3—4 при длительности действия до 3 с. При положитель-
ной перегрузке 3—4 и отрицательной до 1 тренированный летчик
сохраняет работоспособность в течение длительного времени. Фи-
зиологическая переносимость перегрузок человеком может быть
повышена на 20—30% применением специальных противоперегру-
зочных костюмов.
6.2. Невесомость есть частный случай весомости. Состояние неве-
сомости имеет место тогда, когда поверхностные силы отсутствуют
или самоуравновешены. Такое состояние наблюдается при полете
вне атмосферы с неработающим двигателем, когда на все элемен-
ты аппарата и на членов экипажа действуют только силы тяготе-
ния. Эти силы обусловливают одинаковые ускорения всех масс ап-
парата, вследствие чего взаимное воздействие между ними отсут-
ствует и силы тяжести не проявляются. Кратковременное (около
минуты) состояние невесомости может быть достигнуто также при
полете самолета в атмосфере по баллистической кривой, когда подъ-
емная сила равна нулю, а сила лобового сопротивления уравнове-
шивается тягой двигателя.
При полете вне атмосферы, но с работающим двигателем, ощуще-
ние невесомости исчезает. При этом человек ощущает тяжесть
G =
т
и соответствующую этому перегрузку
р
и =----- ,
mg
30
www.vokb-la.spb.ru
где т и тч — масса аппарата и человека соответственно;
Р — тяга двигателя.
Линия действия силы тяжести в этом случае параллельна тяге
двигателя. Направлена она в сторону, противоположную силе тяги
двигателя.
§ 7. Полет в неспокойном воздухе
7.1. Причины турбулентности атмосферы. В атмосфере значи-
тельные массы воздуха непрерывно находятся в движении, часто
образуя мощные вертикальные и горизонтальные потоки. Верти-
кальные потоки могут быть восходящими и нисходящими.
Одной из причин возникновения вертикальных потоков являют-
ся неровности местности. Массы воздуха, двигаясь от равнин, вбли-
зи гор (или какого-либо другого препятствия) поднимаются вверх,
а затем, перевалив их, опускаются. Скорости вертикальных потоков
зависят от скорости ветра и вблизи хребта могут достигать 15—
20 м/с. По мере удаления от хребта они уменьшаются.
Другая распространенная причина образования вертикальных
потоков — это неравномерный нагрев поверхности Земли и вслед-
ствие этого неравномерный нагрев масс воздуха над этими участ-
ками Земли.
Большие скорости вертикальных потоков наблюдаются вблизи
кучевых облаков (до 10 м/с) и грозовых (до 40—50 м/с). Конструк-
ция самолета на такие большие порывы воздуха не рассчитана. По-
этому полеты вблизи грозовых облаков опасны и их нужно из-
бегать.
Зоны повышенной турбулентности атмосферы на больших вы-
сотах образуются вблизи струйных течений воздуха, т. е. течений
больших масс воздуха со скоростями, превышающими скорости пе-
ремещения окружающих масс воздуха. Наиболее сильные течения
отмечаются вблизи тропопаузы, на высотах 8—12 км. Здесь скорос-
ти вертикальных порывов могут достигать 8 м/с и более.
Порывы большой интенсивности встречаются реже, чем порывы
средней и небольшой интенсивности; на малых высотах, вблизи
Земли, турбулентность выше, чем на бо.’щших высотах.
Основные причины образования горизонтальных воздушных
течений в атмосфере следующие: неравномерный нагрев поверх-
ности Земли у экватора и полюсов, колебания температуры в за-
висимости от времени суток, воздействие гравитационных полей
Солнца и Луны на массы воздуха. Средние значения скорости ветра
изменяются в зависимости от широты, времени года и высоты и мо-
гут достигать 50 м/с и более.
7.2. -Болтанка. При попадании самолета в турбулентную атмо-
сферу его начинает покачивать, бросать вверх, вниз, в стороны. За-
фиксированы порывы, отклонявшие самолет от начальной траек-
тории вверх до 2000 м, вниз — до 600 м. Интенсивные перемеще-
ния самолета в вертикальной плоскости обычно сопровождаются
31
www.vokb-

появлением больших кренов, рысканьем по курсу, поворотом самолета
в плоскости тангажа. Это явление принято называть болтанкой.
Последняя влияет на точность пилотирования, вызывает утомляе-
мость экипажа, может привести к потере управляемости и даже к
аварии.
При болтанке самолет испытывает значительные перегрузки.
Нагрузки при этом могут вызвать недопустимые деформации и ока-
заться опасными для прочности отдельных частей самолета. В за-
висимости от дополнительных перегрузок, возникающих при по-
лете в болтанку, различают слабую болтанку (Ап < ±0,2), умерен-
ную (Ал < ±0,5), сильную (А/г < ±1,0) и очень сильную (Ал >
> 1,1).
Структура возмущенной атмосферы весьма неоднородна и слож-
на. В настоящее время при исследовании влияния турбулентной
атмосферы на самолет пользуются двумя моделями турбулентности.
Согласно первой модели турбулентность представляется в виде
совокупности дискретных, не зависящих друг от друга воздушных
порывов. Метод определения расчетных нагрузок, основанный на
таком представлении атмосферы, дает достаточно надежные резуль-
таты для самолетов, имеющих сравнительно небольшие скорости
полета и относительно жесткую конструкцию. Метод применяется
при назначении нагрузок, используемых в расчетах статической
прочности конструкции.
Изменение упругих и жесткостных характеристик современных
самолетов, возросшие требования к надежности, увеличение сро-
ков службы самолетов потребовали разработки уточненных мето-
дов расчета нагрузок, более полно отражающих физическую струк-
туру турбулентной атмосферы и ее воздействие на самолет.
В основе последних методов лежит представление о турбулентности
атмосферы как непрерывном случайном процессе. Турбулентность
при этом моделируется в виде совокупности отдельных турбулент-
ных зон с заданными вероятностными характеристиками. Изложе-
ние этих методов можно найти в специальной литературе.
= Ниже рассматривается действие одиночного порыва и дается
представление о реакции самолета на порывы циклической после-
довательности, которая характеризуется тем, что порывы пример-
но одинаковой интенсивности следуют один за другим с определен-
ной частотой.
§ 8. Перегрузки самолета при полете
в неспокойном воздухе (одиночный порыв)
8.1. Действие вертикального порыва на горизонтально летящий
самолет. В полете самолет может встретиться как с горизонтальным,
так и с вертикальным порывами. Поскольку скорости порывов
обычно малы по сравнению со скоростью полета самолета, перегруз-
ки самолета от горизонтального порыва получаются незначитель-
32
www.vokb-la.spb.ru
ними. Ниже рассматривается действие лишь вертикального поры-
ва (рис. 1.10).
Пусть до встречи с порывом скорость самолета была V, а угол
атаки крыла а*. При этом подъемная сила
r# = cXS(0,5p^ = G.
Рис. 1.10
После встречи с порывом, скорость (интенсивность) которого
равна W, угол атаки самолета изменится на величину Ла я» у,
, V г-
а скорость набегающего потока станет равной со$ . Соответ-
ственно этому изменится подъемная сила крыла:
/ I/
У = С“ (а* + Ла) S • 0,5р ф G.
Заменив здесь Ла его зна-
V 1Z
чением и полагая---т- ~ у
cos Да
получим
У = G + 0,5c“SpW. (1.13)
Перегрузка, вызванная
действием порыва,
У . a pWT ,, ...
пу— G ~ 1 ±С</ 2G/S ^-14)
Знак «минус» в формуле перед
вторым членом относится к
нисходящему потоку.
8.2. Влияние на перегрузку профиля порыва. Формула (1.14)
выводилась в предположении воздействия на самолет резко ограни-
ченного порыва (рис. 1.11, с). Фактически скорость порыва нара-
стает постепенно (рис. 1.11, б). Условно будем считать, что на уча-
стке h скорость от нуля до значения W нарастает по линейному за-
кону и далее остается постоянной. Попадая в такой порыв, самолет
увлекается им. При этом самолет перемещается в направлении по-
рыва и поворачивается в плоскости тангажа на пикирование при
2 8-19
33
WWW.
входе в восходящий поток и на кабрирование — при входе в ни-
сходящий поток. Вследствие этого перегрузка самолета получает-
ся меньше, чем в случае действия резко ограниченного порыва,
имеющего такую же максимальную скорость W.
Подъемная сила при воздействии на самолет плавно нарастаю-
щего порыва
Y = G ± 0,5c“SpV (W — VJ,
а перегрузка
nu=\±c“^-k. (1.15)
Здесь k = (1---— коэффициент, учитывающий влияние струк-
туры порыва, а также инерционных и аэро-
динамических характеристик самолета на
величину перегрузки при болтанке;
V — скорость самолета в направлении порыва,
обусловленная действием порыва.
Для порыва, скорость которого на участке h меняется по линей-
ному закону (рис. 1.11) до скорости W и далее остается постоянной,
_______________т__г___] коэффициент
х 2G/S
I I I | I I I Коэффициент k всегда меньше еди-
о I 2 X ницы (рис. 1.12). Обычно, определяя X
Рис 1Д2 и k, принимают h — 30 м.
Пример. Принимая G/S — 400 кгс/мI 2 *; с“= 4,6; р= 0,125 кгс • с2 /м4 (полет
вблизи Земли), получим
*-4,6'°-'?оо9,8' -30,0,»..»,<><,
С увеличением удельной нагрузки на крыло и уменьшением гра-
диентного участка h величина k возрастает. С небольшой погреш-
ностью в сторону запаса прочности иногда принимают k = 1.
8.3. Влияние различных параметров на величину перегрузки
при болтанке. Для оценки этого воспользуемся выражением (1.15),
которое запишем в таком виде:
1 (1.16)
где а — скорость звука.
34
www.vokb-la.spb.ru
Величина с“ зависит от числа М полета, а также от геометриче-
ских и аэродинамических характеристик крыла — удлинения X,
стреловидности / и пр. Примерная зависимость с“ и с“М от М для
сверхзвукового самолета приведена на рис. 1.13.
В соответствии с изменением величины с“М по числу М полета
изменяется и перегрузка пу
1Л, перегрузка несколько
увеличивается, а затем, в
сверхзвуковой области,—
уменьшается. При доста-
точно больших скоростях
полета, когда М ~^> 1, с“М ->
-> 4 и перегрузка при бол-
танке практически не за-
висит от числа М:
. 2olFa , .....
п, = 1 ±
С увеличением X и уменьшением 1 величина с“ уменьшается.
Вследствие этого у самолета со стреловидным крылом небольшого
удлинения реакция на воздушный порыв и величины перегрузок
при полете в болтанку оказываются всегда меньше, чем у самолета
с прямым крылом большого удлинения. На самолете с крылом из-
меняемой стреловидности перегрузки при полете в турбулентной
атмосфере могут быть значительно уменьшены переводом крыла
в положение максимальной стреловидности (небольшого удлине-
ния).
и/ А
\ w= увеличением высоты полета плот-
\ ность воздуха падает и перегрузка
при болтанке (при прочих равных ус-
ловиях) уменьшается.
/ ХЛ'",» С увеличением скорости V полета
/ (до чисел М = 1 4- 1,5) перегрузка
' . возрастает. Для уменьшения ее в не-
----------------------------------- спокойном воздухе скорость нужно
тт-------------------снижать. Однако чрезмерное снижение
Рис. 1.14 последней также нежелательно, так как
при этом самолет переводится на боль-
шие углы атаки, а в условиях полета в болтанку это опасно из-за
возможности выхода при восходящем порыве на закритические уг-
лы этакими сваливания на крыло. Таким образом, при полете в тур-
булентнон атмосфере скорость самолета по условиям прочности
нужно снижать, а по условиям безопасности полета — увеличивать.
Эти взаимоисключающие требования приводят к появлению двух
границ V = f (W), определяющих режим полета самолета (рис. 1.14).
1 раница по условиям прочности может быть рассчитана по форму-
ле (1.15) при пу = му,оп, где /1,/доп — максимально допустимое
значение перегрузки. Границу по условиям безопасности можно
рассчитать, используя зависимость
W 2G
«б.п =- «ДОП У — caSpyS ’
__безопасный угол атаки при полете самолета в турбу-
лентной атмосфере;
__допустимый угол атаки, соответствующий допустимому
коэффициенту подъемной силы.
Отсюда
TV7 Т/ 2G
1Е — «доп У рр~ •
c“SpV
Оптимальная скорость полета в
болтанку соответствует абсциссе
точки пересечения указанных двух
кривых (рис. 1.14).
На больших высотах уменьша-
ется диапазон углов атаки, на ко-
торых может быть сбалансирован
самолет. Поэтому возможности для
уменьшения перегрузок за счет
снижения скорости полета здесь
тем более ограничены. В этом слу-
чае рекомендуется переводить са-
молет на снижение с последующим
уменьшением скорости полета. Ес-
ли полет выполняется на малых
или предельно малых высотах, то
при встрече с зоной повышенной турбулентности, напротив,
может потребоваться перевод самолета на большую высоту по-
лета, определяемую условиями безопасности. Если М» 1, как
уже’отмечалось, перегрузка при болтанке практически не зависит
от скорости полета.
С увеличением удельной нагрузки G/S на крыло самолет стано-
вится менее чувствительным к вертикальным порывам, перегрузки
уменьшаются.
С увеличением полетного веса самолета при полете в болтанку
перегрузка уменьшается, что следует из формулы (1.15), но, вместе
с тем, нагрузка крыла возрастает, так как
Y = nyG = G + O,5c“Sp W. (1.17)
Зависимость п и У от веса G самолета для различных значений
скорости порыва^ приведена на рис. 1.15, а. Очевидно, что на-
грузка от порывов не должна превышать максимальную нагруз-
ку Етах, на которую рассчитана конструкция крыла. Полагая Y =
= ЕтахТ Для заданного режима полета (V, р) и порыва (1Е() можно
из формулы (1.17) определить максимально допустимый вес самоле-
Gmax ПРИ полете в болтанку. При уменьшении полетного веса
где аб.п
О*доп
игр
Рис. 1.15
при встрече с зоной
та
36
www.vokb-la.spb.ru
нагрузка крыла падает, но возрастает перегрузка, а это влечет за
собой пропорциональное увеличение сил /? = GaTpny (рис. 15, б),
действующих на узлы подвески агрегатов (баков, двигателей, обо-
рудования и пр.) к каркасу. Это обстоятельство также должно
учитываться при снаряжении самолета.
Для маневренных самолетов нагрузка крыла при полете в бол-
танку получается, как правило, значительно меньше той, на
которую оно рассчитано. Поэтому изменение веса такого самолета
не опасно для его общей прочности. В то же время с уменьшением
веса перегрузки при полете в болтанку возрастают, что влечет за
собой увеличение нагрузок на узлы подвески и поэтому весьма не-
желательно. Отсюда можно сделать вывод, что для маневренного
самолета более благоприятные условия нагружения имеют место
тогда, когда его полетный вес больше. Для транспортных самоле-
тов нагрузка крыла при болтанке опасна с точки зрения общей проч-
ности. Поэтому, если ожидается полет в болтанку, загружать са-
молет следует по возможности меньше.
Пример. Определить нагрузку Y крыла и усилие R в узлах крепления топлив-
ного бака (подвешенного под центром тяжести самолета) при полете в болтанку
у земли для нормального полетного веса G = 55 000 кгс и перегрузочного вариан-
та Gn = 70 000 кгс. с“ = 4,6; V = 690 км/ч; 5 = 200 м2; вес бака с топливом Gm—
= 2000 кгс; W = 12 м/с.
Согласно выражению (1.15), для нормального варианта
4,6• 690 12 • 200
Пу~ + 8 • 2 • 55 000 3,6 d’4'
Y = tiyG = 3,4 • 55 000 = 187 000 кгс; R - nyQT — 3,4 • 2000 = 6800 кгс; для
перегрузочного варианта
_ 4,6 • 690 • 12 • 200
Пу~ ' 8 • 2 • 70 000 • 3,6 2’9’
Уп = 2,9 • 70 000 = 203 000 кгс; Rn = 2,9 • 2000 = 5800 кгс.
Таким образом,
УП>У, a Rn<R.
§ 9. Определение максимальной эксплуатационной
перегрузки при полете в болтанку
Величины перегрузок при болтанке зависят от скорости полета
и скорости порыва. Если перегрузки рассчитывать по максимально
возможным значениям этих скоростей, то они получаются весьма
большими. Обеспечение прочности самолета по этим условиям ве-
дет к утяжелению его конструкции и ухудшению летно-технических
данных. Однако, как показал опыт эксплуатации самолетов, мак-
симальные значения скорости полета Етах и скорости порывов Ц7тах
не сочетаются между собой. Поэтому при расчетах самолета на проч-
ность пользуются не максимально возможными значениями скорос-
ти „порыва, а максимальным значением так называемой эффектив-
ной скорости порыва 1ЕЭф, которая назначается по материалам
37
WWW.
статистики и соответствует весьма малой вероятности встречи само-
лета с таким порывом. Во время летных испытаний замеряют пере-
грузки и по ним вычисляют эффективную скорость порыва как инди-
каторную по формуле (1.15) при условном значении коэффициента*.
Индикаторной скоростью порыва пользуются для того, чтобы оха-
рактеризовать порывы величиной, не зависящей от высоты полета.
Статистические данные по замеру перегрузок при полете в бол-
танку позволили установить связь между максимальными значения-
ми эффективной скорости порыва и скоростью полета в виде соотно-
шения v
^ = (12 4-15)-^ м/с. (а)
Согласно выражению (а), например для V = Vmax скорость
w 12 15 м/с, а для V = 0,75Етах эффективная скорость
_ 16 ' 20 м/с. Имея значения 1Еэф, максимальное значение
эксплуатационной перегрузки при полете в болтанку определяют
по формуле (1.15).
§ 10. Динамическое действие нагрузок
при полете в неспокойном воздухе
В § 8 и 9 нагрузки, действующие на самолет при полете в неспо-
койном воздухе, определялись без учета упругих свойств конструк-
ции Учет упругости конструкции приводит к необходимости рас-
смотреть динамическое нагружение, которое может носить ударный
пли вибрационный характер. Первый случай имеет место при воз-
действии на конструкцию одиночного порыва, второй — при воз-
действии циклической последовательности, т. е. группы порывов,
следующих один за другим с определенной частотой.
। Действие одиночного порыва. Степень проявления дина-
мического эффекта при воздействии порыва на упругий самолет
зависит от соотношения между временем изменения нагрузки тЛ =
= А и периодом собственных колебаний конструкции тс= —.
Здесь V и h — скорость полета и длина градиентного участка (см.
пчс 111) v — частота собственных колебаний конструкции. Если
т," достаточно велико по сравнениию с тс, нагружение можно рас-
сматривать как статическое. Динамический эффект становится ощу-
тимым, когда время изменения нагрузки меньше полупериода соб-
ственных колебаний конструкции.
Соотношение между тЛ и тс для современных самолетов таково,
что динамический эффект может проявляться достаточно сильно.
Действительно, принимая длину градиентного участка равной h =
== 30 м и скорость полета самолета равной 200—300 м/с, получим
период нарастания нагрузки тн= 260^360 =0,10 — 0,15 с. Час-
тота собственных колебаний крыльев современных транспортных
самолетов vc = (1 4 3) с"1, а период тс = 1 4- 0,3 с. Сопоставляя
38
www.vokb-la.spb.ru
тл и тс, приходим к заключению, что время нарастания нагрузки
при- входе самолета в порыв составляет 0,1 4- 0,5 от периода соб-
ственных колебаний крыла. Такое воздействие порыва на самолет
приводит к значительному динамическому эффекту.
10.2. Действие циклических порывов. При воздействии на само-
лет циклической последовательности порывов (рис. 1.16, а) нагруз-
ку рассматривают как периодическую (рис. 1.16, б):
ДУ = AW0 sin pt,
где
А = 0,5c“SpV;
U70 — амплитудное значение ско-
рости порыва, м/с;
р = 2лv — круговая частота;
V 1
v = -т---частота порыва, с-1;
V — скорость полета, м/с;
L — протяженность одного по-
б
рыва, м; рис. 1Л6
t — время, с.
Порывы воздуха вызывают колебания упругого крыла. При
этом возрастают прогибы крыла, появляются дополнительные уско-
рения и соответствующие им перегрузки, которые могут сильно от-
личаться от перегрузок в центре тяжести самолета. Особенно не-
благоприятные условия получаются при совпадении частот внеш-
ней нагрузки с частотами собственных колебаний конструкции.
Наибольшую опасность циклические нагрузки представляют
для тяжелых самолетов, так как для них более вероятно возбужде-
ние резонансных колебаний. Скорости современных транспортных
самолетов находятся в диапазоне V = 150 4- 300 м/с, протяжен-
ность одного порыва средней интенсивности обычно L = 300 4-
4- 500 м. При этом частота воздействия порывов на самолет
v =
150-4-300 л Q • 1 г-1
300 -4- 500 — • 1 с
что очень близко к частоте собственных колебаний крыльев таких
самолетов.
Приближенно оценить перегрузки вдоль размаха крыла при цик-
лической болтанке в случае резонансных колебаний можно по фор-
муле
л 5 Wop ( г У ,
= -у- . J cos pt,
где /к — длина консоли;
z — координата, отсчитываемая от борта фюзеляжа.
Наибольшая перегрузка получается при cos pt = 1 на конце
крыла (z = /к):
Ап^ах = 4-
39
www.vokb
При 1Г() = 6 м/с и v = 1 с 1
л 5 • 6 • 2я • 1 _
ИПутпкх. — 3 • 9 S1 ^,4.
Эту перегрузку нужно добавить к перегрузке самолета как жест-
кого тела. Для средних и тяжелых транспортных самолетов прира-
щение перегрузки на конце крыла при циклической болтанке может
достигать 15—20.
Нагрузки на узлы крепления агрегатов или грузов, размещае-
мых в консольной части крыла, должны быть рассчитаны с учетом
перегрузок, возникающих при циклической болтанке.
При колебаниях крыла перегрузка в центре тяжести груза мо-
жет принимать как положительные, так и отрицательные значения.
Вследствие этого инерционная нагрузка от груза на колеблющемся
крыле может суммироваться с воздушной нагрузкой и, таким обра-
зом, догружать его.
§ 11. Нагрев самолета
Для расчета конструкций с учетом нагрева нужно знать темпе-
ратуры, до которых нагревается конструкция, и закон распределе-
ния их в конструкции по времени.
11.1. Основные источники тепла. Тепло в конструкцию посту-
пает от воздуха, нагретого вследствие сжатия ударной волной; из
пограничного слоя, разогревающегося из-за трения поверхности
самолета о воздух; от солнечной и атмосферной радиации; от двига-
телей и оборудования. Одновременно чарть тепла излучается по-
верхностью самолета в окружающую среду.
Тепло, поступающее в конструкцию от оборудования и особенно
от двигателей, может быть значительным. Однако нагрев от этих
источников носит местный характер и исключается специальными
мерами защиты. Здесь этот вопрос не рассматривается. Не учиты-
ваются также тепловые потоки земного излучения и отраженных
солнечных лучей, поскольку они значительно меньше теплового
потока прямой солнечной радиации.
Теплообмен между средой и конструкцией происходит за счет
теплопроводности, конвекции и теплового излучения. Обычно все
эти формы теплообмена сопутствуют друг другу.
11.2. Температура пограничного слоя. Примерный характер рас-
пределения температуры Т по толщине 6П.С пограничного слоя по-
казан на рис. 1.17. Там же штриховой линией показано изменение
температуры по толщине бОб обшивки.
Температура восстановления (температура пограничного слоя
вблизи поверхности обтекаемого тела) определяется по формуле
Тг = Т6 (1 + гМа) - Гв (1 + 0,2гМ2) (1.18)
40
www.vokb-la.spb.ru
гд.еТ6^Тн—температура воздуха на внешней границе погра-
ничного слоя, принимаемая равной температуре Тн
окружающей среды, К;
г — коэффициент восстановления температуры, зави-
сящий от состояния пограничного слоя (для лами-
нарного слоя г = 0,85, для турбулентного г = 0,90).
Зависимость температуры Тг от числа М полета для различных
высот Н приведена на рис. 1.18. Получена она в предположении,
что пограничный слой турбулент-
ный. Там же для сравнения пока-
заны кривые равновесной темпера-
туры Тоб обшивки (см. п. 11.4) для
высот Н = 20 и 40 км (е = 0,8;
х = хкр). Как видим, последняя
может существенно отличаться от
температуры пограничного слоя.
Определим Т(>5, используя урав-
нение теплового баланса.
11.3. Уравнение теплового баланса, полагая градиенты темпе-
ратур в направлении осей х и z равными нулю = oj, мож-
но записать в виде
а (Тг — Т'пов) — еоТ^ов ~Ь PcGc cos ф = 7. f . 'j . (1-19)
\ аУ /пов '
Здесь в левой части равенства первый член представляет собой теп-
ло, подводимое к поверхности самолета из пограничного слоя, вто-
рой — тепло, излучаемое в окружающую среду, а третий — теп-
ло от солнечной радиации; выражение в правой части характе-
ризует тепло, поступающее внутрь конструкции аппарата за
счет теплопроводности. Все тепловые потоки в уравнении отнесены
к 1 м2 поверхности самолета.
Обозначения в уравнении следующие:
а — коэффициент теплоотдачи от среды к обшивке, рассчитыва-
емый по параметрам газа в зависимости от числа М полета,
высоты Н и расстояния х от носка профиля до расчетной
точки, ккал/(м2 • ч • К);
41
www.vokb-
7пов _ температура поверхности тела, К; .
е__коэффициент излучения, зависящий от материала, обработ-
ки и температуры поверхности (для нержавеющей стали с
неокисленной поверхностью при температурах 480—800°С
коэффициент е = 0,22 4- 0,575, для полированного алюми-
ния при температурах 225—575°С коэффициент е = 0,039 4-
0,057, для алюминия окисленного е = 0,11 4- 0,19 [151;
а__постоянная излучения абсолютно черного тела (постоянная
Стефана — Больцмана), равная 4,9 • 10~8 ккал/(м2 • ч х
X К4);
а __коэффициент поглощающей способности материала поверх-
с ности конструкции по отношению к солнечной радиации
(для полированного алюминия 0С = 0,26, для матового
В = 0,38);
q __удельный тепловой поток от солнечной радиации, нормаль-
с ной к поверхности, ккал/(м2 • ч);
ф___уГ0Л между направлением солнечных лучей и нормалью к
поверхности;
__коэффициент теплопроводности, ккал/(м • ч • К).
Определяя температуру обшивки крыла, оперения и цилиндри-
ческой части фюзеляжа, обтекаемым потоком с нулевым углом ата-
ки т. е. таким потоком, параметры которого на внешней границе
пограничного слоя такие же, как и параметры невозмущенного по-
тока, величину а можно найти, например, для турбулентного по-
граничного слоя по формуле
(р \0.44
~т и-) >
1 пов /
где Рн. Vh, Ти — соответственно плотность воздуха, ско-
f ’ рость, число Рейнольдса и температура на
рассматриваемой высоте; •
ср — удельная теплоемкость воздуха при по-
стоянном давлении [в диапазоне темпера-
тур 400—600 К ср — 0,24 4-
4- 0,25 ккал/(кгс • К)1.
В формулу для определения а входит температура поверхности
Т которая не известна и которую в последующем нужно опре-
делить. В первом приближении можно принимать Тпов = Тг. Это
дает удовлетворительные результаты, если число ЛА полета не пре-
вышает 4. При М > 4 обычно требуется уточнение расчета.
Число Рейнольдса определяют по формуле
Re« =
УнРнх
1‘н
(а)
где х — расстояние от передней кромки тела до рассматриваемой
точки, м;
р// — вязкость воздуха, кгс • с/м2.
42
www. vokb- la. spb. rd
Формулу (а) можно использовать также для определения коор-
динаты х = хкр, где хкр — точка перехода ламинарного погранич-
ного слоя в турбулентный. При этом соответствующее значение
числа Рейнольдса, которое называют критическим, принимают
Рекр = (1,5 4- 3) 10® для скоростей, соответствующих числам М =
= 2 4- 4 и ReKp =5-10® при М > 4.
Коэффициент теплоотдачи при турбулентном обтекании ат боль-
ше коэффициента при ламинарном обтекании ал. Таким образом,
для передней части тела, где течение ламинарное, коэффициент
теплоотдачи нужно принимать равным ал, а за сечением х = хкр
равным ат> ал. В приближенных расчетах коэффициент теплоот-
дачи можно считать постоянным по длине тела, вычисляя его для
случая турбулентного течения при х — хкр.
Для сферического носка (фюзеляжа, подвесного топливного ба-
ка, обтекателя шасси и т. д.), а также передних кромок крыла и опе-
рения
« = 14И¥ЧЙГ«-''’ ,
где R — радиус закругления носка.
В первом приближении Т’„0Р = Tr=i, где Тг=1 вычисляется по
формуле (1.18) при г = 1.
Для сферического носка коэффициент k = 1; для цилиндриче-
ской передней кромки крыла
где X — стреловидность крыла, °.
Из приведенных формул видно, в частности, что увеличение
радиуса R закругления носка профиля уменьшает коэффициент
теплоотдачи в ]/R раз, а придание крылу стреловидности в 60° —
более чем в 2 раза. Расчеты показывают, что при полете с числом
М — 3 на Н — 20 км замена острой кромки на закругленную с ра-
диусом 4 см приводит к уменьшению температуры на 20—30°С, а
увеличение стреловидности кромки с 55 до 75° позволяет снизить
температуру на 15—20°С.
11.4. Установившийся теплообмен имеет место в том случае,
когда тепло, подводимое к конструкции, равно теплу, отдаваемому
ею в окружающую среду; при этом тепловые потоки в конструкции
отсутствуют. Полагая в уравнении (1.19) -^ = 0 и заменяя на
Т’об, где 7'об — температура обшивки, запишем уравнение теплово-
го баланса в виде
а (Тг — Т’об) — еоТоб + ₽CGC cos ф = 0. (1.20)
Уравнение (1.20) позволяет определить равновесную температу-
ру обшивки, соответствующую установившемуся теплообмену. Наи-
более просто это уравнение решается графически. Перепишем его
43
www.vokb-la.spb
в таком виде:
где
оТоб + ВГог —С = 0,
(1.20а)
В = —;
е
q а.Тr . pcGc cos гр
е е
Чтобы решить уравнение (1.20а), в системе координат С— То6
(рис. 1.19) строят функции оТоб и ВГоб; затем из точки С на оси
с
ствующая точке пересечения, дает искомое значение Та6, являющее-
ся решением уравнения (1.20).
Для аппаратов, совершающих полет на высотах Н < 40 4- 50 км
теплом солнечной радиации можно пренебречь, т. е. считать (JCGC =
«= 0. На высотах полета Н > 100 4- 150 км аэродинамический на-
грев становится несущественным. Полагая поэтому в выражении
(1.20) слагаемое а(Тг— ТОб) =0 и cos гр = 1, получаем
4
. Ре
_ ™ у а е
Удельный тепловой поток солнечной радиации Gc можно при-
нимать равным 1195 ккал/(м2 • ч). При этом
Тоб = 395
Кривые равновесной температуры обшивки Т()б в функции чис-
ла М полета для различных высот Н показаны на рис. 1.20. Темпе-
ратура обшивки определялась в точке перехода ламинарного
течения в турбулентное (х = хкр, г = 0,9) при коэффициенте
44
www. vokb- la. spb. ru
излучения материала поверхности е = 0,8. Там же нанесены
кривые температуры обшивки для высоты Н = 20 км, вычислен-
ные при е = 0,2 (штриховая Линия) и для ламинарного погранич-
ного слоя г = 0,85 (штрих-пунктир). Поскольку действительная
температура обшивки всегда меньше равновесной, последнюю мож-
но рассматривать как верхний предел нагрева обшивки и конструк-
ции в целом.
11.5. Неустановившийся теплообмен. Примеры температурных
полей. В процессе прогревания конструкции температура отдель-
ных ее элементов неодинакова. Тепловые потоки поступают непо-
Рис. 1.21 Рис. 1 22
средственно к поверхности самолета. Поэтому в первую очередь
нагреваются наружные элементы конструкции, а затем уже внут-
ренние.
Поверхность конструкции также нагревается неодинаково. Мак-
симальную температуру имеют носок фюзеляжа и передние кром-
ки несущих поверхностей — крыла и оперения. По мере удаления
от носков температура поверхности несколько уменьшается. На
рис. 1.21 показано распределение температур по верхней и нижней
поверхностям крыла самолета Х-15 согласно замерам в полете при
скорости, соответствующей числу М = 3. Наиболее сильно на-
гревается обшивка нижней поверхности крыла в районе 15—20%
хорды от носка. Это объясняется повышенной температурой погра-
ничного слоя вблизи области полного торможения потока и сравни-
тельно небольшой теплоемкостью носка профиля вследствие его
малой толщины. На этом же рисунке показано фактическое рас-
пределение температур по высоте стенки. В данном случае перепад
температур между поясом и стенкой составляет около 200°С.
В местах подкрепления обшивки наблюдается некоторое снижение
температуры за счет отвода тепла с этих участков в каркас.
При разгоне самолета до большой сверхзвуковой скорости имеет
место запаздывание в нагреве обшивки по отношению к погранич-
ному слою и в нагреве внутренних элементов конструкции по от-
ношению к обшивке. При торможении, напротив, имеет место за-
паздывание в охлаждении. Перепад температур А 7 между обшив-
кой (точки /) и внутренними элементами конструкции (точки 2)
меняется во времени t (рис. 1.22). Время, соответствующее макси-
45
www.vokb-
муму АТ, зависит от характеристик разгона, скорости и высоты
'полета самолета, а также от характеристик материала конструкции.
Высокие температуры развиваются в зазорах между неподвиж-
ными и подвижными поверхностями, а также на участках конструк-
ции, выступающих в поток и порождающих возникновение мест-
ныхвскачков уплотнения, в частности на фонаре, на поверхностях
управления, которые по отношению к набегающему потоку могут
находиться под углом атаки до 30—40°. Весьма теплонапряженной
частью самолета является воздухозаборник двигателя.
11.6. О расчете неустановившихся температур в элементах кон-
струкции. Распределение по времени температур в элементах кон-
струкции (нестационарные температуры) можно выяснить, решив
уравнение теплопроводности — уравнение Фурье. Для одномер-
ного температурного поля, т. е. для случая, когда температура ме-
няется только в одном направлении у, это уравнение записывает-
ся так:
дТ _ д2Т
dt ~а ду2 ’
(1-21)
где t — время;
а = — — коэффициент температуропроводности, м2/ч;
су
X — коэффициент теплопроводности, ккал/(м • ч • °C);
с — удельная теплоемкость материала обшивки,
ккал/(кг • °C);
у — удельный вес материала, кгс/м3.
Решая уравнение (1.21), в качестве одного граничного условия
можно использовать уравнение баланса тепла для наружной по-
верхности оболочки. Второе граничное условие устанавливается из
физических представлений процесса теплообмена в конструкции.
Например, если конструкция и температурное поле симметричны,
то в точках, расположенных в плоскости симметрии конструкции,
тепловой поток отсутствует, что дает — 0- Необходимо отметить,
что точный расчет нестационарных температурных полей в элемен-
тах конструкции вызывает большие затруднения.
Температура тонкой обшивки. Тонкая обшивка, выполненная
из материала с хорошей теплопроводностью, прогревается практи-
чески сразу по всей толщине. Если пренебречь перепадом темпера-
тур по толщине и считать, что с внутренней поверхности обшивки
отдача тепла не происходит, то тепло, идущее на нагрев обшивки,
, дТ к дТ
X -з— = суб —.
ду ‘ dt
При этом уравнение нестационарного нагрева обшивки, с уче-
том того, что рсОс = 0, принимает вид
а (Г, — Т^) — еаТ^б = субОб . (1.22)
46
www.vokb-la.spb.ru
Так как а и Т, переменны, уравнение (1.22) решается числен-
ным методом. Относительно приращения температуры по времени
оно может быть записано в следующем виде:
об< = [°ч (Гп — Тобж—кУ — еоТобсг—и] , (1.23)
I
где i — номер расчетного интервала.
Пример. Определить изменение температуры обшивки по времени, по-
лагая е = 0. Материал обшивки — дуралюмин;
= 0,22 ккал/(кг • °C); удельный вес у =
= 2800 кгс/м3. Толщина обшивки 6об = 6 мм.
Полет протекает на высоте Н = 18 км (7^ =
= 216,7 К; р = 0,009 кгс • с2/м4; а = 295 м/с).
Примем начальную температуру обшивки То =
= 288 К; скорость мгновенно меняется от до-
звуковой до соответствующей числу М = 2,3;
число Re = 3 • 10е; г = 0,9.
Температура восстановления
Tr = Тн (1 + 0,18М2) =
= 216,7(1+0,18 • 2,32)«=:422 К.
Коэффициент теплоотдачи при удельной теплоемкости воздуха ср =
= 0,24 ккал/(кг • °C)
/ Ти \0,44
а = 1307рн VHcp Re-0’2 I = 1307 • 0,009 (2,3 • 295) 0,24 • 3 X
/ 216 7 \0,44
X 10е I = 78 ккал/(м2 • °C • ч).
Приняв за расчетный интервал времени Д/ = 1 мин — 0,0167 ч, по формуле
(1.23) найдем приращение температуры, а затем и температуру обшивки в момент
времени /х = Д/:
Д7\ = а (Тг — Л>) —тг— = 78 (422 _____ 2881_______0,0167 «47 К-
^об 1 2ЙЙ) о,22 • 2800 - 0,006
Тг = То + Д7\ = 288 + 47 = 335 К.
В момент времени /2 — /х + Д/
ЙГ, _ 78 (422 _ 335) „ да 30 К)
т2 = Тг + ДТ2 = 335 + 30 = 365 К.
Изменение температур в обшивке за 8 мин полета приведено на рис. 1.23.
§ 12. Некоторые особенности нагружения
и расчета самолета
12.1. Статические и динамические нагрузки. Условно нагрузки
самолета делят на статические и динамические.
Действие воздушных нагрузок в горизонтальном и криволи-
нейном полете обычно рассматривают как статическое. Объясняет-
ся это тем, что нагрузки возникают и снимаются постепенно, а
47
www.vokb-la.
действуют по сравнению с распространением деформаций более про-
должительное время.
Динамическое нагружение происходит, например, при посадке,
движении самолета по неровному грунту, внезапном порыве воз-
духа в полете и т. п. Динамические нагрузки могут носить ударный
или вибрационный характер. Первый вид нагружения имеет место
в случае, когда отношение периода изменения нагрузки к периоду
собственных колебаний конструкции значительно меньше едини-
цы. Второй вид динамических нагрузок — это вынужденные коле-
бания конструкции под действием периодических сил.
В недалеком прошлом прочность самолета независимо от харак-
тера действующих сил обеспечивалась по статическому нагруже-
нию (при условии устранения опасных вибраций), а учет динами-
ческого характера нагружения осуществлялся выбором соответ-
ствующей величины коэффициента безопасности. В последние годы
специально выявляют динамические нагрузки, которые часто бы-
вают определяющими при расчете прочности частей самолета.
12.2. Расчетная и эксплуатационная нагрузки. Расчет стати-
ческой прочности конструкции летательного аппарата проводят
на расчетную и эксплуатационную нагрузки. Под эксплуатацион-
ной нагрузкой Рэ понимают ожидаемое наибольшее значение на-
грузки, которое может достигаться в нормальной эксплуатации на
предельно допустимых режимах [33]. Расчетная нагрузка Рр свя-
зана с эксплуатационной соотношением
P” = fP3, (1.24)
где f — коэффициент безопасности.
При расчете прочности расчетные усилия Рр и расчетные на-
пряжения о0 сравнивают соответственно с разрушающими нагруз-
ками Рразр и напряжениями Оразр» выявляемыми также в резуль-
тате расчета. Расчет позволяет сравнить расчетную нагрузку с
фактической разрушающей, устанавливаемой при статических ис-
пытаниях конструкции.
Если материал имеет низкий предел текучести, то при эксплу-
атационных нагрузках могут получаться значительные остаточные
деформации. Последние, накапливаясь, приводят к изменению фор-
мы конструкции и могут сделать ее непригодной к дальнейшей экс-
плуатации. Поэтому проводят расчет и на эксплуатационную на-
грузку, при котором конструкция проверяется на отсутствие ос-
таточных деформаций.
12.3. Деформации конструкций. Величины и характер распре-
деления нагрузок зависят от деформаций конструкции. Например,
крыло, обладая сравнительно большой гибкостью, под действием
внешних сил изгибается и закручивается, что в свою очередь при-
водит к изменению величин и распределения сил, вызвавших ука-
занные деформации. Если это явление не учитывать, то в некото-
рых случаях при выявлении расчетных нагрузок получаются боль-
шие погрешности.
48
www.vokb-la.spb.ru'
Существенно также, чтобы потеря статической или динамичес-
кой устойчивости конструкции в эксплуатации полностью исклю-
чалась. Это надежно обеспечивается, если критическая скорость
V,!p таких явлений, как реверс, дивергенция и флаттер, на 20—25%
превышает максимальную скоросты Vmax полета:
I4p>l,20 4-l,25l/max. (1.25)
12.4. Учет повторяемости внешних нагрузок вызвал ряд осо-
бенностей в расчете современных конструкций.
При многократном нагружении прочность конструкции умень-
шается. Поэтому необходимо определять выносливость ее от по-
вторяющихся нагрузок, поскольку расчет только по статическому
нагружению от однократных эксплуатационной и расчетной нагру-
зок оказывается недостаточным. Прочность многих современных
самолетов определяется выносливостью. Безопасный срок ?без служ-
бы конструкции по условию выносливости находят из формулы
^ср ^безЛиад, (1.26)
где tcp — средний срок службы, устанавливаемый расчетом или
испытаниями опытного образца;
11иад— коэффициент надежности, или коэффициент безопасности
по условиям выносливости.
12.5. Условия прочности для самолетов, испытывающих аэро-
динамический нагрев. Прочность конструкции определяется вели-
чинами действующих нагрузки Рэ и температуры Т3, а также про-
должительностью t совместного их воздействия на конструкцию.
Расчетные условия прочности устанавливают такие сочетания Рэ
и Тэ, которые в течение времени t не приводят к разрушению кон-
струкции. Различают кратковременные и длительные режимы на-
гружения конструкции.
Условия прочности при кратковременном нагружении можно
записать так:
Р f РразрГ;
7’^7 < Т’разрР,
(1-27)
f и
где
gr — коэффициенты безопасности соответственно по
нагрузке и температуре;
Рразрт, Т'разрр—разрушающие нагрузка при эксплуатацион-
ной температуре Т3 и температура при эксплу-
атационной нагрузке Рэ, принимаемые по кри-
вым зависимости нагрузки Р от температуры
Т при кратковременном нагружении.
Если кратковременные режимы нагружения имеют место в не-
установившемся полете — в процессе разгона, торможения, бы-
строго набора или потери высоты, т. е. когда р^зко изменяется чис-
ло М полета, существенную роль в расчетах прочности могут иметь
температурные напряжения. В этих случаях нужно находить рас-
пределение температур по конструкции, рассчитывать темпера-
турные напряжения и деформации.
49
www.vokb-
Условия длительной прочности можнр записать в виде
P3f < РразрГ,
тэ? т' (1 -28)
' ST < 1 разрр,
где Рразрт и Тразрр — разрушающие нагрузка при температуре
Т3 и температура при нагрузке Р\ прини-
маемые по кривой зависимости нагрузки
от температуры при длительном нагреве.
Расчетное время совместного действия нагрузок и температур
при этом
^расч = ^уП/без, (1.29)
где a — коэффициент, характеризующий продолжительность крей-
серского полета; для пассажирских самолетов a — 0 7 —
-Г- 0,8;
/б(,3— срок службы самолета.
Если конструкция рассчитана на длительную эксплуатацию при
высоких температурах, то необходимо учитывать ползучесть мате-
риала при нагреве. Для пассажирских, транспортных и некото-
рых других самолетов, для которых характерен длительный уста-
новившийся крейсерский режим полета со сверхзвуковой скоростью,
ползучесть рассчитывают при температуре и нагрузке, соответству-
ющих этому режиму полета. Расчетное время определяют по фор-
муле (1.29). Для маневренных самолетов ползучесть нужно рассчи-
тывать с учетом различных сочетаний нагрузок и температур, ко-
торые могут иметь место в условиях летной эксплуатации. Это
требует предварительного исследования повторяемости сверхзву-
ковых режимов полета, оценки времени полета на этих режимах
и средней нагруженности конструкции в полетах.
За допустимую деформацию ползучести для отдельного конструк-
ционного элемента принимают 8п = 0,2%, т. е. такую же остаточ-
ную деформацию, которая допускается для обычных «холодных»
конструкций из дуралюмина. Общие деформации конструкции не
должны превышать деформаций (прогибов и углов крутки), которые
имеют место в горизонтальном полете.
Затронутые в этом параграфе вопросы более подробно изложены
в соответствующих разделах.
§ 13. Коэффициент безопасности
13 1 Коэффициент безопасности f показывает, во сколько раз
расчетная нагрузка Рр больше эксплуатационной Рэ
Коэффициент безопасности — опытная величина. Основное его
назначение состоит в том, чтобы обеспечить отсутствие остаточных
пеФоомаций в элементах конструкции при эксплуатационных на-
гпузках Для конструкционных материалов, которые применяются
в авиационной технике, это условие обеспечивается при /^1,5.
50
www.vokb-la.spb. г
Обычно для самолетных кой^трукций принимают f = 1,5 4- 2, для
аппаратов одноразового действия f = 1 4- 1,5. Чем больше f, тем
надежнее работает конструкция, но вместе с тем растет и ее вес.
Сравнительно небольшая величина коэффициента безопасности
в авиационной технике по сравнению с другими областями техники
обусловливает повышенные требования к точности расчетов на проч-
ность авиационных конструкций, к качеству применяемых мате-
риалов, к технологии изготовления и ремонту авиационной тех-
ники.
Коэффициентом безопасности учитывается также возможность
в отдельных исключительных случаях некоторого превышения на-
грузки над максимальной эксплуатационной. Вместе с тем он дол-
жен обеспечивать такое значение расчетной нагрузки, которое бы
за весь срок эксплуатации самолета никогда не достигалось. В про-
шлом удовлетворение такому требованию при выборе коэффициента
безопасности обеспечивало практически абсолютную надежность
авиационной конструкции. В последние годы в связи с более про-
должительным сроком службы самолетов и резким увеличением
скоростей полета большое влияние на прочность конструкции при
длительной эксплуатации стали оказывать такие факторы, как по-
вторные нагрузки, нагрев, а иногда и ползучесть материала, что
потребовало разработки и введения новых критериев для оценки
надежности конструкции.
13 .2. Вероятностно-статистический подход к выбору коэффи-
циента безопасности основан на представлении о максимальных на-
грузках Р3 и несущих способностях (прочности) Рразп конструк-
ций как о случайных величинах.
В установившихся методах расчета на прочность расчетную на-
грузку Рр находят умножением веса G на пэ и f, определяемые по
нормам прочности, а несущую способность — статическими испыта-
ниями опытного образца или тоже расчетным путем. Подход к оцен-
ке прочности, при котором Рр и Рразр рассматриваются как детер-
минированные (неслучайные) величины, принято называть детер-
министическим. Длительное время такой подход к расчету был
единственным. Это объясняется, в основном, тем, что принимаемый
в расчетах коэффициент безопасности f = 1,5 во все предшествую-
щие годы обеспечивал достаточно высокий уровень надежности.
Фактически внешняя нагрузка и характеристики прочности —
по своей природе величины случайные. Максимальная нагрузка
самолета зависит от действий летчика, условий окружающей сре-
ды и множества других случайных факторов, которые, строго го-
воря, не позволяют определить ее однозначно. Это полностью отно-
сится и к несущей способности конструкции. Практически всегда
есть различие в механических характеристиках материалов и раз-
мерах деталей, в конструкции возможны необнаруженные произ-
водственные дефекты и пр. Естественно, что вероятностно-статисти-
ческий подход к расчету прочности лучше отражает природу
51
www.vokb-
явления, чем детерминистический. Кроме того, вероятностный под-
ход позволяет установить количественную связь между коэффи-
циентом безопасности f и механической надежностью 0 или веро-
ятностью разрушения 0 = 1 — 0 конструкции, что не удается
сделать при детерминистическом подходе. Наличие такой связи
позволяет в процессе проектирования, используя статистику ава-
рий и катастроф, задавать приемлемое значение 0, которое бы обес-
печивало достаточно высокий уровень надежности конструкции

и не приводило к чрезмерному
увеличению ее веса.
Характеристики нагружения
и прочности конструкции при ве-
роятностном подходе к расчету
задают в виде кривых — функций
плотности распределения вероят-
ностей максимальных нагрузок /3
и разрушающих нагрузок (проч-
ности) /р (рис. 1.24). Величина
коэффициента безопасности при этом характеризуется расстоянием
между статистически средними, наиболее вероятными значениями У°
и У^ разрушающих и внешних нагрузок.
Итак, коэффициент безопасности
F® р
Р _ разр
Г0 рэ
(1.30)
Конструкция разрушится, когда внешняя нагрузка Уэ станет
равной или превысит несущую способность конструкции У т е
когда р’
_ _ — Ур — Уэ < °,
где R, Ур и Уэ — случайные величины.
Характер кривых распределения максимальных нагрузок и ппоч
ности (рис. 1.24) таков, что вероятность появления нагрузок ппе
вышающих прочность, и, таким образом, разрушение конструкции,
вне диапазона Уэ — Ур очень мала. Поэтому в практических пас*
четах обычно рассматривают не всю область распределения, а лишь
диапазон У; — Ур.
Чтобы найти вероятность разрушения конструкции нужно вы
числить вероятность неравенства (а), т. е. вероятность того что
случайная величина R будет отрицательна или равна нулю ’для
случая, когда плотности распределения /э и / подчинены нормаль-
ному закону, теория надежности предлагает формулу для опое
деления вероятности разрушения конструкции в таком виде-
0 = 0,5 — 0,5Ф
1-1
/2. +
(1.31)
52
www.vokb-la.spb.ru
где Ф ( ) — функция Лапласа; таблицы значений этой
функции приводятся в справочной литера-
туре, а также в курсах теории надежности
и теории вероятности;
уэ = , ур= —-----коэффициенты, характеризующие ОТНОСИ-
^э
тельный разброс значений внешних нагру-
зок и прочности соответственно;
оэ, ор — среднее квадратическое максимальных зна-
чений эксплуатационных нагрузок и проч-
ности соответственно.
Как видно из выражения (1.31), величина вероятности разру-
шения зависит от коэффициента безопасности, а также коэффициен-
тов разброса внешней нагрузки и несущей способности конструкции.
При уменьшении значений разброса внешних нагрузок и проч-
ности вероятность разрушения при прочих равных условиях умень-
шается. Согласно статистике коэффициент разброса маневренных
нагрузок для различных самолетов при перегрузках, близких к пре-
дельно допустимым, изменяется в пределах уман = 0,02 4- 0,08.
Для тяжелых самолетов при эффективной скорости порыва 1Кэф =
= 15 м/с и А = Су Р2^5,Эф = 0,1 коэффициент разброса болта-
ночной нагрузки уб = 0,05 4- 0,07. Коэффициент разброса несу-
щей способности металлических конструкций обычно ур = 0,09 4-
4- 0,10 (реже 0,045—0,135). Для литья и неметаллических конструк-
ций (пластмасс и пр.) ур может достигать 0,2 и более.
Выражение (1.31) позволяет найти коэффициент безопасности
f, обеспечивающий требуемый уровень надежности. Практически
поступают следующим образом. Задаются рядом значений f и по
формуле (1.31) при принятых уэ и ур находят соответствующие
значения р. Затем строят график (3 (/), по которому в зависимости от
принятого значения [3 определяют потребное значение /. Согласно
статистике вероятность разрушения военных самолетов за срок
службы 2000 ч составляет 0,006—0,02, вероятность разрушения
гражданских самолетов за срок службы 10 000 ч — 0,003...0,005
[33]. Определяя f, можно воспользоваться этими данными. Однако
если речь идет об обеспечении заданного уровня относительной на-
дежности, то к абсолютным значениям вероятности разрушения кон-
струкции можно и не прибегать.
Для самолетов с одинаковым уровнем надежности согласно вы-
ражению (1.31) должно выполняться следующее условие:
Отсюда
fi —1 . '
---- =— = const = сп.
1+К1-(1-2С^,)(1-2^4)
1-2^
(1.32)
(1.33)
53
www.vokb-
Приведенные соотношения позволяют по известным для самоле-
та-прототипа значениям Д, уЭ1 и ур„ используя формулу (1.32),
найти величину с0, а затем по выражению (1.33) уже при новых зна-
чениях 7э< и Ур< — коэффициент безопасности, который обеспечит
новому самолету тот же уровень надежности, что был и у его пред-
шественника.
пример. Пусть самолет, условия эксплуатации которого характеризовались
коэффициентом уэ = 0,04, а технология — ур = 0,1 и который был рассчитан в
соответствии с f — 1,5, имел механическую надежность р. Найдем при условии
сохранения той же надежности потребное значение f для нового самолета, если
условия его эксплуатации изменились и стали характеризоваться коэффициентом
у/ = 0,08.
По формуле (1.32)
С° ~ /2 • p'O^+O.l2 • 1,5» = 2’28’
и согласно выражению (1.33)
/' =
(1 — 2 2,28» • О, I2) (1 — 2 • 2,28» • 0,082)
1—2 • 2,282 • 0.12Г—— - ЬЭТ-
В заключение отметим, что, хотя вероятностный подход к выбо-
ру коэффициента безопасности прогрессивен, пока еще он в прак-
тике конструкторских бюро не применяется. Это объясняется, в
основном, сложностью метода и необходимостью иметь большой и
надежный статистический материал как по нагрузкам, так и по
прочности конструкции. Накопление и систематизация такого ма-
териала проводятся непрерывно. Более подробно с этими вопроса-
ми можно ознакомиться в книге 133].
§ 14. Нормы прочности самолетов
Нормами прочности регламентируются величины и характер
нагрузок, используемых в расчетах на прочность, а также при про-
ведении испытаний самолета и его основных частей.
14.1. Нормирование максимальных эксплуатационных перегру-
зок. От выбора максимальной эксплуатационной перегрузки п^ах
зависит практически вся совокупность летно-технических показате-
лей самолета. Выше отмечалась связь маневренных свойств самолета
с величиной перегрузки. Величина перегрузки /&ах определяет также
расчетное значение нагрузки и существенно влияет на вес конст-
рукции. Имеется связь между максимальной эксплуатационной
перегрузкой и физиологическими возможностями летчика.
Как уже упоминалось, теоретически на самолете можно полу-
чить перегрузку 20 и больше. Обеспечить прочность конструкции
под такие перегрузки возможно, но это сопряжено с существен-
ным утяжелением конструкции и ухудшением летно-технических
показателей самолета. В то же время маневренные возможности само-
лета, определяемые значением перегрузки, не могут быть исполь-
54
www.vokb-la.spb.ru
зованы, так как летчик не в состоянии выдержать такие перегруз-
ки даже в течение короткого промежутка времени. В практике
самолетостроения в качестве верхней границы установились пере-
грузки Птах 7 . 9.
Максимальная эксплуатационная перегрузка зависит от назна-
чения самолета. Очевидно, что для самолета, который будет совер-
шать резкие маневры, п^ах должно находиться у верхней грани-
цы назначаемых перегрузок, в то время как для самолета, предна-
значенного, например, для перевозки больших грузов на дальние
расстояния, такую перегрузку задавать нецелесообразно. Вес са-
молета складывается из веса конструкции, двигателей, топлива,
грузов и оборудования. Если вес конструкции растет, а это имеет
место при увеличении п^ах. то доля веса, приходящаяся на дви-
гатели, топливо, грузы и оборудование, соответственно уменьша-
ется. Таким образом, с увеличением Птах реализация самолета за-
данной дальности полета и грузоподъемности усложняется.
В нормах прочности все самолеты в соответствии с назначением
разделены на классы и группы. В зависимости от класса и группы,
к которым отнесен самолет, нормы прочности задают значения мак-
симальной /imax(a) и минимальной ПтШ(а) маневренных перегрузок.
Значения этих величин зависят от полетного веса самолета G и мак-
симального скоростного напора q, соответствующего предельно до-
пустимой скорости пикирования или планирования для данного
самолета. Чем больше допустимый скоростной напор, тем больше
величина /г^ах(а). задаваемая нормами прочности.
Явно конфигурация самолета не влияет на выбор величины
Птах- Но фактически, поскольку конфигурация тесно увязана с
комплексом летно-технических свойств самолета, такая зависи-
мость существует. Проявляется она у самолета с крылом изменяе-
мой стреловидности. С увеличением стреловидности патах возрас-
тает (см. гл. 4, п. 11.2).
Для маневренных самолетов величина максимальной маневрен-
ной перегрузки /г^ах(а) = 7 4- 9, для тяжелых транспортных са-
молетов Птах(а) = 2,3 4- 4,0. Минимальная эксплуатационная
перегрузка n^in(a) « 0,5/imaX(a)- Максимальную пэт&к и минималь-
ную Птт величины эксплуатационной перегрузки, которые ис-
пользуются в расчетах прочности, выбирают как большие из двух
ЗНаЧеНИИ. Птах(а) И Н1т1гх(б) (Пппп(а) И /1тш(б))» ГДв Мтах(б) И Птт(б)
максимальная и минимальная перегрузки, возникающие при по-
лете самолета в болтанку, определяемые по формуле (1.15).
Зная величину эксплуатационной перегрузки, можно опреде-
лить подъемную силу крыла. Помимо этого для расчета прочности
нужно еще знать закон распределения этой силы по размаху и хор-
дам крыла, а также величину коэффициента безопасности для пере-
хода к расчетной нагрузке.
55
14.2. Расчетные случаи и их характеристики. В полете возмож-
но множество положений самолета, каждому из которых присущи
не только определенная величина нагрузки, но и определенный ха-
рактер ее распределения. Обычно нельзя заранее сказать, какое
распределение внешних сил будет наиболее неблагоприятным с
точки зрения прочности того или иного элемента конструкции. Что-
бы обеспечить прочность самолета при всех возможных случаях
нагружения в условиях его нормальной эксплуатации, в нормах
прочности предусматривается ряд расчетных случаев.
Таблица 2
Вели- чина Характеристики для случаев
А а' 1 в 1 с 1 D 1 Dl
cy сутех >^G/S Wn3mmGlS 0 ^ymln
^max ^тах
^max
"у "max э /гтах °>5«тах 0 „Э ^min «ПИП
Я n^G/S Сушах ^тах ^тах ^тах ^min ^max
f 1.5 1,5 2 2 1.5 1.5
Расчетные случаи соответствуют положениям самолета, при ко-
торых получаются наиболее тяжелые условия нагружения его ос-
новных частей. Различают случаи полетные, посадочные и случаи,
соответствующие наземной эксплуатации самолетов. Прочность
самолетов должна быть обеспечена по всем этим случаям.
Каждый расчетный случай имеет буквенное обозначение, на-
пример: А, А’, В, С, D и т. д. Для каждого из них в нормах проч-
ности задается значение [, пэу и одна из величин — су или q. По-
следние три величины связаны между собой соотношением
Gny = cyqS, (1.34)
которое позволяет по двум заданным величинам определять третью.
Зная характер изменения коэффициента подъемной силы с , мож-
но найти распределение аэродинамической нагрузки по размаху
крыла.
Краткая характеристика основных полетных расчетных случаев
дана в табл. 2. На рис. 1.25, а приведены возможные траектории
полета, а на рис. 1.25, б — поляры самолета с указанием точек,
которым соответствуют эти случаи.
Случай А — криволинейный полет самолета при угле атаки
крыла, соответствующем наибольшему коэффициенту подъемной
56
www. vokb- la. spb. ru
силы. Случай может иметь место при горке, выходе из планиро-
вания, действии вертикального порыва воздуха на горизонтально
летящий самолет. Для крыла случай характерен действием больших
изгибающих моментов.
Случай А' — криволинейный полет на малых углах атаки. Слу-
чай может иметь место при выходе из пикирования, в болтанку при
полете с большой скоростью и т. п.
В случаях А и А' подъемные силы крыльев одинаковы (YA =
= Y А.), но их распределение
Рис. 1.25
по размаху и хордам различно. На
участках крыла, занятых фюзеля-
жем и гондолами двигателей, на-
блюдается некоторое падение подъ-
б
Рис. 1.26
емной силы. Это падение, небольшое при полете на больших углах
атаки — случай А, становится ощутимым на малых углах атаки —
случай А' (рис. 1.26, а). Для крыльев с углом стреловидности % >
>> 45Q влияние фюзеляжа и гондол не учитывают, но принимают
во внимание сжимаемость, что также приводит к перераспределе-
нию нагрузки по крылу (рис. 1.26, б). В результате изгибающие
моменты крыла в случае А' оказываются несколько большими, чем
в случае А.
Неодинаковы при этом и крутящие моменты крыла. Объясняет-
ся это тем, что в случае А', которому соответствуют большие ско-
рости полета, центр давления занимает более заднее положение,
чем в случае А (рис. 1.27 — распределение нагрузок по хорде). Для
случаев А' при сверхзвуковой скорости полета центр давления на-
ходится на 45—50% хорды от носка крыла (рис. 1.28).
Местные нагрузки на обшивку в случаях А и А' также различ-
ны, что объясняется неодинаковым распределением нагрузок по
.57
www.vokb-
размаху и хордам в этих случаях и различием в их формировании.
В случае А (большие углы атаки) подъемная сила получается как
сумма сил разрежения на верхней и давления на нижней поверх-
ностях крыла, в то время как в случае А' (малые углы атаки) она
получается как разность сил разрежения на нижней и верхней по-
верхностях крыла.
Случай В — криволинейный полет на малых углах атаки при
отклоненных элеронах — может иметь место при плавном выходе
из пикирования, при полете в болтанку и т. п. В случае В прини-
мается, что Ув~ 0,5У а- За счет отклонения элеронов распределе-
ние давления по профилю
крыла резко меняется —
центр давления смещается
назад (рис. 1.27). Случай ха-
рактерен действием больших
изгибающих и крутящих мо-
ментов.
Рис. 1.28
Случай С — отвесное пикиро-
вание с отклоненными элеронами.
Случай характерен действием
большого аэродинамического мо-
мента 7Иаэр. Уравновешивается
этот момент парой сил Уг о =
— УкР, где Уг.о— подъемная сила
горизонтального оперения. Всле-
дствие большого расстояния меж-
ду линиями действия этих сил
они сравнительно невелики. Поэ-
тому считают, что су^ 0. Крыло
в случае С нагружается боль-
шим крутящим моментом и изги-
бающим моментом в плоскости
хорд.
Для симметричного профиля mz = 0 и Л1аэр = 0. Поэтому рас-
сматривается полет с отклоненными элеронами.
Случай D — криволинейный полет при угле атаки, соответ-
ствующем c^nin. Случай возможен при резком переходе на планиро-
вание, при полете в неспокойном воздухе и пр.; характерен об-
ратным нагружением крыльев.
58
www.vokb-la.spb.ru
Случай D' — криволинейный полет на небольших отрицатель-
ных углах атаки. В этом случае возможны те же траектории, чго
и в случае D, но при большой скорости полета.
Рассмотренные случаи, характеризуемые различными комбина-
циями су, п3у и q (рис. 1.29), охватывают наиболее опасные режимы
полета с точки зрения прочности крыла.
§ 15. Нормы жесткости
Конструкция самолета должна быть достаточно жесткой, что-
бы при ее нагружении формы самолета не искажались, а его аэро-
динамические характеристики, характеристики устойчивости и
управляемости изменялись бы в допустимых пределах. Такое же
требование предъявляется к отдельным частям и узлам конструк-
ции. В частности, недопустимо, чтобы по причине недостаточной
жесткости нарушалась кинематика механических элементов управ-
ления закрылками, щитками, предкрылками, створками люков или
какими-либо другими отклоняющимися поверхностями. В конструк-
ции не должно возникать опасных колебаний, органы управления
должны быть достаточно эффективны на всех режимах полета. Сте-
пень удовлетворения этим требованиям в значительной мере зави-
сит от жесткости конструкции.
Нормы жесткости регламентируют допустимые деформации час-
тей самолета — прогибы и углы крутки, устанавливают величину
нагрузки, при которой не должно быть видимых остаточных дефор-
маций, потери устойчивости обшивки и т. п. В нормах жесткости
формулируются требования к значениям критических скоростей
автоколебаний для несущих поверхностей самолета, эффективнос-
ти рулей и пр.
§ 16. Испытания самолета
16.1. Статические испытания. Хотя современные методы расчета
на прочность достаточно надежны, тем не менее применение прин-
ципиально новых силовых схем, не проверенных на практике, труд-
ности учета в расчетах таких факторов, как неточное соблюдение
технологии и допусков на изготовление деталей и узлов, делают
статические испытания основным средством проверки прочности и
рациональности конструкции.
При испытаниях проводят следующее:
1) определяют фактическую разрушающую нагрузку Рразр и
устанавливают ее соответствие расчетной нагрузке Р'\ Рациональ-
ная конструкция разрушается при нагрузке, равной расчетной.
Если Рразр < Р', конструкцию необходимо усиливать; если Рразр >
> Рр, то конструкция излишне прочна и перетяжелена;
59
www.vokb-
2) проверяют отсутствие в конструкции видимых остаточных
деформаций при эксплуатационной нагрузке, равной ~ 0,67Рр;
3) определяют деформацию конструкции — прогибы и углы
крутки;
4) изучают распределение усилий в отдельных элементах кон-
струкции.
Статическим испытаниям подвергают как отдельные агрегаты,
так и конструкцию самолета в целом.
16.2. Испытания на повторные нагрузки (см. гл. 15). Современ-
ные теоретические методы определения усталостной прочности весь-
ма несовершенны. Поэтому во всех случаях, когда возможны уста-
лостные разрушения, требуется испытывать конструкции на пов-
торные нагрузки. Испытаниям подвергают как отдельные элементы
конструкции, так и самолет в целом. Цель этих испытаний — выя-
вить наиболее слабые элементы для усиления их и, благодаря этому,
предотвращения катастрофических случаев усталостных разруше-
ний.
Во время натурных усталостных испытаний наряду с выявле-
нием слабых мест в конструкции исследуют также живучесть ее,
проверяют и уточняют намеченный при разработке срок службы.
Материалы испытаний используют для выявления участков, под-
лежащих наиболее тщательному контролю, и для определения по-
требного интервала между контрольными осмотрами конструк-
ции.
В последние годы в дополнение к проводившимся ранее испы-
таниям испытывают конструкции на безопасную повреждаемость.
Такие испытания проводят на конструкциях, подвергнутых до
этого усталостным испытаниям, которые соответствуют по мень-
шей мере одному сроку службы. При испытаниях на основных
силовых элементах в области наибольших напряжений искусст-
венно создают повреждение, обычно в виде прорези. Затем к кон-
струкции прикладывают нагрузки усталостного спектра и ведут
наблюдение за развитием трещины Второй этап таких испытаний —
проверка остаточной прочности конструкции. Считают, что кон-
струкция достаточно надежна, если она выдерживает, не разру-
шаясь, 95—100% максимальной эксплуатационной нагрузки.
16.3. Динамические испытания проводят для проверки проч-
ности конструкции на динамические нагрузки, например копровые
испытания шасси, испытания частей планера — крыла, оперения
и фюзеляжа. Сюда относятся также испытания с целью определе-
ния частот и форм собственных колебаний частей конструкции, что
необходимо для расчета ее на вибрацию.
16.4. Летные испытания. При летных испытаниях определяют
фактические величины нагрузок и деформаций самолета, закон рас-
пределения внешних сил, специальными исследованиями выявля-
ют склонность конструкции к опасным вибрациям. Испытания на
вибрацию обычно носят контрольный характер, т. е. либо выяс-
няют скорость начала вибраций VKp, либо проверяют, чтобы во
60
www.vokb-la.spb.ru
всем диапазоне скоростей полета, включая и Vmax, не наступали
опасные вибрации.
При всех видах лабораторных испытаний стремятся создавать
внешние условия, соответствующие фактическим, т. е. воспроиз-
водить нагрев конструкции и пр.
§ Ограничение скорости полета
по условиям прочности
Современные самолеты имеют мощные двигатели, которые позво-
ляют им развивать весьма большие скорости полета в широком
диапазоне высот. Примерная зависимость числа М полета от высо-
ты для маневренного самолета приведена на рис. 1.30 штриховой
линией. Увеличение скорости
полета неизбежно влечет за
собой рост как местных, таки
общих нагрузок самолета.
Особенно сильно возрастают
они при полете с большой
скоростью на малой высоте
(ври больших скоростных на-
порах), когда возникает опас-
ность появления чрезмерных
перегрузок как при резких
маневрах, так и из-за воздей-
ствия на самолет турбулент-
ной атмосферы.
Основные режимы полета большинства современных самолетов
соответствуют средним и большим высотам. Целесообразно поэто-
му прочность таких самолетов обеспечивать не по предельным на-
грузкам, определяемым максимальной скоростью полета на малой
высоте, а по нагрузкам, соответствующим рабочим диапазонам вы-
сот этих самолетов. На малых высотах при этом максимальная ско-
рость (число М полета) ограничивается по скоростному напору q
(рис. 1.30). Если самолет проектируется для действий на малых вы-
сотах, то и в этом случае его скорость ограничивают, так как рез-
кое увеличение нагрузок с ростом скорости ведет к росту
веса конструкции и ухудшению всех тактико-технических показа-
телей самолета.
Для маневренных самолетов ограничения по скоростному напору
вводятся, главным образом, по условию местной прочности и с
целью предупреждения «валежки», реверса и флаттера — явлений,
обусловливаемых упругими деформациями конструкции. Для тя-
желых, маломаневренных самолетов дополнительно к этому огра-
ничение по скоростному напору может определяться требованиями
обеспечения общей прочности при полете в турбулентной атмосфе-
ре. Последнее требование формулируют как ограничение скорости
по перегрузке.
6J
www.vokb-la.
17.1. Ограничение скорости (числа М) полета по перегрузке
вводится из условия полета самолета в болтанку. Так как
Ятах(б) —
-Г Ч/ 576 G/S R,
э э
то, полагая nmax(6) = птах, получим
V _ tn3 n 57,6 G/S
Г пред / — («шах 1) ~ --
и kc“Wt
(1.35)
Л^цред —
V 1
пред
3,6а У Д
Здесь Vh Wt — индикаторная скорость полета, км/ч, и порыва
, воздуха, м/с;
а — скорость звука, м/с;
Д = —-----отношение плотности воздуха на высоте к плот-
P#
, ности у земли.
С ростом высоты полета предельно допустимая скорость ИПред
(Мпред) по условиям непревышения n’nzy. увеличивается и при
некотором значении высоты превосходит скорость, которую в со-
стоянии развивать самолет с данной тяговооруженностью (рис. 1.30).
Для определенности при вычислении ограничения скорости поле-
та по перегрузке было принято G/S — 300 кгс^м2; с® = 4; Ц7г =
= 15 м/с; Птах = 7.
17.2. Ограничение скорости (числа М) полета по скоростному
напору. Нагрузки на агрегаты самолета, в том числе на крыло,
оперение, тормозные щитки, крышки люков, входные устройства
двигателей и прочее, пропорциональны скоростному напору, ве-
личина которого q = 0,5рР = 0,5ро2М2 = 0,7рнМ2 зависит от
скорости и высоты полета. Например, у земли при скорости полета,
соответствующей числу М = 1, скоростной напор q = 7225 кгс/м2,
а при М = 3 он возрастает в 9 раз и становится равным 65 025 кгс/м2.
С увеличением высоты полета скоростной напор уменьшается — на
высоте 10 км для скорости полета с числом М = 1 скоростной на-
пор q = 1880 кгс/м2. Максимально допустимый скоростной напор
устанавливается для каждого самолета свой, исходя из тактико-
технических требований к нему и технических возможностей. К
примеру, у маневренных самолетов, предназначенных для действий
на средних и больших высотах, qmax обычно не превышает 8000—
10 000 кгс/м2.
В соответствии с принятым значением максимального скоростно-
го напора скорость полета самолета у земли ограничивается. Это
ограничение определяется зависимостью
Впред = — ™а-- М/С, (1.36)
€2
www.vokb-la.spb.ru
а, соответственно, ограничение числа М полета
М — Гпред - =121/ <?"1ах
/Ипред — а *>Z |/ рн •
Здесь </тах — максимально допустимый скоростной напор.
На рис. 1.30 кривая ограничения числа М полета построена при
Qmax == 7500 кгс/м2.
Ограничение скорости полета по скоростному напору q равно-
сильно ее ограничению по максимально допустимой индикаторной
скорости. Действительно, так как
Уг = VJ/A, то из формулы (1.36)
следует, что
Vz = 3,6 1/ 2<?max. A =
r P
= 14,4]/</max км/ч.
Для самолетов с крылом изме-
няемой стреловидности каждому
из основных положений крыла со-
ответствует свое ограничение по
*7тах*
17.3. Ограничение скорости (чи- 0 I 2 3 4 5 6 М
ела М) полета по нагреву. Макси- Рис. 1.31
мальная скорость полета самолета
может ограничиваться и по условиям нагрева конструкции. При
этом величина предельной скорости зависит от характеристик мате-
риала при нагреве и от времени пребывания самолета на данном
режиме.
На рис. 1.31, где приведены зависимости установившейся тем-
пературы обшивки от высоты и числа М полета, определенные при
е = 0,8; г — 0,9; х = хкр; ReKp = 3 • 10е, нанесены пределы при-
менимости алюминиевых, титановых сплавов и нержавеющей ста-
ли. Предельная температура для конструкционного материала
устанавливается с учетом таких его характеристик, как предел проч-
ности, модуль упругости, ползучесть и пр. Задав предельную тем-
пературу, по рис. 1.31 для каждой высоты определяют предельные
значения числа М полета. Кривая ограничения числа М по на-
греву на рис. 1.30 построена для = 130°С (400 К). ’ .
17.4. Другие ограничения. Максимальная скорость полета мо-
жет ограничиваться по условиям исключения опасных деформаций
и вибраций частей самолета.
При наличии внешних подвесок на самолете (подвесных топлив-
ных баков, блоков с оборудованием и пр.) допустимую скорость
полета также уменьшают (рис. 1.30). Эти ограничения вводят обыч-
но по условиям прочности подвешиваемых агрегатов и их крепле-
ний. Ограничения по скорости вводят также при открывании
створок люков, выпуске шасси, щитков, закрылков и пр.
63
www.vokb-la.
Ограничения по числу М полета на средних и больших высотах
могут вводиться по условиям обеспечения устойчивости и управ-
ляемости самолета, условиям бесперебойной работы двигателей и
по звуковому удару на земной поверхности.
§ 18. Область применения летательных аппаратов
Область применения крылатых летательных аппаратов (рис. 1.32)
ограничивается максимальным
нагревом поверхности до пре;
чением скоростного напора qmax,
ной температуры 7пред К и не-
сущими свойствами. На рис. 1.32
приведена также примерная
граница числа М полета по зву-
ковому удару Др на поверхнос-
ти Земли. Величина Мпред на
участке ограничения по скорост-
ному напору может быть вычис-
лена по формуле (1.36), а на
участке ограничения по темпе-
ратуре — по уравнению (1.20),
аэродинамическую границу мож-
но определить из уравнения
G = O,5pVrV+-^7r.
J i\ п
Решив это уравнение относительно V, после преобразований
получим
Л^пред —
^пред
а
Здесь Рк! — первая космическая скорость.
На рис. 1.32 условно принято максимальное значение скорост-
ного напора (/max = Ю ООО кгс/м2, максимальное давление звуково-
го удара на земной поверхности Др » 12 кгс/м2, ~ 3000 кгс/м2.
С увеличением (/max и Тпред область применения самолетов рас-
ширяется.
Глава 2
СИЛОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
И КОНСТРУКТИВНЫЕ
СХЕМЫ КРЫЛЬЕВ
§ 1. Элементы конструкции крыла и их нагружение
Крыло представляет собой тонкостенную конструкцию. Основ-
ными силовыми элементами его являются обшивка, как правило
подкрепленная стрингерами, лонжероны и нервюры. Иногда в кры-
Рис. 2 1
ле устанавливают продольные стенки. Лонжероны представляют
собой балки, состоящие из стенок и поясов, нервюры выполняются
в виде балок или стенок.
Для выяснения назначения элементов крыла проследим переда-
чу воздушной нагрузки от одного элемента к другому в схеме с дву-
мя лонжеронами (рис. 2.1). Воздуш-
ная нагрузка в виде сил разрежения
или давления действует непосредст-
Рис. 2.3
венно на обшивку, отсасывая или прижимая ее к каркасу. Элемент
обшивки А (рис. 2.1), ограниченный нервюрами и стрингерами, ра-
ботает при этом на растяжение (рис. 2.2), если обшивка тонкая, или
3 8 19 65
www.vokb-la.;
на изгиб и растяжение (рис. 2.3), если обшивка толстая (см. п. 2.8
этой главы).
Каждый стрингер можно рассматривать как многопролетную
банку с опорами на нервюрах, находящуюся под действием попе-
у „ речной распределенной нагруз-
ки (рис. 2.4).
Нервюры нагружаются сила-
ми, которые передаются на них с
обшивки и стрингеров (рис. 2.5).
Опираются нервюры на стенки
лонжеронов и обшивку. Нагруз-
ка нервюры /’„ерв уравновешива-
ется на стенках лонжеронов (А’ст
и 7?ст), а момент Д2ИК = Рт^,
обусловленный несовпадением
линии действия силы Р1КТ!В с цент-
Рис. 2.5
ром жесткости (ц. ж.) сечения,— на контуре, образованном обшив-
кой и стенкой заднего лонжерона. Погонные касательные силы об-
шивки при этом где F — площадь, ограниченная конту-
ром нервюры.
Стенки лонжеронов нагружаются силами от нервюр (рис. 2.6, а):
р' р'ст{ и р"т/ = r'„i- Эти силы, суммируясь от нервюры к
б
Рис. 2.6
нервюре, приводятся к поперечным силам стенок: QCT = SPСТ1 и
q" = 2Рст/ Уравновешивается нагрузка стенок касательными
усилиям иС панелей и реакциями Рг и Р2 в стыковых узлах крыла
(рис. 2.6, б). От указанных сил стенка работает на сдвиг. Посколь-
ку в' конструкции крыла применяют тонкие стенки, то работой их
на изгиб обычно пренебрегают.
66
www.vokb-la.spb.ru
Касательные усилия стенки передаются на панели крыла
(рис. 2.6, а). Они вызывают в элементах панели — обшивке, стрин-
герах и поясах — растягивающие или сжимающие усилия. Схема
нагружения и уравновешивания
крыла при работе его на изгиб
показана на рис. 2.6, б.
Момент Мк, представляющий
собой сумму моментов ЛЛ1К, яв-
ляется крутящим моментом для
крыла (рис. 2.7). В сечении кры-
ла он воспринимается замкну-
тым контуром, образованным
обшивкой и стенкой заднего лон-
жерона. В стенке переднего лон-
жерона также возникают каса-
тельные усилия, но они сравни-
тельно невелики. Если ими пре-
небречь, то погонные касатель-
ные усилия в элементах контура
можно определить по формуле
Л1К
Як 2F ’
Рис. 2.7
В разъеме крыла усилия qK передаются на бортовую нервюру,
откуда парой сил /?ф = (рис. 2.7) — на узлы крепления кры-
ла к фюзеляжу. От сил /?ф и усилий qK бортовая нервюра работает
на изгиб и сдвиг.
§ 2. Конструкция обшивки и ее несущая способность
2.1. Назначение обшивки. Обшивка обеспечивает необходимую
форму поверхности крыла, воспринимает местную воздушную на-
грузку, работает на растяжение (сжатие) и сдвиг от общего изги-
ба и кручения крыла. Обшивка — это один из основных элементов,
обеспечивающих прочность и жесткость конструкции. Основными
нагрузками, определяющими ее прочность, являются продольные
(сжимающие, растягивающие) и касательные усилия, возникающие
при изгибе и кручении крыла. На деформации обшивки большое
влияние оказывает также местная воздушная нагрузка.
2.2. Обшивка из металлических листов наиболее проста по кон-
струкции. Ее изготовляют из листов дуралюмииа, стали или тита-
новых сплавов. В зависимости от силовой схемы крыла и материа-
ла ее толщина колеблется от нескольких десятых миллиметра до
10 мм и более.
Листы обшивки соединяют между собой в стык (рис. 2.8) или
внахлестку при помощи потайных заклепочных, клеевых или свар-
ных швов. Для уменьшения числа деталей в конструкции раскраи-
вать листы обшивки стремятся так, чтобы ее стыки приходились
3* 6?
www.vokb-
на элементы каркаса: лонжероны, нервюры, стрингеры. Одновре-
менно с этим добиваются, чтобы поперечных стыков обшивки, кото-
рые более нагружены, чем продольные, было бы по возможности
меньше.
В последние годы широкое распространение получает обшивка
переменной толщины, изготовляемая из толстых листов, в которых
лишний материал удаляется механическим или химическим фрезе-
рованием. Утолщения обшивки обычно сохраняются на участках
соединения ее с элементами каркаса и в местах вырезов вод лючки.
Такой способ изготовления позволяет
выдержать требуемую толщину обшивки
с высокой точностью, благодаря чему
достигается экономия в весе, особенно для слабонагруженных де-
талей. При использовании фрезерования несколько уменьшается
объем сборочных работ.
2.3. Разрушающие напряжения обшивки при растяжении
«Тразр = &ГВ, (2.1)
где ов — предел прочности материала при растяжении;
k = 0,8 -г- 0,95 — коэффициент, учитывающий концентрацию на-
пряжений в местах постановки заклепок и свар-
ных швов и зависящий от материала. Меньшие
значения k относятся к сварным соединениям,
большие — к клепаным.
2.4. Критические напряжения сжатия и сдвига обшивки. Если
сжимающие или касательные усилия, действующие в плоскости об-
шивки, превысят критические значения, то обшивка потеряет ус-
тойчивость и выпучится. Рассматривая элемент обшивки как пла-
стинку, закрепленную на нервюрах и стрингерах (рис. 2.9), крити-
ческие напряжения в пределах упругости при сжатии и при сдвиге
можно определить по формулам
<Ткр ~ АмТр, (2.2)
тКр = (2-3)
ГДе о0 = 0,9Е(4)2-
к 68
www.vokb-la.spb.ru
Здесь Е — модуль упругости;
b — ширина пластинки (при определении ткр под b понимают
меньший размер пластинки);
6 — толщина обшивки;
k — коэффициент, зависящий от вида нагрузки, условий
закрепления пластинки на контуре и отношения ее сто-
fl
рон-р.
В случае одновременного действия нормальных и касательных
напряжений потеря устойчивости обшивки происходит при напря-
жениях о и т, отвечающих условию .
+ (2.4)
°кр \ тк ] а
где окр и ткр определяются формулами
(2.2) и (2.3).
Условия опирания обшивки на кон- -------i-----------------
туре в реальных конструкциях отлича- г I
ются от идеализированных условий шар- р 2 10
нирного (свободного) опирания или за-
щемления. Степень заделки кромок об-
шивки на профиле зависит от конфигурации профиля, характера
соединительного шва (однорядный или двухрядный заклепочный
шов, сварка и т. п.), от соотношения толщин обшивки и профиля.
Например, в случае, показанном на рис. 2.10, а, при прочих рав-
ных условиях коэффициент k будет несколько выше, чем в случае,
показанном на рис. 2.10, б. С уменьшением толщины обшивки при
неизменных размерах сечения стрингера эффект заделки кромки
обшивки увеличивается. Фактические значения коэффициента k
выявляют в результате эксперимента. Если экспериментальных
данных нет, крепление обшивки к каркасу рассматривают как шар-
нирное опирание и принимают k = 4 для сжатия при > 1 и k =
= 5,6 + 3,81 — 1 для сдвига. Такое задание коэффициента k идет
в запас прочности. В случае защемленной пластинки коэффициент
k увеличивается в 1,5—1,7 раза. Значения k для различных видов
опирания обшивки приведены в справочниках.
2.5. Работа обшивки после потери устойчивости от сжатия
(приведенная ширина обшивки). Поскольку обшивка скреплена
со стрингерами, то на участках вблизи стрингеров она работает до-
статочно эффективно и после потери устойчивости. По мере увели-
чения нагрузки напряжения в элементах обшивки, прилегающих
к стрингерам, продолжают расти до тех пор, пока не будет исчер-
пана несущая способность стрингера. Примерное распределение
нормальных напряжений по сечению обшивки после потери ею ус-
тойчивости (о > очр) показано на рис. 2.11.
В расчетах фактическую эпюру напряжений в обшивке заменяют
фиктивной с той же площадью, но с постоянным напряжением,
69
www.vokb-
равным напряжению в стрингере оСтР. При этом считают, что обшивка
работает не всей своей шириной Ь, а лишь приведенной шириной
2с, которая определяется из условия равенства критического на-
пряжения в фиктивной пластинке напряжению в стрингерах. За-
менив в формуле (2.2) b на 2с и оироб на оСТр, для случая свобод-
ного опирания кромок на контуре получим
°кр об
°стр
2с —
Г ''стр
Если материалы обшивки и стрингеров различны, то
(2 5)
Е
2с =
Рис 2.11
(2.5а)
^кроб- (2б)
°стр
- л/ ^стр
V °стр
Здесь остр — напряжение в стрин-
гере;
°кР об — критическое напря-
жение в обшивке,
определяемое по
формуле (2.2);
Еоб, fcTp — модуль упругости
материала обшивки
и стрингера соот-
ветственно.
Отношение
называют редукционным коэффициентом обшивки.
Если в расчетах по формулам (2.5) величина 2с получается боль-
ше Ь, то следует принимать 2с = Ь. Приведенная площадь сечения
обшивки 2г6 добавляется к каждому стрингеру. В редуцированном
сечении обшивка работает с такими же напряжениями, как и стрин-
геры.
Выражение (2.5) позволяет определить приведенную ширину в
том случае, если обшивка от действия сжимающих сил не теряет
устойчивости между заклепками крепления ее к стрингерам, т. е.
при выполнении условия
®кр з :
2
2^" Петр» (а) ।
где i — ----радиус инерции сечения обшивки единичной ши-
F 1”
рины;
t — расстояние между заклепками;
d — диаметр заклепки.
В случае выпучивания обшивки между заклепками приведенную
ширину 2с, найденную по формуле (2.5), необходимо уменьшить в
отношении оЬр3/оСтр. Более рационально, однако, уменьшить шаг
заклепок до величины, при которой условие (а) удовлетворяется.
70
www.vokb-la.spb.ru
2.6. Критические напряжения сжатия изогнутых панелей. В кон-
струкциях крыла, и особенно фюзеляжа, применяются изогнутые
панели, которые могут быть гладкими или подкрепленными. Кри-
тические напряжения потери устойчивости гладкой обшивки при
сжатии определяются по формуле
о°кр = Л0еА, (2 7)
где 6 и R — толщина и радиус оболочки;
kg — коэффициент, зависящий от начальных несовершенств
оболочки, и в первую очередь, от отклонения ее от
идеальной геометрической формы.
Для идеальной цилиндрической оболочки k0 = 0,605. Для обо-
лочек с начальными несовершенствами этот коэффициент колеблет-
ся от 0,605 до 0,15. Если нет экспериментальных данных по подоб-
ным конструкциям, величину k0 можно определить по эмпирической
формуле
k0 = 0,0605 (1 + 9е~0,075 ’ ~).
Критические напряжения изогнутой обшивки с учетом поддер-
живающего влияния стрингеров можно определить по формуле
(2.8)
Здесь первый член дает значение кри-
тических напряжений плоской свободно
опертой по контуру пластинки, вто-
рой — учитывает кривизну панели. Ве-
личина <т°р вычисляется по формуле (2.7).
2.7. Обшивка при потере устойчивос-
ти от сдвига выпучивается, образуя ряд
косых волн, вдоль которых действуют
растягивающие напряжения. Разрушаю-
щие растягивающие напряжения больше
критических касательных напряжений.
Поэтому обшивка способна воспринимать нагрузку, превышающую
критическую.
Разрушающие касательные напряжения для тонкой дуралюми-
новон обшивки по опытным данным тразо = 8 12 кгс/мм2.
2.8. Критические напряжения обшивки за пределом упругости.
При больших значениях X =-|-(рис. 2.12) критические напряже-
ния окр изменяются по закону гиперболы (гиперболы Эйлера).
При Z, <; Лпц, где Хпц соответствует критическому напряжению,
равному пределу пропорциональности опц, закон изменения акр
становится более сложным и формулы (2.2) дают завышенные зна-
чения критических напряжений, которые от действительных могут
отличаться значительно. Если критические напряжения обшивки
71
www.vokb-la.
меньше или равны пределу пропорциональности материала, то об-
шивку принято называть тонкой, в противном случае, т. е. при
ст,ф > Рпц, ее называют толстой. Определяя критические напря-
жения толстой обшивки, нужно учитывать нелинейную зависи-
мость между напряжениями и деформациями.
Приближенно критические напряжения за пределом упругости
можно определить по следующим эмпирическим формулам:
в случае сжатия
' 1 + v
°kp-pb—+v + v2 , (2.9)
где
v = ;
°кр
в случае сдвига
Т«Р = тв 1 + V2 • (2.10)
где
тв«0,6ов.
1кр
Здесь акр и Ткр — критические напряжения, определяемые по
формулам (2.2) и (2.3).
Формулы (2.9) и (2.10) дают вполне удовлетворительное прибли-
жение к действительным значениям критических напряжений.
При Я. < 5 устойчивость не теряется и элемент разрушается от
сжатия. Разрушающие напряжения сжатия на 30—50% выше о ,
т. е. Оразр = 1,3 4- 1,5ов.
2.9. Местная воздушная нагрузка и деформация обшивки. Об-
шивка образует наружную поверхность конструкции, обтекаемую
воздушным потоком. Поэтому к ее гладкости предъявляются по-
вышенные требования.
Волнистость обшивки может явиться следствием несовершенной
технологии, недостаточной жесткости или же превышения нагруз-
ки в эксплуатации над допустимой. Оценивается волнистость
величиной
где w и b — соответственно высота (прогиб) и длина полуволны.
Если речь идет об обеспечении ламинарного течения, то под
гладкой поверхностью понимается такая поверхность, которая ха-
рактеризуется величиной-относительной волнистости to = 0,0001.
При этом поверхность с w = 0,01 принято относить к очень волни-
стой, с w = 0,001 — К значительно волнистой и с w = 0,0005 — к
слегка волнистой [45]. Если, например, допустить w = 0,0005, то
при длине полуволны b = 100 мм величина прогиба не должна
превышать w = 0,0005 • 100 = 0,05 мм. Это весьма трудно выпол-
нимое требование.
72
www. vokb- la. spb. ru
Для прямоугольной пластинки, нагруженной воздушной на-
грузкой интенсивностью р = const, полагая, что вся нагрузка вос-
принимается изгибом пластинки, прогиб и максимальные напряже-
ния в середине пластинки можно
определить по формулам
U>==. 0,01В 12(1£6з—
«0,llBb(4)3-F (2-11)
и
а=в(4)2Р' <2-12)
где b и 6 — соответственно шири-
на и толщина плас-
тинки;
v — коэффициент Пуас-
сона;
В — коэффициент, опреде-
ляемый в зависимости
от соотношения сторон
пластинки и условий
ее опирания по конту-
ру (рис. 2.13).
В случае шарнирного опирания
ь
рон —
для пластин с отношением сто-
= 0,1 4- 0,4 приближенно В = 1,4-^-.
Пример. Пусть Ь = 100 мм; — = 0,5; 6=2 мм; р = 6000 кгс/м2, материал —
дуралюмин; Е = 7500 кгс/мм2. В случае шарнирного опирания по рис. 2.13 для
— = 0,5 находим, что В да 1,0 и поформуле (2.11)
л I. t ЮО \8 6000
ш = 0,11 • 1 - ЮО ~Д500 10--^ 1,1 мм.
Поверхность с w = 0,01 следует рассматривать как очень волнистую.
Защемление кромок при рассматриваемом состоянии размеров пластинки в 4—
5 раз уменьшит ее прогибы.
§ 3. Обшивка слоистой конструкции
3.1. Обшивка слоистой конструкции состоит из двух тонких
металлических листов — внешних слоев, связанных между собой
малопрочным легким заполнителем пористой (рис. 2.14, а) или со-
товой (рис. 2.14, б) структуры. Удельный вес заполнителя состав-
ляет 30—100 кгс/м3.
В качестве заполнителя пористой структуры могут использо-
ваться пенопласты, бальза, пробки и другие материалы, имеющие
73
www.vokb-la
небольшой удельный вес. Заполнители из перечисленных материа-
лов относительно просты в изготовлении, однако их эффективность
по сравнению с сотовыми заполнителями существенно меньше: при
условии одинаковой прочности и жесткости панель с заполнителем
Рис. 2.14
пористой структуры обладает большим весом. Поэтому чаще для
обшивки применяют сотовый заполнитель.
Соты изготовляют из текстолита, стеклотекстолита или метал-
лической фольги из алюминиевых и стальных сплавов. Наибольшее
применение получили соты из алюминиевой фольги. Стальную фоль-
гу применяют для сот в конструкциях, которые в процессе эксплуа-
। тации подвергаются сильному нагреву. Попе-
x^'^Z речное сечение сот выполняют в форме квад-
Рата’ Ромба и прочего, но чаще — в виде
If ; / шестигранника (рис. 2.15) с размерами сторон
_________X _ 3—6 мм и толщиной фольги 6с = 30 -у. 100 мкм.
I С внешними слоями заполнитель скрепля-
L : x>J ют склеиванием или твердой пайкой.
^^^Jx^x^ Заполнитель обеспечивает совместную ра-
боту внешних слоев. При нагружении пане-
X ли перпендикулярно к ее плоскости стенки
----------------4 сот воспринимают поперечную силу, а несущие
Рис. 2.15 слои — растягивающие (сжимающие) уси-
лия. Поэтому трехслойную панель иногда
сравнивают с конструкцией двухпоясной балки, уподобляя не-
сущие слои поясам, а заполнитель — стенке. Только в отличие от
балки заполнитель подкрепляет несущие слои практически по всей
внутренней поверхности. Обшивка слоистой конструкции получа-
ется весьма жесткой. Погонный момент инерции такой обшивки
J « 26 (h + 0,56)2 в десятки раз превышает момент инерции J =
= А 63 обычной обшивки, имеющей толщину 26, равную суммар-
ной толщине внешних слоев слоистой обшивки.
Обшивка слоистой конструкции имеет высокие критические
наппяжения сжатия и сдвига. Это позволяет для внешних слоев
ее поименять листы малой толщины и благодаря этому достигать
экономии в весе конструкции. Отсутствие заклепочных швов и боль-
жесткость обшивки благоприятно сказываются на качестве
поверхности крыла. К числу других достоинств слоистых панелей
74
www.vokb-la.spb.ru
можно отнести их хорошие тепло-, звуко- и виброизолирующие
свойства. Отмечается также хорошая сопротивляемость слоистых
конструкций распространению трещин и других повреждений.
Сотовый заполнитель име-
ет сравнительно небольшую
прочность на сжатие. Поэто-
му в местах приложения со-
средоточенных нагрузок в
конструкции обшивки преду-
сматривают специальные вкла-
дыши из металла или пласт-
масс. На краях панелей также
должны быть предусмотрены
жесткие элементы, обеспечи-
вающие передачу сосредото-
ченных нагрузок и защищаю-
щие заполнитель от повреж-
дений. Несколько примеров
Рис. 2.16
местного усиления слоистых
панелей приведено на рис. 2.16, а, возможные конструкции соедине-
ния панели с лонжероном — на’ рис. 2.16, б. Местного усиления
можно достичь также за счет обжатия сотового заполнителя (рис.
2.17, о) или заливая ячейки сот смолой (рис. 2.17,6). Применяют
эти способы для малонагруженных деталей.
Особенно эффективны трехслойные панели при сравнительно
небольшой нагрузке. В этом случае несущие слои, которые, в ос-
Рис. 2.17
новном, определяют вес панели, вследствие непрерывного их под-
крепления можно выполнять тонкими, практически в строгом со-
ответствии с расчетными их значениями. Панели других типов при
небольших нагрузках имеют, как правило, избыток прочности и
поэтому оказываются несколько перетяжеленными.
3.2. Разнесенная обшивка (рис. 2.18) — это одна из разновид-
ностей обшивки слоистой конструкции. В разнесенной обшивке
заполнитель изготовляют обычно в виде гофра, причем из того же
75
www.vokb-la
материала, что и внешние слои. Гофр, ребра которого обычно на-
правляют вдоль образующих оболочки, не только подкрепляет об-
шивку, но и сам воспринимает продольные силы. Вследствие этого
такие конструкции обшивки получаются весьма жесткими.
Если по условиям нагрева обшивку нужно выполнять из сталь-
ных листов, то во избежание утяжеления конструкции (удельный
вес стали примерно в 3 раза превышает удельный вес дуралюмина)
ее приходится делать весьма тонкой. ’
В этом случае применение разнесен-
ных конструкций обшивки оказыва-
ется рациональным и с точки зре-
ния веса.
Рис. 2.19
конструкции на растяжение
свободно
пределах
Рис. 2.18
3.3. Работа обшивки слоистой
подобна работе обычной обшивки. Поскольку, однако, заполнитель
имеет сравнительно небольшой модуль упругости, считают, что
растягивающие силы воспринимаются лишь внешними слоями
(рис. 2.19, о).
3.4. Критические напряжения сжатия окр и сдвига ткр
опертой обшивки с легким заполнителем (рис. 2.19, б) в
пропорциональности можно определить по формулам
окр = шо0;
ткр = /по0,
/ ь \2
(2-13)
(2.14)
где о0=Ю,8£^.
Здесь Е — модуль упругости внешних слоев обшивки*
Ь — ширина пластинки (при определении т ’размер Ь —
меньшая сторона пластинки);
2h — высота заполнителя (рис. 2.19);
т — коэффициент, зависящий от вида нагрузки и параметра
обшивки г 1
Е=Ю,8^_.-“ ,
зап и
где G,an — модуль сдвига заполнителя. Для сотового заполнителя
приведенного на рис. 2.15, если нет опытных данных, можно при-
нять G3an ~ 0,6Gc——, где Go—модуль сдвига материала сот.
76
www.vokb-la.spb.ru
Определяя критические напряжения сжатия, для Е < 1 коэф-
фициент т можно найти по графику рис. 2.20, а для Е > 1 — по
формуле
( п X \2 Г б2 , 1 1
+ п) [ 12 (й + 0,56)2 + 1+g(i+„аЛ,-2) ]’
где Z = -у; п = 1, 2, 3, ... Значение целого числа п определяется
При определении критических напряжений сдвига ткр величину
коэффициента т находят по графику рис. 2.21 [35]. Приближенно
1 „ 1 1
при ----7—Га- < S < * значение т = .
'+4
§ 4. Стрингеры
4.1. Назначение. Стрингер —продольный элемент, подкрепляю-
щий обшивку. Нагружается он осевыми усилиями от изгибающего
момента крыла и поперечными силами от местной воздушной на-
грузки. Основными нагрузками, определяющими прочность стрин-
гера, являются продольные усилия.
4.2. Формы сечений стрингеров весьма разнообразны. Различают
стрингеры прессованные и гнутые, открытого и закрытого сечения
(рис. 2.22). Оценить стрингер можно лишь применительно к кон-
кретной схеме крыла. Ниже приводятся некоторые общие харак-
теристики для изолированного стрингера, точнее для профиля, по-
скольку эти характеристики относятся не только к стрингерам, но
и к профилям, используемым в качестве поясов нервюр и лонжеро-
нов, а также в качестве подкрепляющих стоек.
Гнутые профили изготовляют из тонкого листового материала.
Открытые гнутые профили податливы, вследствие чего они хорошо
77
www.vokb-
2.22
Рис.
профили имеют
прилегают к обшивке даже в случае двоякой ее кривизны. Это об-
легчает крепление профиля к обшивке, деформации обшивки при
производстве панели получаются небольшими, а наружная поверх-
ность — гладкой. Большинство открытых профилей обеспечивает
удобный подход и простоту их крепления к обшивке и другим эле-
ментам каркаса.
Гнутые профили могут быть также закрытого сечения. Крити-
ческие напряжения сжатия таких профилей выше, чем открытых.
Это объясняется лучшими условиями опирания пластинок, состав-
ляющих профиль, и повышением жесткости при кручении такого
профиля. Улучшаются при
этом и условия опирания об-
шивки на профиль. Крепле-
ние закрытого профиля к об-
шивке несколько сложнее, чем
открытого, поскольку для
него требуется повышенное
количество заклепок, а из-за
большей площади контакта
труднее добиться хорошего
прилегания его к обшивке.
Закрытые профили трудно
скреплять с другими
тами каркаса.
обычно более толстые стенки,
элемен-
Прессованные
чем гнутые; при прочих равных условиях критические напряжения
сжатия у них выше. Прессованные профили труднее крепить к об-
шивке, особенно если обшивка большой кривизны. Иногда лапку
профиля, прилегающую к об-
шивке, выполняют по радиу-
су. При этом профиль каса-
ется обшивки по одной линии,
его прилегание улучшается,
а крепление упрощается.
Прессованные профили ши-
роко применяются в сильно
нагруженных панелях крыла, оперения и фюзеляжа. Чтобы повы-
сить критические напряжения профилей открытого сечения, на их
лапках со свободным краем выполняют утолщения.
4.3. Разрушающие напряжения стрингера. Растянутый стрингер
разрушается при напряжениях, определяемых формулой (2.1), близ-
ких к пределу прочности материала. В случае сжатия стрингер
разрушается при напряжениях, равных критическим напряжениям
потери устойчивости. Известно несколько форм начальной стадии
потери устойчивости. Наиболее важны среди них следующие: мест-
ная потеря устойчивости, характеризуемая выпучиванием стенки
стрингера (рис. 2.23, а), и общая, характеризуемая искривлением
оси (рис. 2.23, б).
Рис. 2.23
78
wmv.vokb-la.spb.ni
Определяя критический напряжения местной потери устойчи-
вости, элементы, из которых состоит стрингер, схематизируют в
виде отдельных пластинок (рис, 2.24), имеющих соответствующее
опирание кромок и нагруженных сжимающими силами. Критиче-
ские напряжения элемента стрингера определяют по формуле (2.2),
в которой под выражением 6/6 понимают относительный размер
этого элемента. Для пластинки п (рис. 2.24) со всеми свободно опер-
тыми кромками k = 4; для пластинки т, у которой одна продольная
кромка свободна, а три — свободно оперты (две поперечные — на
неовюрах, одна продольная — на остальной части стрингера), k —
/ . \2
= 0,425 + — .
\ а I
Элементы, образующие
профиль, обычно имеют раз-
личные условия опирания и
относительные размеры вслед-
ствие чего их критические
напряжения неодинаковы.
За критическое напряжение
стрингера принимают крити-
ческое напряжение, подсчи- рис_ 2.24
тайное для наиболее слабого
из его элементов, либо среднее критическое напряжение окр ср, оп-
ределяемое по формуле смешения:
Окр.ср --
2ft
(2-15)
где окр/- — критическое напряжение /-го элемента стрингера;
ft— площадь сечения /-го элемента.
4.4. Критические напряжения общей потери устойчивости в пре-
делах упругости
окр = сл2Е ,
(2.16)
где а — расстояние между нервюрами;
/ — ~ — радиус инерции сечения стрингера;
F, J — соответственно площадь сечения и момент инерции
стрингера;
с — коэффициент, зависящий от условий опирания
стрингера; с — 1 — стрингер свободно оперт на
нервюрах: с = 2 — стрингер приторцован.
Формула (2.16) справедлива для изолированного стрингера.
Влияние обшивки на критические напряжения стрингера зависит
от соотношения размеров соединяемых элементов. Обычно крити-
ческие напряжения стрингера, скрепленного с обшивкой, выше
критических напряжений изолированного стрингера. Объясняется
это тем, что обшивка не позволяет стрингеру закручиваться при
79
www.vokb-la.;
сжатии и ориентирует плоскость выпучивания стрингера по нор-
мали к своей поверхности. Чтобы учесть это, под i понимают ра-
диус инерции стрингера с присоединенной обшивкой и подсчиты-
вают его относительно оси х — х, параллельной плоскости прилега-
ния стрингера к обшивке (рис. 2.25).
Рациональной в весовом отношении
является конструкция стрингера, у
которого критические напряжения
I-—
MtfiQrrefbHbiu размер
между нервюрами
Рис 2 25 Рис 2 26
----X
общей пкроб и местной окрм потери устойчивости равны между со-
бой. Для заданного сечения стрингера это достигается выбором со-
ответствующего расстояния а между нервюрами (рис. 2.26). Нужно,
однако, иметь в виду, что если оптимизировать конструкцию в це-
лом, включая, помимо стрингеров, обшивку, нервюры и стенки,
то это условие может и не выполняться.
§ 5. Монолитные панели
Стремление уменьшить число соединяемых деталей привело к
разработке и внедрению монолитных панелей, представляющих
собой конструкции, в которых обшивка и подкрепляющие ребра
жесткости образуют единое целое. Панели могут иметь только про-
дольные ребра или же систему перекрещивающихся ребер (панели
вафельного типа).
Типовые конструкции панелей показаны на (рис. 2.27). Они могут
выполняться с переменной площадью сечения по длине. Панель 2
в изготовлении несколько проще, чем панели 1 и 3, но последние
при прочих равных условиях имеют большую жесткость и обес-
печивают более простую конструкцию соединения с нервюрами.
Выбирая размеры панели, учитывают вопросы надежности и
веса конструкции. С точки зрения уменьшения скорости распро-
странения трещин и локализации усталостного повреждения пред-
почтительнее расчлененные конструкции, т. е. панели сравнительно
небольших размеров. Однако в весовом отношении такие конструк-
ции менее выгодны, поскольку соединения отдельных панелей
между собой всегда утяжеляют конструкцию. Особенно больших
дополнительных затрат веса требуют поперечные стыки панелей,
так как они наиболее нагружены. Чтобы улучшить весовые показа-
тели конструкции, уменьшают число поперечных стыков панелей,
делая последние по возможности большей длины.
80
www. vokb- la. spb. ru
При анализе работы пакели ее можно рассматривать как сово-
купность одинаково нагруженных стержней, расположенных ря-
дом. Критические напряжения местной потери устойчивости опре-
деляют по формулам (2.9) и (2.2), критические напряжения общей
потери устойчивости панели — по формуле (2.9) и формуле, подоб-
ной выражению (2.16):
(2.16а)
Здесь, в отличие от выраже-
ния (2.16), в знаменатель вве-
ден дополнительный член 1 —
— р2, которым учитывается
повышение жесткости при из-
гибе панели по сравнению со
стержнем. Коэффициент с =
= 1,5 4- 2,0.
Важной характеристикой
панели является ее средняя
толщина 6ср = Fl В, где F и
В — площадь сечения и ши-
рина панели. Потребное зна-
чение средней толщины
сл2£
(1 —
где N = S/В — погонная осе-
вая нагрузка
в сечении па-
нели;
S — сила в сечении
Рис 2 27
<?кр об---
панели.
Вес панели тем меньше, чем меньше 6ср. При фиксированной
нагрузке N это имеет место, когда окр максимально. А последнее,
как уже отмечалось, достигается, когда окрм = окроб. Панель,
для которой выполняется условие: расчетное значение напряжения
равно максимальному значению критического напряжения, т. е.
N _
® — s. — Окр м — О<р об> (а)
СР
оптимальна. Подобная панель будет иметь минимальный вес при
заданной нагрузке. Стремятся, чтобы допускаемые напряжения
на растяжение были близки к пределу прочности материала, на
сжатие — к пределу текучести о0,2. Для рационально спроектирован-
ных монолитных панелей из дуралюмина максимальные допуска-
емые напряжения могут достигать 30—40 кгс/мм2, а для панелей
из легированной стали — 60...70 кгс/мм2 (50—60 кгс/мм2 при тем-
пературе 300—350°С).
61
К числу основных достоинств монолитных панелей следует от-
нести высокую жесткость, возможность получать гладкую поверх-
ность и изготовлять панели переменного сечения. Благодаря умень-
шению числа отверстий под болты и заклепки эффективная площадь
сечения панели по сравнению с аналогичной сборно-клепаной уве-
личивается. Современные методы технологии позволяют изготов-
лять панели практически равнопрочными, что и обеспечивает им
преимущества в весовом отношении перед сборно-клепаными кон-
струкциями. Одновременно нужно отметить, что изготовление мо-
нолитных панелей требует сложного, дорогостоящего оборудова-
ния. Существует опасность, что усталостная трещина в монолитной
панели будет распространяться быстрее и захватывать большие
участки, чем в расчлененных конструкциях, где ограничить повреж-
дение легче.
§ 6. Лонжероны
6.1. Назначение и типы. Лонжерон — это продольная балка
воспринимающая часть изгибающего момента и поперечной силы
крыла. Основными элементами лонжерона являются пояса воспри-
нимающие продольные силы, и стенки, работающие, в основном
Рис. 2.28
на сдвиг от поперечных сил. В зависимости от конструкции стенки
различают лонжероны балочного (рис. 2.28, а, б) и ферменного (рис.
2 28 в) типов. Лонжероны балочного типа выполняют в виде со-
ставных (рис. 2.28, а) или монолитных (рис. 2.28, б) конструкций.
6 2 Пояса лонжеронов изготовляют из высококачественных
сталей титановых или алюминиевых сплавов. Подобно стринге-
рам они бывают открытого и закрытого сечения монолитными или
составными (рис. 2.29). Наиболее часто применяют открытые тол-
стостенные прессованные профили.
82
www.vokb-la.spb.ru
Выбирая форму сечения пояса, руководствуются задачей полу-
чить максимальный момент инерции лонжерона при заданной пло-
щади его сечения, соображениями простоты изготовления, удобст-
ва выдерживания профиля, экономии материала пояса для отвер-
стий под болты и заклепки, а также удобства крепления обшивки
и стенок. Сечения поясов, показанные на рис. 2.29, в основном удов-
летворяют этим требованиям. Вытянутая по ширине форма сечения
профиля на рис. 2.29, а — в при прочих равных условиях повышает
момент инерции лонжеронов. Благодаря наличию лапок площадь
поясов, занятая отверстиями под заклепки, получается небольшой,
а крепление обшивки и стенки к поясу упрощается. Профиль кры-
ла выдерживается за счет малковки профилей и их лапок, если это
возможно. А если нет, то на поясах ставят накладки (рис. 2.29, в)
из относительно мягкого материала.
Изменения площади сечения поясов по длине достигают, приме-
няя профили различного сечения.
6.3. Разрушение пояса при растяжении происходит от напряже-
ний, равных пределу прочности материала. Нужно иметь в виду,
что при этом пояс работает не всей своей площадью, а частью ее,
равной площади пояса за вычетом площади, занятой отверстиями
под болты и заклепки.
6.4. Критические напряжения сжатия пояса балочного лонжерона.
Пояс балочного лонжерона в двух плоскостях подкреплен жест-
кими в этих плоскостях элементами — обшивкой и стенкой, кото-
рые препятствуют искривлению оси пояса, вследствие чего общей
потери устойчивости происходить не может. Критические напря-
жения местной потери устойчивости пояса определяются, как и
для стрингера, по формуле (2.2). По тем же рекомендациям
выбирают и коэффициент опирания k. При двух свободно опертых
кромках, одной продольной свободной и другой продольной за-
щемленной принимают k = 1, 33.
6.5. Критические напряжения сжатия пояса ферменного лон-
жерона. Для пояса ферменного лонжерона возможны как местная,
так и общая формы потери устойчи- _____
вости. В последнем случае пояс вме-
сте с обшивкой может выпучиваться
в плоскости лонжерона между узлами -—
фермы (рис. 2.30). Критические на-
Рис. 2.30
пряжения местной потери устойчивос-
ти для пояса из плоских элементов определяются так же, как и
для пояса балочного лонжерона, для пояса трубчатого сечения —
по формуле
окр«0,1б£-^- ,
(2-17)
где R и б — радиус и толщина стенки трубы соответственно.
Критические напряжения общей потери устойчивости пояса
определяют по формуле (2.16), при с = 1 для случая шарнирного
83
www.vokb-
опирания и с = 2 для стержней в сварных трубчатых конструк-
циях.
6.6. Стенки балочного лонжерона (рис. 2.31) выполняют преиму-
щественно сплошными из листового материала. Тонкие стенки обыч-
но подкрепляют стойками, чаще уголкового сечения. Основное на-
значение стоек — разделить стенку на панели и, благодаря этому,
повысить критические касательные напряжения местной потери
устойчивости, которые зависят от соотношения h/a и относительной
Рис. 2.31
толщины стенки д/b, где b — меньший из размеров пластинки (а
или /г). Роль стоек выполняют также отбортовки нервюр, исполь-
зуемые для крепления последних к стенкам лонжеронов.
В конструкции лонжерона может быть одна (рис. 2.31 а) или
две (рис. 2.31,6) стенки. Критические напряжения сдвига’тонких
стенок меньше, чем толстых. Поэтому одна толстая стенка в весо-
вом отношении выгоднее, чем две тонкие, рассчитанные на ту же
нагрузку. Однако две стенки обеспечивают большую живучесть
конструкции. Размеры стенок можно подобрать так, что при раз-
рушении одной из них лонжерон будет в состоянии выполнять свои
функции в заданном диапазоне изменения нагрузки. Две стенки
если они разнесены, создают лонжерону жесткость при кручении’
что иногда необходимо (лонжерон руля, управляемого стабилиза-
тора, подкосная балка крыла).
84
www.vokb-la.spb.ru
По условиям сборки крыла стенки лонжерона иногда делают
составными (рис. 2.31, в). Соединяют такие стенки между собой
при помощи уголковых профилей на болтах. На рис. 2.31, г показан
лонжерон, изготовленный из прессованных элементов. Такие кон-
струкции получаются весьма жесткими. Считают, что они в мень-
шей степени подвержены повреждениям от повторных нагрузок,
чем обычные конструкции.
Возможны также слоистые конструкции стенок (рис. 2.31, д).
В крыльях самолетов, подверженных интенсивному нагреву,
находят применение конструкции стенок в виде гофра (рис. 2.31, е).
Рис. 2.32
Благодаря их большой податливости в направлении волн гофра
температурные напряжения в конструкции уменьшаются. Гофр мо-
жет крепиться к поясам сваркой по вершинам полуволн или по все-
му контуру. Последнее обеспечивает более эффективную работу
гофра на сдвиг, но несколько уменьшает податливость стенки.
В лонжеронах ферменной конструкции роль стенок выполняют
наклонны» стержни (рис. 2.28, в). От поперечной силы стержни
работают на растяжение — сжатие.
6.7. Критические напряжения сдвига стенки можно определить
по формуле (2.3). Если стенка защемлена с двух сторон стойками
и элементами поясов, то ее можно рассматривать как пластинку
с защемленными кромками, в противном случае — как свободно
опертую.
Потеря устойчивости тонкой стенки в упругой зоне еще не озна-
чает ее разрушения. После потери устойчивости в стенке возни-
кают волны с наклонами 40—43° к оси лонжерона, вдоль которых
действуют растягивающие напряжения (рис. 2.32, а). При дальней-
шем увеличении нагрузки стенка работает на растяжение. Ее рабо-
та при этом подобна работе шарнирного четырехзвенника (рис. 2.32,
б) — при критической нагрузке сжатый стержень 1 теряет устой-
чивость и нагрузка воспринимается только растяжением стержня 2.
Разрушающие касательные напряжения для тонких дуралюминовых
стенок зависят от характера их подкрепления и от величины Q =
= Q/й2, где Q и h — поперечная сила и высота стенки. Величину Q
принято называть коэффициентом напряженности (погруженнос-
ти) стенки. Для тонких дуралюминовых стенок с коэффициентом
85
Q = 4 4- 8 кгс/см2 критическое напряжение т,;р — 12 4- 15 кгс/мм2,
при Q = ю 4- 20 кгс/см2 ткр= 16 4- 18 кгс/мм2. Растягивающие
стоек, изменение осевой силы в
поясах и местный изгиб поя-
сов. Поэтому размеры стенок
подбирают такими, чтобы
стенки не теряли устойчи-
вости.
6.8. Критические напря-
жения сдвига гофрированной
стенки приближенно мож-
но определить по графику
рис. 2.33 145]. Для гофриро-
ванных стенок при том же
значении коэффициента на-
пряженности, что и для плос-
кой стенки,_ значение критического напряжения несколько выше.
Так, при <2 = 44-8 кгс/см2 ткр= 15 4- 18 кгс/мм2.
§ 7. Нервюры
7.1. Нормальные (неусиленные) нервюры. Основное назначение
нормальных нервюр заключается в сохранении формы ппоЛиля
крыла. Нагружаются они от воздушной нагрузки, передающейся
на них с обшивки и стрингеров, и силами, возникающими вслел-
ствие деформации конструкции. От воздушной нагрузки нервюры
Рис. 2.34
паботают на изгиб и сдвиг, опираясь на лонжероны и обшчзку.
От сил, возникающих при деформации изгиба крыла, они работают
Па Выполняют нервюры в виде балок (рис. 2.34). Пояса с присо-
единенной обшивкой при этом работают на осевые силы, стенки —
на сдвиг Обычно нервюры состоят из носовой, хвостовой и межлон-
жеоонной частей (рис. 2.34, а). Стыкуются отдельные части через
стенки лонжеронов и обшивку. При наличии технологического разъ-
ема в плоскости хорд крыла нервюры также делают с разъемом в
этой плоскости (рис. 2.34, 6) или выполняют из двух отдельных
86
www.vokb-la.spb.ru
частей (рис. 2.34, в). В последнем случае каждую из половин нер-
вюры изготовляют в виде двухпоясной балки.
Форму сечения поясов нервюр выбирают из условий удобства
крепления к ним обшивки и стрингеров, а также простоты изготов-
ления. Иногда пояса нормальных нервюр образуются отбортовкой
ее стенок (рис. 2.34, а, б). Для прохода стрингеров в нервюрах
Рис. 2.35
выполняют вырезы. Стенки нервюр изготовляют штамповкой из
листа.
Так как нагрузки нормальных нервюр сравнительно невелики,
стенки получаются очень тонкими. Для повышения эффективности
использования материала такие стенки требуется подкреплять стой-
ками. Чаще, однако, стойки не ставят, а утолщают стенку и одно-
временно делают в ней круглые или овальные отверстия (рис. 2.35),
которые улучшают распределение материала по стенке и позволя-
ют получить выигрыш в весе нервюры. Чтобы повысить критиче-
ские напряжения сдвига стенки, отверстия отбортовывают. Отно-
сительные размеры отверстий колеблются в пределах d/h — 0,4 4-
4- 0,6, a dlt= 0,5 4- 0,6. Разрушающие касательные напряжения
сплошной неподкрепленной сгенки из дуралюмина при й/б = 100,
где б — толщина стенки нервюры, составляют около 10 кгс/мм2,
а при й/б = 200 — около 6 кгс/мм2. Если же в стенке есть отверстия,
то ее разрушающие напряжения меньше приведенных значений, но
поскольку при этом уменьшается и объем материала стенки, то в
итоге стенка с отбортованными отверстиями, рассчитанная на ту
же нагрузку, оказывается легче стенки без вырезов.
Повысить жесткость стенки можно также с помощью зиговки.
Рационально выполненная зигованная стенка весит меньше, чем
плоская стенка со стойками, рассчитанная на ту же нагрузку.
7.2. Усиленные нервюры устанавливают в местах крепления
стоек шасси, узлов навески рулей, щитков, закрылков, а также в
разъемах, у вырезов, у мест перелома осей продольного набора кры-
ла, т. е. там, где на конструкцию крыла передаются большие сосре-
доточенные силы и моменты или происходит перераспределение
сил между панелями и стенками.
Усиленные нервюры имеют большие размеры сечений, чем нор-
мальные. Пояса усиленных нервюр обычно выполняют из прессо-
ванных профилей, стенки делают глухими и подкрепляют стойками.
87
www.vok
Иногда силовые нервюры изготовляют из поковок. Возможны нер-
вюры ферменной конструкции.
7.3. Поясные нервюры (нервюры без стенок) устанавливают на
участках крыла, занятых топливными баками, нишей под шасси
и т. п. Для увеличения жесткости этих нервюр их обычно изготов-
ляют из закрытых профилей. Иногда пояса соединяют между собой
/I. Л-Л
Рис. 2.36
стойками (рис. 2.36), которые, играя роль промежуточных опор,
улучшают условия работы поясов на продольно-поперечный изгиб.
7.4. Разрушающие напряжения для поясов и стенок нервюр опре-
деляют по тем же формулам, что и для лонжеронов.
§ 8. Несущие свойства
элементов конструкции при нагреве
8.1. Разрушающие напряжения элементов конструкции при на-
греве уменьшаются по сравнению с разрушающими напряжениями
этих же элементов при нормальной температуре. В случае растяже-
ния это объясняется снижением предела прочности материала ов,
в случае сжатия — снижением, кроме того, модуля упругости Е.
Характеристики прочности конструкции при нагреве обычно
разделяются па характеристики кратковременной и длительной
прочности. Характеристики кратковременной прочности представ-
ляют в виде зависимостей предела прочности ов материала от тем-
88
www. vokb- la. spb. ru
пературы Т°С (рис. 2.37, приложение 1). Получают такие кривые
экспериментально при кратковременном нагреве образца. Харак-
теристики длительной прочности представляют в виде зависимостей
разрушающей нагрузки (напряжения ов) от времени t при различ-
ных значениях температур Т°С или зависимостей ов от Т°С при
различном времени t выдержки образца в нагретом состоянии
(рис. 2.38)
При нагреве уменьшаются также разрушающие касательные
напряжения тв и модуль сдвига G. Соотношения между G и Е, а
также между тв и ов при нагреве можно принимать такими же, как
и при нормальной температуре.
Таким образом, рассчитывая элемент на растяжение, в качестве
разрушающего напряжения нужно принимать значение <тв при
соответствующей температуре; опреде-
ляя критические напряжения по форму-
лам (2.9) и (2.10), нужно учитывать сни-
жение модуля упругости Е и напряже-
ний ов и тв.
8.2. Ползучесть. Большие температу-
ры нагрева могут стать причиной пол-
зучести материала конструкции. Суть
явления ползучести заключается в не-
прерывном росте деформаций конструк-
тивного элемента с течением времени при
неизменной нагрузке, приложенной к
нему. Деформации ползучести со временем могут приводить к из-
менению форм конструкции, нарушению кинематики подвижных
частей, стать причиной ее разрушения.
Процесс растяжения при нагреве можно представить в виде гра-
фика зависимости относительной деформации s от времени t вы-
держки детали при постоянном напряжении о (рис. 2.39). Вначале
при приложении нагрузки происходит «мгновенная» упругая де-
формация, отвечающая участку О А. Затем начинается процесс пол-
зучести — сначала с переменной скоростью нарастания деформаций
(участок АВ), затем с почти постоянной скоростью (участок ВС),
после чего деформации вновь ускоряются (участок CD) и происхо-
дит разрушение детали. Участок ВС принято называть участком
установившейся ползучести.
При небольших температурах нагрева ползучесть проявляется
слабо, ее сравнительно легко устранить, если соответствующим
образом выбрать конструкционный материал и уровень рабочих
напряжений. В элементах из алюминиевых сплавов при обычных
напряжениях, характерных для авиационных конструкций, пол-
зучесть проявляется при температурах 100— 150°С, в элементах
из стали — при температурах более 400°С.
При высоких температурах ползучесть может стать опреде-
ляющей в расчетах. Тогда в качестве расчетного критерия может
быть использовано так называемое критическое время, т. е. время
89
www.vokb-la.
от момента приложения нагрузки к конструкции до ее разрушения
от ползучести, или же время достижения предельной величины ос-
таточной деформации при ползучести.
8.3. Разрушающее растягивающее напряжение материала пои
ползучести зависит от температуры и времени выдержки при данной
температуре (рис. 2.38). 1 дайной
С увеличением времени выдержки напряжение уменьшается.
8.4. Критические напряжения в условиях ползучести с течением
времени также уменьшаются. Приближенно критические напряже-
ния при ползучести можно определить, принимая, что элемент кон-
струкции теряет устойчивость и разрушается тогда, когда его де-
формация ползучести е достигает
критической величины екр:
Рис. 2.40
е = екр. (а)
Относительная деформация пол-
зучести на участке установившейся
фазы зависит от времени, свойств
материала и величины действующе-
го напряжения. Если учитывать
только упругие деформации и ус-
тановившуюся ползучесть, то мож-
но записать следующее:
е = ~ + Aant, (б)
где Лип — опытные коэффициенты, зависящие от свойств ма-
териала;
t — время, ч.
Величину критической деформации определим как деформацию,
соответствующую критическому напряжению в элементе:
в -
Бкр - Е
(в)
где Окр — Эйлерово критическое напряжение детали (стрингера,
пояса или элемента обшивки), определяемое по формуле
(2.2) или (2.16).
Подставив выражения (б) и (в) в равенство (а), получим
V + (2.18)
Напряжение акр.п, входящее в уравнение (2.18), является крити
ческим напряжением детали при ползучести. Его можно опре^е
лить, задаваясь сроком службы t. Наиболее просто уравнение ре-
шается графически, для чего в координатах е — о строятся функции
Aant и —-------(рис. 2.40). Абсцисса точки пересечения этих кри-
вых дает искомое значение критического напряжения о детали
при ползучести. Можно поступить и иначе: задаваясь критическим
90
www. vokb- la. spb. ru
напряжением ползучести по сткр.п, формуле (2.18) определить кри-
тическое время /кр.
Если пренебречь упругой деформацией по сравнению с пласти-
ческой, т. е. принять = 0, то из уравнения (2.18) следует,
что _____
^-у^- <219>
Пример. Стержень нз Д16, имеющий о2р = 2000 кгс/см2, нагрет до темпера-
туры 150°С, при которой £ = 6,4 • 105 кгс/см2. Примем А = 10—14 (см2/кгс)3 1/ч
и п = 3. Определить окрп, если срок службы I = 2000 ч.
,3/" 2000. 10” ,
°кр.п =]/ 6,4 • 1б5 • 20бб~ ^54° КГС/СМ •
Если задаться рабочим напряжением о в элементе, то, полагая
Окрп = О И используя формулу (2.19), можно найти критическое
время:
'р = ^г- <2'19а>
8.5. Предельно допустимые деформации ползучести устанавли-
вают из условия, чтобы при этих деформациях конструкция планера
сохраняла свои эксплуатационные показатели в заданных пре-
делах, т. е. чтобы в конструкции не возникало признаков повреж-
дения и не изменялась существенно ее форма. Считают, что отме-
ченное требование удовлетворяется, если в качестве предельно до-
пустимой деформации удлинения от ползучести принять деформацию
0,2%, которая не должна быть превышена за срок службы самоле-
та. Последнее означает, что конструктивный элемент, например
стержень длиной 100 см, за срок службы самолета удлинится не
более чем на 2 мм. Заметим, что это расчетное условие приводит к
более жестким требованиям к допустимым деформациям ползучес-
ти, чем при расчете по критическим напряжениям. Оценку крити-
ческого напряжения ползучести при заданном сроке службы кон-
струкции или критического времени при заданном рабочем напря-
жении и в этом случае можно произвести по формуле (2.19), прини-
мая е = —= 0,002.
§ 9. Конструктивные схемы крыльев
В зависимости от степени участия обшивки (панелей крыла) и
поясов лонжеронов в работе при изгибе крылья делят на лонже-
ронные и моноблочные.
К лонжеронным (рис. 2.41, а—г) относят крылья, у которых
основная часть изгибающего момента воспринимается поясами
91
www.vokb-la.
лонжеронов и лишь незначительная часть—обшивкой и стрингерами.
Для таких крыльев характерно наличие развитых поясов лонжеро-
нов, сравнительно слабых стрингеров и тонкой обшивки. Крити-
ческие напряжения сжатия поясов обычно близки к пределу проч-
ности материала, стрингеров — к пределу пропорциональности, а
“ в обшивке они значительно
меньше предела пропорцио-
нальности материала.
В моноблочных крыльях
(рис. 2.41, д) основная часть
изгибающего момента воспри-
нимается растяжением — сжа-
тием обшивки и стрингеров и
лишь незначительная часть —
лонжеронами. Моноблочные
крылья характеризуются тол-
стой обшивкой, развитыми
стрингерами и сравнительно
слабыми поясами лонжеронов.
Все элементы продольного на-
бора крыла имеют примерно
одинаковые критические на-
пряжения сжатия, превышаю-
щие предел пропорциональ-
ности материала.
В зависимости от количе-
ства лонжеронов крылья под-
разделяют на однолонжерон-
ные (рис. 2.41, а), двухлонже-
ронные (рис. 2.41, б) и много-
лонжеронные, или многосте-
ночные (рис. 2.41, в). Крылья
могут быть бесстрингерными
(рис. 2 41, г), с обшивкой слоис-
той конструкции (рис. 2.41, е),
безнервюрными и сплошного
сечения (рис. 2.41, ж).
9.1. Лонжеронные крылья
(рис. 2.41, а—г). В лонжерон-
ных крыльях лонжероны стре-
мятся располагать так, чтобы
лучше использовать строительную высоту профиля и получить до-
статочную базу крепления крыла к фюзеляжу. При этом учитыва-
ют удобство размещения и крепления закрылков, щитков, элеро-
нов, предкрылков, шасси, топливных баков и пр.
В однолонжеронном крыле лонжерон обычно размещают вблизи
наибольшей строительной высоты профиля. Для образования зам-
кнутого контура, обеспечивающего жесткость крыла на кручение,
92
www. vokb-la .spb.ru
в нем предусматривают одну или две продольные стенки. В разъеме
стенки имеют узлы, которые совместно с узлами лонжерона обес-
печивают передачу крутящего момента и изгибающего момента,
действующего в плоскости хорд, на борт фюзеляжа. В двухлонже-
ронном крыле передний лонжерон обычно располагают на 20—30%
хорды, задний — на 60—70%.
Обшивка в лонжеронных крыльях тонкая. Подкрепление такой
обшивки массивными стрингерами невыгодно в весовом отношении.
Обычно ее подкрепляют слабыми (егкр < 15 4- 18 кгс/мм2) или даже
разрезными стрингерами, основное назначение которых — повы-
сить критические напряжения сдвига обшивки. В растянутой зоне
обшивка и стрингеры работают на растяжение совместно с поясами
лонжеронов.
Выбирая расстояния между стрингерами, добиваются, чтобы от-
носительные прогибы обшивки до = — от действия воздушной на-
грузки не превышали допустимых прогибов, устанавливаемых из
условия удовлетворительного сохранения формы профиля крыла
в полете.
Шаг а между нервюрами можно оценить из условия равенства
критических напряжений местной и общей потери устойчивости
стрингера:
, Л EJCTp
а = л 1/ -=----£— >
f стр
где F, JCjp — площадь и момент инерции сечения стрингера с при-
соединенной обшивкой;
Щрстр—критическое напряжение местной потери устойчи-
вости стрингера.
На расстояние между нервюрами оказывает влияние не только
жесткость панели, но и количество продольных стенок. Обычно в
лонжеронных крыльях а — 150 4- 300 мм. С увеличением числа про-
дольных стенок расстояние между нервюрами увеличивают.
Вследствие склепывания стрингера с обшивкой поверхность
крыла приобретает волнистость. В полете за счет действия воздуш-
ных сил она увеличивается, что приводит к нежелательному искаже-
нию профиля. Для устранения этого лонжеронные крылья иногда
выполняют бесстрингерными (рис. 2.41, г). При этом, хотя и проис-
ходит искажение профиля, требование в отношении волнистости
удовлетворяется легче и отклонение профиля от теоретического по-
лучается меньше. В бесстрингерных крыльях можно допускать
большие напряжения в поясах лонжеронов, не опасаясь при этом
появления остаточных деформаций в элементах конструкции. Нер-
вюры в бесстрингерном крыле устанавливают чаще, чем в крыле
с обшивкой, подкрепленной стрингерами, компенсируя тем самым
отсутствие последних. Расстояние между нервюрами можно оценить
из условия отсутствия потери устойчивости обшивки от сдвига при
93
www. vokb- la.s,
эксплуатационной нагрузке. Полагая, что а < Ь, можно записать
(Л \2
>т3’
откуда при k = 5,6 шаг нервюр
««2,36 /X,
где тэ = О.бтразр — допустимое касательное напряжение в об-
шивке при эксплуатационной нагрузке.
Преимущества лонжеронной схемы крыла сказываются, если в
крыле есть большие вырезы. У злы крепления крыла с центропланом
в случае лонжеронной схемы получаются сравнительно простыми
и легкими. Пояса лонжеронов в таких крыльях массивные, благо-
даря чему в них можно допускать большие напряжения, полноценно
используя механические свойства материала. В весовом отношении
это выгодно. Однако вследствие большой напряженности лонже-
ронных крыльев они получаются менее жесткими на изгиб и кру-
чение, чем моноблочные.
9.2. Моноблочные крылья (рис. 2 41, <Э) наиболее полно отвеча-
ют современным требованиям к крылу. С уменьшением относитель-
ной толщины профиля крыла возрастает потребная площадь сече-
ния материала, необходимая для восприятия изгибающего момента.
Для более эффективного использования материала его равномерно
распределяют по периметру сечения, что и является характерной
особенностью моноблочной схемы крыла.
Моноблочное крыло характеризуется повышенной жесткостью.
Современная технология производства обеспечивает получение в
нем гладкой поверхности, которая вследствие большой местной
и общей жесткости крыла сохраняется и в потоке воздуха. Моно-
блочные крылья обладают повышенной живучестью по сравнению
с лонжеронными. Для тонких крыльев в весовом отношении они
могут оказаться выгоднее лонжеронных. Панели моноблочного
крыла могут быть сборно-клепаной конструкции или монолитными.
Расстояние между нервюрами в моноблочных крыльях обычно
больше, чем в лонжеронных. Например, в крыльях транспортных
самолетов, в конструкции которых использованы монолитные па-
нели, а = 500 4- 700 мм и более.
Для крыльев, выполненных из стали, характерно применение
тонкостенных элементов: профилей, обшивки и пр. Все это оказы-
вает влияние на конструкцию, технологию ее изготовления и сборки.
В частности, чтобы обеспечить эффективную работу тонкой обшивки,
ее приходится часто подкреплять стрингерами или даже гофром с
ребрами, направленными вдоль образующих крыла. Нервюры в
таких крыльях устанавливают с небольшим шагом. Соединяют
элементы конструкции пр имущественно точечной сваркой.
9.3. Крылья с элементами из слоистых конструкций (рис. 2.41, е).
В виде слоистой конструкции может выполняться обшивка, а также
«4
www. vokb- la. spb.ru
Рис. 2.42
стенки лонжеронов и нервюр. Обшивку слоистой конструкции нет
необходимости подкреплять стрингерами, поскольку она и без того
имеет высокие критические напряжения. Таким образом, для кры-
льев из слоистых панелей характерно отсутствие стрингеров, слабо-
развитые пояса лонжеронов и сравнительно большой шаг нервюр.
Возможны крылья со сплошным заполнением (см. рис. 4.53).
Основным элементом таких крыльев является обшивка, которая
работает на нормальные и касательные напряжения от изгибающего
и крутящего моментов. Поперечная сила, в основном, воспринимает-
ся стенками. Нормальных нервюр в таком крыле нет, их функции
осуществляет заполнитель. Обшивка может
выполняться химическим фрезерованием,
что позволяет реализовать практически
любой закон распределения материала по
размаху и сечениям и благодаря этому по-
лучать оптимальные по весу конструкции.
Основные достоинства рассматриваемых
крыльев следующие: повышенная жест-
кость, гладкость поверхности и хорошие
весовые характеристики. В условиях аэро-
динамического нагрева обшивка слоистой
конструкции обеспечивает частичную теп-
лоизоляцию внутренних объемов крыла,
что важно, например, при размещении в
нем топлива. Такая обшивка стойка к акустическим нагрузкам.
Считают, что рационально спроектированное крыло с элементами
из слоистых конструкций может оказаться на 10—20% легче обыч-
ного.
9.4. Многостаночные конструкции (рис. 2.41, в) получили широ-
кое распространение в последние годы. При наличии часто располо-
женных продольных стенок (лонжеронов) и достаточно жесткой об-
шивки крылья можно выполнять без нормальных нервюр. Усилен-
ные нервюры в таких крыльях устанавливают лишь по торцам и в
местах приложения к конструкции больших сосредоточенных сил.
Работа крыла как единого целого обеспечивается обшивкой, свя-
зывающей деформации отдельных элементов продольного набора.
Большое число стенок повышает живучесть конструкции, она
может выполнять свои функции даже при частичном повреждении.
В весовом отношении многостаночные конструкции могут оказаться
предпочтительнее других схем крыльев. Особенно эффективны та-
кие конструкции, когда расстояние между стенками небольшое.
В этом случае уменьшаются или даже полностью исключаются из
конструкции нормальные нервюры, которые не участвуют в восприя-
тии внешних силовых факторов, повышается эффективность работы
обшивки.
9.5. Безнервюрные конструкции. Без нормальных нервюр могут
выполняться не только многостаночные конструкции, но и крылья
из монолитных жестких панелей (рис. 2.42). Профиль в этом случае
95
www. vokb-la.*
сохраняется за счет жесткости контура, образованного обшивкой
и стенками. Местная нагрузка (аэродинамические силы и силы от
избыточного давления в отсеках крыла) передается на лонжероны
изгибом панелей. Поскольку нормальных нервюр нет, сокращается
число отверстий в панели для крепежных деталей. Благодаря этому
улучшаются усталостные характеристики панели и упрощается
герметизация отсеков крыла, используемых в качестве емкостей
для топлива. Если расстояние между лонжеронами большое, то для
уменьшения напряжений и прогибов обшивки в крыле устанавлива-
ют стойки, которые соединяют верхнюю и нижнюю панели. При
нагрузке, «раздирающей» крыло, стойки работают на растяжение.
При общем изгибе крыла стойки нагружаются сжимающими усилия-
ми, препятствуя сближению верхней и нижней панелей крыла, его
сплющиванию. Как и нервюры, стойки поддерживают панели, по-
вышая тем самым критические напряжения общей потери устой-
чивости.
9.6. Крылья сплошного сечения (рис. 2.41, ж)—логическое
завершение развития конструкции крыла с очень малой строитель-
ной высотой. При заданной форме и материале такое крыло пре-
дельно тонкое.
www.vokb-la.spb.ru
jk НАГРУЖЕНИЕ
Г л а в a 3 и РАСЧЕТ КРЫЛА
НА ПРОЧНОСТЬ
Расчет крыла на прочность состоит в определении фактических
напряжений в элементах конструкции и сравнении их с разрушаю-
щими. Последние были найдены в гл. 2. Ниже определяются вели-
чины поперечной силы Q, изгибающего М и крутящего Мк моментов
в сечениях крыла от действия внешней нагрузки и от них — напря-
жения в элементах конструкции.
§ 1. Нагрузки, действующие на крыло
1.1. Виды нагрузок. На крыло действуют аэродинамические
силы и массовые силы от конструкции крыла, а также от агрегатов
и грузов, размещенных в крыле (рис. 3.1).
Аэродинамические силы и массовые силы от конструкции крыла
являются распределенными. Воздушная нагрузка приложена не-
Рис. 3.1
посредственно к обшивке в виде сил разрежения и давления. Массо-
вые силы конструкции распределены по всему объему крыла. Мас-
совые силы от агрегатов и грузов Рагр — сосредоточенные силы.
Приложены они в узлах крепления агрегатов (шасси, двигателя
и пр.).
Под действием указанных нагрузок крыло не находится в равно-
весии, так как создаваемые им аэродинамические силы уравновеши-
вают не только массовые силы крыла, но и массовые нагрузки всего
4 6 19 97
WWW.’
самолета. Поэтому в узлах крепления крыла к фюзеляжу возникают
реакции (рис. 3.1).
Определить внешнюю нагрузку, действующую на крыло, озна-
чает найти ее величину, направление, распределение по хорде и
размаху.
1.2. Расчетная величина воздушной нагрузки в направлении
оси у
(3.1)
Y = fnaG = nG.
Лобовое сопротивление
Q = fcxqS.
Здесь п — fn9— расчетная перегрузка;
п9, f— эксплуатационная перегрузка в направлении
подъемной силы и коэффициент безопасности рас-
сматриваемого расчетного случая, определяемые
по нормам прочности;
G — вес самолета;
сх— коэффициент лобового сопротивления крыла;
q = 0,брЕ3— скоростной напор;
S — площадь крыла.
я величина полной воздушной нагрузки Рв равна гео-
сумме расчетных значений подъемной силы Y и силы
- ------------------------------------ /----- о п\
Расчетная
метрической
Рис. 3.2
лобового сопротивления Q (рис. 3.2).
Ее можно также определить по фор-
муле
Рв = ’ (3-2)
в cos р cos р ' '
где 3 = arctg Q/Y.
Поскольку Y > Q, то cos (3 ~ 1
и
ной. Массовая сила от веса
Рв~ Y = nG. (3.2а)
1.3. Величина массовой нагрузки
определяется по аналогии с воздуш-
конструкции крыла
Ркр H.GKp>
от веса агрегата, расположенного на крыле,
Рагр n.Garp.
(3.3)
(3.3а)
§ 2. Распределение аэродинамической нагрузки
по размаху и по хорде
Распределение подъемной силы по размаху крыла зависит от его
геометрических характеристик и закона изменения коэффициента
подъемной силы су. Выявляют распределение аэродинамической
нагрузки из продувок или расчетом.
98
Для отсека единичной длины плоского крыла (рис. 3.3) расчет-
ная воздушная нагрузка
qB = с„ сеч& • 1 • qf, (а)
где с^сеч — коэффициент подъемной силы в сечении крыла;
b — текущее значение хорды.
Подъемная сила
Y3 = пО = су KpqS,
откуда скоростной напор
Gns
Q с lb
су кршср
Здесь S = bcpl;
bcp и I — средняя хорда и раз-
мах крыла;
с^кр—коэффициент подъем-
ной силы крыла.
Подставив значение q в вы-
ражение (а), получим формулу
для определения погонной воз-
душной нагрузки плоского
крыла:
* _ Gtl3/ Су сеч^ _ nG р
(3.4)
В этой формуле первый мно-
житель представляет собой
Рис. 3.3
среднюю погонную нагрузку, второй множитель Гпл = учи-
Сц кр^ср
тывает неравномерность распределения погонной воздушной на-
грузки по размаху плоского крыла.
2.1. Величина Гпл задается в нормах прочности. Она зависит
от внешних форм крыла: сужения г), удлинения К, стреловидности X
и относительной длины центроплана крыла (рис. 3.4, 3.5).
С увеличением стреловидности при дозвуковой скорости полета на-
грузка на концах крыла возрастает.
2.2. Влияние крутки крыла, сжимаемости воздуха и надстроек
на крыле на распределение воздушной нагрузки по размаху. С уче
том этих факторов погонная воздушная нагрузка
7в = Qb + Д<7Э + А<?сж + Д<7Г-
Здесь A<?3, Д^сж> Д^р — дополнительная погонная нагрузка со-
ответственно от крутки крыла, сжимаемос-
ти воздуха, а также от фюзеляжа и гон-
дол двигателей, расположенных на крыле.
4*
99
Учет крутки, сжимаемости воздуха и надстроек приводит только
к перераспределению нагрузки по размаху крыла, но не изменяет
ее величины, так как
i i i
J \q3dz = J &qrdz = f kq^dz = 0.
ООО
Для крыла, закрученного на угол <р°,
&q3 ~ №СУ сечЬ • 1 qcp= —!L_ г
1 СУЧ> 3’
коэффициент, задаваемый норма-
где Г3 = —-------поправочный
°ср
ми прочности (рис. 3.6).
Нагрузки AqT и Д9сж определяют по формулам и рекомендациям
норм прочности.
Гондолы и фюзеляж вызывают падение подъемной силы на участ-
ке крыла, где они расположены. При этом на остальной части крыла
подъемная сила соответственно увеличивается (рис. 3.1 штрихо-
вая линия). Это явление слабо проявляется при полете на бочьших
углах атаки (расчетный случай А) и более существенно — при по-
лете на малых углах атаки (случай А'). Вследствие этого в саучае
А' изгибающий момент в корневом сечении крыла примерно на
10—15% больше, чем в случае А. г
Учет влияния сжимаемости приводит к увеличению нагрузки
на концах крыла и соответствующему уменьшению ее в средней час-
ти крыла. В результате изгибающий момент в корневом сечении
крыла возрастает.
2.3. Приближенный закон распределения воздушной нагрузки
Полагая скос потока постоянным по размаху крыла, т. е. с =
= Сукр, согласно формуле (3.4) получим ’
5 Ь.
(3-5)
J00
размаху по формуле (3.5)
Этой зависимостью, предусматривающей распределение нагрузки
по размаху крыла пропорционально хордам, пользуются в прики-
дочных расчетах. При больших числах М полета действительное рас-
пределение воздушной нагрузки близко к приведенному. Поэтому
ошибка в распределении нагрузки по
получается небольшой, причем идет
она в запас прочности.
2.4. Погонная воздушная нагрузка
для треугольного крыла может быть
определена по формуле
nG Т-,
"в= — Г>
где Г — коэффициент, учитывающий
распределение нагрузки по
размаху треугольного крыла.
Если продувок нет, то величину Г можно определить прибли-
женно по формуле
19 - -
r = ~i 04S а — *)а+ 4z2), (з.б)
1 — и,4оф
_ Q
где 5ф = ---относительная площадь фюзеляжной части крыла
(рис. 3.7);
-__ г
2 — ~р---относительная координата, отсчитываемая от борта
фюзеляжа.
При дозвуковом обтекании треугольного крыла коэффициент
подъемной силы в сечении возрастает по мере удаления от корня к
концу крыла (рис. 3.7, а). Это позволяет считать сусечЬ ~ cyKDbCD
— const (г). При этом
Г =
су сеч^
с</кр^ср
101
и
nG
9 в ]
(3.7)
т. e. можно полагать, что погонная воздушная нагрузка постоянна
(рис. 3.7, б).
При сверхзвуковом обтекании погонную нагрузку можно рас-
пределять пропорционально хордам, т. е. соответственно выраже-
нию (3.5).
2.5. Распределение воздушной нагрузки по хордам крыла. Закон
распределения воздушной нагрузки по хорде крыла устанавливается
на основании продувок, а при отсут-
ствии продувок — по нормам прочности.
Примерные эпюры аэродинамических
нагрузок для различных расчетных случаев при дозвуковой ско
роста полета приведены на рис. 1.27. На сверхзвуковых скоростях
полета при неотклоненных элеронах распределение нагрузки по
хорде можно считать равномерным.
2.6. Положение центра давления по хорде (рис. 3.8) для отдепь-
ных сечений крыла можно определить по формуле
7 _ *д _ ( дтг , тгп \
+ —Деч ’ (3.8)
где Шгв— коэффициент момента относительно оси z при с = О
Для симметричных профилей ш = 0 и положение центра дав-
ления хд совпадает с фокусом крыла, положение которого опреде-
ляется величиной-^. Приближенное значение-^- в зависимости
от числа М можно определять из графика, приведенного на рис 3 9
2.7. Направление равнодействующей аэродинамических сил в каж
дом сечении крыла определяется углом у, который она образует
с нормалью п к поверхности крыла (рис. 3.8): н У
у = ₽ — а,
где . tgM-r-b
\ СУ /сеч
102
2.8. Распределение массовых сил. Массовые силы распределяют
по тому же закону, что и воздушные:
<7кР = Г (3.9)
или приближенно:
Погрешность при этом получается незначительной, так как мас-
совые силы крыла составляют всего лишь 8—14% аэродинамической
нагрузки.
Точка приложения массовых сил qKp по хорде крыла совпадает
с центром тяжести сечения, который расположен примерно на рас-
стоянии 40—50% хорды от носка. Сосредоточенные силы от агрега-
тов прикладываются в их центрах тяжести. Направление действия
массовых сил принимают параллельным аэродинамическим силам.
§ 3. Построение эпюр Q, М и Мг
3.1. Эпюры Q и М. При построении эпюр поперечных сил Q и из-
гибающих моментов Л4 крыло рассматривается как двухопорная
балка с консолями, нагруженная распределенными аэродинамиче-
ской <?в и массовой <?кр нагрузками и сосредоточенными силами Рагр.
Уравновешиваются эти нагрузки опорными реакциями крыла
на фюзеляже (рис. 3.10). Будем считать, что нагрузка на участке
фюзеляжа воспринимается конструкцией фюзеляжа.
Эпюры Q и М можно строить сразу от разности погонных на-
грузок
7 = <7в - <7КР = (G~^Kp)n Г. (3.10)
Величина поперечной силы в сечении z определяется суммиро-
ванием нагрузки, расположенной по одну сторону от рассматривае-
мого сечения:
Q = J qdz + SParp. (3.11)
Z/2
Изгибающий момент
Л4= f Qdz. (3.12)
f/2
При построении эпюр Q и М обычно пользуются методом числен-
ного интегрирования. Крыло разбивают на ряд участков длиной
и считают, что на каждом из них погонная нагрузка изменяется
по линейному закону. Площадь, ограниченная кривой q (г), при
этом будет состоять из ряда трапеций. Площадь каждой i-й трапеции
103
численно равна приращению поперечной силы на данном участке
крыла:
AQ- = 0,5 {qi + qt_}) \Zl.
Последовательное суммирование приращений AQ(. от свободного кон-
ца крыла до рассматриваемого сечения z дает величину поперечной
силы:
п
Qt = U Д<2„
i=i
где п — число участков
крыла от свобод-
ного конца до се-
чения г.
Аналогично интегриру-
ют эпюру Q. Для участка
крыла Ад, определяют при-
ращение изгибающего мо-
мента:
АЛ1, = 0,5 (Q, + Q^) Ьг._
Суммируя приращения АЛ10
получают изгибающий мо-
мент в сечении:
Ч- = S
i=i
Величину поперечной
силы Афагр и изгибающего
момента АЛ1агр (рис. 3.10,
штриховая линия) от дей-
__________ удобнее учитывать отдельно.
3.2. Построение эпюр Q и М для стреловидного крыла проводят
так же, как и для прямого. При этом распределение погонной на-
грузки q ведут вдоль средней линии крыла (рис. 3.11). Определяя
нагрузки q по формуле (3.5), под b понимают хорду, нормальную к
средней линии крыла.
3.3. Приближенное определение величин Q и М в сечении крыла.
Если погонная нагрузка распределяется пропорционально хордам
крыла, то Q и М в любом сечении его можно определить без по-
строения эпюр. В этом случае в сечении г (рис. 3.11) поперечная сила
Д (О — 0кп) п
Q=\qdz =-----------$-£— SOTC, (3.13)
zx
а изгибающий момент
Л1 = Qc.
104
zx
Здесь Sqtc = j bdz — площадь отсеченной части крыла;
z
b 1 2Ь
с =-----£----ь+~Ь^----расстояние от рассматриваемого сече-
ния до центра тяжести площади отсечен-
ной части крыла (рис. 3.11); b и Ьк —
соответственно текущая и концевая хор-
ды крыла.
3.4. Эпюра моментов строится относительно оси г, вдоль
которой велось распределение погонной нагрузки q = qB — q^.
Ось z можно выбрать произволь-
но, однако удобнее совмещать ее со
средней линией крыла (рис. 3.11).
Погонный момент относительно оси
z от распределенных аэродинами-
ческих и массовых сил (рис. 3.12)
~ 7в (-'-г -^д) 4~ 9кр С^т xz)'<
сосредоточенные моменты от сил
агрегатов (рис. 3.13)
агр = ^агрПХагр — xfyf
где хг, хя и хт — соответственно
расстояния от пе-
редней кромки крыла до оси г, линии центров
давления и линии центров тяжести крыла;
Хагр — расстояние от центра тяжести агрегата до оси z;
105
Рх — продольная сила (тяга двигателя);
h — плечо силы Рх относительно оси г.
Интегрируя эпюру погонных моментов тг с учетом сосредото-
ченных моментов &Мг, получим эпюру моментов Л1г (рис. 3.13)
относительно оси г:
2
мг=- У mzdz + 2АЛД агр. (3.14)
1/2
Имея в сечении крыла момент Мг и поперечную силу Q (рис. 3.14),
можно найти координату точки приложения нагрузки, действующей
на отсеченную часть крыла:

Рис. 3.13
При известном положении цент-
ра жесткости в рассматриваемом
сечении крыла величину крутящего
момента Мк можно определить как
произведение силы Q на плечо d
Рис. 3.14
до центра жесткости. Более подробно этот вопрос рассмотрен
на его нагружение.
может размещаться топливо и другие грузы. На тяже-
в 5 7 этой главы.
3.5. Влияние грузов, размещаемых в крыле,
?ЫхРтоанспортных самолетах вес топлива, заливаемого в крылье-
вые баки может составлять 50% и более от взлетного веса. К крылу
могут также подвешиваться контейнеры с оборудованием, воору-
жением и топливом. От полета к полету, да и в течение одного по-
мета вес грузов может существенно изменяться. Поэтому важно
уметь оценивать влияние грузов на нагруженность крыла. Выше
отмечалось что массовые силы в полете снижают нагрузку крыла,
пни способствуют уменьшению поперечных сил и изгибающих мо-
маитов в сечениях крыла. Для небольших самолетов уменьшение
изгибающих моментов в корневом сечении за счет массовых сил мо-
жет составлять 10-15% , а для тяжелых - 30...50%. Следует иметь
в виду что указанная разгрузка крыла имеет место только при ста-
тическом нагружении. Для оценки влияния массовых сил на значе-
ния О и М при динамическом нагружении нужно проводить спе-
циальные расчеты. Здесь этого вопроса касаться не будем.
106

При посадке и движении самолета по грунту, когда подъемная
сила мала, нагрузка крыла определяется, в основном, инерцион-
ными силами от масс крыла и грузов, размещенных на нем. На-
правлена она вниз и тем больше, чем больше вес грузов в крыле.
Из эпюр поперечных сил для крыла транспортного самолета (рис.
3.15) с топливом в крыле (сплошная линия) и без топлива (штрихо-
вая) видно, что в полете топливо и двигатели разгружают крыло,
а при движении по грунту — догружают.
При проектировании стремятся выбирать параметры самолета
так, чтобы эксплуатационная нагрузка крыла при движении по
грунту не превышала на-
грузки полетного расчет-
ного случая D. Напомним,
что в случаеИ, который со-
ответствует обратному на-
гружению крыла, эксплуа-
тационная перегрузка рав-
на 0,5/г^. Нагрузка кры-
ла при движении по грунту
определяется величиной
перегрузки м?р и весом кон-
струкции крыла и грузов,
размещенных в нем. Най-
дем наибольшее допустимое
значение перегрузки п’р
из условия, что нагрузка
в корневом сечении крыла
при движении самолета по
грунту не превышает на-
грузки крыла для случая
D, т. е. QrP = Q3d. Воспользуемся соотношением (3.13). Попереч-
ная сила в корневом сечении крыла в случае D
Qd = 0,5nmax |jG — GKp — GT)
отс
— 0,5СдВ2 j =
= 0,5^axG(l-H-f
(а)
в случае движения самолета по грунту
[S 1 С
(GKp + GT)—~—F 0,5Сдп х j = n?pG£' —• (б)
Здесь GKp, GT, Сдн2— соответственно вес конструкции крыла, топли-
ва, размещенного в крыле, и двигателей, установленных на крыле;
£ = 1кР + Нт+ 0,5£дв2-^—- приведенный относительный вес кон-
*^ОТС
струкции и грузов консольной части крыла.
107
Используя зависимости (а), (б) и условие Q?,, = QSD, получим
выражение для величины допустимой перегрузки при движении по
грунту:
„э _ л 5„э (1 —5')
71гр —• V,<Jrtmax --- * (в)
Подобное выражение можно получить и для соотношения изги-
бающих моментов, которые, в основном, и определяют прочность
крыла. Однако его удобнее получать для конкретного самолета,
так как значения изгибающих моментов в сечении зависят от рас-
стояний грузов и агрегатов, расположенных в крыле, до рассматри-
ваемого сечения. Пользуясь соотношением (в), можно решать прак-
тические задачи.
Пример. Определить допустимую эксплуатационную перегрузку п’р при раз-
беге тяжелого транспортного самолета (б = 170 000 кгс; п?Их = ?Кр = °. 12;
5 \
5дв2 = 0,05; = 0,4 при = 0.4J. Все топливо заливается в кро1льевые
баки.
В рассматриваемом случае
g' = 0,124-0,4 + 0,5 • 0,05 • 2,5 == 0,58;
п’р = 0,5<ах = 0,5 • 2,5 = 0>9.
Найдем теперь, как нужно изменить массу заправляемого топлива, если по
каким-либо причинам (переход иа грунтовой аэродром) величина эксплуатацион-
ной перегрузки увеличится до п’р1 = 1,2. В этом случае, используя формулу (в),
найдем, что
Чтобы обеспечить такое значение а следовательно безопасную работу конструк-
ции с пэгр} = 1,2, нужно уменьшить массу заправляемого топлива на
AG = Д?О = 0,07 • 170 000 = 11 900 кг.
Здесь
А§ = 5т — 5Т1 = °>40 — °.33 = 0,07;
S
5т1 = Е1 ~ ?кр — °>5’ДвХ -----=0,51—0,12 — 0,5- 0,05 • 2,5 = 0 33
е ОТО ’
§ 4. Определение нормальных напряжений.
Метод Беляева
Ниже излагается расчет нормальных напряжений в сечении кпы
ла методом редукционных коэффициентов, который был поел
и разработан в 1932—1935 гг. проф. В. Н. Беляевым Р Д Ж6Н
4.1. Основные допущения. Современные методы определения
нормальных напряжений в крыле основаны на представлении крыла
108
в виде тонкостенной балки. Аналогия крыла с балкой становится
особенно понятной, если сопоставить их деформации. Как и для
балки, деформации крыла большого удлинения характеризуются
одним линейным (прогибом) и одним угловым (углом крутки) сме-
щением. Как и в случае балки, нормальные напряжения в сечении
крыла определяют при следующих до-
пущениях:
1) плоские сечения п— п (рис. 3.16),
нормальные к оси г крыла, поворачи-
ваясь при деформации, остаются плос-
кими (п' — п');
2) в продольных сечениях панелей
крыла нормальные напряжения ох = О
(рис. 3.16);
3) крыло рассматривается как безмо-
ментная тонкостенная оболочка.
Первых два допущения обосновыва-
ются наличием в крыле часто располо-
женных нервюр, которые, соединяя раз-
личные элементы крыла, обеспечивают его работу, как единого це-
лого. Благодаря большой жесткости нервюр в своей плоскости кон-
тур поперечного сечения крыла не деформируется при изгибе. По-
этому можно считать, что сжатие (растяжение) элементов продоль-
ного набора крыла не сопровождается поперечными деформациями
этих элементов и напряжения стх = 0.
Возможность рассматривать крыло как безмоментную оболочку
обусловлена тем, что местная жесткость при изгибе отдельных его
Рис. 3.18
элементов весьма мала по сравнению с жесткостью при изгибе всего
сечения.
Ниже излагается расчет сечения крыла от изгибающего момента,
действующего в плоскости, перпендикулярной к плоскости хорд.
Изгибающий момент, действующий в плоскости хорд, восприни-
мается, в основном, изгибом верхней и нижней панелей крыла.
Нормальные напряжения при этом определяются так же, как и при
вертикальном изгибе. По величине они получаются небольшими.
109
4.2. Исходные данные: изгибающий момент М в сечении крыла,
геометрические характеристики сечения (рис. 3.17) и характе-
ристики жесткости элементов продольного набора. Последние
задаются в виде зависимостей напряжений о от деформаций е
(рис. 3.19). Различные элементы крыла обычно имеют неодинаковые
и к тому же нелинейные зависимости о от е. Причиной этого может
быть различие в материалах, из которых выполнены элементы
конструкции, работа отдельных элементов за пределом пропорцио-
нальности и после потери устойчивости, а также неодинаковый
нагрев их.
4.3. Метод расчета. Неодинаковое для различных элементов
крыла течение кривых о от е требует вводить редукционные коэф-
фициенты при определении напряжений, а нелинейный характер
этих зависимостей приводит к необходимости определять их в об-
щем случае методом последовательных приближений, или, как его
еще принято называть, методом редукционных коэффициентов.
Сущность метода состоит в следующем. Определяя нормальные
напряжения, действительное сечение крыла (рис. 3.17) заменяют
приведенным (редуцированным) сечением, (рис. 3.18), все элементы
которого работают по одной фиктивной идеально упругой диа-
грамме и— в (рис. 3.19). Наклон последней можно назначить
произвольно. При этой замене требуют, чтобы усилия S = of и 8,(. =
— at[,fv в соответствующих элементах действительного и редуциро-
ванного сечений при равных деформациях этих элементов были
одинаковыми. Естественно, напряжения в элементах действитель-
ного и редуцированного сечений будут различными (о =/= Щр).
Из условия S ~ S<f получаем
/<₽=—/ = <₽/•
Отсюда делаем заключение, что площадь /ф сечения элемента реду-
цированного сечения крыла отличается от площади f соответствую-
щего элемента действительного сечения в отношении <р. Коэффи-
циент
О
<₽ = ~; (3.15)
называется редукционным коэффициентом.
Нормальные напряжения в редуцированном сечении изменяют-
ся по высоте линейно (рис. 3.18) и поэтому могут быть определены
по формуле
Л! ,
t У-
Истинные значения напряжений в элементах сечения
М
0 = 0^ = -J— у ср (3.16)
Здесь М — изгибающий момент в сечении;
ПО
’I
у — кбордината, отсчитываемая от нейтральной оси ре-
дуцированного сечения до рассматриваемого эле-
мента;
Jtf — — момент инерции редуцированного сечения.
При подсчете -]<(. за нейтральную ось можно принимать ось,
параллельную хорде крыла и проходящую через центр тяжести
редуцированного сечения. Ошибка за счет пренебрежения поворо-
том осей получается, как правило, небольшой.
Редукционные коэффициенты для элементов сечения определяют
методом последовательных приближений по такой схеме:
1) для всех элементов сечения задаются значениями редукци-
онных коэффициентов первого приближения <pt;
2) вычисляют площади элементов и момент инерции Jv ре-
дуцированного сечения;
3) определяют фиктивные напряжения (ц во всех элементах
редуцированного сечения;
4) по найденным значениям <Гф и диаграмме рис. 3.19 опреде-
ляют истинные напряжения ст, первого приближения;
5) вычисляют редукционные коэффициенты второго приближе-
ния по формуле
°;
ф4 = —т-
%
Расчеты ведут до тех пор, пока редукционные коэффициенты в
двух последующих приближениях не окажутся близкими друг к
другу. Сходимость решения зависит от того,
насколько удачно выбраны значения редук-
ционных коэффициентов первого прибли-
жения.
4.4. Выбор редукционных коэффициентов
первого приближения. При действии разру-
шающего момента в основных силовых эле-
ментах конструкции возникают напряжения,
близкие к разрушающим. В этом случае фик-
тивную диаграмму о — е следует проводить
через точку, соответствующую разрушающему
напряжению наиболее прочного элемента кон-
струкции, как это, например, показано на
рис. 3.20 для сжатой панели. Тогда для поясов лонжеронов сжатой
и растянутой зон
фп = 1,
для стрингеров с присоединенной обшивкой в сжатой зоне
фетр --
°стр
^разр п
111
в растянутой зоне
ф' — k стр •
фетр — « —
ив
Здесь Остр — напряжение в стрингере, принимаемое по диа-
грамме о — е соответственно для сжатой (рис. 3.20)
или растянутой области при е = ера3р.п;
огв — предел прочности материала пояса;
k = 0,8 4- 0,9 — коэффициент, учитывающий неэффективную ра-
боту стрингеров и обшивки из-за несовершенства
натяжения обшивки при клепке и наличия сдвига
листов обшивки относительно поперечных стыков.
В расчете на эксплуатационную нагрузку, полагая, что кон-
струкция работает в пределах упругости, редукционные коэффи-
циенты определяют однозначно — по формулам
р
сто
Фп — 1 > фетр — р---- ’
где Естр, Еп — модули упругости материала стрингера и пояса.
§ 5. Приближенный метод
определения нормальных напряжений
5.1. Моноблочное крыло. Продольные элементы носка и хво-
стика крыла расположены сравнительно близко от нейтральной
оси. Поэтому в приближенных расчетах работой этих частей конту-
ра крыла на нормальные напряже-
ния можно пренебречь. Дальней-
шее упрощение получают, заменив
оставшееся сечение прямоугольным
(рис. 3.21) с высотой
Нср = «0,5 (Н1 + Д3),
где F — площадь, ограниченная контуром, образованным обшив-
кой и стенками лонжеронов;
В — расстояние между стенками лонжеронов;
Нг, Н2~ соответственно высота переднего и заднего лонжерона.
Для принятой расчетной схемы нормальные напряжения в эле-
ментах сечения
М
Здесь
£ф;Л = ЕфЛ "F фетр (/стрП. + фоб-36);
/п, /стр — площадь сечения пояса и стрингера соответствен-
но;
п — число стрингеров в панели;
112

фоб -- |
У
Ркр-°---редукционный коэффициент обшивки;
° стр
фп, Фетр — редукционные коэффициенты пояса и стрингера.
При подсчете площади редуцированного сечения Еф/, растяну-
той зоны необходимо учитывать ослабление поясов, стрингеров и об-
шивки за счет отверстий под болты и заклепки, т. е. под Д следует
понимать площадь сечения за вычетом площади отверстий под бол-
ты и заклепки. В расчете сжатой зоны этого делать не нужно, так
как здесь нагрузка передается через
стержни болтов и заклепок.
Формулу (3.17) можно вывести и не-
посредственно из элементарных сообра-
жений: сила, действующая в панели,
равна моменту, деленному на среднюю
высоту сечения крыла; напряжение в
элементе равно силе, деленной на реду-
цированную площадь панели и умножен-
ной на соответствующий редукционный
коэффициент.
которых с ростом нагрузки напряжения в
Для конструкций,
элементах панели сохраняются примерно постоянными вплоть до
разрушения наиболее прочного элемента крыла (рис. 3.20), значе-
ния редукционных коэффициентов можно определить по формулам
„ _ 1. „ _ °стр ___ аразр.стр
Фп — Чстр------- ---
разр.п разр.п
где Стразр.стр и оГразр.п — разрушающее напряжение стрингера и пояса
соответственно.
Конструкции с весьма жесткими стрингерами разрушаются при
разрушении стрингера. После потери устойчивости стрингера на-
грузка, которую он может держать, резко падает. При этом рост
напряжений и разрушение поясов происходят без увеличения внеш-
ней нагрузки. В таких конструкциях для сжатой зоны следует при-
нимать
Фп = Фетр = 1-
5.2. Лонжеронное крыло. При расчете лонжеронного крыла
удобнее, особенно если разница в высотах лонжеронов велика,
вначале распределить изгибающий момент крыла между лонжеро-
нами, а затем уже определять в них напряжения. Изгибающий мо-
мент М. распределяют между лонжеронами пропорционально их жест-
костям при изгибе (рис. 3.22):
Mi _ (EJ)i
м2 ~ (EJ)2
(а)
Так как
М1 + М2 = М,
113
то
Л'=Л,Т7ИГ- (3.18)
Здесь (EJ)i — жесткость при изгибе i-ro лонжерона.
Соотношение (а) получается из условия равенства углов пово-
рота сечений лонжеронов крыла при изгибе (закон плоских сечений).
§ 6. Определение касательных напряжений
6.1. Основные допущения. Касательные напряжения возникают
в обшивке и стенках лонжеронов от действия поперечной силы и
крутящего момента.
При определении касательных напряжений т исходят из обще-
принятых допущений теории тонкостенных стержней и оболочек:
принимают, что напряже-
ния т по толщине обшивки
не изменяются, а погонные
касательные усилия q = тб
в любой точке сечения на-
правлены по касательной к
средней линии сечения кон-
тура (рис. 3.23). Кроме то-
го, считают, что попереч-
ные сечения крыла при
кручении могут свободно
депланировать, т. е. иска-
жаться в направлении дли-
ны оболочки.
Вначале будем считать, что крыло цилиндрическое. Влияние ко-
нусности крыла на величины касательных усилий учтем отдельно.
Расчет проведем, не отделяя изгиб от кручения, заменив попереч-
ную силу Q и момент Мг относительно оси z эквивалентной им си-
лой Q, приложенной в точке, находящейся на расстоянии а =
= от точки О' (рис. 3.23), принадлежащей оси крыла.
114
6.2. Касательные усилия q в замкнутом контуре (рис. 3.24, а)
от действия силы Q могут быть определены по формуле
q = q<t + 7п = ——h (3.19)
'ф
Где qq = — касательные силы изгиба, найденные в пред-
* * ср
положении, что в некоторой точке п контур
разомкнут (рис. 3.24, б);
S9 = — статический момент редуцированной площади
сечения относительно центральной оси, отсчи-
тываемый от точки п;
— площадь элемента, работающего на нормальные
напряжения;
qn — постоянный поток касательных усилий
(рис. 3.24, в), обеспечивающий равновесие всех
сил, действующих в сечении.
Сумма моментов сил, действующих в сечении, относительно про
извольного полюса О' должна быть равна нулю:
Qa + (6 ^S<p pds + qtt§ pds = 0,
J '<₽
откуда
= --Г—-г Ф <3-20>
Здесь a — расстояние от линии действия силы Q до полюса О';
р — расстояние от полюса до касательной к элементу
длины ds контура;
2F = pds — удвоенная площадь, ограниченная контуром.
В случае многозамкнутого контура расчет основной системы от
внешней нагрузки проводят подобным образом. При этом стати-
ческую неопределимость системы раскрывают, используя известные
методы строительной механики, например метод сил.
§ 7. Приближенные методы
определения касательных напряжений
Помимо допущений, сделанных в § 6, ниже будем пренебрегать
также работой обшивки на сдвиг от поперечной силы, полагая, что
эта сила воспринимается только стенками лонжеронов. Такое до-
пущение не ведет к большой погрешности, поскольку обшивка вос-
принимает не более 5—10% поперечной силы крыла.
Порядок определения касательных усилий q рассмотрим на при-
мере расчета двухконтурного сечения крыла (рис. 3.25). Если
контуров три и более, метод расчета остается таким же, несколько
усложняются лишь выкладки.
7.1. Распределение поперечной силы крыла Q между стенками
лонжеронов проводят пропорционально их жесткостям при изгибе:
Qi _ Мг (gj)1
(EJ\
Это соотношение получается из условия равенства прогибов лонже-
ронов, нагруженных соответственно силами Q; и Q2.
Так как ’
<21 + <?2 = Q,
то
Q S (EJ)t ' (3.21)
Здесь Qi — поперечная сила t-го лонжерона;
(EJ'). — жесткость при изгибе i-ro лонжерона.
Формулу (3.21) можно получить и непосредственно из выраже-
ния (3.19).
7.2. Крутящий момент Мк в сечении подсчитывают как момент
внешней нагрузки, действующей в сечении, относительно центра
жесткости. В рассматриваемом случае (рис. 3.25, а) центр жесткости
(ц. ж.) лежит на линии действия равнодействующей сил и Q2.
Рис. 3.25
Координату центра жесткости можно определить, напримео но
формуле г
Таким образом, крутящий момент в сечении крыла
Л4К = Qd,
где d — расстояние от линии действия силы Q до центра жесткости
сечения.
Крутящий момент в сечении можно определить также как cvmmv
моментов всех внешних и внутренних сил, действующих в сечении.
116
относительно произвольной точки. Например, приняв за полюс
точку О (рис. 3.25, а), найдем
Мв = <2а [Д — (хц.ж — <01 — <21 (-^Ц.Ж d).
На рис. 3.25, а показан момент Л4К, уравновешивающий крутя-
щий момент Qd.
7.3. Распределение крутящего момента между контурами про-
изводят пропорционально их жесткостям при кручении.
Если в крыле два контура, то из условия равенства относитель-
ных углов закручивания контуров имеем
Мк1 _ (GJK)t .
Мк2 (G/r)2
Из условия равновесия следует, что
Мк1 + -'Ик2 = мк.
Отсюда
-Нал ’ <3'22’
где MKi— крутящий момент i-ro контура сечения (рис. 3.25, б);
4F?
(GJlt)f = —-----жесткость при кручении i-ro контура сечения;
Ft — площадь, ограниченная i-м контуром сечения;
S — толщина обшивки (стенки);
ds — элемент длины контура;
G — модуль сдвига.
Интегрирование осуществляется по всему контуру.
Если в контуре в пределах панели толщина обшивки не изме-
няется, то
где и — длина панели в сечении (высота стенки) и толщина.
Стрингеры увеличивают жесткость крыла при кручении. Учиты-
вают это, вводя в расчет приведенную толщину обшивки. Для стрин-
гера закрытого сечения, а также открытого, но прикрепленного к
обшивке двумя рядами заклепок, приведенная толщина обшивки
на участке между заклепками
s = Ь» + —V- <“)
St-
где b — расстояние вдоль контура между заклепками креп-
ления стрингера к обшивке;
117
&st и 5, — длина i-ro элемента стрингера (в его сечении) и тол-
щина.
Суммирование в формуле (а) выполняется по всем элементам
стрингера между заклепками крепления его к обшивке.
Пример. Пусть в сечении крыла (рис. 3,25, 6) действует крутящий момент Мк1
площадь межлонжеронной части F2 = 3Flt а периметр ^2ds = 2^i1ds, толщина об-
шивки и стенок всюду одинакова, конструкция выполнена из одного материала,
т. е. Ой = const Определить Л1к1 и Л1к2.
Для вычислений формулу (3.22) удобнее записать в несколько ином виде.
Например, для определения крутящего момента носка
МК1=Л1К-----
1 I,
(G4)i
Подставляя сюда соответствующие значения жесткостей, выраженные через
геометрические размеры сечения, и сокращая все на G6, найдем
1 19
, F >. -М' /З? 2 = ТГ
'Oir 1+Ы —
9
Крутящий момент межлоижеронной части Мк2 = — Л1К.
В случае трех и более контуров (рис. 3.26) метод расчета остается
тем же. Поперечная сила i-ro лонжерона определяется по формуле
(3.21). Крутящий момент распределяется между контурами по фор-
муле (3.22). *
В общем случае коор-
динату центра жесткости
находят по формуле
„ _ ZQtxt
Хц ж-----Q ’
где xt — расстояние от точ-
ки О, принятой за
Рис. 3.26 полюс, до линии
действия силы Q(.
7.4. Касательные усилия в элементах контура. Касательные
усилия изгиба в стенках лонжеронов определяют по формуле
Q.I
(3.23)
где Hi — расстояние между центрами тяжести поясов i-ro лонже-
рона.
Касательные усилия в элементах i-ro контура от действия кру-
тящего момента (рис. 3.25, б; 3.26) находят по формуле
9кг 2F, ’ (3-24)
где Ft — площадь, ограниченная элементами, образующими i-й
контур.
118
Стенки промежуточных лонжеронов крыла нагружаются разно-
стью потоков касательных усилий, действующих в смежных кон-
турах. Суммарные усилия в них получаются, как правило, неболь-
шими по величине. В приближенных расчетах работой промежуточ-
ных стенок от действия крутящего момента можно пренебречь и
погонные касательные усилия обшивки определять по формуле
где F — площадь, ограниченная внешними элементами сечения.
Окончательные значения погонных касательных усилий в эле-
ментах контура получим, алгебраически просуммировав усилия в
соответствующих элементах, найденные от действия силы Q и мо-
мента Мл.
7.5. Действие поперечной силы Qx. Сила Qx воспринимается об-
шивкой. Пренебрегая работой носка и хвостика крыла на сдвиг
от силы Qx, погонные касательные усилия в обшивке межлонжерон-
ной части, например для схемы рис. 3.25, можно определить по
формуле
(3-25)
§ 8. Учет конусности крыла
Конусность крыла создается за счет его сужения и за счет из-
менения толщин профилей и обшивки по размаху. Влияние конус-
ности на нагружение элементов крыла рассмотрим на примере лон-
жерона (рис. 3.27).
От внешней нагрузки в поясах лонжерона возникают осевые
усилия, в стенках — сдвигающие. Конусность практически не вли-
яет на значение осевых сил в
поясах лонжерона и, в то же
время, существенно сказывается
на значении касательных усилий
в стенках. Из-за наклона поя-
сов часть поперечной силы лон-
жерона уравновешивается вер-
тикальными составляющими осе-
вых сил, возникающих в поя-
сах. При этом поперечная сила стенки соответственно изменяется.
Из условия равновесия сил в проекции на ось у, полагая sin у «
« у, получим выражение для поперечной силы стенки:
Q' = Q - ЗрастУ = Q - -f - У, (3.26)
где М = Qc — изгибающий момент лонжерона в рассматриваемом
сечении.
119
Величина у может достигать 20—35% от силы Q. Поэтому,
определяя касательные усилия в стенках, учитывать конусность
необходимо.
Влияние сходимости продольных элементов в плане крыла на
величины сдвигающих усилий в обшивке учитывают аналогично.
§ 9. Деформации крыла
От действия внешних нагрузок крыло изгибается и закручива-
ется.
9.1. Деформации изгиба крыла — прогибы у и углы поворота
поперечных сечений у' = (девиацию) — определяют, интегри-
руя дифференциальное уравнение упругой оси крыла
сРу М 1 „
~сЕг ~ EJlf, р- ’ <3-2')
где М — изгибающий! момент в сечении;
ЕЕ; — жесткость при изгибе;
р — радиус кривизны упругой оси;
Е — модуль упругости, принимаемый по фиктивной диаграм-
ме о — е.
Интегрируя уравнение дважды, получим выражения для опре-
деления углов поворота сечений:
I pj dz С г
и прогибов:
(3.28)
<?z + C.z + С2.
Постоянные интегрирования Сх и С2 определяются из гранич-
ных условий: при 2 = 0 (рис. 3.28) угол поворота д’ = 0, при z = /ф
прогиб у = 0. Приближенно крыло можно рассматривать как бал-
ку, защемленную у борта фюзеляжа. В этом случае у борта фюзеля-
жа г = /ф, у = у' = 0 и Сг = С2 = 0.
Обычно М и £/ф в виде аналитической функции задать не уда-
ется. Поэтому практически интегрирование уравнения упругой оси
осуществляют графоаналитическим способом. За упругую ось 2
принимают ось жесткости крыла. Вначале строят эпюру -~j- = —
делением ординат эпюры М на соответствующие ординаты эпюры
EJV. Последовательное суммирование площадей полученной эпюры
от оси самолета к концу крыла дает эпюру девиаций у', а сумми-
рование эпюры у' при выполнении граничных условий в точке z =
= 1ф — эпюру прогибов у.
Прогибы крыла, кроме того, можно найти, выразив функцию
А- через напряжения. Рассматривая деформированный отсек
120
единичной длины (рис. 3.29) и учитывая, что е = найдем
1 есж "Ь ераст СТ еж ~Ь %аст *
~ ~ НсрЕ
где осж, страст— напряжения в сжатой и растянутой панелях кры-
ла при действии на крыло эксплуатационного
момента.
Для приближенной оценки прогибов можно считать, что крыло
имеет призматическую форму и выполнено равнопрочным, т. е.
Н = const, асж = const и араСт = const. Тогда, выполняя интегри-
рование уравнения для консоли крыла, получим формулу для опре-
деления прогиба на конце крыла:
^СЖ + рраст Л /о oQ\
//max = ----------- к,
где /7ср — средняя высота кессона в корневом сечении крыла;
/к — длина консоли.
Пример. Пусть осж = ораст = 25 кгс/мм2; длина консоли (к - 5 м, высота
кессона Н = 25 см, материал —дуралюмин, Е = 7 • 105 кгс/см2. Тогда прогиб
конца крыла
2500 + 2500 _п
= 25-7- 10* 500-^70 см.
Прогибы крыла тем больше, чем больше изгибающий момент
и чем крыло тоньше, так как /<₽ ~ /У2, где Н — толщина крыла.
У современных самолетов при эксплуатационной нагрузке прогибы
конца крыла могут составлять 5—10% его размаха.
121
Рис. 3.30
9.2. Деформации кручения крыла. Относительный угол круче-
ния крыла, как известно, определяется следующей зависимостью
(рис. 3.30):
а _ dtp _ 1 X <?<&
dz 2F у 66 ’
где F — площадь, ограниченная одним из контуров сечения;
q — поток касательных усилий в элементах этого контура;
6 — толщина элементов контура (обшивки и стенок);
ds — элемент длины контура.
Определяя относительный угол кручения крыла, интегрирова-
ние можно вести по одному из замкнутых контуров сечения.
Объясняется это тем, что часто рас-
положенные жесткие в своей плоскос-
ти нервюры обеспечивают неизменяе-
мость контура сечения крыла. Поэто-
му все контуры в сечении имеют оди-
наковые относительные углы круче-
ния.
Интегрирование эпюры 0 (рис. 3.30)
дает полный угол кручения:
ф = j Bdz 4- С,
где С — постоянная интегрирования,
определяемая из следующего
граничного условия: при
z = 1ф угол кручения крыла
у борта фюзеляжа равен ну-
лю и С = 0.
Угол кручения тем больше, чем меньше площадь сечения крыла,
ограниченная контуром, и чем больше величина крутящего момента.
Приближенно угол кручения крыла можно определить, полагая
0 =0О (1 — zj, где 0О= — относительный угол кручения крыла
. — Z
у борта фюзеляжа; z = -j-----относительная координата.
Тогда
2
Ф = f Qdz = 0U (1 —0,5z) z
0
При z = /к z = 1 и ф = фтах « 0,5 0О/К.
§ 10. Температурные напряжения
10.1. Причины возникновения температурных напряжений. Тем-
пературные напряжения при нагреве возникают в тех случаях,
когда в конструкции создаются препятствия свободному тепловому
расширению отдельных ее элементов. Последнее может быть при
наличии градиента температур или применении материалов с раз-
122
личными коэффициентами линейного расширения. Появление тем-
пературных напряжений в конструкции поясним на примере.
Рассмотрим стержень длиной I с одним защемленным и другим
свободным концом (рис. 3.31, а). При нагреве стержня до темпера-
туры Т он удлиняется на величину AZ = аАТ1, где а — коэффи-
циент линейного расширения материала, \Т — разность темпера-
тур нагрева стержня и сборки системы. Поскольку такой стержень
может свободно расширяться, напряжения в нем не возникают,
т. е. аг = 0.
Теперь рассмотрим тот же стержень, но с двумя защемленными
концами (рис. 3.31, б). Пусть опоры устроены так, что они не поз-
воляют ему свободно расширяться.
В этом случае при нагреве в стержне
возникнут температурные напряже-
ния сжатия от #= 0-
Приравнивая к нулю сумму относи-
тельного удлинения свободного расши-
рения стержня ~ = аАТ и упругой
деформации найдем температур-
ные напряжения в стержне при непо-
движных опорах:
от = — аЛТЕ. (3.30)
Знак «минус» означает, что при по-
Рис. 3.31
вышении температуры в элементе раз-
виваются сжимающие напряжения. Собирается конструкция обыч-
но при комнатной температуре, поэтому,если температура нагрева
достаточно велика, в формулу (3.30) можно подставлять не разность
температур АТ, а значение температуры нагрева Т.
10.2. Основные допущения при определении температурных
напряжений в конструкции крыла:
1) температурное поле изменяется лишь вдоль хорд, оставаясь
постоянным по размаху крыла;
2) относительные деформации элементов конструкции, связан-
ные с тепловым расширением и упругими деформациями, подчиня-
ются закону плоскости;
3) деформации конструкции происходят в упругой зоне.
При этих предположениях можно считать, что в сечениях крыла,
достаточно удаленных от его концов, возникают только нормальные
напряжения. Ниже для упрощения выкладок принимаем, что кон-
струкция (рис. 3.32) и градиенты температур симметричны отно-
сительно плоскости yz.
10.3. Температурные напряжения. Рассмотрим отсек крыла дли-
ной, равной единице (рис. 3.32). В результате нагрева элементы
продольного набора отсека удлиняются. При этом относитель-
ная деформация свободного расширения г-го элемента будет а£7\-.
123
Суммарная деформация элемента, обусловленная его тепловым рас-
ширением и упругой деформацией Jy, в любом сечении кон-
струкции должна подчиняться закону плоскости, т. е.
а,Л + -%- = Ayi + С-
где А и С — постоянные, определяемые из условия самоуравнове-
шенности системы температурных напряжений;
у, — координата, отсчиты-
ваемая от нейтральной
оси сечения до i-ro эле-
мента.
Упругая деформация i-ro эле-
мента
-g- = Ay, + С-аЛ,
а температурные напряжения в
нем
<т» = ФА (Ау, + С — a,Tt). (3.31)
Здесь Ф/ = -тА — редукционный
коэффициент;
Ед — модуль упру-
гости материала, к которому приводится все сечение.
Запишем условие равновесия. Так как внешние силы здесь не
рассматриваются, сумма проекций всех сил, действующих в сече-
нии на ось z и момент этих сил относительно оси х должны быть
равны нулю:
= 0; = 0,
где fi — площадь i-ro элемента.
Подставляя выражение (3.31) в равенства (3.32), получим
A^yWift + CS<p;/(- — = 0;
ASy^h + C^yitPifi — ty1(pJl — 0.
Отсюда, учитывая, что статические моменты всего сечения относите-
льно центральных осей инерции тождественно равны нулю f =
s= 0), найдем:
(J _ .
(3.32)
(3.33)
ч>
где Fq, = 2<рЛ — площадь редуцированного сечения;
Jvx = Syfyifi — момент инерции редуцированного сечения от-
носительно оси х.
124
Рис. 3.33
Найденные значения А и С подставим в выражение (3.31). Окон-
чательно формулу для определения нормальных температурных на-
пряжений в конструкции получим в виде
а, = <р,Ь0 — а;/ ( н----р------1-----7-----Hi
L 1 ф w* j
В правой части формулы (3.34) первый член (—<pi£'eatT'z) соот-
ветствует температурному напряжению элемента при условии от-
сутствия его удлинения. Второй и третий члены представляют со-
бой нормальные напряжения сжатия и из-
гиба, обеспечивающие самоуравновешен-
ность системы температурных напряжений
в сечении. В случае симметрии конструк-
ции и температурного поля относительно
осей х и у последний член в выражении
(3.34) обращается в нуль. При равномер-
ном нагреве конструкции, выполненной из
одного материала, а также в случае нерав-
номерного нагрева конструкции из разно-
родных материалов, но при условии, что
= const для всех элементов, темпера-
турные напряжения в крыле равны нулю.
В общем случае, когда условия снимет
грева не накладываются, формула для нормальных напряжений
имеет вид
= Ф>-СО — а»Л 4-------Р------ 4------J-----У‘ +
I 1 ф Ф*
х 1. (3.35)
J<fy J
Здесь Jvx и — моменты инерции относительно центральных
осей х и у сечения соответственно;
х{ — координата, отсчитываемая от нейтральной оси
до рассматриваемого элемента.
конструкции и на-
пример, Определить температурные напряжения в стенке двутавровой балки
(рис. 3.33), выделенной из многостеночной конструкции крыла, если температура
обшивки = 130°С; температура стенки = 0°С; материал — дуралюмин:
Ест = 7 • 103 кгс/см2; Е^ = 5,7 • 103 кгс/см2; а = 2 • 10~51/°С; 6об = 0,15 см;
6СТ = 0,2 см.
Редукционный коэффициент для стенки <рст = 1, для обшивки <роб = 0,815.
По формуле (3.34), где для данного случая в силу симметрии конструкции и
нагрева последний член равен нулю, найдем
(’ст Фст^ст аст^ст +
^СТ^СТ^СТ^СТ 4- 20^o67'og<Pogf Qg
ФстРст 4* об
= 1 . 7 • 106 • 2 . 10-5 [- 0+ 'Л-у^-з"1 = 1000 кгс/см2‘
10.4. Учет температурных напряжений. При работе конструкции
в пределах пропорциональности температурные напряжения нужно
125
суммировать с напряжениями, возникающими в конструкции от
внешней нагрузки. Если критическое напряжение элемента меньше
предела пропорциональности, то такой элемент может терять устой-
чивость при напряжениях, от внешнего силового воздействия, суще-
ственно меньших, чем критические. Температурные напряжения мо-
гут приводить к снижению жесткости конструкции (см. § 11).
При действии разрушающих нагрузок температурные напряже-
ния уменьшаются из-за появления в конструкции остаточных де-
формаций. Если материал разрушается вязко, их можно не учиты-
вать. Применяемые в авиации алюминиевые, титановые и стальные
сплавы относятся к вязким. Поясним это на примере конструкции
из дуралюмина. Относительное удлинение при разрыве, например
для Д16АТ, е = 10%, коэффициент линейного расширения а = 22 X
X 10-6 1/°С. При температуре 150°С, по существу предельной для
конструкции из дуралюмина, температурная деформация ег = аТ =
= 22 • 10-6 • 150 = 33 • КГ4, или 0,33%. Если даже темпера-
турная деформация полностью стеснена, т. е. она вся может быть
приравнена к упругой деформации, то и в этом случае величина по-
следней много меньше разрушающей. Поэтому в случаях, когда ма-
териал разрушается вязко, при расчете по предельным нагруз-
кам учет влияния нагрева на прочность конструкции сводится
лишь к учету изменения физико-механических 'свойств мате-
риала.
§ 11. Влияние нагрева на деформации крыла
С повышением температуры, как уже отмечалось, уменьшаются
модули Е и G материала, в результате чего уменьшаются жесткости
при изгибе EJ и кручении GJK и растут деформации конструкции.
, Р | потаопви narhr,r>»«aiTuu чп-
На величины деформаций мо-
гут существенно влиять так-
же температурные напря-
жения.
Влияние температурных
напряжений на эффективную
жесткость при изгибе сравни-
тельно невелико. Поэтому в
случае изгиба учет влияния
нагрева на деформации кон-
струкции сводится практиче-
ски к учету снижения с рос-
том температуры модуля уп-
ругости материала. Эффективная жесткость кручения при нагреве
может существенно снижаться и даже становиться равной нулю
Рассмотрим влияние температурных напряжений на эффектов
ную жесткость при кручении на примере отсека единичнойдлнны,
нагруженного крутящим моментом (рис. 3.34).
с, <7/
Рис. 3.34
126
Предположим вначале, что температурных напряжений в крыле
нет. Тогда для закручивания отсека на угол 0 нужно приложить
момент
= 0GJK.
Рассмотрим теперь то же крыло, в сечениях которого, однако,
действуют температурные напряжения а?-. Поскольку отсек дефор-
мирован внешней нагрузкой, элементарная сила ardf, действующая
на элемент df сечения, даст составляющую на плоскость сечения
<jTd[y = Qpardf. При этом момент всех элементарных сил в сечении
относительно оси вращения
Мт = 0p2or(f/,
где р — расстояние от элементарной площадки df до оси вращения.
Таким образом, при действии температурных напряжений в се-
чении крыла для закручивания отсека на угол 0 нужен момент
Мк = Мк + Мт = 9 [GJK + j> p2cTdf].
Отсюда следует, что эффективная жесткость при кручении
(С/К)эф = GJK + $ p2oTdf. (3.36)
Первый член в выражении (3.36) всегда положителен, знак второго-
зависит от знака вт-
При нагреве конструкции носок и хвостик профиля крыла про-
греваются быстрее, чем его средняя, более массивная часть. При
этом носок и хвостик крыла ис-
пытывают сжимающие напряже-
ния. Этому соответствует отри-
цательное значение второго чле-
на в выражении (3.36) и умень-
шение эффективной жесткости
крыла при кручении. По мере
выравнивания температур по
профилю температурные напря-
жения уменьшаются и эффектив-
ная жесткость увеличивается.
В процессе охлаждения кон-
струкции эффективная жесткость
может даже превысить значение жесткости при нормальной темпера-
туре. В некоторых условиях эффективная жесткость при кручении
может стать равной нулю. На рис. 3.35 показаны кривые изменения
эффективной жесткости при кручении по времени для профиля
сплошного сечения 4%-ной толщины с размерами хорды около 1 м;
полет проходит на высоте 11 км, скорость полета от дозвуковой до
соответствующей числу М = 3 возрастает мгновенно.
127
§ 12. Защита от нагрева.
Пути уменьшения температурных напряжений
Конструкции, подвергающиеся аэродинамическому нагреву, в за-
висимости от мер, используемых для защиты от нагрева, разделяют
на «горячие», теплоизолированные и конструкции с искусственным
охлаждением.
12.1. «Горячие» конструкции — это конструкции, незащищенные
от влияния внешней среды; охлаждаются они радиацией. По сути
это обычные конструкции, элементы которых рассчитаны на макси-
мальную температуру, достигаемую в длительном полете. При чис-
лах М < 5 4- 6 такие конструкции в весовом отношении, как пра-
вило, предпочтительнее теплоизолированных или с искусственным
охлаждением. Современные сверхзвуковые самолеты, исключая
отдельные их части, относятся именно к этому типу конструкций.
Величины температурных напряжений в «горячей» конструкции
зависят от градиентов температур и, в значительной степени, от кон-
струкционного материала. Если теплопроводность материала боль-
шая, то тепло быстро и равномерно распределяется по конструкции.
При этом перепад температур, а вместе с тем и значения максималь-
ных температурных напряжений уменьшаются. С этой точки зрения
предпочтение следует отдать более теплопроводным материалам.
Теплопроводность алюминиевых сплавов в несколько раз больше,
чем специальных сталей, что дает им преимущество перед другими
материалами вплоть до температуры 150°С, превышение которой
существенно снижает их статическую прочность.
Величины температурных напряжений в конструкции зависят
и от характеристик теплового расширения материала. С уменьше-
нием коэффициента линейного расширения материала температур-
ные напряжения (при прочих равных условиях) уменьшаются.
Уменьшить температурные напряжения в конструкции можно
также, подбирая различные материалы для обшивки и стенок так,
чтобы для всех элементов значения atTL были близки между собой.
Отмеченные выше характеристики материалов (теплопровод-
ность и тепловое расширение), хотя и учитываются при выборе
материала, тем не менее не являются основными. Выбирая матери-
алы для конструкций, подверженных нагреву, ориентируются, глав-
ным образом, на характеристики удельной прочности о/у и жест-
кости Е/у (как и для обычных конструкций), а также на характерис-
тики ползучести. Считают, что для конструкций, рассчитанных на
небольшой срок службы, применение материала возможно до тем-
пературы, при которой удельные характеристики прочности и жест-
кости уменьшаются не более чем в 2 раза по сравнению с их значе-
нием при комнатной температуре.
12.2. В теплоизолированных конструкциях основные силовые
элементы защищаются экраном — пассивным (теплоизлучающим)
или активным (теплопоглощающим). Теплоизоляция увеличивает
продолжительность периода нагрева и обеспечивает уменьшение
128
притока тепла в конструкцию. В результате этого средняя темпера-
тура конструкции уменьшается.
Простейшим примером пассивной защиты служит окраска на-
ружной поверхности самолета в белый или черный цвет. Окраска
в белый цвет алюминиевой обшивки при уровне нагрева 120—140°С
дает снижение температуры ее поверхности на 10— 15°С; окраска
самолета 5Д-71 в черный цвет позволила снизить температуру его
титановой обшивки на режиме полета Н — 20 км, М = 3 на 20—
30°С. Это объясняется повышенной излучательной способностью
окрашенной обшивки. Коэффициент излучения е для лакокрасоч-
ного покрытия белого или черного цвета обычно превышает 0,9,
а в отдельных случаях приближается к единице. Для титановой
обшивки е = 0,38.
Для защиты конструкции от больших тепловых потоков устанав-
ливают специальные экраны, выдерживающие высокие температуры
и обладающие большой отражательной способностью. Экран от-
деляется от силовой конструкции слоем теплоизоляции (рис. 3.36),
которая уменьшает поступление тепла внутрь конструкции. Благо-
даря тому что несущая конструкция нагревается в меньшей степени,
чем изоляция, в ней возникают преимущественно растягивающие
усилия. Это благоприятно сказывается на ее работе. Для экрана
могут использоваться жаростойкие сплавы на основе никеля и ко-
бальта, тугоплавкие сплавы на основе молибдена, ниобия, тантала,
вольфрама и, наконец, керамики.
Защита конструкции с помощью активного теплопоглощающего
экрана предполагает нанесение на наружную ее поверхность абля-
ционного покрытия. Последнее при нагреве переходит из твердого
состояния в жидкое и газообразное с поглощением большого коли-
чества тепла. Одновременно с этим раскаленная масса уносится,
в результате чего и обеспечивается защита конструкции от нагрева.
Абляционная система защиты, как правило, менее выгодна, чем
радиационная. Она применяется лишь в особых случаях — при ин-
тенсивных кратковременных тепловых потоках (температуре более
1500°С) — и рассчитана на одноразовое использование.
Наряду с конструкциями, у которых теплоизоляция размеща-
ется снаружи, возможны конструкции с внутренней изоляцией.
5 8 19
129
Теплоизолирующий материал в последних располагается между
обшивкой и остальными элементами (рис. 3.37). Внутренняя изо-
ляция уменьшает поступление тепла от обшивки в конструкцию,
а сама обшивка при этом прогревается более равномерно (рис. 3.37,
штриховая линия). Вместе с тем внутренняя изоляция приводит
к возрастанию градиентов температур между обшивкой и остальной
конструкцией, что может быть причиной появления значительных
температурных напряжений.
12.3. Конструкции с искусственным охлаждением предполагают
наличие специальных поглотителей тепла. Поглощенное тепло мо-
жет аккумулироваться на борту самолета либо по мере его накоп-
ления удаляться в окружающую среду. Наиболее перспективными
считаются конвекционные системы охлаждения и системы с пори-
стым охлаждением.
В конвекционной системе поглощение тепла происходит с помо-
щью жидкого или газообразного охладителя, омывающего нагре-
тую поверхность. В качестве хладоагентов могут применяться вода,
фреон, гелий, жидкие металлы и соединения лития. Потребную
массу теплопоглотителя определяют из условия поглощения задан-
ного количества тепла Q, поступающего в конструкцию за период
нагрева:
где Нэф — эффективная теплота поглощения, т. е. количество тепла,
которое может поглотить 1 кг массы хладоагента, ккал/кг.
Из перечисленных теплопоглотителей наибольшую величину
йэф имеет жидкий литий; для него йэф = 8 • 105 ккал/кг, для воды
с учетом ее нагрева йэф = 6000 ккал/кг. Использовать жидкий
литий в конструкции крайне трудно. Большой эффективной тепло-
той поглощения обладает водород. Но у него малая плотность, по-
этому для размещения его требуются большие объемы. Если нагрев
конструкции не превышает 300—400°С, в качестве охладителя мож-
но использовать воду и фреон. Обычно такие системы (рис. 3.38)
включают бак 2 для хладоагента, насос 1 и теплообменник 3. При не-
большой длительности полета, когда масса системы соизмерима
с массой охладителя, водяное охлаждение может оказаться наибо-
лее рациональным.
В системах пористого охлаждения жидкий или газообразный
хладоагент подается через пористую (перфорированную) поверх-
ность в пограничный слой. Такая система более эффективна, чем
конвекционная, но конструкция ее сложнее, главным образом из-за
трудности обеспечить надежное регулирование подачи хладоагента
в зависимости от теплового режима конструкции.
12.4. Конструктивные мероприятия. Температурные напряже-
ния можно уменьшить, а иногда и полностью предотвратить, если
обеспечить элементам конструкции свободное тепловое расширение.
Частично этого достигают применением ферменных конструкций
130
или гофрированных стенок (рис. 3.39), которые могут свободно рас-
ширяться и сжиматься при соответствующих деформациях обшивки.
Крепят гофр к поясам обычно, приваривая его по контуру или по-
луволнам. Использование в конструкции пластичных вставок и по-
перечных стыков обшивки, обеспечи-
вающих некоторую свободу деформа-
ции сдвига, также способствует сни-
жению температурных напряжений.
Рис. 3.39
Рис. 3.38
Уменьшить температурные напряжения, обусловленные нерав-
номерным нагревом крыла по хорде, можно, прикрепляя носок
и хвостик к основному контуру крыла на карданных подвесках или
изготовляя носок из отдельных секций.
Для уменьшения температурных напряжений в заделке иногда
все узлы крепления крыла к фюзеляжу, кроме одного, выполняют
подвижными в направлении оси самолета.
§ 13. Влияние способа крепления крыла на его работу
Крепление крыла к фюзеляжу осуществляется по всему контуру
(рис. 3.40, а) или на стыковых болтах в нескольких точках
(рис. 3.40, б).
Если крыло крепится по всему контуру, заделка практически
не оказывает влияния на распределение напряжений в его элемен-
Рис. 3.40
тах. Напряжения в сечениях вблизи заделки в этом случае опреде-
ляются так же, как и для сечений, удаленных от нее,— по формулам
§ 4—7 данной главы.
Если, однако, максимальные сдвигающие усилия <?ф, которые
могут развиваться в обшивке фюзеляжа (рис. 3.41), меньше сдви-
гающих усилий <7пан, действующих в панелях, то в сечениях крыла
у заделки происходит перераспределение усилий. Нагрузка пане-
5*
131
лей &q = ^пан — <7ф, которая не может быть воспринята обшивкой
фюзеляжа, сдвигом силовой нервюры (или нескольких нервюр)
передается на стенки лонжеронов, откуда сдвигом и изгибом лонже-
ронов — на силовые шпангоуты фюзеляжа. Один из лонжеронов
при этом догружается, а
другой — разгружается.
Дополнительные силы, до-
гружающие лонжероны и
йМ силовые шпангоуты, ДТ? =
=\qH, дополнительный мо-
мент лонжерона у борта
фюзеляжа ДЛ4 = ARl^, где
/ц — длина центроплана.
При точечном крепле-
нии крыла к фюзеляжу об-
шивка и стрингеры в разъ-
еме прерываются. В свобод-
ном крае панели препятст-
вий продольным перемеще-
нием не создается, деформа-
ции ничем не стеснены и поэтому напряжения не возникают. Изгибаю-
щий момент в сечении по разъему воспринимается растяжением—сжа-
тием поясов лонжеронов, крутящий момент—парой сил по лонжеро-
нам. В работу на сдвиг обшивка крыла включается в непосредственной
близости от разъема в сечении по корневой нервюре, которая и обес-
печивает ее включение. В работу на нормальные напряжения об-
шивка и стрингеры включаются постепенно, причем тем медленнее,
чем меньше жесткость панели в районе заделки. Считают, что креп-
ление крыла на стыковых болтах сказывается на работе участка кры-
ла примерно длиной В, где В
(между узлами крепления).
Ниже приводится прибли-
женный анализ работы крыла
прямоугольного сечения в
районе заделки для случаев че-
тырех- и трехточечного креп-
лений, т. е. для двух- и одно-
лонжеронных крыльев. Мно-
готочечное крепление можно
свести к этим же случаям.
13.1. Влияние четырехто-
чечного крепления крыла на
его работу при поперечном изгибе. Характер изменения нормальных
напряжений в продольном элементе панели и осевых усилий в поя-
сах лонжеронов показан на рис. 3.42. По мере приближения к разъ-
ему нормальные напряжения в обшивке и стрингерах постепенно
уменьшаются, а усилия в поясах соответственно возрастают. В
разъеме весь изгибающий момент воспринимается поясами.
132
Выявить нагружение элементов крыла в районе заделки можно
следующим образом. Предположим вначале, что обшивка у заделки
не прерывается. Тогда нормальные напряжения и погонные каса-
тельные усилия в корневом сечении крыла определяются так же,
как и вдали от заделки,— по формулам (3.17) и (3.19), т. е.
М
°' - (р';
О
При этом осевые усилия в поясах
2V1 = ofnl и N°2 = ofn2.
Здесь /ni, /п2 — площадь пояса переднего и заднего лонжеронов
соответственно.
В действительности напряжения в сечении z — 0 панели равны
нулю и весь изгибающий момент здесь воспринимается лонжерона-
'ми. Изгибающий момент, приходящийся на каждый из них, найдем,
распределяя момент М между лонжеронами пропорционально их
жесткостям при изгибе. Тогда
= М
и фактические усилия в поясах лонжеронов
Л7° — • Л7° — М*
«nl = "• > «п2 = —ц—
По мере удаления от разъема обшивка и стрингеры постепенно
включаются в работу и на расстоянии В от заделки работают полно-
ценно. Соответственно этому дополнительные усилия в поясах
AJV? = N°n I — JV?
и д^ = №п2—№2
по мере удаления от заделки уменьшаются и при z — В становятся
равными нулю. Приближенно можно считать, что они затухают
по длине по закону кубической параболы. Примем, что
ДАТ = ДАТ0 (1 — г)3,
— Z
где z = -g- — относительная координата, отсчитываемая от плос-
кости разъема.
Вследствие изменения нормальных напряжений по длине кон-
струкции в панели крыла возникают касательные усилия. Эти уси-
лия изменяются по длине и по ширине панели. Вблизи поясов их
можно определить из условия равновесия элемента пояса, нагружен-
ного силой ДХ (рис. 3.42). Отсюда
д ^)=3^(1_-Л
7 dz В 4 7
133
Максимальное значение A q будет при z = 0:
Л о ЛЛ"
^^max — g—
Окончательные значения касательных усилий в панели
Ч = Яа + д<7-
Рис. 3.43
При вычислении дополнительных касательных усилий Aq в об-
шивке вблизи переднего лонжерона нужно принимать А№ = ДМ?,
вблизи заднего лонжерона — АЛЛ,.
13.2. Влияние четырехточечного крепления крыла на его работу
при кручении (рис. 3.43). От действия крутящего момента Л4К в об-
шивке и стенках возникают
погонные касательные уси-
лия qK = ~к, где F — пло-
щадь, ограниченная конту-
ром сечения. Эти усилия
вызывают сдвиги элементов
крыла, в результате чего
плоские поперечные сече-
ния крыла искажаются (де-
планируют). В сечении за-
делки депланации невозможны. Влияние заделки на конструкцию
эквивалентно нагружению угловых элементов сечения крыла само-
уравновешенной системой сил АЛ/°, устраняющих продольные пе-
ремещения этих элементов.
Осевые усилия в поясах можно определить, раскрывая ста-
тическую неопределимость системы известными методами строи-
тельной механики. Ниже приведен лишь конечный результат:
Л ^об
ддго ~ Л*------------------\
Ап Ап

где D — диаметр фюзеляжа;
боб, бСт — толщина обшивки и стенки соответственно;
/п = /п1 = /п2 — площадь пояса лонжерона.
Дополнительные усилия АЛ7 по длине конструкции затухают.
Будем считать, что затухание происходит по закону кубической па-
раболы:
АЛ/ = АЛ/° (1 — г)3.
Силы AN обычно невелики. Если напряжения от изгиба в поясах
лонжеронов превышают предел пропорциональности, то дополни
тельные усилия AN от кручения к тому же резко уменьшаются
Поэтому при расчете конструкции на разрушающую нагрузку
134
их можно не учитывать. Однако от действия сил AM в обшивке и
стенках возникают дополнительные касательные усилия \qo6 и
А<?ст, Учет которых необходим при уточнении расчета стенок на
сдвиг и заклепочных швов крыла в районе заделки. Рассматривая
равновесие элемента пояса (рис. 3.43), можно записать
Л . л d(AW) о Д№ Z1 -,2
Л<7об + А</ст — — • — 3 —g— (1 — z) . (а)
Из условия самоуравновешенности дополнительных сил в сече-
нии (момент относительно произвольной точки равен нулю) следу-
ет, что
А<? = А<?об = А<7ст. (б)
Рис. 3.44
На основании выражений (а) и (б) получаем
Л 3 Д№ ..
•
Максимальное значение А<? будет при z = 0:
л<7тах — "2 g— •
Суммарные значения погонных касательных усилий в обшивке
<7об = — д<7.
в стенках
<7ст = <7К + А</.
Вблизи заделки касательные усилия в обшивке уменьшаются,
а в стенках — возрастают.
13.3. Влияние трехточечного крепления крыла на его работу
при поперечном изгибе (рис. 3.44). Крыло крепится к фюзеляжу
моментным узлом по основному лонжерону и шарнирным — по вспо-
могательному. Шарнирный узел обеспечивает передачу только по-
перечной силы. Поэтому весь изгибающий момент крыла в сечении
по разъему воспринимается передним лонжероном. По мере удаления
от разъема вследствие сдвига обшивки и стенок вспомогательный
135
лонжерон постепенно включается в работу на изгиб и на расстоянии
В от разъема работает полноценно.
Расчет крыла в районе заделки будем проводить в следующем
порядке. Вначале, предполагая, что крыло имеет четырехточечное
крепление, распределим поперечную силу и изгибающий момент
между основным и вспомогательным лонжеронами пропорциональ-
но их жесткостям при изгибе. Таким образом, найдем поперечные
силы основного и вспомогательного лонжеронов:
Q- _ Q (£J)ocH___________ • Q' — Q (£,/)всп
Уосн - У (£.7)ос[| + (£7)всп . Чвсп - У (Е/)осн+(Е/)всп
и изгибающие моменты
MoCH = M (£j)ocH + (^)всп ’ MBCn-MW0CH_+(^)Bcn ‘
В действительности вспомогательный лонжерон крепится к фю-
зеляжу шарнирным узлом и поэтому в корневом сечении крыла
AfBcn=O. Чтобы удовлетворить этому условию и при этом не на-
рушить условие равновесия, приложим по корневому сечению кон-
струкции к основному и вспомогательному лонжеронам самоуравно-
вешенную систему моментов А М° = Мвсп, При этом в сечении z = О
изгибающие моменты основного и вспомогательного лонжеронов
будут такими:
AJqch — АТосн + ДМ»;
Мзсп = Мвсп —ДМ» = 0.
По мере удаления^ от разъема моменты ДМ» затухают. Как и
выше, будем считать, что затухают они по закону кубической па-
раболы. Тогда изгибающие моменты основного и вспомогательного
лонжеронов на участке крыла 0 < z В можно определить по
формулам
Моск = Мосн + ДМ» (1 - 2)»;
Мвсп = <сп — ДМ» (I - z)3.
Погонные касательные усилия в стенке основного лонжерона
?ОСН ~ 7осн Д</,
в стенке вспомогательного лонжерона
9всп ~ 7всП — Д<7»
в обшивке
9об = Д</.
' ^ОСВ ' ^всп _
Здесь (/оси = —-ff1- » ^всп = —jj---погонные касательные усилия в
стенках лонжеронов, определя-
емые из расчета крыла в пред-
положении четырехточечного
крепления его к фюзеляжу;
136
\q =
A A^.(i — z)2— дополнительные погонные ка-
2 НВ
сательные усилия, определяе-
мые из условия равновесия
пояса лонжерона и самоурав-
новешенности дополнительных
сил в сечении.
Максимальное значение \q будет при г = 0:
. _ 3 АМ°
ZXtfmax — 2
Схемы нагружения элементов сечения сдвигающими усилиями
от поперечной силы для участков крыла г > 1 и 0 < г < 1 приве-
дены на рис. 3.44.
§ 14. Нагружение и работа нервюр
14.1. Нормальные нервюры нагружаются от воздушных сил
и силами от общего изгиба крыла.
Воздушная нагрузка нервюры (рис. 3.45). Распределение воздуш-
ной нагрузки по хорде крыла выявляется из продувок модели или
крыла, а если продувок нет,—
по нормам прочности. Резуль-
таты продувок приводятся обыч-
но в виде эпюр относительных
и нижней рн = поверхностей крыла, где Др— разность дав-
лений невозмущенного потока и потока на профиле; q — скорост-
ной напор. По известным значениям рв и рв можно найти погон-
ную нагрузку:
<7нерв *= (рв + ри) qa
и величину равнодействующей нагрузки нервюры!
ь
Рнерв — <7нерв^Х.
0
137
Здесь а — расстояние между нервюрами;
b — хорда крыла.
Нагрузка от общего изгиба крыла. При изгибе крыла элементы
верхней и нижней панелей стремятся сблизиться между собой
Этому препятствуют нервюры. Погонную сжимающую нагоузку
нервюры (рис. 3.46) найдем, рассматривая деформированный
элемент крыла длиной a: ’
чб = р .
4а ~
a
Отсюда
<т6а
SaM2
EJi у'
где о — нормальное напряжение в панели;
§ — _^стр ------------эквивалентная толщина панели (без по
ясов);
1 М
— = ~g7~ — кривизна изогнутой оси крыла.
14.2. Усиленные нервюры устанавливают в местах приложения
к конструкции больших сосредоточенных нагрузок, в местах пере-
лома осей элементов продольного набора, у вырезов и т. п. Типич-
ными примерами силовых нервюр, нагруженных сосредоточенными
силами от прикрепленных к ним агрегатов, являются нервюры,
устанавливаемые в местах крепления шасси, органов управления
и пр.
14.3. Расчет нервюр. Рассмотрим бортовую нервюру двухлон-
жеронного крыла (рис. 3.47). Нервюра нагружается погонными ка-
Л4К
сательными усилиями qK = от крутящего момента Мк крыла,
а уравновешивается на стенках лонжеронов парой сил 7? =
где В — расстояние между лонжеронами. Эпюры поперечных сил
и изгибающих моментов нервюры приведены на рисунке.
Для носка нервюры в текущем сечении х поперечная сила
Q = *7к^тек,
изгибающий момент
М = 9B2FOTC.
Здесь Н-гек — высота сечения, в котором определяют Q;
Вотс площадь, ограниченная контуром нервюры и сечением
в котором ищут М. ’
Максимальный изгибающий момент получается на стыке носовой
и межлонжеронной частей нервюры. С поясов носовой части на
пояса центральной части нервюры усилия передаются частично
обшивкой, но главным образом — фитингами-косынками, которые
специально для этого устанавливают в местах сочленения И
138
Рассмотрим нервюру (рис. 3.48), нагруженную распределенной
нагрузкой <7нерв и сосредоточенной силой РНеРв, например, от эле-
рона в узле его навески. Опорами нервюры служат стенки лонже-
ронов и обшивка. Реакции Rlt R2 и Q определяются из расчета кон-
тура крыла от нагрузки нервюры (см. гл. 3, § 7).
Рис. 3.47
м.
в
От внешней нагрузки и опорных реакций нервюра работает на
изгиб и сдвиг. Значения Q и М в сечении нервюры подсчитывают
по формулам
X
Q = У Qaepvdx -|- SPj ± <7^тек>
О
отс,
Л4 = У У <7 нервах + SP, dx ±
О [о
где Pi — i-e сосредоточенные силы (реакции, от агрегатов), нахо-
дящиеся слева от рассматриваемого сечения.
Зная Q и М, можно найти касательные усилия в стенке и осевые
усилия в поясах нервюры. Определяя напряжения в поясах, к пло-
щади сечения пояса нервюры необходимо добавлять приведенную
площадь обшивки.
Пример. Для нервюры (рис. 3.48), на которой крепится узел иавески элеро-
на, построить эпюры Q и М. Дано: Рнерв = 800 кгс; F2 = 1600 см2; Ft = 500 см2;
(EJ)2 = 0,8 (EJ)i; В = 100 см; с = 20 см; Нг = Н2 = 15 см; qHepB = 0.
Реакции и /?2 найдем, распределяя силу Рнерв между стенками пропорци-
онально жесткостям лонжеронов при изгибе:
= Ргерв + 1(£j)2 = 800 1 4-0,8 = 445 КГС’ = 355 КГС<
Крутящий момент в сечении
Мк = — R2B 4- Рнерв (В 4- с) = — 355 • 100 4- 800 (100 4- 20) = 60 500 кгс • см.
139
Погонные касательные силы в обшивке
Л1К 60 500
Як 2Z7! 4- 2F2 2 • 500 + 2 • 1600 ~ 14,4 кгс/см;
Ординаты эпюры Q
Qi = qKH = 14,4 • 15 = 216 кгс;
Qj = Qi — Ri = 216 — 445 = — 229 кгс;
Q2 = — 800 кгс.
Изгибающий момент
Mi = <712F1 = 14,4 • 2 • 500 = 14 400 кгс • см;
М2 = Рнервс — 800 . 20 = 16 000 кгс • см.
§ 15. Нагружение и расчет заклепочных швов
Рис. 3.49
Заклепочные швы служат для соединения отдельных элементов
конструкции. Нагружаются они внутренними усилиями, которые
стремятся вызвать относительные смещения соединяемых элементов.
, , Применяют заклепки
Продомньшшо диаметром до 6—8 мм.
'Если по расчету требу-
ется больший диаметр,
Поперечный то обычно ставят болты.
о В неподвижных соедине-
ниях болты нагружают-
ся и рассчитываются так
же, как и заклепки.
Клеевые швы нагру-
жаются теми же усилия-
ми, что и заклепочные.
Чтобынайти напряжения
среза по такому шву,
нужно погонные усилия
разделить на ширину шва.
Расчет на прочность соединений, выполненных роликовой или
точечной сваркой, имеет ряд специфических особенностей.
15.1. Определение сил, действующих на заклепку. Продольный
шов соединения листов обшивки (рис. 3.49). Замечая, что от нор-
мальных усилий, действующих в панели, заклепки не работают,
найдем силу, приходящуюся на заклепку:
3 п
где g___погонные касательные усилия обшивки от изгиба и кру-
чения;
t — шаг заклепок в ряду;
п — число рядов.
Поперечный шов (рис. 3.49). В данном случае заклепка нагружа-
ется равнодействующей усилий от нормальных напряжений обОб/
140
и от касательных qt. Сила, приходящаяся на заклепку,
Р3 = 4- Иабоб)2 + <72 >
где боб — толщина обшивки.
Сила, действующая на заклепку соединения стрингера с обшивкой
(рис. 3.50),
р3 =
Рис. 3.50
где Ag = -j- AS — приращение погонных касательных сил в обшив-
ке за счет стрингера;
AS = ///стр — приращение статического момента за счет пло-
щади стрингера.
Сила, приходящаяся на заклепку соединения обшивки с нервюрой,
Р3 =
где qn — погонные касательные усилия по контуру нервюры, опре-
деляемые из расчета нервюры.
Сила, действующая на заклепку соединения стенки лонжерона
с поясом (рис. 3.51). По закону парности касательных усилий в
продольном сечении стенки действуют те
же усилия, что и в поперечном. Поэтому
^3 = — -
3 п
где q — погонные касательные усилия
стенки.
Заклепки крепления обшивки к карка-
су нагружаются, кроме того, растягиваю- *
щими усилиями. Сила, приходящаяся на
заклепку соединения стрингера с обшив- J
кой. Рис. 3.51
Р3 = ptb,
где р — расчетная интенсивность воздушной нагрузки;
Ь — расстояние между стрингерами.
Подобным образом можно определить силу на заклепку соеди-
нения нервюры с обшивкой.
15.2. Расчет заклепок и листов. Заклепки рассчитывают на
срез (иногда — на растяжение), а листы — на смятие (см. гл. 9).
Гл... 4^|к СТРЕЛОВИДНЫЕ
1 И ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ
§ 1. Стреловидные крылья
Стреловидные крылья выполняют по тем же силовым схемам,
что и прямые. Включают они те же элементы: лонжероны (или про-
дольные стенки), панели (обшивка и стрингеры) и нервюры. Особен-
ности конструкции стреловидных крыльев проявляются в их корне-
вой части.
В зависимости от силовой схемы корневой части различав т
крылья с переломом осей стрингеров и лонжеронов (рис. 4.1) и с
подкосной балкой 4—3 (рис. 4.2, а) или 2—5 (рис. 4.2, б, в). Особое
Рис. 4.1.
место занимают крылья из-
меняемой стреловидности,
у которых силовая схема
корневой части определя-
ется конструкцией поворот-
ного узла (см. гл. 4, § 11).
В крыльях, изображен-
ных на рис. 4.1, перелом
осей стрингеров и лон-
жеронов может осущест-
вляться у борта фюзеляжа
(рис. 4.1, а) или в плос-
кости симметрии самолета (рис. 4.1, б). Для таких схем харак-
терно наличие силовых нервюр, устанавливаемых в плоскости
перелома осей продольного набора. Обшивка и стрингеры могут про-
ходить внутрь фюзеляжа или прерываться у его борта, если это
диктуется компоновочными соображениями, например, при разме-
щении в этой части фюзеляжа двигателя или воздушного канала его.
Крылья с переломом осей продольного набора применяют преиму-
щественно на тяжелых самолетах, у которых шасси убирается в
гондолы двигателей, специальные обтекатели или фюзеляж, и поэто-
му в крыле нет больших вырезов.
Подкосная балка может принадлежать фюзеляжу (рис. 4.2, а)
или крылу (рис. 4.2, б, в). В первом случае ее не связывают с об-
шивкой крыла и делают неразъемной у борта фюзеляжа. Это не-
сколько упрощает изготовление крыла и подкоса. Консоль крыла
при этом опирается на фюзеляж и на подкосную балку в узлах 1,
2 и 3, которые обычно выполняют шарнирными, т. е. передающими
142
силу и не передающими момента. Эпюра изгибающих моментов для
такого крыла имеет вид, аналогичный виду эпюры для крыла с
внешним подкосом (рис. 4.3). Разгрузка корневой части крыла от
изгиба способствует уменьшению деформаций изгиба крыла и, та-
ким образом, повышению жесткости. Крыло сравнительно легко
снимается и навешивается на узлы крепления к фюзеляжу. По
Рис. 4 2
Рис. 4.3
такой схеме иногда выполняют крылья на сравнительно небольших
самолетах с ограниченным ресурсом, а также конструкции килей
и стабилизаторов.
Чаще, однако, подкосную балку соединяют с обшивкой, а узел
5 сочленения балки с лонжероном и нервюрой (рис. 4.2, б, в) делают
моментным. Балка при этом ор-
ганически входит в конструкцию
крыла. Разъем ее выполняют у
борта фюзеляжа или в плоскос-
ти симметрии самолета. Схема
крыла с подкосной балкой удоб-
на при размещении шасси в кры-
ле. В этом случае развилка, об-
разуемая подкосной балкой 2—5
и лонжероном 1—5, использует-
ся для крепления узла стойки,
а объем между подкосной балкой
и лонжероном — для размеще-
ния ее в убранном положении
(рис. 4.2, в).
Ось подкосной балки стремятся направлять перпендикулярно
к оси фюзеляжа, чтобы разгрузить бортовую нервюру от изгиба.
Если крыло имеет большую стреловидность, а узел 5 крепления
стойки шасси далеко отнесен от борта фюзеляжа, то для получения
приемлемой высоты подкосной балки в корневом сечении ее могут
выполнять с переломом у борта фюзеляжа (рис. 4.2, в). В этом
случае бортовая нервюра нагружается значительным изгибающим
моментом.
Нормальные нервюры могут устанавливаться перпендикулярно
(рис. 4.1, а) к оси крыла (за ось обычно принимают среднюю
143
линию между лонжеронами или ось одного из лонжеронов) или по
потоку, т. е. вдоль хорд фактического обтекания крыла потоком
(рис. 4.1, б). На работу силовой схемы расположение нервюр прак-
тически не влияет. Если они поставлены по потоку, то форма про-
филя в плоскости фактического обтекания крыла выдерживается
лучше. Однако критические напряжения сдвига у косоугольного
элемента обшивки оказываются ниже, чем у равновеликого прямо-
угольного. Это объясняется тем, что при нагружении косоугольного
элемента по схеме рис. 4.1, б его критические напряжения опреде-
ляются работой на сжатие длинной диагонали. Нервюры, располо-
женные по потоку, имеют длину и вес, большие, чем нервюры,
ориентированные по нормали к оси крыла. С точки зрения изготов-
ления крыла проще нервюры, ориентированные по нормали к его
оси. Поэтому такое расположение их применяют чаще.
Вдали от заделки элементы стреловидных крыльев нагружаются
так же, как и соответствующие элементы прямого крыла. Обычно
считают, что полная аналогия в работе имеет место на удалении
г >В от корневой нервюры, где В — расстояние между лонжеро-
нами. В сечениях, удаленных от заделки, напряжения определяют
так же, как и для прямого крыла,— по формулам § 4—7 гл. 3. По-
этому ниже рассматривается лишь нагружение и работа элементов
корневых частей стреловидных крыльев.
§ 2. Однолонжеронное крыло с переломом оси лонжерона
у борта фюзеляжа
2.1. Силовая схема (рис. 4.4, а) состоит из лонжерона 1—3—3',
задней стенки 2—2', корневых нервюр 1—5 и 2—4, бортовой нер-
вюры 1—2 и тонкой обшивки. Будем считать, что нервюра 2—4
в узле 2 закреплена шарнирно, а нервюра 1—5 в узле 1 защемлена.
Так как рассматривается лонжеронное крыло, то можно считать,
что нормальных напряжений обшивка не воспринимает. При этом
оказывается, что на участке 1—2—3 она не работает и на сдвиг.
Действительно, из условия равновесия треугольного элемента
1—2—3 обшивки (рис. 4.4, б), все кромки которого свободны от нор-
мальных напряжений, вытекает, что касательные усилия <?об
не могут быть уравновешены, и следовательно, они равны
нулю.
2.2. Эпюры нагрузок. Опорные реакции крыла найдем, рассма-
тривая его равновесие. Равенство нулю суммы моментов всех сил
относительно осей 2—2, 1—1 и 1—2 (рис. 4.4, а) соответственно дает
^ = р(1 + хг): (4.1)
Мб = Pd,
144
где Р — равнодействующая аэродинамических и массовых сил
консоли крыла;
Zi—2 — расстояние между точками 1 и 2;
Мб — изгибающий момент в бортовом сечении крыла.
На рис. 4.4, а для крыла, нагруженного воздушными и массо-
выми силами постоянной интенсивности р = const, показаны эпю-
ры погонной нагрузки q = pb, где b — текущее значение хорды,
а также эпюры поперечных сил Q, изгибающих М и крутящих ЛД
моментов. Для однолонжеронного крыла ЛД = Мг, где Мг — мо-
мент относительно оси г,
совпадающей с осью лон-
жерона, которая в данном
случае является также и
осью жесткости.
2.3. Передача нагрузок элементами корневой части крыла. В св-
чении 2—4 (рис. 4.5) действуют поперечная сила Q и изгибающий
момент М по лонжерону крыла и крутящий момент Мл в виде по-
гонных касательных сил дк ~ по замкнутому контуру, где
F — площадь, ограниченная обшивкой и задней стенкой. Передача
этих сил и моментов, а также местной нагрузки на узлы крепления
крыла к фюзеляжу обусловливает нагружение элементов корневой
части крыла.
Поперечная сила и изгибающий момент передаются к узлу 1
сдвигом и изгибом участка 1—3 лонжерона. В узле 1 поперечная
сила уравновешивается на силовом шпангоуте фюзеляжа, а из-
гибающий момент воспринимается лонжероном 1—1 фюзеляжной
части (рис. 4.4, а) и бортовой нервюрой 1—2.
С точки зрения передачи крутящего момента корневая часть
крыла статически неопределима. Действительно, крутящий момент
может быть передан на борт фюзеляжа двумя путями: изгибом
нервюры 2—4 и лонжерона /—3 или сдвигом элементов контура нос-
ка и изгибом нервюры 1—5. Статическую неопределимость системы
можно раскрыть приближенно, полагая, что момент ЛД распре-
деляется между соответствующими системами пропорционально их
145-
жесткостям при кручении:
= = (4.2)
где Afj и — соответственно момент, воспринимаемый нервюрой
2—4, и крутящий момент носка;
Cj — жесткость системы «нервюра 2—4 — лонжерон
1—3 — нервюра 1—2 и лонжерон /—/», определяе-
мая как величина, обратная крутке этой системы
от единичного момента;
а, — жесткость системы «контур носка — нервюра
1—5 — нервюра 1—2 и лонжерон 1—/»
2.4. Нагружение элементов корневой части крыла без учета
местной нагрузки приведено на рис. 4.6.
Рис. 4.6
Нервюра 2—4 нагружается погонными касательными усилиями
qK со стороны обшивки консольной части крыла, а уравновешивается
погонными касательными усилиями qa = -~л. на К0Нтуре носка
(Fa— площадь, ограниченная контуром носка) и реакциями в уз-
лах 2 и 3:
R2 = R3 =
D
Mt
В
От этих сил нервюра работает на сдвиг и на изгиб.
Обшивка носка работает на сдвиг от погонных касательных
усилий qR.
Нервюра 1—5 работает как консольная балка на изгиб и на сдвиг
от погонных касательных усилий qa обшивки носка.
Лонжерон 1—3 нагружается поперечной силой Q и изгибающим
моментом М со стороны консоли, силой R3 — от нервюры 2—4 и
касательными усилиями qa как элемент контура носка. Изгибающий
момент лонжерона в узле 1
Мл = М + (Q — R3)
146
поперечная сила
+ quH = Q — R3 + qaH,
где Н — высота лонжерона.
Лонжерон 1—1 в фюзеляжной части нагружается изгибающим
моментом Мб.
Бортовая нервюра 1—2 нагружается изгибающим моментом
Мн — Мл sin X + М2 cos X,
определяемым нз равновесия узла 1 (рис. 4.6). Уравновешивается
нервюра реакциями = R? в узлах 1 и 2.
Изгибающий момент бортовой нервюры по мере увеличения
стреловидности крыла возрастает. При стреловидности более 45°
он превышает величину изгибающего момента лонжерона в фю-
зеляжной части крыла. Для включения нервюры в работу на из-
гиб ее соединяют с лонжероном 1—3 и нервюрой 1—5 не только
по стенкам, но и по поясам. Нервюру /—2 выполняют в виде балки»
пояса которой соизмеримы с поясами лонжеронов.
§ 3. Моноблочное крыло
3.1. Силовая схема крыла (рис. 4.7) состоит из двух лонжеронов-
1—5 и 2—4, обшивки, подкрепленной стрингерами, усиленной бор-
товой нервюры 1—2 и набора обычных нервюр. Ниже с целью упро-
щения работой носка и хвости-
ка крыла будем пренебрегать
и примем, что вся нагрузка
крыла воспринимается его
межлонжеронной частью, сече-
ние которой будем считать
прямоугольным.
В бортовом сечении крыло
опирается на силовые шпан-
гоуты 1—1, 2—2 фюзеляжа
и крепится по контуру к бо-
ковым стенкам фюзеляжа.
Чтобы определить опорные
реакции, нужно раскрыть ста-
тическую неопределимость си-
стемы. Эпюры нагрузок на
участке консоли крыла (до се-
чения 2—3) имеют такой же
вид, как и эпюры прямого
Рис. 4.7
крыла.
k- 3.2. Действие изгибающего момента. От изгибающего момента
в сечениях крыла возникают нормальные напряжения. Для сече-
ний, отстоящих от корневой нервюры на расстоянии z > В, их
определяют по формулам § 4, 5 гл. 3. В крыле прямоугольного се-
чения они распределяются равномерно по ширине панели (рис. 4.7).
147
В корневой части крыла напряжения перераспределяются. Из-за
стреловидности крыла продольные элементы панелей, расположен-
ные вблизи задней стенки, например элемент 0—2, оказываются
более короткими и, вследствие этого, более жесткими, чем элементы
у передней стенки, например элемент 0—1—3. В результате, пола-
гая, что здесь также справедлив закон плоских сечений, обнаружи-
ваем, что при одних и тех же перемещениях относительные дефор-
мации, а следовательно и напряжения, в элементах, расположенных
у задней стенки, будут больше, чем в элементах панели, находя-
щихся вблизи передней стенки. Таким образом, продольнье эле-
менты, расположенные у задней стенки, догружаются, а находя-
щиеся у передней,— разгружаются. В зависимости от соотношения
жесткостей элементов крыла и стреловидности нормальные напря-
жения 02—3 в панели вблизи задней стенки могут на 40—50% пре-
высить напряжения o°-3, определенные без учета стреловидности.
Нормальные напряжения в сечении 2—3 можно определить по фор-
муле
^2—3
°2-3 = ~нвГ фх- (4.3)
Здесь Л42-з — изгибающий момент в сечении 2—3;
б = ----эквивалентная толщина обшивки панели;
£>
— редуцированная площадь сечения панели [см.
формулу (3.17)];
<рх — редукционный коэффициент, характеризующий
распределение напряжений по сечению панели.
Согласно рекомендации С. Н. Кана и И. А. Свердлова [20]
Фх = ——I—----------ГТ" ’ (4.4)
(и + Z) In I 1 -]——1
где
7 _ & в cos1 X । 1
1 — 2В’ бф sin % + ~tgT ’
и = -----относительная координата, отсчитываемая от точки
2 (рис. 4.7);
D — диаметр фюзеляжа;
бф — эквивалентная толщина обшивки фюзеляжной части
крыла.
Приближенно для крыла с % = 40 -г- 50° величину фХ можно
определить по графику рис. 4.8.
Пример. Определить иормальиые напряжения в точках 2 и 3 панели (рис 4.7),
если X = 45°; б = б* = 0,6 см; Н = 20 см; В = 100 см; -^-=0,7; др, , =•
= 40 000 кгс • м.
148
Согласно формуле (4.4)
i“0'7(JTr)‘-^ + T=','25;
<рУ9 =-------------------Г- да 1,36; фуз да 0,755.
(0+1,25)1„(1 + -11г)
(по графику рис. 4 8 соответственно <рх2 М; <Рхз <=* 0,70).
По формуле (4.3) найдем, что
°2 =
40 000 • 100
20 • 100 • 0,6
1,36 да 4550 кгс/см2;
а3 = 2520 кгс/см2.
Если конструкция работает за пределом упругости, напряжения
в сечении по корневой нервюре выравниваются. Однако, несмотря
на это, разрушение элементов, расположенных у задней стенки
крыла, наступает раньше. Для того чтобы повысить несущую
способность конструкции, задний лонжерон иногда выполняют бо-
лее массивным, чем передний, а обшивку изготовляют переменной
толщины по хорде, утолщая ее от носка профиля к задней стенке.
На некоторых выполненных конструкциях толщина обшивки у
задней стенки в 2—3 раза превышает толщину обшивки у передней
стенки.
Треугольная панель 1—2—3 (рис. 4.9) нагружается нормальными
напряжениями о2—з- Уравновешивается панель на борту фюзеляжа
погонными касательными усилиями qi—z бортовой нервюры и нор-
мальными напряжениями щ_2 фюзеляжной части крыла. Можно
считать, что напряжения <т2—з остаются постоянными вдоль стрин-
геров корневого треугольника. При этом сила в элементе шириной
Дн
ДМ = о2—зД«б-
Панель фюзеляжной части крыла и бортовая нервюра. Сила Д/V
в сечении 1—2 (рис. 4.9) раскладывается на две составляющие, одна
из которых нагружает стрингеры и обшивку фюзеляжной части кры-
ла, а другая — бортовую нервюру. Нормальные напряжения в
149
элементах фюзеляжной части
cos X
погонные касательные усилия бортовой нервюры
<7i_2 = 0,5о2-з6 sin 2Х.
Дополнительные напряжения. Нормальные напряжения, дей-
ствующие в корневом сечении, можно представить в виде двух сла-
гаемых:
02—3 = о°_з + Ао, (4.5)
где о®—з— нормальное напряжение, определяемое по
формуле (4.3) при <рх = 1;
Ао = 02—3 (*Рх — 1) — дополнительные напряжения в сечении
2—3.
Дополнительные напряжения Ао образуют систему самоурав-
новешенных сил. Это следует из того, что основная система сил
Ог-зВб, действующих в панелях крыла (рис. 4.10), уравновешива-
ет внешнюю нагрузку — изгибающий момент М. По мере удаления
от корневого сечения к концам крыла напряжения Ао уменьша-
ются, и в сечении 4—5 они практически равны нулю.
Нормальным напряжениям Ао сопутствуют дополнительные ка-
сательные усилия Aq, возникающие в обшивке и стенках. В сече-
нии 2—3 усилия в стенках можно определить по формуле
А^ст = о2-з6 0,5 ф- Z
(4-6)
или приближенно по графику рис. 4.11.
3.3. Действие поперечной силы и крутящего момента. На участ-
ке консоли крыла поперечная сила Q распределяется между стен-
ками лонжеронов пропорционально их жесткостям при изгибе,
крутящий момент Мк воспринимается замкнутым контуром, обра-
150
зованным обшивкой и стенками. В сечении по корневой нервюре
2—3 в результате действия дополнительных касательных усилий
Д</ поперечная сила заднего лонжерона возрастает, а переднего —
уменьшается:
Qa = Q2 + Л^ст#;
Q3 = Q3 - А?стЯ.
Здесь <2з и Q® — поперечные силы переднего и заднего лонжеронов,
определенные без учета стреловидности.
Сила Q2 на 40—50% может превышать значение силы Q®.
Перераспределение нагрузки между передним и задним лонже-
ронами происходит за счет обшивки и корневой нервюры, а если
последняя отсутствует — за счет нескольких обычных нервюр,
расположенных вблизи сечения 2—3.
Пример. Определить Q2 и Q3 в сечении по корневой нервюре, используя дан-
ные предыдущего примера (п. 3.2), если ~ Оз ~ 8000 кгс.
Основные напряжения в панели
о _ М2-3
2-3 НВЬ
4 000 000
20 • 100 • 0,6
3330 кгс/см2.
По формулам (4.6) и (а) найдем
Л<7СТ = 3330 • 0,6 0,5 4- 1,25
:=s 100 кгс/см
и
Q2 = 8000 4-100-20= 10 000 кгс; Q3 = 8000 — 100 • 20 = 6000 кгс.
Нагружение элементов корневого отсека (рис. 4.12). Попереч-
ная сила Qa заднего лонжерона в узле 2 передается непосредственно
на силовой шпангоут фюзеляжа. Поперечная сила Q3 переднего
лонжерона может быть передана на опорные узлы крыла изгибом
корневой нервюры 2—3 и лонжерона 1—3 или же сдвигом элемен-
тов корневого отсека. Если считать, что она передается сдвигом
элементов корневого отсека по схеме рис. 4.12, б, то на основании
закона парности касательных напряжений, действующих в тре-
угольной панели, можно заключить, что погонные касательные уси-
лия в стенках лонжерона и нервюры равны между собой: q„ = qa =
= qQ. При этом QJI = QH = 0,5Q3 и qQ =
Крутящий момент Л4К воспринимается сдвигом элементов корне-
вого отсека. Касательные усилия qK = (рис. 4.12, в).
Таким образом, треугольная панель 1—2—3 и стенка лонжеро-
на 1—3 нагружаются погонными касательными усилиями
= 7к + 7<2>
а корневая нервюра 2—3 — усилиями qQ.
151
Уравновешивается панель (рис. 4.13) погонными касательными
усилиями 7i’_2 со стороны бортовой нервюры и нормальными напря-
жениями Oi-2 со стороны фюзеляжной части крыла. Условие равен-
ства нулю проекций всех сил, дей-
ствующих на панель, на направление,
перпендикулярное к бортовой нервю-
ре, дает
4
Щ-2 = -IT- sin 2%,
Оф
на направление 1—2 —
q\—2 = cos 2Х.
3.4. Суммарные напряжения в эле-
ментах корневой части крыла найдем,
алгебраически просуммировав соот-
Рис. 4.12
ветствующие напряжения, возникающие в них от действия М,
Q и Мк.
3.5. Бортовая нервюра (рис. 4.14) является сильно нагружен-
ным элементом корневой части стреловидного крыла. Действуют на
нее погонные касательные усилия
71—2 = 71—2 + 71-2-
Уравновешивается нервюра на
боковых стенках фюзеляжа и опор-
R ных шпангоутах крепления крыла
" к фюзеляжу соответственно реак-
циями /?б и /?ш. Жесткость опор-
ных шпангоутов больше жесткос-
ти боковых стенок фюзеляжа, по-
этому приближенно можно счи-
тать, что нервюра опирается только
на шпангоуты, а 7?б = 0. В этом
случае расчет приводит к некоторому завышению нагрузок на нер-
вюру и, следовательно, идет в запас прочности. От указанных сил
152
нервюра работает на сдвиг. Если ее контур отличается от прямо-
угольного, то она работает также и на изгиб, но последние деформа-
ции обычно малы, и учитывать их нет необходимости, Такие нер-
вюры обычно выполняют в виде сплошной толстой стенки.

§ 4. Моноблочное крыло
с лонжеронной фюзеляжной частью
Рис. 4.15
4.1. Силовая схема и особенности ее работы. Если п0 условиям
компоновки обшивку и стрингеры пропустить внутрь фюзеляжа
нельзя, например при размещении в нем двигателя или воздушного
канала его, крыло на участке фю-
зеляжа выполняют по лонжерон-
ной схеме (рис. 4.15). Вместо лон-
жеронов возможна также установ-
ка силовых шпангоутов рамного
типа. В этом случае нормальные
напряжения в свободном крае об-
шивки крыла в бортовом сечении
<71-2 = 0 и весь изгибающий мо-
мент в фюзеляжной части крыла
воспринимается лонжеронами.
По мере удаления от борта фю-
зеляжа обшивка достаточно быстро
включается в работу на нормаль-
ные напряжения. Это объясняется
тем, что при наличии бортовой нер-
вюры в скошенном крае обшивки
могут развиваться значительные касательные усилия, которые урав-
новешивают нормальные напряжения (рис. 4.15). В силу эффек-
тивной работы корневого отсека приближенно можно считать,
что в сечении по корневой нервюре напряжения в рассматриваемой
схеме крыла распределяются так же, как и в стреловидном крыле
с моноблочной фюзеляжной частью.
Значительными силами нагружается в этом случае бортовая
нервюра, которая работает не только на сдвиг, но и на изгиб от
сосредоточенных моментов, действующих в узлах 1 и 2 вследствие
перелома осей лонжеронов. Такую нервюру конструктивно вы-
полняют в виде балки; пояса ее соединяют с поясами лонжеро-
нов.
Ниже рассматривается нагружение элементов корневого тре-
угольного отсека 1—2—3 от поперечной силы Q, изгибающего М и
крутящего Л1К моментов, действующих в сечении 2—3.
4.2. Поперечная сила приложена к отсеку в виде сил Q2 и Qa по
стенкам лонжеронов. Сила Q2 непосредственно передается на узел
2 крепления крыла к фюзеляжу. Сила Q3 может быть передана на
борт фюзеляжа (рис. 4.16) сдвигом и изгибом лонжерона 1—3 на
153
узел 1 или сдвигом и изгибом корневой нервюры 2—3 на узел 2.
Распределение силы между элементами отсека следует выявлять из
расчета отсека как статически неопределимой системы.
Изгибающий момент корневой нервюры в сечении 2
М$ = kQaB,
поперечная сила нервюры
QH = = kQ3.
Изгибающий момент лонжерона в сечении 1
(1 — k) Q3B tgX,
поперечная сила
<ЭЛ = (I — £) Q3.
Изгибающие моменты бортовой нервюры 1—2 и лонжеронов 1—1
и 2—2 фюзеляжной части крыла определяется из рассмотрения рав-
в
новесия узлов 1 и 2, нагруженных соответственно моментами Л1?
Реакции бортовой нервюры
» „ sin х — м2 cos х
Pt = R2 = —5-----------------cos X.
Для отсека постоянной высоты Н при ф = -гг- = 5 • 20 гле
Е* Е* _ К.Н
* л> * к.н площадь сечения соответственно пояса лонжерона и
корневой нервюры, и х = 40 4- 50° коэффициент k, характери-
зующий распределение нагрузки между элементами отсека, прибли-
женно можно принимать равным 0,25—0,35. Если корневая нервюра
в узле 2 закреплена шарнирно, коэффициент k = 0 и вся сила О
передается лонжероном на узел 1. "
4.3. Изгибающий момент М приложен к отсеку в виде нормаль-
ных напряжений о2-з, действующих в сечении 2—3 панелей
(рис. 4.17).
154
Панель 1—2—3. Сила, действующая на панель,
У = об'В,
где о — среднее напряжение в панели, определяемое по формуле
(4.3) при <Рх = 1;
8' — эквивалентная толщина обшивки (без учета площади по-
ясов лонжеронов).
Линия действия силы W проходит через центр тяжести эпюры
о2_зД/, построенной для сечения 2—3 панели, при равномерном
распределении напряжений по сечению панели — через центр
тяжести площади редуцированного сечения панели. Здесь Д/ —
площадь элемента редуцированного сечения панели.
Сила N уравновешивается сдвигающими усилиями Т{ по граням
панели. Из условия равенства нулю моментов сил относительно
вершин треугольника получим средние значения этих усилий:
П_з = А^;
Т2_з =• W (1 - -J-) ctg X;
^ = И1-4г)1нк-- <4-7)
Корневая нервюра 2—3 нагружается усилиями Т2-з- Опирается
нервюра в узлах 2 и 3. Узел 2 — моментный, узел 3 — шарнир-
ный. Опорные реакции определяются из расчета отсека как стати-
чески неопределимой системы.
Реакции в узлах 2 и 3
R^R^kN-^,
изгибающий момент в сечении 2
Ml = Т2—зН - R3B.
F
Для ф — = 5 4- 20 приближенно можно принимать k =
'’к.н
~ 0,6 4- 0,7. Таким образом, 60—70% нагрузки Т2_$Н нервюры
передаются сдвигом стенки на узлы 2 и 3, а 40—30% — ее изгибом
на узел 2.
Лонжерон 1—3 у узла его крепления нагружается изгибающим
моментом
Л4? = (о3Гл + Т1_з)Д + 7?3В1§ X,
задний лонжерон — моментом
где <73 и о2 — напряжения в поясах переднего и заднего лонжеро-
нов в сечении 2—3, определяемые по формуле (4.3);
Вл2 — площадь сечения пояса заднего лонжерона.
155
Изгибающие моменты лонжеронов фюзеляжной части крыла
определяются из рассмотрения равновесия узлов 1 и 2 (рис. 4.17):
Л41ф = М° cos X;
Л4гф = Л42 cos X -|~ М2 sin X.
Бортовая нервюра 1—2 работает на изгиб и на сдвиг по схеме
двухопорной балки от сил 7\_2 и изгибающих моментов вследствие
перелома осей лонжеронов.
М°1н = Mi sin X;
Л42н = М° cos X — М2 sin X.
Опорные реакции нервюры
М°1п — М?н + Т, Зн
Ri = R2 = —--------
cos X.
4.4. Крутящий момент Л4К приложен к отсеку в виде потока
касательных усилии qK = по контуру, образованному об-
Рис. 4.18
шивкой и стенками лонжеронов
(рис. 4.18).
Корневая нервюра 2—3 работает
на изгиб и на сдвиг. Реакции нер-
вюры
R' = R3 = k •
Изгибающий момент нервюры в се-
чении 2
Л42 = (1—А) Мк,
поперечная сила
Q = (0,5 - k) •
Изгибающий момент лонжерона 1—3 в сечении 1
M'i = R3B tgX = U4K tgX,
поперечная сила
Q = R i = k•
Схема нагружения бортовой нервюры и лонжеронов фюзеляжной
части крыла приведена на рис. 4.18. Реакции бортовой нервюры
» » sin X — M? cos X
Ri = R2 =-----в------cos X.
в
Коэффициент k определяется из расчета статически неопреде-
лимой системы. Приближенно для отсека постоянной высоты при
ф = 5 -4- 20 можно принимать k = 0,55 -4- 0,65. Если узел 2 креп-
ления нервюры шарнирный, k = 1.
156
§ 5. Моноблочное многолонжеронное крыло
с лонжеронной фюзеляжной частью
4 — шар-
и
Усиленный
4'
4.19
Рис.
5.1. Силовая схема крыла (рис. 4.19) состоит из двух основных
2—6, 3—5 и двух вспомогательных 1—7 и 4—4' лонжеронов (по-
следние называют иногда усиленными стрингерами или продоль-
ными стенками), силовых корневых 2—10, 3—8, 4—5 и бортовой
1—4 нервюр, а также обшивки, подкрепленной стрингерами. Узлы
2 и 3 крепления крыла к фюзеляжу моментные, узлы 1
нирные.
Расчет приведенной силовой схемы мож-
но проводить в таком порядке. Рассчитать
сечение 4—7 крыла. Нормальные напряже-
ния в элементах этого сечения определяют
по формуле (3.17). Поперечную силу мож-
но распределить между стенками пропор-
ционально жесткостям лонжеронов и уси-
ленных стрингеров при изгибе, а крутящий
момент — между контурами сечения про-
порционально их жесткостям при кручении.
Выявить нагружение элементов отсека 3—
4—5. Определить поперечную силу в сече-
нии 5—7, приходящуюся на отсек 1—3—5—7 и переходящую на се-
чение 3—9. Учтя местную нагрузку отсека 3—5—7—9, найти попе-
речную силу и изгибающий момент в сечении 3—9. Зная положение
поперечной силы в сечении и определив положение центра жест-
кости, можно найти дополнительный крутящий момент в сечении
и контурах сечения. После этого выявить нагружение элементов
отсека .2—3—8. Рассматривая равновесиеотсека 1—2—8—9, опреде-
лить нагрузки в сечении 2—10 и рассчитать отсек 1—2—10. Нако-
нец, выявить нагружение бортовой нервюры, лонжеронов фюзеляж-
ной части крыла и шпангоутов фюзеляжа, к которым крепится крыло.
Нагружение элементов корневого отсека, подобного отсеку
2—3—8, было рассмотрено в § 4 данной главы. Особенность расчета
рассматриваемой схемы крыла состоит в выявлении нагружения
элементов отсеков, включающих усиленные стрингеры с шарнир-
ным опиранием на шпангоутах фюзеляжа и в определении нагрузок
бортовой нервюры.
5.2. Отсек 3—4—5 (рис. 4.19) включает лонжерон 3—5, силовые
корневую 4—5 и бортовую 3—4 нервюры, обшивку, подкреплен-
ную стрингерами. Узел 3 крепления отсека к фюзеляжу моментный,
узел 4 — шарнирный.
Нагружается отсек поперечной силой Q5 по стенке лонжерона
и Qi в узле 4, нормальными напряжениями о, действующими в се-
чении 4—5 панелей отсека (это воздействие заменено воздейст-
вием сил N на панели), и крутящим моментом Мк в виде потока каса-
тельных усилий qK по контуру отсека в сечении 4—5. Эти нагрузки
выявляются из расчета сечения 4—7 крыла.
157
'Треугольная панель 3—4—5 (рис. 4.20) нагружается по грани
4—5 силой ЛА от нормальных напряжений о, действующих в сечении
панели, и усилиями Ткоторые могут быть определены по форму-
лам (4.7).
Корневая нервюра 4—5 нагружается силами Т*~5, усилиями qK
и опорными реакциями, возникающими в узлах 4 и 5. В общем слу-
чае нервюра работает на изгиб и на сдвиг. Если принять, что в уз-
лах 4 и 5 нервюра закреплена шарнирно, то работать она будет
лишь на сдвиг. Опорные реакции при этом
нагружается поперечной
Лонжерон 3—5 (рис. 4.20) в сечении 5 г—-................
силой Q ПО стенке и усилиями 5 по поясам, определяемыми из рас-
чета сечения 4—7 крыла, а также силой R5h по стенке от корневой
неовюры 4—5. Поперечная сила и изгибающий момент лонжерона
в сечении 3 определяются суммированием соответствующих нагру-
зок найденных из расчета сечения 3—9 крыла и нагрузок от кор-
невого отсека. От последнего лонжерон дополнительно нагружа-
ется усилиями Т3-5 по поясам и, как уже отмечалось, силой R5n
по стенке в сечении 5.
Иягпижсние боотовой нервюры и лонжерона фюзеляжной части
коыла рассматривается ниже (см п. 5.4 и 5.5).
‘ 5 3 Отсек 1_2—10 (рис. 4.19) включает усиленный стрингер
l—io ', силовые корневую 2—10 и бортовую 1—2 нервюры и обшив-
ку подкрепленную стрингерами. и
Нагружается отсек поперечной силон Q)0 по стенке усиленного
стоингеоа и <?2 по стенке лонжерона, подходящего к узлу 2, нор-
мальными напряжениями о (силами JV), действующими в сечении
2—70 панелей. Нагрузка отсека выявляется из расчета сечения 2 —
10 коыла Обычно крутящий момент для отсека получается неболь-
шчмР Поэтому ниже его воздействие не рассматривается.
158
Нагружение элементов отсека от силы Ql0 (рис. 4.21). Сила
Q10 сдвигом и изгибом корневой нервюры и усиленного стрингера
передается на узлы 2 и 1. Распределение силы Qi0 между корневой
нервюрой и усиленным стрингером следует выявлять из расчета кор-
невого отсека и прилегающего к нему отсека 2—8—9—10 (рис. 4.19)
как статически неопределимой системы. Приближенно коэффи-
циент k, характеризующий распределение нагрузки между элемен-
тами отсека, можно принять равным 0,3—0,4.
Изгибающий момент усиленного стрингера 1—10 в шарнирном
узле 1 равен нулю. Из условия равновесия усиленного стрингера,
нагруженного силой kQ1Q, следует, что в сечении 10 должен возник-
нуть момент
= kQwB tgX.
Момент Л4?о изгибом усиленного стрингера на участке 10—9
(рис. 4.19) и кручением отсека 10—9—8—2 передается на лонжерон
2—8 и на узел 2.
Изгибающий момент корневой нервюры 2—10 в сечении 2
MQ2 = (1 -k) QWB,
поперечная сила
Q=(k-l)Qw + fyH,
где аа = ----н- «= op-5-поток касательных усилии за счет
2/д 10/7 2.ОП
нагружения примыкающего отсека 10—9—8—2 моментом AfJo-
Нагружение элементов г z т
корневого отсека от сил N
(рис. 4.22). Силы Ti опреде-
ляются по формулам (4.7).
Усиленный стрингер на-
гружается силами Т1_ю по
поясам и силами S, опреде-
ляемыми из расчета сечения
2—10. Уравновешиваются эти
силы парой сил = Кюл в
узлах 1 и 10:
R\n — Июл —
— (т I с Мц) \ И
1Г1_ю+5 н ) stgX
Рис. 4.22
и моментом Л4?о = kNH в сечении 10 стрингера.
Коэффициент k, характеризующий распределение нагрузки по
элементам отсека, определяется из расчета корневого отсека и при-
мыкающего к нему отсека 10—9—8—2 (рис. 4.19) как статически
неопределимой системы. Приближенно можно принимать k — 0,3.
Это означает, что 30% изгибающего момента, приходящегося на
15»
обшивку отсека, передается на борт фюзеляжа изгибом лонжерона
2—6 (точнее сдвигом и изгибом элементов отсека 10—9—8—2).
Изгибающий момент корневой нервюры 2—10 в сечении 2
М°2 = (7\_io + T2_I0 tg X - kN + S) -
tg X
поперечная сила
Здесь Лд as k ----поток касательных усилий за счет нагружения
отсека 10—9—8—2 моментом М°о.
5.4. Бортовая нервюра 1—4 нагружается по схеме рис. 4.23.
Усилия 7’1—2, 7’2-з и Тз-4 определяются из расчета соответствующих
корневых отсеков, момент М2 над опорой 2 — из рассмотрения рав-
новесия узла 2 (рис. 4.23), нагруженного изгибающими моментами
от нервюры 2—10 и лонжерона 2—6, момент М3 над опорой 3 — из
рассмотрения равновесия узла 3, нагруженного изгибающими мо-
ментами от нервюры 3— 8 и лонжерона <3—5.
При этом
/И2 = Л/2л sin X — Л12н cos X;
Л13 = /И3л sin X — М3а cos X.
Здесь Л12л и /И3л — изгибающий момент лонжерона 2—6 в сече-
нии 2 и лонжерона 3—5 в сечении 3;
М2н и /Изн — изгибающий момент нервюры 2—10 в сечении
2 и нервюры 3—8 в сечении 3 от нагрузки соот-
ветствующего корневого отсека.
Опорные реакции бортовой нервюры могут быть определены с
помощью уравнения трех моментов. Приближенно их можно опре-
160
делить, рассматривая отдельно каждый из пролетов (участок между
опорами), предварительно распределив моменты М2 и М3 между
прилегающими к опорам пролетами пропорционально жесткостям
последних при изгибе. Например, момент М2 распределяется между
пролетами 1—2 и 2—3 так:
Mz = М2-------1-------; М2 - М2-------------тр-тг------->
(EJ)\—2 Z2_3 (£V)2_3 Zt_2
где — жесткость при изгибе t-го пролета;
It — длина этого пролета.
Подобным образом момент М3 распределяется между пролетами
2—3 и 3—4 нервюры. Затем определяют реакции для каждого из
пролетов и суммированием соответствующих реакций — опорные
реакции бортовой нервюры.
На рис. 4.23 приведены эпюры изгибающих моментов М и по-
перечных сил Q для бортовой нервюры.
5.5. Лонжероны фюзеляжной части крыла нагружаются изги-
бающими моментами, значения которых могут быть определены из
рассмотрения равновесия узлов 2 и 3 (рис. 4.23).
Изгибающий момент переднего лонжерона
М2Ф = Л42л cos X + Л4гн sin X,
заднего лонжерона —
Л1зф = Мзл cos X + Л4зн sin X.
§ 6. Крылья с переломом осей продольного набора
в плоскости симметрии самолета
Возможны схемы стреловидных крыльев, в которых перелом
осей продольного набора осуществляется в плоскости симметрии са-
молета (рис. 4.24). Консоли таких крыльев нагружаются и работа-
ют подобно консолям крыльев с переломом осей продольного на-
бора у борта фюзеляжа. Фюзеляжные части могут выполняться
по моноблочной или лонжеронной схеме, но для обеих схем харак-
терно наличие усиленной центральной нервюры 0—О', устанавли-
ваемой в сечении, где происходит перелом осей продольного на-
бора.
В случае моноблочной фюзеляжной части (рис. 4.24, а) централь-
ная нервюра нагружается погонными касательными усилиями
qo = об sin 2Х от составляющих нормальных усилий об, действую-
щих в панелях, а уравновешивается на контуре, образованном об-
шивкой и стенками (рис. 4.25, а), усилиями 2<?о5 = 0,5<?о. От усилий
0,5q„ нервюра 0—О' работает на сдвиг. Обшивка и стенки при этом
нагружаются погонными касательными усилиями <?об = 0,25<7о.
Сдвигом обшивки и стенок эти усилия передаются на бортовую
нервюру 1—2, откуда — на опорные шпангоуты и боковины фюзе-
ляжа.
6 8 19
161
В случае лонжеронной фюзеляжной части (рис. 4.24, б) централь-
ная нервюра нагружается сосредоточенными усилиями So и So по
верхнему поясу и такими же усилиями по нижнему поясу и урав-
новешивается реакциями R стенок лонжеронов (рис. 4.25, б). От
этих сил нервюра работает на изгиб и сдвиг. Силы 0,5R изгибом
лонжеронов передаются на узлы 1 и 2 крепления крыла к фюзеля-
жу, несколько разгружая при этом задний и догружая передний
лонжероны крыла на участке фюзеляжа.
§ 7. Крыло с подкосной балкой,
принадлежащей фюзеляжу
7.1. Силовая схема крыла с подкосной балкой 4—3, принадлежа-
щей фюзеляжу (рис. 4.26), состоит из лонжерона 1—3—3', стенки
2—2', усиленных бортовой /—2 и корневой 2—3 нервюр, системы
нормальных нервюр и обшивки, подкрепленной стрингерами. Узлы
1, 2 крепления крыла к фюзеляжу и 3 к подкосной балке — шар-
нирные. Узел 2 соединения бортовой и корневой нервюр со стенкой
выполняют моментным.
7.2. Опорные реакции крыла определяются
сия моментов сил, действующих на крыло,
2—3, 1—3 и 1—2:
из условия равнове-
относительно осей
Р в tgx ’
*3 = ^^.
(4.8)
где Р — равнодействующая нагрузки консоли крыла.
162
Если интенсивность нагрузки р = const для всего крыла, то
погонная нагрузка q = pb, а Р = pSK, где b — хорда крыла в теку-
щем сечении, SK — площадь консоли. Приложена равнодействую-
щая сил в центре тяжести площади консоли крыла.
Рис. 4.28
Эпюры поперечных сил Q и изгибающих моментов М крыла от
нагрузки q и опорных реакций показаны на рис. 4.26.
7.3. Корневой отсек 1—2—3 (рис. 4.27) со стороны консоли
нагружается поперечной силой Q3 по лонжерону и Q2 по стенке,
изгибающим моментом М по лонжерону, нормальными напряже-
6* 163
НИЯМИ о, действующими в панелях крыла, и кясят^г,^,,. . .
<7К по контуру, образованному обшивкой и задней стенкойИЛИЯМИ
Нагружение элементов крыла на участке 1__2_3 (
выявим, полагая, что нормальные напряжения о постоянны по и,?
рине панели и что вся поперечная сила консоли передается перед'
ним лонжероном, a Q2 = 0. Работой носка также будем пренебре
гать. „ о „
Панель 1 2—3 в сечении 2—3 нагружается нормальными на-
пряжениями о, которые уравновешиваются касательными усилия-
ми q стенок лонжерона, бортовой и корневой нервюр. Значение q
4 определяется из условия равновесия па-
Z\ нели. Например, условие равенства ну-
• ' — моментов сил относительно верши-
2 треугольника дает
q = 0,5об ctg'X,
6 — эквивалентная толщина панели
без учета пояса лонжерона.
р 4 29 Лонжерон на участке 1—3 можно
1 ‘ ' рассматривать как консольную балку,
защемленную в узле 3. Нагружен он сосредоточенной силой R\
в узле 1 и погонными касательными усилиями q. Сила Ri — ,
где М == aFnH— изгибающий момент лонжерона в сечении 2—3,
р ___площадь сечения пояса. Поперечная сила лонжерона на
участке 1—3
<?л = R\ + qH.
Бортовая нервюра 1—2 работает на сдвиг от сил q.
Корневая нервюра 2—3 нагружается касательными усилиями
q ± 7К соответственно от треугольных панелей и обшивки консоли
крыла.
Подкосная балка (рис. 4.29) в узле 3 нагружается силой
Ra — Fi 4- Q3 + 2qH ± 2qKH,
в узле 4 — поперечной силой и изгибающим моментом
Ri5=3 R& = Pd = R3l3_4.
§ 8. Крыло с подкосной балкой, принадлежащей крылу
8.1. Силовая схема крыла (рис. 4.30) состоит из лонжерона 1—5
задней стенки 2—4, усиленных нервюр 1—2, 2—3 и 4—5 набора
нормальных нервюр, толстой подкрепленной обшивки и’подкос
ной балки 2—5, скрепленной с обшивкой и с элементами крыла в
узлах 2 и 5. Узел 2 соединения нервюр 1—2, 2—3 и стенки 2—4
с балкой, а также узел 5 соединения нервюры 4—5 и лонжерона с
балкой выполняют моментными.
164
Крепление крыла к фюзеляжу осуществляют при помощи шар-
нирного узла 1 и моментного узла 2. В узле 2 поперечная сила балки
передается на силовой шпангоут фюзеляжа, изгибающий момент —
на внутрифюзеляжную балку. Иногда на подкосной балке в точке 2
выполняют лишь шарнирный узел для передачи поперечной силы,
а моментный узел делают в плоскости симметрии самолета (рис. 4.31).
Замена двух моментных сильнонагруженных и сложных узлов
одним упрощает изготовление крыла и рациональна в весовом от-
ношении.
Ниже приводится приближенный анализ нагружения элементов
при котором моментные связи между элементами
конструкции корневой части
крыла не учитываются и при-
нимается, что все нагрузки с
элементов, подходящих к под-
косной балке, передаются на
нее сдвигом стенок и панелей
крыла. Работой носка и хво-
стика крыла будем пренебре-
гать, сечение межлонжеронной
корневой части,
Рис. 4.30
2 0 2
Рис. 4.31
части крыла будем считать прямоугольным. Нагружается крыло
нагрузкой интенсивностью р = const.
8.2. Реакции крыла определяются из условия равновесия момен-
тов сил относительно осей 2—5, 1—1 и 1—2. Записывая эти условия,
найдем
R2 = Р 11 + -Л-); (4.9)
М2 = Pd.
Здесь Р — нагрузка консоли крыла, приложенная в центре тя-
жести площади крыла.
Эпюры Q и М от опорных реакций и погонной нагрузки q = pb,
где b — хорда в текущем сечении крыла, приведены на рис. 4.30.
8.3. Корневая часть крыла (рис. 4.32) со стороны консоли на-
гружается изгибающим моментом в виде осевых сил (нормальных
165
напряжений) в панелях крыла и моментом М. = о^РпН по лон-
жерону, поперечными силами (?4 и Q5 по стенкам лонжеронов и кру-
тящим моментом в виде погонных касательных сил qK по контуру.
Передача этих усилий и местной нагрузки корневой части на узлы
крепления крыла к фюзеляжу обусловливает нагружение элементов
корневой части крыла.
Удобнее, однако, нагружение элементов отсека 1—2—5 выяв-
лять не от нагрузок консоли, а от реакции R1( что и проделано ни-
же. Реакцию в узле 1 заменим при этом двумя составляющими:
' „" г,' '^л
Ri = Ri + Яь где Ri = 7^7
— ~ sin 2X — реакция в узле /,
обеспечивающая уравновешивание
нагрузки лонжерона, a Rt = RA —
— Ri — реакция, уравновешиваю-
щая нагрузку треугольного отсека
1—2—5.
5
Рис. 4.33
Рассмотрим вначале схему крыла без усиленной корневой нер-
вюры 2—3; местной нагрузкой корневого отсека будем пренебре-
8 4 Элементы корневого отсека 1—2—5or силы R} нагружаются
касательными усилиями qR (рис. 4.33), а панели, кроме того,— нор-
мальными напряжениями о2-5 (на рис. 4.33 и далее нижняя панель
условно не показана).
Из условия равновесия отсека
Погонные касательные усилия qR можно определить из условия
павновесия панели 1—2—5 или из условия равенства реакции R,
суммарной силе HqR стенки лонжерона и HqR бортовой нервюры.
Отсюда
qR = = 0,5о2-5б ctg X.
Если нервюра 1—2 имеет моментную связь с подкосной балкой,
то часть нагрузки она передает на балку изгибом. При этом факти-
166
Рис. 4.34
ческие значения нормальных напряжений и сдвигающих усилий
в панели 1—2—5 будут несколько меньше значений, определяемых
по приведенным выше формулам.
8.5. Нагружение элементов отсека 2—4—5 (рис. 4.32 и 4.34) бу-
дем выявлять последовательно, рассматривая его равновесие от дей-
ствия нормальных напряжений о4—поперечной силы Q4 и кру-
тящего момента Л4К, передающихся на отсек с консоли крыла.
Нормальные напряжения о4_5 уравновешиваются нормальными
напряжениями и касательными усилиями, действующими по грани
2—5 (рис. 4.34). Из условия рав-
новесия панели
02_5 = 04—5 sin2 X;
72—5 = 0,604-56 sin 2Х.
Сдвигающие усилия 72-5 пере-
даются на подкосную балку, а
нормальные усилия 02-56 — на
панель 1—2—5.
Заметим, что возможны и дру-
гие пути передачи на борт фюзе-
ляжа изгибающего момента Л40б>
воспринимаемого в сечении 4—5
обшивкой. Например, если стенка 2—4 имеет пояса и узел 2 ее
крепления к подкосной балке и бортовой нервюре моментный, то
часть момента М/, передается на узел 2 изгибом стенки. При этом
панель 2—4—5 уравновешивается сдвигающими усилиями, дей-
ствующими по их граням, нервюра 4—5 и подкосная балка нагру-
жаются сдвигающими усилиями. Если узел 5 соединения нервюры
с подкосной балкой и лонжероном моментный, то Л4об может пере-
даваться на борт фюзеляжа сдвигом стенки 2—4, изгибом нервюры
4—5 и далее изгибом подкосной балки и лонжерона.
П оперечная сила Q6 передается со стенки лонжерона непосред-
ственно на узел 5 подкосной балки. Поперечная сила Q4 задней
стенки передается на подкосную балку сдвигом элементов треуголь-
ного отсека 2—4—5 крыла и изгибом нервюры 4—5. Доля участия
того или иного элемента в передаче нагрузки зависит от соотноше-
ния жесткостей этих элементов и их связей с подкосной балкой.
В условиях принятых допущений (связь нервюры с подкосной бал-
кой в узле 5 шарнирная) поперечная сила воспринимается сдвигом
элементов отсека 2—4—5 крыла по схеме рис. 4.35. При этом стен-
ка 2—4, нервюра 4—5 и треугольная панель 2—4—5 нагружаются
погонными касательными усилиями Уравновешивается
панель по грани 2—5 нормальными напряжениями
02-5 = sin 2Х
о
167
и касательными усилиями
72-5 в — 4 q COS 2'Х,
определяемыми из условия равновесия панели. Подкосная балка
нагружается погонными касательными усилиями q^5 от панелей
и qq от нервюры 4—5 и задней стенки 2—4.
От крутящего момента стенка 2—4 и панель (рис. 4.36) нагру-
жаются погонными касательными усилиями qK, усилия qK панели
уравновешиваются по грани 2—5 нормальными напряжениями
cr^-s =-у-sin 2Z и касательными усилиями 92-5= — ?Kcos2X.
Подкосная балка нагружается
погонными касательными усилия-
ми 72-5 и 7К.
М
Рис. 4.35
Рис. 4.36
8.6. Окончательные значения нагрузок для элементов корневого
отсека получим, просуммировав алгебраически нагрузки этих эле-
ментов от действия Q, М и Л4К.
Стенка лонжерона 1—5 нагружается поперечной силой R{ +
+ 0,= R\ + HqR, а пояса — осевыми силами, изменяющимися
* 7 А Г
по линейному закону от /V = в сечении 4—5 до нуля в сечении
по узлу 1.
Нервюра 1—2 нагружается погонными касательными усилиями
qR, нервюра 4—5 — усилиями qQ, стенка 2—4 — усилиями qK + qQ.
Панель 1—2—5 нагружается погонными касательными усилия-
ми qR и нормальными напряжениями Ог—5, панель 2—4—5 — нор-
мальными напряжениями 5 по грани 4—5 и касательными уси-
лиями + 7q- Уравновешивается панель нормальными напряже-
ниями о2—5 = ®2-5 + ^2-5 + 02-5 и касательными усилиями
72-5 = ?2-5 + 72-5 + 42-5 по грани 2—5.
Подкосная балка нагружается по схеме рис. 4.37. От этих
нагрузок балка работает на изгиб и сдвиг.
J68
8.7. В крыле с корневой нервюрой 2—3, работающей на изгиб
и сдвиг, корневая часть нагружается по схеме рис. 4.38. За счет
работы нервюры 2—3 на изгиб стенка лонжерона на участке 3—5
и панель 2—3—5 разгружаются от сдвигающих сил. Соответствен-
но этому уменьшаются и нормальные напряжения, действующие
по грани 2—5 панели.
В результате нормальные погонные усилия 02-56, действующие
по грани 2—5 отсека 2—4—5, оказываются отличными от усилий
02-58, действующих по грани 2—5 отсека 2—3—5. Разность этих
усилий Лоб нагружает подкосную балку. Эта нагрузка (по верхней
и нижней панели) уравновешива-
ется в узле 2 сосредоточенными
силами, представляющими собой
проекции реакций 2qRB корневой
Рис. 4.37
нервюры 2—3 в узле 2 на нормаль к оси балки. От погонных сил
Лоб и реакций в узле 2 подкосная балка работает на кручение. Ве-
личина Лоб зависит от соотношения жесткостей элементов корне-
вой части крыла, и в частности от жесткости подкосной балки при
кручении. Если последняя не обладает необходимой жесткостью при
кручении, то нагрузка с отсека 2—4—5 будет передаваться на борт
фюзеляжа другими путями, о которых говорилось в п. 8.5. При
этом вследствие увеличения деформаций узла 4 отсека 2—4—5 сле-
дует ожидать увеличения общих деформаций крыла, что нежела-
тельно.
Расчеты показывают, что потребная жесткость балки на кру-
чение сравнительно невелика, так как усилия Доб при нагружении
элементов корневой части крыла по рассмотренной выше схеме
составляют не более 5—10% от усилий 02—56.
Анализ проведен без учета местной нагрузки корневой части
крыла. Последнюю можно учесть приближенно, например, распре-
делив ее поровну между бортовой нервюрой 1—2, подкосной бал-
кой 2 5 и лонжероном 1—5 или только между подкосной балкой
и бортовой нервюрой.
169
§ 9. Моноблочное крыло с подкосной балкой
при наличии выреза
9 1 Силовая схема (рис. 4.39) корневой части крыла состоит
из лонжерона 1-5, задней стенки 2-4, бортовой 1-2 и корневой
4—5 силовых нервюр и подкосной балки 2—5. На участке 1—2—5
крыла в обшивке сделан вырез. Узел 1 крепления крыла к фюзе-
ляжу — шарнирный, узел 2 — моментный. Чтобы обеспечить ра-
боту консоли по моноблочной схеме, обшивку крепят к подкосной
балке а узел 5, в котором соединяются между собой лонжерон,

Рис. 4.39 Рис. 4.40
подкосная балка и нервюра 4—5, делают моментным. Если бы эти
связи отсутствовали, в гранях треугольных панелей 2—4—5 не
могли бы развиваться касательные усилия, а в сечении 4—5 пане-
лей крыла — нормальные напряжения.
Работой верхней панели 1—2—5, носка и хвостика крыла будем
пренебрегать. Опорные реакции Rv R2 и М2 определяются так же,
как и для крыла, показанного на рис. 4.30.
9 2 Корневой отсек со стороны консоли нагружается так же,
как и в схеме крыла на рис. 4.32,—нормальными напряжениями
а<_- от действия изгибающего момента М, поперечной силой Q,
которая распределяется между лонжероном и задней стенкой в за-
висимости от соотношения жесткостей при изгибе элементов корне-
вого отсека, и крутящим моментом в виде погонных касательных
сил qK по контуру сечения.
9.3. Действие изгибающего момента (рис. 4.40).
Панель 2—4—5 нагружается силой
Л7П = oi-sSS',
где б' — эквивалентная толщина панели (без пояса лонжерона).
170
Эта сила уравновешивается на стенке, подкосной балке и кор-
невой нервюре погонными касательными усилиями
7=^-tgX.
Стенка 2—4 нагружается погонными касательными усилиями q
от треугольных панелей 2—4—5. Уравновешивается стенка на под-
косной балке и корневой нервюре.
Корневая нервюра 4—5 работает на сдвиг и изгиб как балка,
защемленная в узле 5, от усилий q, действующих по ее контуру.
Изгибающий момент в узле 5 нервюры Мн = 2qBH.
Рис. 4.41
Лонжерон 1—5 нагружается в узле 5 изгибающим моментом
Мл = Ма ctg X + о4_5^п/7 от корневой нервюры и консоли крыла
(Fn — площадь сечения пояса лонжерона). Уравновешивается на-
грузка лонжерона реакциями R1 = R5 = -у^2- в узлах 1 и 5 на
борту фюзеляжа и на подкосной балке.
Подкосная балка 2—5 нагружается моментом от нервюры
4—5, силой R-a от лонжерона, погонными касательными усилиями
q от треугольных панелей 2—4—5, задней стенки и корневой нер-
вюры. Уравновешивается балка в узле 2 моментом М2 и силой R2.
От этих нагрузок балка работает на изгиб и сдвиг.
9.4. Действие поперечной силы и крутящего момента. Попереч-
ная сила переднего лонжерона Q6 передается на узел 5 подкосной
балки и далее ее изгибом — на узел 2 крепления крыла к фюзеляжу.
Крутящий момент Мк может быть передан на борт фюзеляжа двумя
путями: сдвигом элементов треугольного отсека с одновременным
нагружением панелей консоли крыла самоуравновешенной систе-
мой нормальных усилий ДУ и включением лонжерона и подкосной
балки в работу на изгиб (рис. 4.41, а) или изгибом корневой нер-
вюры, подкосной балки и лонжерона (рис. 4.41, б). Подобным обра-
зом передается на борт фюзеляжа и поперечная сила Q4 задней стенки..
171
Ниже, однако, будем считать, что Qt = 0 и вся поперечная сила
консоли воспринимается подкосной балкой.
Статическую неопределимость системы можно раскрыть при-
ближенно, распределяя крутящий момент Мк пропорционально
жесткостям схем рис. 4.41 при кручении. При этом
где Cj , с2 жесткость при кручении схемы а и схемы
б соответственно;
^2 углы крутки этих же схем от единичных
моментов.
, В схеме нагружения элементов корневой части крыла от момента
М'к (рис. 4.41, а) погонные касательные силы задней стенки корне-
вой нервюры, треугольной панели и подкосной балки одинаковы
и составляют
, _ К
9 = '2ВН •
Усилия в панелях и поясах лонжерона, определяемые из усло-
вия равновесия треугольной панели 2—4—5,
AN = 2q'B cig X.
Реакция
В' =____--к
* /1-5 tgZ •
Схема нагружения элементов корневой части от момента М" при-
ведена на рис. 4.41, б. к
9.5. Суммарные нагрузки элементов определяют алгебраическим
сложением усилий, найденных в этих элементах из расчета корне-
вой части от действия Q, М и МА, а также местной нагрузки этой
части крыла.
9.6. Упрощенный анализ. Представление о работе элементов
корневой части крыла с подкосной балкой и вырезом можно полу-
чить, рассматривая вместо моноблочной схемы однолонжеронную
с шарнирным узлом 5 крепления крыла к балке. В этом случае
корневая часть (рис. 4.42) нагружается со стороны консоли изги-
бающим моментом М и поперечной силой Q по лонжерону и крутя-
щим моментом Мк в виде погонных касательных сил q по контуру
сечения крыла. Поскольку на нормальные напряжения обшивка
не работает, то в треугольном элементе 2—4—5 ее не могут возни-
кать и касательные усилия. Это обстоятельство существенно упро-
щает анализ силовой схемы корневой части крыла. Схема нагруже-
ния элементов корневого отсека приведена на рис. 4.43.
Поперечная сила Q в узле 5 передается непосредственно на под-
косную балку. д
172
Крутящий момент Мк изгибом нервюры 4—5 передается на узлы
4 и 5 стенки и подкосной балки. Реакция R4 = R$ — Равнове-
сие стенки, нагруженной силой R4 от нервюры и реакцией R'2 ~
= Rt со стороны балки, возможно лишь при наличии продольных
сил в ее поясах. В узле 2 стенки продольные силы в поясах возник-
нуть не могут, поскольку стенка закреплена на подкосной балке
шарнирно. Следовательно, такие силы должны возникнуть в узле 4.
Момент стенки ДМ = R4Z2—4 в сечении по узлу 4 воспринимается
консольной частью крыла.
Если рассматривается только кручение крыла, то из условия
равновесия консольной части найдем, что такой же по величине
момент, но обратный по знаку, должен возникнуть в узле 5 по
переднему лонжерону. Этот момент далее воспринимается изгибом
лонжерона, опирающегося на борту фюзеляжа в узле 1 и на подкос-
ной балке в узле 5. Из равновесия консоли крыла, нагруженной
моментом М, следует, что изгибающий момент лонжерона Мп =
= М 4- ДМ. Момент Мл в узлах 1 и 5 на фюзеляже и подкосной
балке уравновешивается реакциями
R, = Ra = •
Ч—5
Сила Rx передается непосредственно на борт фюзеляжа. Силы
<2, R Ju R'r' воспринимаются изгибом подкосной балки.
§ 10. Крыло с подкосной балкой, имеющей перелом оси
У борта фюзеляжа
Иногда по соображениям размещения шасси в крыле и с целью
лучшего использования строительной высоты профиля подкосную
балку выполняют с переломом оси в плоскости борта фюзеляжа
(рис. 4.44). Элементы корневой части такого крыла нагружаются
173
подобно элементам крыла, схема которого изображена на рис. 4.39.
Однако в определении опорных реакций крыла и в нагружении бор-
товой нервюры есть особенности.
си балки у борта фюзеляжа бортовая нервюра
здесь изгибающим моментом Л4Н = М2 tg у,
где Л42 = Pd.
Величины опорных реакций крыла зависят
от того, крылу или фюзеляжу принадлежит
бортовая нервюра. В первом случае реак-
ции определяются так же, как и для схемы
рис. 4.39. Если же бортовая нервюра принад-
лежит фюзеляжу, то в уравнения равновесия,
используемые для определения реакций /?j и
R2, нужно включить момент, воспринимаемый
бортовой нервюрой. При этом
Из-за перелома
1—2 нагружается
где М2 tg у — момент бортовой нервюры,
уравновешиваемый на борту
фюзеляжа.
К такому же результату можно прийти, если силу Р перенести
в плоскость борта фюзеляжа параллельно оси балки, т. е. в точку О
(рис. 4.44), а затем определить от нее реакции в узлах 1 и 2 по
правилу рычага:
R^P-^-' R2 = -P(\ + -^-\.
1 '1—2 \ ‘1-2/
§ 11. Крыло изменяемой стреловидности
11.1. Крыло изменяемой стреловидности нашло применение на
некоторых современных сверхзвуковых самолетах. Оно позволя-
ет расширить технические и тактические возможности сверхзвуко-
вого самолета, улучшая его взлетно-посадочные характеристики,
характеристики продолжительности и дальности полета на дозвуко-
вых скоростях, делая самолет многорежимным.
Вес конструкции самолета с крылом изменяемой стреловидности
увеличивается на 3—6%, главным образом за счет самого механиз-
ма поворота крыла и необходимости усиливать корневую часть
крыла с примыкающим участком фюзеляжа. Однако для многих
типов самолетов увеличение веса конструкции компенсируется
выигрышем в дальности полета и тактическими преимуществами.
Чтобы уменьшить смещение фокуса при отклонении крыла, узел
поворота (шарнирный узел или просто шарнир) располагают на не-
подвижном центроплане (рис. 4.45) на некотором удалении от бор-
174
та фюзеляжа. Площадь поворотной части крыла (консоли) состав-
ляет 40—70% всей площади крыла.
Поворотная часть крыла, как правило, может фиксироваться
в любом промежуточном положении. Угол стреловидности ее обычно
меняется в пределах 15—75°. Время перевода консоли из одного
крайнего положения в другое для маневренных самолетов состав-
ляет 15—20 с, для тяжелых самолетов — 1...2 мин. Это время обес-
печивает достаточно плавное изменение характеристик устойчивос-
ти и управляемости и исключает возникновение резких непредусмот-
ренных эволюций самолета на переходных ре-
жимах.
11.2. Особенность нагружения крыла изменяемой
стреловидности.
С увеличением стреловидности изгибающий мо-
мент поворотной части крыла несколько уменьша-
ется. Это происходит, в основном, за счет влияния упругих дефор-
маций крыла на распределение нагрузки по крылу (см. гл. 14, п.
7.2). Направления сил, действующих на шарнир и на центроплан,
существенно зависят от угла поворота крыла. При повороте кон-
соли вектор изгибающего момента Л4 ее поворачивается на тот же
угол (рис. 4.46, а). При этом изгибающий момент центроплана
Мх = М cos X,
крутящий момент (момент относительно оси г)
Мг — М sinX.
С увеличением X момент Мх уменьшается, а Мг возрастает. На-
пример, при изменении стреловидности с 15 до 70° момент Мх
cos "X, 0,966 о о
уменьшится в = — = 2,8 раза.
Чтобы получить рациональную в весовом отношении конструк-
цию, полностью отвечающую требованиям летной эксплуатации,
задают несколько значений максимальной эксплуатационной на-
грузки в зависимости от стреловидности крыла. Вначале величину
«max устанавливают для конфигурации самолета, соответствующей
основной выполняемой задаче. Будем эту перегрузку обозначать
Птахо- Для многих самолетов с крылом изменяемой стреловиднос-
ти этому соответствует угол X = 40 ~ 45°. Затем выбирают Птах
175
не-
крыла установленного с небольшим и с максимальным уг-
лом стреловидности. При небольшом угле X задавать такое же
значение пэтахо, как и для основной конфигурации самолета, -
папионально Это привело бы к значительному увеличению из-
гибающего момента центроплана и утяжелению конструкции. В
то же время по условиям боевого применения самолет с неболь-
шим углом стреловидности обычно не выполняет резких маневров,
постигаемые при этом перегрузки значительно меньше перегру-
ВидА
М2!
зок, реализуемых при основной кон-
фигурации самолета. Нежелателен
выход такого самолета (X мало, удли-
нение крыла велико) на большие углы
атаки и с точки зрения безопасности
полета. Поэтому допускаемые нагруз-
ки при такой конфигурации самолета
целесообразно выбрать так, чтобы они
не были определяющими для прочнос-
ти конструкции. Это требование удов-
летворяется при выполнении условия
гпах-'С тахО,
Кансот
Рис. 4 47
Гппзс/Н
х = 15° эксплуатационное
Цщах
или
Ц-гпах COS X ЦтахО COS Zq.
Отсюда
„э cos Хо
Птах ШпахО cos •
Таким образом, если для самолета
при стреловидности Хо = 45° выбрано
ftmaxo = 6, то желательно, чтобы при
значение перегрузки не превышало
~ cos 45° . .
= 6-----= 4,4.
cos 15
Кроме того, нужно проверить, чтобы на заданных режимах по ско-
рости и высоте при рассматриваемой конфигурации возможная
перегрузка при болтанке не превышала выбранного п3тах.
Максимальная эксплуатационная перегрузка для самолета с
крылом, находящимся в положении максимальной стреловидности,
может быть задана пег тем же соображениям, что и для самолетов
с неизменяемой конфигурацией. При этом желательно, чтобы
эксплуатационное значение изгибающего момента центроплана было
меньше Л^тахо- Примерный закон изменения перегрузки п^ах в
зависимости от стреловидности X крыла приведен на рис. 4.46, б,
зависимость Af’max от X, которую можно рассматривать как кривую
предельных значений изгибающих моментов центроплана,—на
рис. 4.46, в. Определяется она по условию Af’max < Al^axo- Там
же показана зависимость от / при п3 = 1.
176
11.3. Конструкция и работа элементов узла. Известны несколь-
ко схем механизмов изменения стреловидности крыла. На рис. 4.47
показана схема с ползуном, передвигающимся в направляющих,
закрепленных в центроплане; на рис. 4.48 — схема механизма,
выполненного в виде шарнира с рычагом 6 для отклонения консоли.
Такие конструкции просты и обеспечивают требуемую жесткость.
Для размещения механизма, показан-
ного на рис. 4.48, нужен небольшой
объем.
Шарнир и силовой кронштейн пово-
рота консоли (рис. 4.48) обеспечивают
передачу всей нагрузки на центроплан.
Нагрузка консоли в сечении по шарни-
ру приводится к поперечной Qy и лобо-
вой Qx силам, а также к моментам Мх,
Му и Мг (рис. 4.49). Все силы и момен-
ты воспринимаются шарнирным узлом,
кроме момента Му, который воспринима-
ется парой сил Qz в шарнире и в тяге
управления поворотом крыла. Нагрузки
шарнира выявляют для различных поло-
жений крыла и режимов полета.
Рассмотрим схему конструкции узла
и нагружение элементов механизма по-
ворота при передаче нагрузок с консоли
на центроплан.
Основными элементами шарнирного
Узла (рис. 4.48) являются проушины кон-
соли и центроплана, вал (стакан) /, ось 2
со съемным фланцем 3. Проушины консоли скреплены с валом штиф-
том 4, который препятствует их относительному смещению и обеспе-
чивает, таким образом, поворот консоли вместе с валом в подшипни-
177
ках, смонтированных в проушинах центроплана. Поскольку пасете
ние между проушинами центроплана больше, чем расстояние между
проушинами консоли, то усилия и, следовательно, удельные н7
грузки на подшипниках уменьшаются. При этом условия их пГ
боты улучшаются. Штифт также несколько повышает надежность
узла.
Ось и вал — это силовые элементы узла. Ось своим растяжением
передает часть нагрузки с верхней проушины центроплана на
,нижнюю (при обратном нагружении крыла — с нижней на верх-
нюю). Вал работает на по-
перечный изгиб от сил Qx,
Qz и моментов Мх и Мг, пе-
Рис. 4 50 еледнем случае центр дав-
ления нагрузки смещается
от оси в сторону нервюры 7—10, благодря чему изгиб проуши-
ны центроплана уменьшается. Эпюры Q и М для панелей цент-
роплана от силы Qy, а также схема нагружения оси узла приве-
дены на рис. 4.50. При построении эпюр распределенная нагрузка
на панель от фланца оси узла, а также нагрузка, передаваемая с
проушины консоли через сухарь, условно заменены сосредоточен-
ными силами.
редавая эти нагрузки с про-
ушин консоли на проуши-
ны центроплана.
Для уменьшения мест-
ного изгиба проушин кон-
соли служат нервюра и
стенка, изогнутая вокруг
вала.
11.4. Действие силы Qy.
Сила Qy консоли передает-
ся давлением верхней про-
ушины консоли на верхнюю
проушину центроплана че-
рез сухарь 5 (рис. 4.48),
который может размещать-
ся по окружности вокруг
вала или сектору между
концевой нервюрой центро-
плана и осью узла. В по-
Верхняя проушина как часть панели центроплана опирается на
нервюры и на фланец оси шарнирного узла. С фланца нагрузка
QH растяжением оси передается на нижнюю проушину, включая
ее в работу. Силу QH нижней проушины следует определять из рас-
чета статически неопределимой системы, включающей проушины
ось, нервюры S— 9 и 7—10, с учетом их связей и условий опирания’
Приближенно, полагая, что ось достаточно жесткая, а жесткость
верхней и нижней проушин одинакова, значение Q ’ можно опре-
178
делить-по формуле
QH = 0,25d2(3-d)Q^, (4.11)
d и с — соответственно расстояние от линии действия нагрузки и
от оси шарнира до нервюры центроплана.
Пример. Пусть жесткости проушин одинаковы и d = 0,5 с. Тогда сила, пере-
дающаяся на нижнюю проушину,
QH = 0,25 • 0,52 (3 — 0,5) Qy = 0,156Qy.
При этом изгибающий момент в сечении по нервюре 7—10 соответственно для
верхней и нижней панели
Мв = (0,5 — 0,156) cQy = 0,344cQ{/; Мн = 0,156cQ{/.
С проушин нагрузка передается на усиленные нервюры и панели
центроплана. Чтобы исключить поперечный изгиб панелей, вблизи
узла ставят не одну, а две силовые нервюры. За нервюрами панели
работают лишь на нормальные и ка-
сательные усилия, действующие в их
плоскости, т. е. так же, как панели
обычного моноблочного крыла.
III I
Рис. 4.51 Рис. 4.52
Силовые нервюры нагружаются по схеме рис. 4.51. Приближен-
но погонная нагрузка нервюры 7—10
q' = q'B + q'a = -р*- (1 + ’
‘7—10 \ ° /
где Ь и d — соответственно расстояние между нервюрами и от ли-
нии действия силы Qy до нервюры 7—10 (см. рис. 4.50);
Z7-10 — длина нервюры 7—10.
Уравновешивается нервюра реакциями R1 и 7?10 на стенках, на
обшивке (реакции не показаны) и реакциями 7?диаф на диафрагмах,
которыми она соединяется с нервюрой 8—9. Нагрузка нервюры
8—9 q" = 7" + q' = . 4 и 7дИаф = /?дИаф уравновешивается
‘8-9 °
179
на стенках и обшивке. От указанных сил нервюры работают на изгиб
и на сдвиг.
11.5. Силы Qx, Qz и моменты Мх, Мг передаются с проушин кон-
соли на проушины центроплана через вал, который при этом ра-
ботает на поперечный изгиб. Например, от действия момента Мх
(аналогично и от Мг) вал нагружается по схеме рис. 4.52. При этом
N. Nu Мх Мх
qK= где Л/к = Л/ц = — усилия в проуши-
не консоли и центроплана, бк ибц— толщины соответствующих про-
ушин, Нк и /7Ц — расстояния между центрами тяжести проушин
консоли и центроплана.
От момента Мх и силы Qz проушины работают на растяжение —
сжатие, а от Mz и Qx — на изгиб в плоскости проушин.
11.6. Размеры проушин и диаметр вала необходимо проверять
на удельные нагрузки по условиям смазки и надежной работы по-
движного соединения. Большие давления на контактных поверх-
ностях приводят к большим силам трения и затратам энергии на
перекладку крыла. В условиях отсутствия смазки на трущихся
поверхностях возможно схватывание контактирующих деталей и
разрушение поверхности контакта. Существующие смазки могут
работать при удельных нагрузках на поверхности трения q <
< 1800 4- 2000 кгс/см2, Исходя из этого можно уточнить размеры
толщины проушины бц, диаметра вала 2R и значение перегрузки
ппер, при которых возможна перекладка крыла с одного угла стре-
ловидности на другой. Удельная нагрузка на трущихся поверхнос-
тях узла при перекладке крыла с перегрузкой ппер не должна быть
больше допускаемого давления по условиям работы смазки:
Роупер q, (а)
N
где ро = "jpg---удельная нагрузка на трущихся поверхностях
узла при tiy = 1;
N — максимальное усилие в проушине центроплана от
комбинированного воздействия сил Q2 и мо-
ментов Мх и Му, найденных при перегрузке п = 1.
Максимальное давление на контактных поверхностях вал —
проушина при фиксированном положении крыла определяется из
условия смятия материала и проушины:
э
Ростах СГсм-
Если размеры проушины, вала и допустимое значение q извест-
ны, то по формуле (а) можно найти допустимую перегрузку ппер
перекладки крыла. В процессе проектирования по заданным q
и /гПер можно оценить потребные размеры узла.
11.7. Поворотная часть крыла выполняется по тем же кон-
структивным силовым схемам, что и обычное крыло. На рис. 4.53
показаны конструкции с сотовым заполнителем по всей высоте се-
чения (вверху) и многостеночная (внизу), которые рассматриваются
как рациональные для самолетов-истребителей [48J*
180
Особенности конструкции поворотной части крыла обусловлены
ее креплением. В корневой части панели крыла переходят в мас-
сивные проушины шарнирного узла. Чтобы уменьшить перепад
жесткостей по сечениям и тем улучшить условия работы конструк-
ции под нагрузкой, панели крыла также выполняют в виде жесткой,
например монолитной или слоистой, конструкции. Для уменьше-
ния в панелях количества от-
верстий под болты и заклепки
отказываются от нормальных
нервюр, иногда устанавливая
вместо них отдельные стойки (см.
рис. 2.42). Чтобы увеличить же-
сткость узла и исключить мест-
ный изгиб проушин при пере-
даче поперечной силы, стенки
лонжеронов продлевают на уча-
сток проушин, где им придают
изогнутую форму, создавая замкнутый контур вокруг оси шар-
нира (рис. 4.54). Поскольку при переходе от консоли к проуши-
нам полностью исключить перепад жесткостей не удается, в сечении
181
между ними устанавливают одну или две силовые нервюры, по-
добно тому как это делается на неподвижном центроплане.
Со стороны консоли проушина нагружается нормальными ц
сдвигающими усилиями, распределенными по ширине всей панели,
а со стороны узла — значительными усилиями, которые локали-
зуются у шарнира. Это обусловливает неравномерное распределение
напряжений по панели. Примерный характер распределения нор-
мальных напряжений по панели при нагружении ее силой от из-
гибающего момента консоли показан на рис. 4.54. В консоли, по-
казанной на рис. 4.53, внизу, стенки выполнены гофрированными
для .снижения^температурных напряжений, нижняя панель пред-
ставляет собой пакет тонких листов, что повышает надежность
при усталостных повреждениях.
§ 12. Треугольные крылья
На современных самолетах широко применяют треугольные
в плане крылья. Такие крылья можно выполнить тонкими — с от-
носительной толщиной 3—5% и менее; при этом они получаются же-
сткими и сравнительно легкими.
Конструктивно треугольные крылья обычно различают по числу
и схеме расположения лонжеронов, а также по типу конструкции
Рис. 4.55
обшивки и характеру ее подкрепления. На рис. 4.55 приведены не
которые возможные схемы треугольных крыльев: многолонжерои'
ное (а) и кессонное (б с параллельным расположением лонжеронов
многолонжеронное (в) с лонжеронами, сходящимися в вершине и
крыло (г) с вырезом под нишу шасси. Последнее иногда называют
крылом с подкосной балкой или просто подкосным. При этом пт
подкосом подразумевают лонжерон, который расположен v грани
цы выреза и на котором крепится стойка шасси У ни’
В крыльях схем рис. 4.55 а, б лонжероны получаются короче
чем в крыле по схеме рис. 4.55, в. Из-за отсутствия перелома осей
лонжеронов у борта фюзеляжа в таких крыльях нет необходимости
устанавливать усиленные бортовые нервюры. В весовом отношении
они более рациональны, чем крылья со сходящимися лонжеронами
В производстве проще крылья со сходящимися лонжеронами Тип
торых продольные элементы проходят вдоль образующих кониче"
182
ской поверхности крыла, вследствие чего стенки имеют простые ли-
нейные очертания, а стрингеры не требуют малковки.
На вес конструкции треугольного крыла большое влияние ока-
зывает обшивка, вес которой может составлять 30—50% веса кры-
ла. Поскольку поверхность крыла велика, вес обшивки ощутимо
меняется даже при незначительном изменении ее толщины. Поэтому
вопрос выбора толщины обшивки и схемы ее подкрепления — один
из важнейших вопросов проектирования крыла.
В зависимости от характера подкрепления обшивки треуголь-
ные крылья разделяют на конструкции с продольным и попереч-
ным подкреплением или только с продольным (безнервюрные).
При достаточно большом количестве продольных стенок число нер-
вюр, устанавливаемых в крыле, может быть сведено к минимуму.
В этом случае они нужны лишь по торцам крыла и в местах прило-
жения к конструкции больших сосредоточенных сил. Многолонже-
ронные крылья без нервюр сравнительно просты в производстве и
выгодны в весовом отношении.
Если по условиям компоновки все лонжероны пропустить через
фюзеляж не удается, то целесообразным может оказаться кессонное
крыло (рис. 4.55, б), силовая схема которого включает коробчатую
балку, воспринимающую весь изгибающий момент крыла, и ряд про-
дольных стенок, шарнирно закрепленных на борту фюзеляжа. Под-
косная схема крыла (рис. 4.55, г) получила распространение на
сравнительно небольших самолетах, у которых стойки шасси кре-
пятся и убираются в крыло.
§ 13. Многолонжеронное крыло
13.1. Силовая схема крыла (рис. 4.56) состоит из системы лонже-
ронов, расположенных перпендикулярно к оси фюзеляжа, обшивки
и стрингеров.
Распределение нагрузки между элементами крыла, в основном,
зависит от жесткости лонжеронов, обшивки и лишь в незначитель-
ной степени от жесткости нервюр. Поэтому влиянием нервюр на
работу конструкции будем пренебрегать. Необходимо отметить,
что и при таких упрощениях система многократно статически не-
определима. Ниже дается приближенный метод расчета.
13.2. Метод расчета. Расчет исходной силовой схемы (рис. 4.56)
заменим расчетом двух крайних силовых схем крыла: схемы, со-
стоящей из изолированных лонжеронов и неработающей обшивки,
и схемы крыла с обшивкой и нервюрами, абсолютно жесткими на
сдвиг. Действительное нагружение элементов исходной системы
найдем, осредняя значения нагрузок соответствующих элементов,
найденные из расчета двух указанных схем.
13.3. Система изолированных лонжеронов. Будем считать, что
крыло состоит из системы лонжеронов и столь тонкой обшивки,
что работой ее на сдвиг можно пренебречь. В такой конструкции
каждый i-й лонжерон работает изолированно — как консольная
183
балка, нагруженная поперечной распределенной нагрузкой (рис
4.56, б)
Яш = ра, (4.12)
где р — интенсивность нагрузки на крыло, кгс/м2;
а — ширина прилегающей обшивки (расстояние между лонже-
ронами, если они расположены равномерно).
Поперечная сила и изгибающий момент в сечении г произволь-
ного i-ro лонжерона, длина которого равна определяются при
этом по формулам
г
Qh3! = У tjnldz',
‘г (4-13)
Л4из/ == У Qiiaidz
Рис. 4.56
Если (/л,- = const, то
Qiai — C]nl (.Z — 11)',
миэ1 0,5^ (г — 1р2.
При z=0 формулы (4.13)
дают значения Л4ИЗ/ и 7?из/ = Q„3i
в бортовом сечении крыла.
Изгибающий момент пропор-
ционален квадрату длины лон-
жерона. Следовательно, чем
длиннее лонжерон, тем он силь-
нее нагружается, а его деформа-
ции изгиба больше.
13.4. Крыло с обшивкой, же-
сткой на сдвиг. Фактически лон-
жероны связаны между собой
обшивкой. Поэтому они работают не изолированно, а совместно.
Если считать, что на сдвиг обшивка жесткая, то изгибающий
момент распределяется между лонжеронами так же, как в прямом
многолонжеронном крыле, т. е. пропорционально жесткостям лон-
жеронов при изгибе:
(EJP
М
—
(4.14)
где д4_изгибающий момент в корневом сечении крыла;
(EJ) __жесткость при изгибе i-ro лонжерона.
1 13 5 Исходная схема крыла. Таким образом, в крыле, обшивка
которого очень тонкая, изгибающие моменты лонжеронов у корня
равны Л4„з, а в крыле с жесткой обшивкой — Мк. Характер рас-
пределения этих моментов в бортовом сечении крыла показан на
рис. 4.56, а. Приближенно будем считать, что фактические значе-
184
ния изгибающих моментов М{ лонжеронов в бортовом сечении равны
средним значениям между Л4ИЗ и Л4Ж:
М( = 0,5 (Л4ИЗ(- -{- Л4Ж(). (4.15)
Разность между значениями действительных моментов и момен-
тов изолированных лонжеронов
ДЛ4( = Mt — Л4ИЗ/ = 0,5 (М ж, — Л4ИЗ,) (4.16)
представляет собой долю момента, которая создается погонными
касательными усилиями, действующими в обшивке. При этом при-
ращение погонных касательных усилий при переходе от i — 1 меж-
лонжеронной ячейки к i-й
где FM — площадь сечения крыла вдоль i-ro лонжерона.
Как видно из рис. 4.56, а, на участке, где расположены более
длинные лонжероны, значения Л4ИЗ/ превышают значения Мж1.
Соответствующие этому погонные касательные усилия Ду; вызывают
разгрузку лонжеронов (рис. 4.56, в). Для более коротких лонжеро-
нов, напротив, МЖ1 больше Л4ИЗ/ (ДЛ4, и Дд, меняют знак) и каса-
тельные усилия Дд, обусловливают догрузку лонжеронов.
Окончательно изгибающий момент и поперечную силу t'-ro лон-
жерона в сечении z можно определить по формулам
Л4(г = Л4из/г -{- kqftF
°ТС* (4 18)
Qiz — Quail “Ь ДУ/Дтек,
где Fotc — площадь отсеченной части лонжерона (рис. 4.56, в);
Дтек — высота лонжерона в текущем сечении г.
В формулы (4.18) значение Д^ нужно подставлять со знаком,
определяемым в соответствии с выражениями (4.16) и (4.17). На-
гружение и эпюра Л4 для i-ro лонжерона показаны на рис. 4.56, в.
Погонные касательные силы обшивки
7оо = ^-, (4.19)
где F — площадь, ограниченная контуром рассматриваемого сече-
ния;
Мх — момент относительно оси х, принимаемый по эпюре
рис. 4.56, а для соответствующего сечения крыла.
Эпюру Мх строят последовательным суммированием моментов ДЛ4,-.
§ 14. Кессонное крыло
14.1. Силовая схема кессонного крыла (рис. 4.57) состоит из кес-
сона-балки, работающего на изгиб и кручение, вспомогательных
лонжеронов-стенок, шарнирно закрепленных на борту фюзеляжа,
и обшивки. Шарнирное крепление стенок обеспечивается либо
185
уголками, либо за счет ушкового звена. Крыло нагружается силами
интенсивностью р — const. Как и в выше рассмотренной схеме,
работой нервюр будем пренебрегать.
14.2. Нагружение и работа вспомогательного лонжерона. По-
перечная погонная нагрузка i-ro вспомогательного лонжерона
(рис. 4.57, б)
‘7л/ = (а)
где а — расстояние между лонжеронами.
От этой нагрузки каждый вспомогательный лонжерон работает
на изгиб как балка, шарнирно опертая на борту фюзеляжа и на
обшивке.
Поперечная нагрузка
лонжерона
AQ,- = qallt (б)
передается на борт фюзе-
ляжа, где возникает реак-
ция = AQZ.
Момент
ДЛ4, = 0,5цЛ24 (в)
уравновешивается погон-
ными касательными уси-
лиями обшивки
• (г)
* Л1
Здесь Fju — площадь про-
дольного сечения крыла вдоль лонжерона.
Изгибающий момент и поперечная сила i-ro вспомогательного
лонжерона в сечении г
М.1г = 0,5^Л1- (/, — z)2 — 2A<7;FOTC;
0.1г — — Qni z) -j- А^г'/^тек,
где Fotc — площадь отсеченной части лонжерона;
//тек — высота лонжерона в текущем сечении.
Пример. Определить изгибающий момент вспомогательного лонжерона в
сечении г = 0.5/, если / = 150 см, а <?л = 2000 кгс/м. Высота лонжерона Н =
== const.
По формулам (г) и (в)
= Q.5^/2 __ 9л/
4 2Н1 ~~4Н
и согласно выражению (4.20)
Мг=о,5/ = °-^l2 (1 - 0,5)2 — -L-H 0,5/ = — 0,125<7л/2 =
4/7 1
= — 0,125 • 2000 • 1,52 = — 562,5 кгс • м.
14.3. Нагружение обшивки. Моменты АД вспомогательных
лонжеронов передаются на кессон сдвигом обшивки. Последова-
186
тельно суммируя &М( вдоль оси х от носка и хвостика к кессону,
получим эпюру моментов Мх относительно оси х (рис. 4.57). Имея Мх,
можно определить погонные касательные силы в обшивке, а также
в стенках бортовой и торцевой (для данного отсека) нервюр:
<7об = ^-, (4-21)
где Мх — момент, снимаемый с эпюры;
F — площадь, ограниченная контуром рассматриваемого се-
чения.
14.4. Кессон нагружается погонной нагрузкой qKec = рВ, где
В — ширина кессона, и потоками касательных усилий со стороны
обшивки носовой и хвостовой частей крыла:
Ml , м2
?об1 2Р} ’ Чоб2 2/?2 •
Здесь Afj и М2 — моменты, снимаемые с эпюры Мх;
Fi и F2 — площади сечений крыла по переднему и задне-
му лонжеронам кессона.
От указанных сил кессон работает на изгиб как балка, защем-
ленная в фюзеляже. Если нагрузка qKQC постоянна по длине его, по-
перечная сила и изгибающий момент в сечении z кессона опреде-
ляются по формулам
Q ~ Якес (z I) ' (71 Ф" Яг) ^тек>
М = 0,5^кес (z — /)2 ф- 2qYF 1отс ф- 2^2^20X0,
где Fiotc, F2otc — площадь отсеченной части переднего и заднего
лонжеронов кессона соответственно;
Л7тек — высота кессона в сечении г.
Рассчитывают кессон как обычное прямое моноблочное крыло.
§ 15. Крыло с подкосной балкой
15.1. Силовая схема (рис. 4.58, 4.59) включает подкосную балку
3—6, два лонжерона 2—6 и 4—7, переднюю 1—9 и заднюю 5—8
стенки, бортовую нервюру 1—5 и силовую нервюру 6—8, систему
нормальных нервюр и обшивку, подкрепленную стрингерами.
На участке 2—3—6 в крыле выполнен вырез под нишу шасси.
Вырез ограничивается лонжероном и подкосной балкой, развилка
которых у узла 6 используется для крепления стойки шасси. На-
гружается крыло распределенной воздушной и массовой нагрузкой
от веса конструкции и грузов в крыле, а также сосредоточенными
силами в узле 6 от стойки шасси и в узлах крепления элеронов и
закрылков.
При анализе крыла работой верхней панели 2—3—6 будем
пренебрегать. Нагрузку, приходящуюся на эту часть крыла, можно
учесть приближенно, соответственно увеличив нагрузку носка
1—2—6—6' и части 3—5—8—6 крыла.
187
15.2. Метод расчета. Рассматриваемая система многократно
статически неопределима. Приближенно будем рассматривать ее
как трижды статически неопределимую. За основную систему при-
мем следующую: носок 1—2—6—6', представляющий собой одно-
лонжеронное крыло, и часть 3—5—8—9—6'—6, представляющую
двухлонжеронное крыло-балку. Неизвестными будут силовые фак-
торы взаимодействия в сечении 6—6' этих частей крыла: поперечная
сила Q и моменты Мр и Ми (рис. 4.60) соответственно относительно
осей v и и, где и и и — ординаты вспомогательной системы коорди-
нат с началом в точке 6.„ Неизвестные будем определять из условия
совместности деформаций носка и остальной части крыла, которые
могут быть записаны так:
Унд + Уов = 0;
фн* + фо* = 0; (4.23)
фнг + фог = 0,
где г/нб и уоб — прогибы точек 6 носка и остальной части
крыла;
фнх, Фо* 11 Фиг, Фог —углы поворота сечений 6—6' носка и остальной
части крыла относительно осей х и z от внешней
нагрузки и неизвестных силовых факторов, дей-
ствующих в сечении 6—6'.
15.3. Носок крыла (рис. 4.60, а) нагружается силой Q, момента-
ми М° и Ми, приложенными в сечении 6—6', и погонной нагрузкой
qa = pb, где b — хорда носка крыла в текущем сечении и. Ниже
для упрощения будем считать хорду постоянной по размаху и рав-
ной среднему ее значению.
188
Полагая qa = const, значения поперечной силы, изгибающего
и крутящего моментов носка в текущем сечении и определим по
формулам
QH = — (<7Н« + Q);
Л4на = 0,5<7ни2 + Л4° ф- Qu; (4.24)
Л4НН = qKcu + Л4°,
Рис. 4.60
где и — координата, отсчитываемая от сечения 6—6'\
с — расстояние от линии приложения нагрузки до оси жесткос-
ти (в рассматриваемом случае — до оси лонжерона).
Деформации носка, представляющего собой однолонжеронную
стреловидную балку, определим приближенно, заменив ее эквива-
лентной прямой балкой 2—6—6'—2'. При больших значениях удли-
нения такая замена дает небольшую ошибку, так как в этом случае
деформации стреловидной балки в основном определяются деформа-
циями длинной консоли.
189
Углы поворота сечения 6—6' относительно осей х и z могут быть
выражены через углы поворота сечения относительно осей и и о
(рис. 4.61) по формулам
<рнх = sin Хл 4- Ф„СО8ХЛ;
фиг = ф„ COS Хл — ф„ sin Хл. (4-25)
Здесь X — угол между осью лонжерона носка и осью г.
Углы поворота сечения 6—6’ относительно осей «ио соответ-
ственно
dw,
Н —л
с м Ат
Ф„ = J —£7— da.
о н
Прогиб в точке 6
С MHVMV
Унв — I —— du.
о н
(4.26)
(4.27)
Здесь q, q — соответственно поток касательных
усилий в носке от внешней нагруз-
__ ки и от момента "Л4° = 1;
Мо = 1 - и, Mv = 1, Ми= 1—изгибающие моменты и крутящий
момент в сечении носка от единич-
ной силы и единичных моментов,
' приложенных в сечении 6—6';
/„ — момент инерции сечения носка;
ds, 8 — элемент длины контура и толщина
элемента контура в сечении носка.
15.4. Часть крыла 3—5—8—9—6'—6нагружается (рис. 4.60, б)
силой Q, моментами А4Х, Mz и погонной нагрузкой qo = рВ, где В —
хорда этой части крыла. Для упрощения хорду считаем посто-
янной.
Неизвестные Мх и Мг связаны с неизвестными Л4° и М° соотно-
шениями (рис. 4.62)
Мх = Ми sin Хл М^, cos X •
о О (4.28)
Мг = Мйи cos Хл — М° sin Хл. ’
В текущем сечении z рассматриваемой части крыла поперечная
сила, изгибающий и крутящий моменты
‘о
Qo = — J qodz + Q-,
z
190
'о
мох = — J Qodz — Мх;
г
(4.29)
Мог = — d j qodz — Mz — Q (0,5В — d),
г
где d — расстояние от линии действия внеш-
ней нагрузки до центра жесткости
(ц. ж.) сечения.
Для участка I < г <_ 1О в формулах
(4.29) члены, содержащие Q, Мх и Мг, до-
лжны быть опущены.
Угол крутки сечения 8—6 балки и пово-
относительно оси х соответственно
С Мог^г
~ ' 4F2
О 0
рот ее
dz;
(4.30)
где
Мг
фох - J EJ0 dz’
о
Fo — площадь, ограниченная
контуром в сечении 8 —
—7—6 крыла;
= 1, Мх=1 — крутящий и изгибающий
моменты в сечении балки
от обобщенных единичных
сил, приложенных в сече-
нии 8 — 6\
Jo — момент инерции сечения
рассматриваемой части крыла.
Прогиб в точке 6 складывается из прогиба z/o5, обусловленного-
смещением сечения 8—6 от поперечной нагрузки, и поворота се-
чения на угол <poZ от действия крутящего момента (рис. 4.63):
Уоб = Уоб + фог (0,5В — d), (4.31)
где
_ С мохм'х
Уов ~ J EJO dz'
__ о
Мх = 1 (/ — z) — момент от единичной силы, приложенной в сече-
нии 8—6.
15.5. Последовательность расчета. Вначале по формулам (4.26),
(4.27), (4.30) и (4.31) определяют прогибы, углы крутки и девиации
носка и остальной части крыла в сечении 8—6—6’. При этом нагру-
жение носка и остальной части крыла принимают согласно рис. 4.60.
191
Затем, используя выражения (4.23), определяют неизвестные си-
ловые факторы, действующие в сечении 6—6', а по формулам (4.24)
и (4.29) — поперечные силы, изгибающие и крутящие моменты в
сечении носка и остальной части крыла. Дальнейший расчет носка
(однолонжеронной стреловидной балки) и части 3—5—8—9—6'—6
крыла (прямой двухлонжеронной балки) проводят обычным образом.
15.6. Приближенный расчет. Расчет треугольного крыла су-
щественно упрощается, если предположить, что связь между выде-
ленными частями крыла осуществляется с помощью одного шарнир-
ного узла в точке 6. В этом случае расчет сводится к решению
один раз статически неопределимой системы. При этом из условий
(4.23) необходимо использовать
лишь одно:
Унб + Уов — 0.
Решение этого уравнения отно-
сительно неизвестной величины по-
перечной силы, дает
Qe ==
_ ди1и . ?о(3?о-4^~к + ^) £7н-з
8 ’ 1 +(ZO-7K)3 Д7И
(4-32)
где
f . р Т t
к /н ’ П,/п- EJO ,
/н, k 11 — длина носка (рис. 4.60, а), остальной части крыла
и ёе консоли (рис. 4.60, б);
EJa и EJ0 — жесткость при изгибе носка и остальной части крыла.
qa и q0 — погонная нагрузка носка и остальной части крыла.
§ 16. О современных методах расчета крыла
16.1. Расчеты на прочность и электронно-вычислительные ма-
шины (ЭВМ). В настоящее время такие сложные конструкции, как
крыло, рассчитывают на прочность с использованием ЭВМ. Это
сокращает время, затрачиваемое на расчет, и открывает большие
возможности для повышения его точности. Вычислительная тех-
ника позволила решить ряд новых сложных задач. Сейчас разра-
ботаны программы, которые предусматривают механизацию всего
процесса расчета — от выбора геометрических размеров до на-
хождения усилий в элементах конструкции, разрабатываются мето-
ды расчета оптимальных конструкций крыла, фюзеляжа, оперения
и планера в целом.
192
Применение новых вычислительных средств существенно изме-
нило характер и содержание расчетов. Если раньше основное время
уходило на выполнение операций расчета как таковых, то теперь
основное внимание уделяется подготовке исходных данных для рас-
чета, выбору расчетной модели, разработке алгоритма расчета.
Современные методы расчета основаны на представлении кон-
струкции в виде дискретной расчетной схемы. Анализ таких кон-
струкций ведут методом сил или методом перемещений. Соотношения
обычно записывают в матричной форме. Матричная запись удобна
и существенно упрощает составление программы расчета для машин.
16.2. Понятие о методе конечного элемента. Метод приведения
конструкции к дискретной расчетной схеме, состоящей из статически
определимых элементов (блоков), тем или иным способом скреплен-
ных между собой, носит название метода конечного элемента.
При выполнении расчетов конструкцию заменяют расчетной
схемой, которая должна быть достаточно простой, наиболее полно
отражать особенности реальной конструкции и иметь такой же ха-
рактер деформаций. Обычно крыло представляют в виде тонкостен-
ной балки (метод В. Н. Беляева), тонкостенной оболочки или плас-
тины, т. е. в виде элементов, методы расчета которых хорошо разра-
ботаны. Такие расчетные модели хорошо себя зарекомендовали для
конструкций сравнительно простой геометрии, не имеющих резких
перепадов жесткостей. Если конструкция имеет сложную геомет-
рию с резко изменяющимися характеристиками жесткости элемен-
тов, то идеализация ее в виде тонкостенной балки или пластины ока-
зывается очень грубой. Для расчета таких конструкций весьма
эффективным оказывается метод конечного элемента.
Метод конечного элемента, по сути, был применен еще в начале
30-х годов В. Н. Беляевым, который при исследовании кручения
крыла разбивал его на отдельные отсеки — конечные элементы.
В настоящее время в связи с применением ЭВМ этот метод становит-
ся универсальным.
При расчете по методу конечного элемента конструкция как бы
покрывается сетью, каждый элемент которой представляет собой
четырехугольник или треугольник произвольного вида [40]. Таким
образом, крыло заменяется дискретной совокупностью узлов. К каж-
дому узлу сети прикладывается внешняя нагрузка, а также силы
и моменты, действующие в окрестности узла, подлежащие опреде-
лению. Внешняя распределенная нагрузка заменяется сосредото-
ченными силами. Используя затем условия равновесия и совмест-
ности деформаций этих элементов, записывают систему разрешающих
уравнений. Количество элементов, на которые разбивают конструк-
цию, зависит от требуемой точности и от возможностей ЭВМ. Чем
больше элементов, тем точность расчета выше, но при этом увели-
чивается статическая неопределимость системы и резко возрастают
вычислительные трудности.
При расчете по методу конечного элемента за основные неизвест-
ные можно принимать перемещения узловых точек или усилия взаи-
7 8 19
193
модействия между элементами. В расчетах авиационных конструк-
ций применяют оба эти метода. Однако в последнее время большее
распространение получает метод, в котором за основные неизвест-
ные принимают перемещения узловых точек. Последний более уни-
версален. В частности, перемещения узлов, найденные в результате
расчета, могут быть использованы не только для определения уси-
лий в элементах конструкции, но и для решения динамических за-
дач. Ниже, следуя работе [101, излагается суть метода перемещений
(модифицированного метода Леви) на примере расчета треугольного
многолонжеронного крыла.
§ 17. Расчет треугольного многолонжеронного крыла
методом перемещений
17.1. Силовая схема крыла (рис. 4.64) состоит изт лонжеронов,
п нервюр и обшивки. Лонжероны на борту фюзеляжа крепятся с по-
мощью моментных или шарнирных узлов. Торцы отдельных лон-
жеронов могут быть свободными, т. е. не закрепленными на борту.
Нагружается крыло нагрузкой интенсивностью р.
17.2. Расчетная схема обычно выбирается в виде системы пере-
Рис. 4.64
крестных балок, которые имитируют лонжероны и нервюры, и кес-
сонов (иногда их называют клетками), образованных обшивкой, стен-
ками лонжеронов и нервюр :(рис. 4.64).
Принимают, что перекрестные балки и
кессоны соединяются между собой лишь
в узловых точках, а кромки их между
узлами свободны как от внешних сил,
так и от внутренних усилий взаимодей-
ствия. Каждый узел соединения нервю-
ры с лонжероном принято обозначать
двумя индексами: первый соответствует
порядковому номеру лонжерона, вто-
рой — номеру нервюры. Если рассмат-
ривают отдельный лонжерон или нер-
вюру, для упрощения записи обычно ос-
тавляют лишь один индекс, указывающий
номер узла на лонжероне (нервюре).
Распределенную нагрузку, действую-
щую на конструкцию, заменяют сосре-
доточенными силами, которые прикладывают в узлах. Сила, при-
ходящаяся на узел ki, Ры = P&S, где AS — площадь зоны влия-
ния точки k, i (рис. 4.64).
17.3. Суть метода расчета. За основные неизвестные принимают
прогибы узловых точек конструкции уи. По ним определяют силы,
действующие в лонжеронах, нервюрах и обшивке, а затем и на-
пряжения. Система разрешающих уравнений для определения про-
гибов получается из уравнений равновесия узлов конструкции.
Связь между прогибами узлов и узловыми усилиями лонжеронов
194
и нервюр находят с помощью формул Мора. Зависимость между
усилиями в панелях кессонов и прогибами их угловых точек опре-
деляется из условия равенства работ сил, приложенных в углах кес-
сона (в точках соединения кессонов с узлами), на перемещениях
этих точек и потенциальной энергии кессонов, нагруженных ка-
сательными усилиями. Силы, приложенные в углах кессона, на-
ходят из условия их равновесия с касательными усилиями, дей-
ствующими в панелях кессона.
17.4. Уравнения равновесия узлов. Рассмотрим какой-нибудь
из узлов конструкции, например узел ki. Нагрузка Ры распреде-
ляется между лонжероном Ры, нервюрой Pkt и кессонами, примы-
кающими к узлу. Силы в узле от кручения кессонов (в общем слу-
чае их четыре) обозначим через Ры, Ры, Fkt и Ры (рис. 4.65). При
этом уравнение равновесия сил, действующих на узел, выразится
так:
Ры + Ры + Fki + Fki + Fki + Fki = Ры. (4.33)
Число таких уравнений равно количеству узлов. Система уравне-
ний (4.33) позволяет найти прогибы узловых точек конструкций.
Предварительно, однако, нужно найти зависимость узловых сил
элементов от узловых прогибов.
17.5. Зависимость узловых сил лонжеронов (нервюр) от узловых
прогибов. Рассмотрим k-u лонжерон, один конец которого защемлен
на борту (рис. 4.66, а). Он нагружен неизвестными узловыми си-
лами Рг, Р2) Рп_ Для упрощения на рис. 4.66 показаны лишь
три узла, т. е. п = 3. Прогиб в точке 1 от силы Р1( как известно нз
строительной механики, равен SuPi, от силы Р2 — 612Р2, от силы
—^Р,. Полный прогиб узла 1
/Л = §цР1 + 6i2P2 + ••• +6inPn> (4-34)
где б1; — смещение узла 1 от силы Ру = 1.
Аналогично можно найти прогибы узловых точек 2, 3, ..., п.
В общем случае выражение для прогиба i-ro узла можно записать
7*
195
В ВИДе //z = 6,1P1 + 6,2P2 + ---+6mPn = S б,,/5;. (4.35)
/=1
Если пренебречь деформациями сдвига балки, то смещение узло-
вой точки I от силы Ру = 1
С j
Ъ{] ~ J EJ ^г'
о
(4.36)
Lt — расстояние от i-ro узла балки до корне-
вого сечения;
М, = 1-z — момент в текущем сечении балки от силы
Л = 1;
М' = 1 (£.. — Р< + 2) — момент в текущем сечении балки (левее
точки Z) от силы Р{ = 1;
Lj — расстояние от /-го узла до корневого се-
чения балки.
Система уравнений (4.35) может быть решена относительно уз-
ловых усилий. Если система включает два-три уравнения, то это
ким образом, упругий прогиб i-
делается сравнительно просто,
вручную. С увеличением числа
уравнений в системе трудности
быстро возрастают. Их решение
становится возможным лишь с
помощью ЭВМ.
Выражение для усилия в уз-
ле 1 можно записать так:
Pi = kllyl + kl2y2 + • • • + kinyn.
(4-37)
В общем случае усилие в i-м
узле
Pi = S М/. (4.38)
/=1
где ktj — коэффициенты жест-
кости балки;
у, — узловые прогибы.
Если лонжерон закреплен на
борту фюзеляжа шарнирно
(рис. 4.66, б), упругий прогиб
находят как разность полного
смещения узловой точки yt и сме-
щения этой же точки за счет
поворота балки на угол 0. Та-
узла лонжерона
Hi — Lfd — 5}
i=i
(4.39)
196
Коэффициенты бу находят при условии, что торцевое сечение О
балки защемлено.
Условие равновесия такой балки — сумма моментов всех сил,
действующих на балку относительно шарнира, равна нулю — в
общем случае записывается так:
+ ••• +Л„РП = О. (4.40)
Совместное решение уравнений (4.39) и (4.40) позволяет найти
значение 0 в функции прогибов узловых точек. Подставив его в
систему (4.39) и исключив, таким образом, 0 из уравнений системы,
можно затем решить последнюю относительно значений Pit т. е.
получить систему уравнений, подобную системе (4.38), естественно,
с несколько иными коэффициентами жесткости.
Рассмотрим теперь балку, торцы которой могут не только по-
ворачиваться на угол 0, но и смещаться на некоторую величину у0
(рис. 4.66, в). К такой схеме могут быть отнесены нервюры, а также
лонжероны, если их торцы не закреплены на борту фюзеляжа
(см. рис. 4.64, третий сверху). Поскольку торцы балки смещаются
на величину у0, естественно, что на такую же величину нужно умень-
шить и все другие перемещения балки, так как усилия определяются
только величиной упругого смещения. Таким образом, упругий
прогиб t-й точки в этом случае определяется как разность полного
ее смещения yh смещения у0 за счет смещения торца балки и Д0
за счет поворота балки на угол 0:
Коэффициенты влияния б1(
при условии, что торцевое
Усилие в торцевом се-
чении балки, соответствую-
щее смещению у0> можно
найти из условия равнове-
сия сил, действующих на
балку:
р0 = S Р,- (4.42)
Совместное решение уравнений (4.41), (4.42) и (4.40) позволяет
исключить 0 из уравнений (4.41) и выразить узловые силы балки
через узловые перемещения, т. е. получить систему уравнений,
подобную системе (4.38), и найти коэффициенты жесткости, соот-
ветствующие этому случаю.
17.6. Связь между узловыми нагрузками кессона F1 и касатель-
ными усилиями qt в элементах кессона найдем, рассматривая равно-
весие последнего (рис. 4.67). Для кессона прямоугольного сечения
касательные усилия в обшивке и стенках
Уоб — Уст — Q
197
и
FA = Fc = — 2hq-,
FB = F° = 2hq. (4.43)
17.7. Связь между внутренними усилиями кессона и узловыми
прогибами (прогибами узловых точек кессона) найдем, используя
равенство работы внешних сил, приложенных в углах кессона, на
перемещении этих узлов (прогибов) и потенциальной энергии де-
формации кессона.
Работа внешних сил
А = 0,5 (FAyA + FByB + Fcyc + F Dyd) =
= qh (— Уа + Ув — Ус + yd). (4.44)
Потенциальная энергия деформации кессона
(/ = 0,5^2^-. (4-45)
где Sz и б, — площадь и толщина i-й панели (стенки).
Из условия
A = U
найдем, что
Я = б20" ~ (— Уа + Ув—Ус + yd). (4.46)
Подставляя выражение (4.46) в уравнения (4.43), получаем зави-
симость между внешними силами кессона и перемещениями его
узловых точек:
Fa = Fc = Н (у а — у в + ус -- yd)',
FB = F° = Н (— у а 4- У в — Ус + yd).
V Л
Ь б'-

17.8. Порядок расчета. Вначале по формуле (4.38) находят
зависимость узловых сил лонжеронов Ры и нервюр Ры от неизвест-
ных узловых прогибов ум. Затем по выражению (4.47) определяют
зависимость между внешними силами кессона F1 и перемещениями
его узловых точек (узловыми прогибами). Подставляя найденные
значения усилий в уравнения равновесия узлов (4.33), получают
систему уравнений относительно узловых прогибов. Число урав-
нений равно числу узлов. Решение системы уравнений позволяет
найти узловые прогибы всех узлов ум. По формуле (4.38) можно
определить узловые нагрузки лонжеронов Ры и нервюр Ры, а по
198
формуле (4.46) — касательные усилия q в элементах кессонов.
Имея эти данные, можно найти поперечные силы и изгибающие мо-
менты в различных сечениях элементов рассчитываемого крыла и
определить в них напряжения.
17.9. Основные соотношения метода в матричной форме. Как уже отмечалось,
даже при сравнительно небольшом числе силовых элементов в рассчитываемой
конструкции разрешающая система уравнений оказывается довольно высокого
порядка. Решение такой системы обычными приемами, без ЭВМ, практически не-
возможно. При расчетах на ЭВМ весьма целесообразно использовать матричную
запись уравнений. В этом случае наиболее трудоемкая операция, связанная с
обращением матриц высокого порядка, выполняется по стандартной программе.
Основные понятия о матричной форме расчета статически неопределимых си-
стем можно найти в специальной литературе. Ниже приводятся соотношения рас-
смотренного метода расчета в матричной форме. Для удобства нумерация урав-
нений в матричной форме поставлена в соответствие с нумерацией уже рас-
смотренных систем уравнений.
Система уравнений (4.35) в матричной форме запишется так:
(й) = [«.J <Р^ (4-35')
где (р;) — матрица-столбец (вектор-столбец) узловых прогибов;
(Р/) — матрица-столбец узловых усилий:
[61;] — матрица коэффициентов влияния (гибкости) балки:
6П 61г . .. б1п
§22 < • •
^/Ц ^п2 • • • ^пп
Матричное уравнение (4.35') позволяет выразить узловые нагрузки через пе-
ремещения узлов так:
(Pi) = [б.уГ1 (W). (4.38')
где 1 — матрица жесткости балки, обратная матрице
[ад.
Система уравнений (4.39) для прогибов при шарнирном креплении торца бал-
ки в матричной форме запишется так:
(Л) = 6 {Lt} + [60] (Р{), (4.39')
а условие равновесия балки (4.40) — так:
{LZ}(PZ)=O. (4.40')
Здесь {L(} — матрица-строка (вектор-строка):
{L[} — [7-1Лг • • Сп[.
Совместное решение уравнений (4.39') и (4.40') относительно 0 дает
0 {Ц} [ад~‘
{Lt} [ад-1 (Ц) ’
(4.48)
199
Подставляя найденное значение 0 в выражение (4.39') и решая последнее от-
носительно Pt, получаем уравнение, подобное уравнению (4.38'):
(Pi) = (У:)-
При этом матрица жесткости балки, у которой один торец закреплен шарнирно,
имеет вид
1М-[|«„Г' - (4.49)
I (Ы16„Г'(Ь>
Система уравнений (4.41) в матричной форме запишется так:
(У1~Уо) = & {Li} +^ij](pi)> (4.41')
а условие равновесия сил (4.42) — так:
{1) (?',) +А, = О- (4.42')
Здесь (Р ) — матрица-столбец сил, исключая силу в начале координат, где вве-
дено дополнительное смещение конца балки у0.
Совместное решение уравнений (4.41'), (4.42') и (4.40') позволяет выразить узловые
нагрузки через узловые перемещения в виде зависимости, подобной выражению
(4 38'):
(А) = [Асв] (й),
де [£св1 — матрица жесткости балки, у которой оба конца могут смещаться.
Система уравнений (4.47) в матричной форме имеет вид
(Fl) = 1£кес1 (У<). «' = А’ s> с> D> (4-47')
где матрица жесткости кессона
[*кес1 = Н
1
— 1
1
— 1
— 1 1
1 —1
— 1 1
1 — 1
— 1
1
— 1
1
4G/12
1^-'
hi 8‘
Итак, матричная запись уравнений, по сравнению с обычной, более компакт-
на и, что особенно важно, удобна прн составлении программ для расчета на
ЭВМ.
Глава 5
ОПЕРЕНИЕ И МЕХАНИЗАЦИЯ
§ 1. Назначение и размещение горизонтального
и вертикального оперения
1.1. Назначение. Оперение является органом устойчивости и уп-
равляемости самолета. Горизонтальное оперение, в основном, обес-
печивает продольную устойчивость и управляемость самолета,
вертикальное — путевую. Иногда горизонтальное оперение исполь-
зуется для поперечного управления.
Вертикальное оперение обычно состоит из киля (килей) и руля
горизонтальное — из стабилизатора и руля высоты
(рис. 5.1). На сверхзвуковых са-
молетах горизонтальное опере-
ние, как правило, выполняют
направления,
цельноповоротным — в виде управляемого стабилизатора без рулей
(рис. 5.2). Применяют также, хотя и реже, цельноповоротное вер-
тикальное оперение — управляемый киль.
Переход к управляемому стабилизатору позволил повысить
аэродинамическую эффективность оперения, которая, как известно,
характеризуется приращением подъемной силы оперения на еди-
ницу изменения его угла атаки. С увеличением числа М и высоты
полета эффективность оперения уменьшается. Особенно сильно
падает эффективность обычных рулей, так как при сверхзвуковом
обтекании их отклонение практически не влияет на характер рас-
пределения давления по неподвижной части профиля. Управляемый
стабилизатор повышает эффективность оперения на дозвуковых
скоростях полета в 2—3 раза, а на сверхзвуковых — более чем в
201
10 раз. Если управляемый стабилизатор используется и для попе-
речного управления, его консоли отклоняются асимметрично при
управлении по крену и симметрично при продольном управлении.
Эффективность оперения (помимо скорости и высоты полета)
зависит также от площади оперения, его внешних форм, располо-
жения на самолете, от жесткости самого оперения и частей, к кото-
рым оно крепится. Компоновка оперения на самолете и конструктив-
ные параметры должны обеспечивать достаточную эффективность
его на всех режимах полета, включая взлет и посадку.
1.2. Компоновка горизонтального оперения на самолете и его пара-
метры. По высоте оперение располагают так, чтобы на всех основ-
ных режимах полета оно не затенялось крылом и фюзеляжем и
чтобы скосы потока в районе оперения были минимальными. Если
не учитывать струи газов от двигателей, то этому требованию лучше
всего отвечают схемы с горизонтальным оперением, расположенным
ниже оси фюзеляжа (рис. 5.2) или на верхней части киля (рис. 5.1).
Считают, что низко расположенное оперение на больших углах
атаки более эффективно, поскольку с увеличением угла атаки оно,
перемещаясь вниз, удаляется от области максимальных скосов
потока за крылом.
Устойчивость самолета с крылом изменяемой стреловидности,
как показывают исследования, обеспечивается лишь при низком
расположении горизонтального оперения. Чтобы уменьшить рост
запаса устойчивости при переводе крыла в положение максимальной
стреловидности, оперение целесообразно размещать возможно бли-
же к задней кромке крыла.
На выбор размещения оперения большое влияние оказывает
место расположения двигателей на самолете. Если газовая струя
от двигателя проходит близко от оперения, то возникающая при
этом подсасывающая сила неблагоприятно влияет на характерис-
тики оперения.
Горизонтальное оперение, расположенное над килем, являясь
для киля концевой шайбой, повышает его эффективность. При этом,
однако, киль дополнительно нагружается от горизонтального опе-
рения, а разнос масс, обусловленный такой схемой, неблагоприя-
тен с точки зрения флаттера. Рациональность схемы в весовом *
отношении зависит от размеров и общей аэродинамической компо-
новки самолета. В ряде случаев, особенно для самолетов больших
размеров, она может оказаться в весовом отношении более выгодной,
чем схема с горизонтальным оперением на фюзеляже. Объясняется
это уменьшением потребных размеров площади горизонтального
оперения, расположенного на стреловидном киле, в связи с увели-
чением его плеча, а площади вертикального оперения — из-за по-
вышения его эффективности.
Основными параметрами оперения являются площадь Sr.o
оперения, омываемого потоком воздуха, и расстояние от центра
тяжести самолета до условного центра давления стабилизатора —
плечо горизонтального оперения Lr.o. Потребные значения Sr.o и
202
Lr.o выявляют в результате расчета устойчивости и управляемости
самолета, в частности из расчета достаточности рулей для баланси-
ровки самолета на посадке. Приближенно оценить потребные значе-
ния этих величин можно по статистике. Для современных сверх-
звуковых самолетов величина коэффициента статического момента
площади горизонтального оперения
ч I
А-.о = -^Г= ОД 4-0,6,
относительная площадь
Sr.o = -^- = 0,14-0,3,
где S, Ьа— соответственно площадь и средняя аэродинамическая
хорда крыла.
На самолетах типа «утка» (рис. 5.3) горизонтальное оперение
располагается впереди центра тяжести. При такой схеме оперение
практически находится в невозмущенном потоке. Благодаря этому
оно более эффективно, чем оперение, расположенное за крылом.
Кроме того, оно создает положительную подъемную силу, что
позволяет рассчитывать на получение более высокого аэродинами-
ческого качества самолета. Однако из-за отрицательного влияния
оперения на крыло и увеличения при такой схеме потерь на баланси-
ровку реализовать это преимущество схемы весьма сложно.
Обычно горизонтальное оперение выполняют трапецевидным в
плане со сравнительно небольшим удлинением Хг.о = 1,5 4- 2,5
и сужением цг.о = 1,5 4- 2. Профили для него применяют симмет-
ричные с относительной толщиной 4—6%. Придание оперению
стреловидности увеличивает его плечо относительно центра тя-
жести самолета.
1.3. Компоновка вертикального оперения и его параметры.
Вертикальное оперение обычно располагают на фюзеляже. Если по-
требные размеры оперения получаются большими, применяют двух-
(рис. 5.3) и трехкилевые (рис. 5.4) схемы. В этих случаях умень-
шается влияние вертикального оперения на характеристики попе-
речной устойчивости и, кроме того, уменьшается крутящий момент
203
фюзеляжа, поскольку плечо сил, действующих на'оперение относи-
тельно оси фюзеляжа, становится меньше.
На самолетах с турбовинтовыми двигателями для повышения
эффективности оперения его располагают в зоне потока от винтов.
При расположении вертикального оперения на концах стабилиза-
тора несколько повышается эффективность горизонтального опе-
рения, но стабилизатор при этом испытывает дополнительное на-
гружение и усложняются узлы крепления киля.
У самолетов без горизонтального оперения или выполненных
по схеме «утка» вертикальное оперение может устанавливаться на
крыле (рис. 5.3). При такой схеме уменьшается затенение опере-
ния крылом и фюзеляжем даже на очень больших углах атаки.
На высотных самолетах с большими сверхзвуковыми скоростями
полета часть вертикального оперения выносят вниз под фюзеляж
(рис. 5.2). Если при этом не обеспечивается необходимый клиренс
при взлете и посадке, подфюзеляжный (килевой) гребень выпол-
няют отклоняющимся в сторону или сбрасываемым. Как показали
продувки, подфюзеляжные гребни работают весьма эффективно,
особенно в полете на больших углах атаки, когда эффективность
вертикального оперения резко снижается из-за затенения его кры-
лом и фюзеляжем. Площадь гребней обычно не превышает 2—5%
площади крыла. Помимо непосредственного влияния на характе-
ристики боковой устойчивости подфюзеляжные гребни включают
в работу фюзеляж и благодаря этому увеличивают эффективность
всего вертикального оперения.
К вертикальному оперению относится также форкиль — гре-
бень, идущий от киля вдоль верхней образующей фюзеляжа
(рис. 5.1). Направляя местный поток вдоль фюзеляжа, форкиль
улучшает обтекание киля при скольжении, а также несколько уве-
личивает эффективность оперения за счет включения части площади
боковой проекции фюзеляжа.
Вертикальное оперение не должно затенять горизонтальное или
находиться в тени последнего. Для этого их смещают относительно
друг друга, добиваясь, чтобы Lr.o было больше LB0. Если горизон-
тальное оперение размещается на стреловидном киле, это решается
автоматически. Для современных сверхзвуковых самолетов коэф-
фициент статического момента площади вертикального оперения
Лв0 = -5в^в'° =0,05 4-0,1,
относительная площадь
SB.O =-%-= 0,15 ч-0,20,
где SB.O — площадь вертикального оперения;
LBO — плечо вертикального оперения;
S, I — площадь и размах крыла.
Для вертикального оперения Хв.о = 0,8 ч- 2 и т]в.о = 1,5 ч- 3.
Придание вертикальному оперению небольшого удлинения при-
204
ближает центр давления к оси самолета, благодаря чему уменьша-
ются изгибающий момент оперения, крутящий момент фюзеляжа
и влияние сил оперения на характеристики поперечной устойчивости
самолета. Последнее имеет особенно большое значение для сверх-
звуковых самолетов, для которых характерно существенное уве-
личение площади вертикального оперения, в связи с чем наблюдает-
ся чрезмерный рост поперечной устойчивости. Постановка подфю-
зеляжных гребней с этой точки зрения также благоприятна.
1.4. Вес оперения обычно не превышает 2—3% взлетного веса
G самолета. Приближенно относительный вес горизонтального опе-
рения можно определить по формуле
Е — °г-0 — п Sr-°
ёг.° - G - А-.о G ,
где рг.о — вес одного квадратного метра оперения.
Для маневренных сверхзвуковых самолетов рг.о» 30 кгс/м2.
Подобным образом определяется и относительный вес верти-
кального оперения.
<5
Рис. 5.5
§ 2. Нагрузки оперения
2.1. Горизонтальное оперение нагружается аэродинамическими
и массовыми силами. Основными аэродинамическими нагрузками
являются уравновешивающая, маневренная и нагрузка от неспо-
койной атмосферы.
Уравновешивающая нагрузка горизонтального оперения. При по-
лете с постоянной перегрузкой пу равновесие самолета относительно
поперечной оси z достигается за
счет воздушной нагрузки гори-
зонтального оперения (рис. 5.5).
Эту нагрузку называют уравно- <—-
вешивающей. Уравновешиваю- —
щая нагрузка
, м, , ЬЛ
Рур = — = mzqS -------, (5.1)
^г.о ^г.о
где Мг и тг — момент самолета без
относительно оси z и
ветственно;
q — скоростной напор.
Коэффициент момента тг является функцией коэффициента су,
который в свою очередь связан с перегрузкой пу (nyG = CySq). Отсю-
да следует, что уравновешивающая нагрузка зависит от скоростного
напора q и перегрузки пу.
Случай нагружения имеет место в процессе выполнения маневра,
когда достигается максимальная перегрузка. Для прочности опере-
ния этот случай характерен действием больших крутящих момен-
тов. Уравновешивающую нагрузку нужно выявлять для всех
горизонтального оперения
коэффициент момента соот-
205
расчетных случаев крыла и наибольшую из этих нагрузок прини-
мать в качестве расчетной для оперения.
Если оперение выполнено по схеме стабилизатор — руль, то
аэродинамические силы стабилизатора Р'^ и руля Ррэ.в имеют раз-
ные направления (рис. 5.6). Нормы прочности рекомендуют распре-
делять нагрузку по хорде оперения согласно рис. 5.6. При этом
нагрузка стабилизатора
РсТ-РЭур+^.в>^р.
Нагрузка на руль высоты Ррв принимается равной 0,25 макси-
мальной маневренной нагрузки и прикладывается к оси шарниров.
По размаху оперения нагрузка ру-
ля распределяется пропорциональ-
но его хордам, нагрузка стабилиза-
тора — пропорционально хордам
стабилизатора:
<7р.в = fbp‘, <7ст = fbct,
oD р г>ст
р
где Sp, SCT — площадь руля и ста-
билизатора соответ-
ственно;
&ст — хорда руля и стаби-
лизатора;
/ — коэффициент безопас-
соответствующем расчетном
&р-
ности, принимаемый таким же, как и в
случае крыла.
Распределение нагрузки по управляемому стабилизатору сле-
дует выявлять на основании продувок. Приближенно можно счи-
тать, что при полете со скоростью, соответствующей М > 1, по
хордам она распределяется равномерно, а по размаху — пропор-
ционально хордам:
?ст =
° ст.ом
где SCT ом — площадь омываемой части стабилизатора.
Маневренная нагрузка оперения. В начальный момент маневра
и в момент прекращения его летчик отклоняет рули на величину,
большую, чем необходимо для уравновешивания самолета. Это
сопровождается появлением угловых ускорений ег и маневренной
нагрузки на оперении
Р ман = "7 ^г®г>
ЬГ.О
где Jz — момент инерции самолета относительно оси z.
Учет маневренной нагрузки оперения согласно нормам проч-
ности сводится к двум случаям. В первом из них маневренная на-
грузка определяется как сумма уравновешивающей нагрузки соот-
206
ветствующего расчетного случая и собственно маневренной нагруз-
ки ДРм’ан, Т. е.
= Р’р + ДЛ’а[1, (5.2)
где др:,ан = ±м:-^5г.о.
Здесь kx — коэффициент, задаваемый в нормах прочности и за-
висящий от режима полета, резкости отклонения ру-
лей и пр.;
п3ц—максимальная (минимальная) эксплуатационная пе-
регрузка рассматриваемого случая.
Значение коэффициента безопасности принимают в соответствии
с рассматриваемым случаем.
Маневренная нагрузка второго случая определяется по формуле
РЭ = ± “у •Sr.o, (5.3)
причем k2 > К- Коэффициент безопасности в этом случае f = 2.
Распределение нагрузки по размаху и хордам в обоих случаях
выявляют по нормам прочности.
Нагрузки горизонтального оперения при полете в неспокойной
атмосфере складываются из уравновешивающей нагрузки PyP(„=i;,
определяемой для режима горизонтального полета, и нагрузки
Рн.в, обусловленной дей- у—-у
ствием порыва воздуха, т. е. у у
Рэ = Pyp(„=i; + Р„.в, (5.4) IX
где ------------' Д-------
Рн.в «0,05с“УгГД.о; -----X k
К;, Wt — индикаторные -€? Х—
скорости по- \
лета и порыва \
ветРа- Рис. 5.7
Распределение нагрузок
по размаху и хордам производят в соответствии с рекомендациями
норм прочности. Коэффициент безопасности f = 2.
Нагрузки оперения от неспокойной атмосферы могут достигать
значительных величин. Для неманевренных самолетов по величине
они могут превышать маневренные нагрузки.
2.2. Нагрузки вертикального оперения. Для вертикального
оперения, как и для горизонтального, рассматривается действие
уравновешивающей нагрузки, обеспечивающей равновесие самолета
относительно оси у при полете со скольжением, маневренной на-
грузки и нагрузок от неспокойной атмосферы.
Кроме того, рассматривается случай несимметричной тяги дви-
гателей для самолетов с несколькими двигателями. В случае
одностороннего отказа двигателей (рис. 5.7) возникает момент
207
относительно оси у. Этот момент, в основном, парируется силой, воз-
никающей на вертикальном оперении. Приближенно
Л.о« (1,5 4-2) А, (5.5)
где Ми — Ра — момент относительно оси у, возникающий при от-
казе двигателей.
2.3. Несимметричное нагружение горизонтального оперения мо-
жет иметь место в полете со скольжением и при отклонении руля
направления. В этом случае нагрузки нужно определять по нор-
мам прочности. Выполняя прикидочные расчеты, можно принимать,
что на одной половине оперения действует 80%, а на другой 120%
исходной нагрузки половины оперения. Случай характерен боль-
шими нагрузками для узлов крепления горизонтального оперения
к килю и нагружением киля изгибом, если горизонтальное оперение
крепится к нему.
2.4. Одновременное нагружение горизонтального и вертикального
оперения. Поскольку вероятность одновременного действия мак-
симальных нагрузок на вертикальное и горизонтальное оперение
мала, принимают, что на каждую из поверхностей действует только
часть (в большинстве расчетных случаев 0,75) максимальной на-
грузки, выявленной при их раздельном нагружении. Этот случай
может оказаться расчетным для фюзеляжа и для вертикального
(горизонтального) оперения, несущего горизонтальное (вертикаль-
ное) оперение.
§ 3. Общие замечания
к силовой схеме и конструкции
Стабилизаторы и кили по своей силовой схеме и конструкции
подобны крыльям. Некоторые особенности в конструкции имеют
управляемые стабилизаторы. Эти особенности обусловлены специ-
фикой крепления их к фюзеляжу, которое должно обеспечивать
возможность поворотов стабилизатора. Обычно стабилизатор кре-
пится к фюзеляжу на балке, которая одновременно является и
осью его вращения. Балка может принадлежать фюзеляжу или ста- #
билизатору. В первом случае ее неподвижно закрепляют на силовых
шпангоутах фюзеляжа (рис. 5.8, а). Стабилизатор при этом уста-
навливают на балке в подшипниках скольжения или качения, тягу
управления присоединяют к корневой нервюре стабилизатора. Если
несущая балка принадлежит стабилизатору, опорами для нее слу-
жат подшипники, закрепленные в силовых шпангоутах фюзеляжа
(рис. 5.8, б). Тягу управления в этом случае подводят непосред-
ственно к кронштейну на балке.
Обычно применяют балки кругового замкнутого сечения. Это
обеспечивает удобство крепления их на подшипниках, а также улуч-
шает работу в условиях сложного напряженного состояния. Для
уменьшения затрат мощности на привод стабилизатора нужно,
208
чтобы ось балки (ось вращения) проходила между линиями фокусов
стабилизатора, соответствующими дозвуковому и сверхзвуковому
обтеканию.
Консоли управляемого стабилизатора могут крепиться на одной
балке, проходящей через фюзеляж. Чаще, однако, применяются
схемы с раздельным креплением плоскостей стабилизатора и приво-
дом к каждой из его половин. Эти схемы и будут рассмотрены ниже.
§ 4. Стабилизатор двухлонжеронной схемы
4.1. Силовая схема стабилизатора (рис. 5.9) состоит из лонже-
ронов 1—6 и 3—4, силовых нервюр 1—2—3 и 4—5—6, набора нор-
мальных нервюр и обшивки. Каждая консоль стабилизатора опи-
рается на неподвижную, выступающую из фюзеляжа балку 0—2—5
в узлах 2 и 5 на подшипниках скольжения или качения. К узлу 3
стабилизатора подводится тяга управления. Балка 0—2—5, ко-
торая является осью вращения стабилизатора, закреплена на сило-
вых шпангоутах фюзеляжа в узлах 0 и 2. Нагружается стабилиза-
тор воздушной нагрузкой интенсивностью р.
Опорные реакции определим из условия равновесия стабилиза-
тора: п __ р
‘2—5
£2 = />ст(1---(5.6)
\ *2—5 /
Т3 = PCT-f-,
*2—3
где Т3 — усилие в тяге управления стабилизатором (узел 3).
От воздушной нагрузки и реакций стабилизатор работает на из-
гиб и кручение. Эпюры Q, М и М2 для стабилизатора приведены
на рис. 5.9. Ниже работой носка и хвостика стабилизатора будем
пренебрегать и считать, что вся нагрузка воспринимается его меж-
лонжеронной частью.
209
4.2. Работа элементов стабилизатора на участке консоли (правее
нервюры 4—6) подобна работе двухлонжеронного крыла.
Поперечная сила в сечении стабилизатора воспринимается, в
основном, стенками лонжеронов, изгибающий момент — растяже-
нием — сжатием поясов лонжеронов и частично обшивкой, кру-
тящий момент — замкнутым контуром, образованным обшивкой и
стенками. Рассмотрим нагружение элементов конструкции стаби-
лизатора.
4.3. Лонжероны воспринимают поперечную силу и (совместно с
обшивкой) изгибающий момент стабилизатора. Приближенно мож-
для переднего они имеют такой
но считать, что каждый
из лонжеронов нагружа-
ется погонной нагрузкой
(EJ)i
"л1 2
где q = pb — погонная на-
грузка ста-
билизатора;
(EJ)t —жесткость
при изгибе
i-ro лонже-
рона.
От этой нагрузки
каждый из лонжеронов,
опираясь на силовые нер-
вюры 1—3 и 4—6, работа-
ет на изгиб. На рис. 5.10
приведены эпюры Q и М
для заднего лонжерона,
же характер, как и для стабили-
затора.
При расчете стенок нужно учесть также, что они нагружаются
погонными касательными усилиями от крутящего момента. Зная
поперечные силы лонжеронов ф2 и Q2, крутящий момент в сечении
можно найти по формуле
Л4К — Мг -f- Q2x2 QzX%,
где Mz — момент, снимаемый с эпюры рис. 5.9;
х'1, х2 — расстояние соответственно от переднего и заднего лон-
жеронов до оси z.
На участке между усиленными нервюрами 1—3 и 4—6 момент
Л1К = Mz.
4.4. Обшивка нагружается потоком касательных усилий
где F — площадь сечения, ограниченная контуром, образованным
обшивкой (или обшивкой и стенками).
210
Обшивка нагружается также продольными усилиями от дей-
ствия изгибающего момента. Однако если она тонкая, то можно
счита ь, что весь изгибающий момент воспринимается в сечении
только лонжеронами.
4.5. Силовая нервюра 4—6 (рис. 5.11) нагружается силами Rn
и от лонжеронов. Уравновешивается она реакциями R5 = Rt -f-
Rn в узле 5 балки и потоком касательных усилий со стороны об-
шивки
д АЛ1 ______ ^5—6 ^4^4—5
— ~2F~ — 2F
4.6. Силовая нервюра 1—3 (рис. 5.11) нагружается силами Rt и
R3 в узлах 1 и 3 от лонжеронов, силами R2 в узле 2 на балке и Т3
в узле 3 крепления тяги управления стабилизатором (эти силы бы-
ли определены выше), а также потоком касательных усилий qv =
= где
Л4К = Мг = Т312_з — R3li—з + Rih-2-
От этих сил нервюра работает на изгиб и сдвиг.
4.7. Балка 0—5 нагружается в узле 5 силой R3, в узле 2 — си-
лой R2. Опирается балка в узлах 0 и 2 ее крепления к шпангоутам
фюзеляжа.
В случае моноблочной конструкции управляемого стабилизатора
анализ работы его силовой схемы может быть проведен аналогично.
§ 5. Стабилизатор моноблочной схемы
5.1. Силовая схема стабилизатора (рис. 5.12) состоит из двух
стенок 1—3 и 2—4, усиленных нервюр 1—2, 0—1 и 0—2, системы
нормальных нервюр и толстой обшивки. Стабилизатор крепится
211
крутящий
Рис. 5.12
к стальной балке круглого сечения несколькими вертикальными
и одним горизонтальным болтами. Узлы 1 и 2 крепления усиленной
нервюры 1—2 и стенок к нервюрам-балочкам 0—1 и 0—2 — шарнир-
ные, узлы крепления нервюр 0—1 и 0—2 к несущей балке — мо-
ментные. Нагружается стабилизатор распределенной нагрузкой
интенсивностью р. При построении эпюр было принято, что попе-
речная сила Q стабилизатора передается на балку горизонтальным
болтом, изгибающий момент — вертикальными болтами, а
момент Мк яг М, — вертикальными и горизонтальным
болтами.
5.2. Работа стабилиза-
тора на участке консоли.
В сечениях стабилизатора
за нервюрой 1—2 попереч-
ная сила воспринимается
стенками, изгибающий мо-
мент — растяжением —
сжатием верхней и нижней
панелей, крутящий мо-
мент — замкнутым конту-
ром, образованным обшив-
кой и стенками.
5.3. Корневая часть ста-
билизатора со стороны кон-
соли нагружается попереч-
ной силой по стенкам, из-
гибающим моментом в виде
сжимающих — растягиваю-
щих усилий по панелям и
крутящим моментом в виде
погонных касательных сил
и стенками.
корневой части отдельно от
М2/
по контуру, образованному обшивкой
Рассмотрим нагружение элементов
•Q, М и 2ИК.
Поперечная сила (рис. 5.13) со стенок передается на косые нервю-
ры-балочки 0—1, 0—2 и далее их сдвигом и изгибом — на узел 0,
откуда — на несущую балку и панели 0—1—2. Если принять
RQ яг 0,5Q, то усилия в поясах нервюры Sq = а усилия,
действующие на панель 0—1—2, N — 26'qCos а.
Нормальные усилия панели oi_2^6 (В и б —соответственно ши-
рина и толщина панели) от изгибающего момента, а также сила
JV срезом болтов передаются с панели на несущую балку. Считая,
что панель крепится четырьмя болтами и что они нагружаются рав-
номерно, найдем силу среза болта:
Пб 0,25 (ctj_256 + N).
212
Крутящий момент (рис. 5.14). Сточки зрения передачи крутя-
щего момента корневая часть стабилизатора статически неопреде-
лима. Действительно, крутящий момент может быть передан на не-
сущую балку сдвигом и изгибом нервюр 0—1 и 0—2 или сдвигом
и изгибом панелей 0—1—2.
Рассмотрим нагружение элементов корневого отсека, полагая,
что часть крутящего момента /еЛ4к передается нервюрами 0—1 и
0—2, а часть (1 — k) Л4К — панелями 0—1—2. Коэффициент k
нужно находить из расчета статически неопределимой системы.
Рис. 5.13 Рис. 5.14
При k = 1 весь крутящий момент передается изгибом нервюр, при
k = 0 — панелями.
Нервюра 1—2 со стороны консоли нагружается погонными ка-
М
сательными усилиями qK = от крутящего момента, а уравнове-
шивается в узлах 1 и 2 на нервюрах 0—1 и 0—2 реакциями /?к =
— и на панелях 0—1—2 силами 1\~2 = (1 — k) где Н —
средняя высота сечения. Погонные касательные усилия в панели
= (/ — k) 2qK. Нервюра 1—2 при этом работает на сдвиг от сил
< = (1 - 2k) qK.
Нервюры 0—1 и 0—2 нагружаются силами /?к от нервюры 1—2.
Уравновешивается каждая из нервюр в узле 0 на несущей балке
реакцией /?к и со стороны верхней и нижней панелей — реакциями
к к Н •
Панель 0—1—2 нагружается по грани 1—2 силой Тj_2 = <?КД ~
/И'1 и в узле 0 — силой То = 2SK sin а. Перенесем эти
силы в центр жесткости (ц. ж.) болтового соединения и добавим при
этом момент ЛА4 = Ti-2zi_2 — Tozo, где zi_2 и г0 — расстояние от
Центра жесткости до линии действия силы Тi_2 и То соответственно.
213
Сила среза болта
Та 0,25 (7\_2 + То) ± -~L- ДМ,
где г, расстояние от центра жесткости болтового соединенна
до г-го болта. иения
Окончательную схему нагружения того или иного элемента пп
лучим, просуммировав усилия, действующие на элемент от попе
речной силы, изгибающего и крутящего моментов. Усилия
каждого из вертикальных болтов можно определить геометрически
сложив усилия на болт от продольных и боковых сил панечи ’
§ 6. Стабилизатор однолонжеронной схемы
6.1. Силовая схема стабилизатора (рис. 5.15, а) состоит из лои
жерона 3—6, усиленных нервюр 3-4 и 5-7, передней и задней
стенок, усиленного стрингера 3'-6', системы нормальных непвюп
узлах 3' и 6'
обшивки. Крепится стабилизатор к балке 0—6' в
на-подшипниках. Балка, которая является осью вра-
щения стабилизатора, в
свою очередь закреплена
на силовых шпангоутах
фюзеляжа в узлах 0 и О'.
Тяга управления стаби-
лизатором присоединяет-
ся к узлу 2, укреплен-
ному на нервюре 4—3.
Нагружается стабилиза-
тор воздушной нагруз-
кой интенсивностью р.
Опорные реакции ста-
билизатора
А- = Рет -т——F Т2;
‘3—6
r6- = + -4-V,
—Qcu симЬых
ш
Стеш
Рис. 5.15
(5-7)
Т — Р —
J 2 — ‘СТ —
где Ат — равнодействующая воздушной нагрузки консоли ста-
От воздушной нагрузки и реакций стабилизатоо работает на из
гиб и кручение. Эпюры Q и М приведены на рис. 5 15 а Там жё
(штрих-пунктиром) показаны эпюры поперечных сил и изгибаю пи*
моментов для балки 0—6 .
В сечениях правее нервюры 5-7 поперечная сила в основном
воспринимается стенкой лонжерона, а частично — обшивкой и
стенками; изгибающий момент — растяжением - сжатием нижней
214
и верхней панелей стабилизатора; крутящий момент — замкнутым
контуром, образованным обшивкой и стенками.
Ниже рассматривается упрощенная схема стабилизатора, кор-
невая часть которого ограничена силовыми нервюрами 2—4, 7—8
и стенками 2—8, 4—7 (рис. 5.15, б). Предполагается, что на нор-
мальные напряжения обшивка не работает, а узел 2, к которому
подходит тяга управления стабилизатором, находится непосред-
ственно на силовой нервюре 2—4.
6.2. Лонжерон 3—6 (рис. 5.16) ра-
ботает на изгиб как двухопорная бал-
ка с консолью от погонной нагрузки дл
и опорных реакций Rs и Re, возни-
кающих в узлах 3 и 6 на силовых нер-
вюрах. Погонную нагрузку, лонже-
рона qn можно принимать равной по-
гонной нагрузке стабилизатораq. При
проверке прочности лонжерона в пло-
Рис. 5.16
щадь сечения пояса лонжерона нужно включать площадь присо-
единенной обшивки.
6.3. Силовая нервюра 7—8 (рис. 5.17, а). Вследствие того что
оси лонжеронов и балки не совпадают, в сечении по нервюре 7—8
возникает момент ДЛ4 = R6a, где а — расстояние между осью лон-
жерона и осью балки. Этот момент уравновешивается на обшивке,
догружая ее сдвигом. Нервюра при этом работает на изгиб и сдвиг
по схеме рис. 5.17, а.
6.4. Силовая нервюра 2—4 (рис. 5.17, б) нагружается потоком
касательных усилий qK = (А4К — крутящий момент в сечении
2—4, a F — площадь, ограниченная обшивкой и стенками в этом же
сечении) и силой R3 от лонжерона. Уравновешивается нервюра
на балке в узле 3' реакцией Rv и в узле 2 реакцией Т2.
6.5. Особенности расчета стабилизатора малого удлинения.
Рассмотрим стабилизатор, силовая схема которого (рис. 5.18)
состоит из лонжерона 1—6, стенки 4—5, силовых нервюр 1—4
и —6, балочки 2—7, а также набора нормальных нервюр и пане-
215
лей с продольными ребрами жесткости. Носок и хвостик такого
стабилизатора могут быть обычной каркасной конструкции или
слоистой. Опирается стабилизатор в узлах 3 и 6 на балку крепле-
ния его к фюзеляжу и в узле 2, к которому подходит тяга уп-
равления. Стабилизатор характеризуется небольшим удлинением,
в результате чего хорды корневых сечений оказываются соизмери-
мыми с его размахом, и малой базой крепления к фюзеляжу. Послед-
нее вызвано конструктивными соображениями. С увеличением рас-
стояния между узлами 1 и 2 нагрузка узла 2 уменьшается, но одно-
временно с этим растет ход управляющего
звена стабилизатора, что вызывает допол-
нительные конструктивные трудности. Кон-
структивно-компоновочные особенности
стабилизатора — форма в плане и малая
база крепления — обусловливают характер
общих деформаций и особенности работы
стабилизатора под нагрузкой. Схематиза-
ция такого стабилизатора в виде балки
оказывается грубой. По характеру общих
деформаций такая конструкция ближе к
пластине, а для нее недостаточно прове-
рить только прочность поперечных сечений,
что характерно для расчета балок. Специ-
фика конструкции вызывает необходимость
проверить и прочность ее продольных сече-
ний.
Напряжения в элементах продольного сечения определим ня
примере расчета сечения 4-5 стабилизатора. Погонна^ нагрузка
хвостика стабилизатора (за сечением 4—5) q = pb гле а
кущее значение хорды хвостика стабилизатора, измеряемой по нор-
мали к стенке 4-5. Приложена эта нагрузка по линии центров дав-
ления хвостика стабилизатора. Полагая интенсивность нагрузки
р = const, получаем следующие выражения для определения по-
гонных поперечной силы и изгибающего момента в сечении 4—5-
AQ = pbXB — AqKh;
AM = О,5рйх2в — AqKFx3,
где AqK — поток касательных усилий в обшивке от привашения
крутящего момента на участке стабилизатора длиной, равной еди-
нице; h, Лв — текущее значение высоты стенки 4-5 и плошаю.
ограниченная контуром хвостика стабилизатора и стенкой ’
Если хвостовая часть слоистой конструкции, то касательное на-
пряжение в стенке сотового заполнителя т„= Где t и б
с Лбс ’ А п ис— размер
соты и толщина стенки соты; нормальное напряжение в несущих
слоях о = где б — толщина несущего слоя. В случае обычной
216
конструкции хвостика поперечная нагрузка и изгибающий момент
воспринимаются нервюрами. В сечении 4—5 поперечная сила нер-
вюры равна AQa, изгибающий момент — \Ма, где а — расстояние
между нервюрами. Имея значения силовых факторов в сечении,
можно рассчитать нервюру. При определении нормальных напря-
жений к площади пояса нервюры нужно присоединить приведенную
ширину обшивки. Силовые элементы корневой части 1—4—5—6
стабилизатора сильно нагружены. Выявление их нагрузок и расчет
проводят так же, как для соответствующих элементов рассмотрен-
ных выше схем стабилизаторов.
§ 7. Элероны (рули)
7.1. Назначение. Элероны являются органами поперечной
управляемости самолета. Элерон представляет собой отклоняющую-
ся часть поверхности крыла, прикрепленную к нему несколькими
шарнирными узлами и связанную с тягой проводки управления
(рис. 5.19). При отклонении
элеронов создается момент, ко-
торый обеспечивает поворот са-
молета относительно продоль-
ной оси.
Аэродинамическая эффектив-
ность элеронов характеризуется
величиной прироста подъемной
силы крыла на один градус их
отклонения или, что дает более
полную характеристику, вели-
чиной угловой скорости враще-
ния самолета относительно про-
дольной оси х при отклонении
элеронов. Требуется, чтобы при
полном отклонении элеронов на
режиме взлетных и посадочных
Скоростей [V = (1,1 Ч- 1,3) VmiJ
безразмерная установившаяся
угловая скорость вращения са-
молета > 0,07, где I — размах крыла. Для маневренных
самолетов в полете с максимальной скоростью элероны должны
обеспечивать угловую скорость в пределах их = 1 -j- 1,5 рад/с.
Оценку потребных параметров (размеров, углов отклонения) эле-
рона проводят исходя из расчета устойчивости и управляемости
самолета. Приближенно это можно сделать по статистическим
значениям коэффициента статического момента
д 2S3Z3
3 “ SI ’
21Т
где S3, l3 — суммарная площадь элеронов и длина одного элерона;
S, I — площадь и размах крыла.
Относительная площадь элеронов = 0,035 4- 0,085. Здесь
меньшая цифра относится к самолетам типа «истребитель», боль-
шая — к тяжелым самолетам.
Длина элерона обычно составляет 30—40% полуразмаха кры-
ла, хорда — 20...30% хорды крыла, максимальные углы отклоне-
ния — 20...25°.
При заданных размерах элеронов их эффективность зависит
от жесткости крыла при изгибе и кручении. С уменьшением жесткос-
ти крыла эффективность элеронов падает.
7.2. Нагружается элерон воздушными силами и реакциями
опор. Массовые силы от веса конструкции элерона невелики и обыч-
но ими пренебрегают. Расчетная нагрузка элерона пропорциональ-
на его площади S, и скоростному на-
пору q:
Р* = kfS3q,
где k — коэффициент, задаваемый нор-
мами прочности; -
f — коэффициент безопасности.
По хорде нагрузка распределяется
по закону трапеции, по размаху —
пропорционально хордам:
= &э’
где Ьэ — текущая хорда элерона.
С точки зрения строительной ме-
ханики элерон представляет собой
длинную балку на упругих опорах
(рис. 5.20). Упругость опор обуслов-
лена деформациями крыла. Для точного определения реакций
нужно знать величины перемещений в шарнирах узлов подвес-
ки элерона. Приближенно реакции в узлах можно определить, рас- *
сматривая элерон как балку на жестких опорах. При числе опор
больше двух для определения опорных моментов и реакций можно
воспользоваться методом сил или непосредственно уравнением трех
моментов, которое для балки на трех опорах (рис. 5.20) записыва-
ется так:
МА + 2М2 (I. + Z2) + М3/, = - 0,25 {qfi + qf2),
где Mi, М2, М3 — изгибающие моменты в сечениях по опорам
1, 2 и 3;
91, 9г — средняя погонная нагрузка на участке 1—2
и 2—3 соответственно.
218
Уравнение позволяет определить неизвестный опорный момент
и опорные реакции Л?; и /?2> /?2 и R3 для каждого пролета, а затем
и искомую реакцию элерона /?2 = + /?2-
Реакция тяги Т определяется из условия равновесия элерона
(рис. 5.19):
т _ P^d
h '
1
Рис. 5.21
От усилия в тяге управления в узлах подвески элерона возни-
кают реакции, действующие в плоскости, параллельной тяге. Эти
реакции можно определить так же, как и реакции элерона /?г.
От воздушной нагрузки и реакций опор элерон работает на изгиб
в двух плоскостях как многопролетная балка и на кручение как
балка, защемленная в плоскости тяги. Эпюры поперечных сил
и изгибающих моментов от погонной нагрузки q3 и опорных реак-
ций а также эпюра крутящих моментов Мк приведены на
рис. 5.20. Скачки в эпюре Мк объясняются тем, что ось вращения
элерона не совпадает с осью жесткости (осью лонжерона). Вслед-
ствие этого в сечениях по узлам подвески элерона возникают до-
полнительные моменты АЛ1(- = /?,с, где с — расстояние от узла
подвески шарнира до оси жесткости (рис. 5.19).
7.3. Конструкция элерона (рис. 5.21) обычно состоит из одного,
реже двух лонжеронов, из стрингеров, набора нервюр и обшивки.
На участках узлов подвески в носке элерона делают вырезы. Для
компенсации ослабления обшивку элерона у выреза усиливают, а
по границам выреза устанавливают усиленные нервюры. В местах
219
приложения к конструкции сосредоточенных сил также устяняп™
вают усиленные нервюры. 3 аПс1ВЛи-
В последнее время широкое применение получают конструкции
элеронов с легким пористым или сотовым заполнителем (рис 5 224
В таких конструкциях нервюры выполняются в виде стенок ’ без
поясов. Возможны также конструкции вообще без нормальных неп
вюр, поскольку их функции выполняет заполнитель работающий
на сдвиг. Конструкции с заполнителем обладают повышенной жест
костью, гладкой поверхностью, лучше работают при акустических
нагрузках и позволяют получать экономию в весе. Последнее до
стигается как за счет уменьшения веса самой конструкции эле
рона, так и за счет уменьшения при этом веса балансировочного
груза.
С целью повышения на-
дежности и безопасности
полетов элероны (и рули)
часто выполняют из не-
скольких секций, каждую
со своим приводом.
7.4. Работа элементов
элерона подобна работе
элементов однолонжеронно-
го крыла. Поперечная сила
в сечении воспринимается
в основном стенкой и частично — обшивкой, изгибающий момент —
растяжением — сжатием поясов лонжерона с присоединенной об
шивкой. Крутящий момент воспринимается замкнутым контуром
образованным обшивкои, а на участке вырезов под узлы подвески_-
контуром, образованным обшивкой хвостовой части профиля и стен-
кой лонжерона (или изгибом косых нервюр).
7.5. Аэродинамическая компенсация элерона уменьшает шар
нирный момент и благодаря этому нагрузки на привод управ-
ления. Различают несколько видов аэродинамической компенсации
но наиболее распространены осевая и ее разновидность — внутрен-
няя компенсация. Осевая компенсация достигается смещением осн
вращения элерона (руля) назад по хорде, благодаря чему плечо
нагрузки элерона относительно оси вращения, и следовательно
шарнирный момент, уменьшается. Внутренняя компенсация дости-
гается тем, что носок элерона (рис. 5.22) с помощью прорезиненной
ткани соединяется со стенкой заднего лонжерона крыла разобщая
полости над и под носком элерона внутри крыла. При отклонении
элерона одна полость сообщается с областью повышенного давле-
ния, другая — с зоной разрежения, чем и обеспечивается умень-
шение шарнирного момента. 3
7.6. Весовая балансировка элеронов служит для повышения
критической скорости автоколебаний крыла с участием элерона
(см. гл. 14). У полностью сбалансированного элерона центр тяжести
находится на оси его вращения, у перебалансированного — впереди
220
оси вращения. Конструктивно весовая балансировка может осу-
ществляться сосредоточенным грузом — балансиром, размещенным
на кронштейне впереди оси вращения или же распределенным гру-
зом в виде удлиненной болванки, которая крепится в носке вдоль
всего размаха элерона (рис. 5.21). Иногда балансир вписывается
в контур элерона, образуя его носок.
7.7. Крепление элерона на крыле. Для уменьшения деформа-
ций элерона увеличивают число его опор. Обычно их делают более
двух. Это, однако, приводит к тому, что при изгибе крыла возни-
кает опасность заклинивания узлов подвески элерона. Чтобы ис-
в узлах устанавливают сферические под-
шипники, которые обеспечивают пово-
роты узлов подвески.
При изгибе крыло и элерон (из-за раз-
личия жесткостей и нагрузок) имеют не-
одинаковые деформации осей жесткости.
В результате узлы элерона стремятся пе-
реместиться вдоль размаха относительно.
ключить заклинивание,
Рис. 5.23
Рис. 5.24
ответных узлов крыла. При этом возникают силы взаимодействия
между узлами элеронов и ответными узлами крыла. Во избежание
заклинивания узлы элерона делают с двумя степенями свободы
(рис. 5.21, узел /), которые обеспечивают не только его отклонение,
но и перемещение вдоль размаха. Чтобы зафиксировать элерон от-
носительно крыла, одну опору выполняют в направлении оси непо-
движной. Такая навеска элерона облегчает его монтаж благодаря
тому, что возможное несоответствие узлов на элероне и крыле ком-
пенсируется подвижными узлами.
7.8. Интерцепторы 4 (рис. 5.23), как и элероны, служат для
поперечного управления самолетом. Они представляют собой жест-
кие продолговатые пластины, расположенные на верхней поверх-
ности крыла, обычно в средней его части или на концах. В нерабо-
чем положении интерцепторы утоплены в крыло, в рабочем — вы-
двинуты в поток (рис. 5.24). Отклоняют интерцептор лишь на той
консоли, в сторону которой осуществляют крен. При этом про-
исходит срыв потока и падение подъемной силы.
На обычных схемах самолетов интерцепторы используют как
дополнительные органы поперечного управления, повышающие его
эффективность. При полете в спокойной атмосфере без резких
маневров поперечное управление обеспечивается только элеронами.
Интерцепторы отклоняют сравнительно редко: лишь при выполне-
нии энергичного маневра в полете с большими приборными скорос-
221
тями, когда эффективность элеронов падает. Добавочное сопротив-
ление, обусловленное отклонением интерцептора и рулей (послед-
нее необходимо, чтобы парировать момент рысканья, возникающий
пои отклонении интерцептора), получается сравнительно небольшим,
что улучшает характеристики крейсерского полета.
Р1а самолетах с крылом изменяемой стреловидности, чтобы ис-
пользовать всю заднюю кромку крыла для размещения взлетно-
посадочной механизации, элероны обычно не применяют. Попереч-
ное управление при этом осуществляют интерцепторами и диффе-
ренциально отклоняемыми поверхностями стабилизатора.
Р При заходе на посадку и пробеге интерцепторы можно исполь-
зовать для уменьшения (гашения) подъемной силы и увеличения
сопротивления, т. е. как воздушные тормоза. В этом случае их на-
зывают спойлерами. Спойлеры располагают в корневой части крыла.
Секции спойлеров на правой и левой консолях отклоняют одновре-
менно. Уменьшение аэродинамического качества при заходе на по-
садку" способствует увеличению крутизны траектории, благодаря
чему повышается точность приземления. При отклонении спойлеров
на пробеге сопротивление увеличивается на 80—90%, одновремен-
но падает подъемная сила, что приводит к увеличению нагрузки
на колеса и тормозной силы колесных тормозов. В результате длина
пробега сокращается.
Конструктивно интерцептор выполняют в виде панели (обшив-
ки подкрепленной продольными и поперечными элементами жест-
кости), навешиваемой с помощью нескольких узлов на конструк-
ции крыла, или в виде жесткой монолитной пластины, закреплен-
ной на конструкции с помощью шомпольного соединения.
При использовании интерцепторов усиливаются перекрестные
связи между креном и рысканьем, креном и тангажом, что несколько
ухудшает характеристики управляемости.
J 7 9. Рули. По конструкции, нагружению и работе рули анало-
гичны "элерону. Отличие в расчете состоит лишь в том, что, опре-
деляя реакции руля, необходимо учитывать податливость опор.
Это объясняется, во-первых, тем, что жесткости элементов в системе
«рУЛЬ — киль (стабилизатор)» соизмеримы между собой, во-вторых,
тем что руль обычно располагается по всему размаху киля. При *
этом узлы, к которым он крепится, характеризуются существенно
неодинаковой податливостью. В то время как узлы, расположенные
на конце киля, весьма податливы, узлы у корня киля практически
жесткие. Поэтому определение реакций с использованием уравне-
ния трех моментов в этом случае надо рассматривать как очень
грубое приближение. Для определения опорных реакций с учетом
податливости опор могут быть использованы различные методы
[38]
7.10. Элевоны. Чтобы обеспечить поперечную и продольную
управляемость, на самолетах без горизонтального оперения приме-
няют элевоны.’ Последние представляют собой элероны, которые
могут к тому же работать как рули высоты. При отклонении ручки
222
управления (штурвала) вперед-назад они работают как рули,
при отклонении ручки в стороны — как обычные элероны. Площадь
элевонов и их углы отклонены обычно больше, чем у элеронов. Эти
параметры подбирают так, чтобы обеспечить достаточный запас
управляемости на режимах, требующих одновременного отклоне-
ния рулей высоты и элеронов. Нагружение, конструкция и порядок
расчета на прочность элевонов такие же, как элеронов.
7.11. Управляемый стабилизатор также можно использовать
для поперечного управления. При этом его консоли отклоняют
симметрично при управлении по тангажу и асимметрично при уп-
равлении по крену.
Стабилизатор эффективен в широком диапазоне больших ско-
ростей полета. На малых скоростях эффективность стабилизатора
недостаточна и его применяют совместно с элеронами или интер-
цепторами.
7.12. Элероны-закрылки. Для поперечного управления возмож-
но также применение закрылков, которые в этом случае называют
элеронами-закрылками или флапейронами. Комбинации элерона с
элероном-закрылком позволяют более полно удовлетворить требо-
ваниям достаточной управляемости и приемлемых взлетно-посадоч-
ных характеристик.
7.13. Триммер 2 (рис. 5.23) — небольшая рулевая поверхность,
расположенная в хвостовой части руля или элерона. Триммером
снимают нагрузки с рычагов управления на том или ином режиме
полета. Например, триммером руля направления можно снимать
нагрузки на педаль от несимметричной тяги двигателей. Сила,
возникающая при отклонении триммера, создает момент, обратный
шарнирному. Этот момент обеспечивает уравновешивание руля
на заданном угле отклонения. Поскольку площадь триммера мала,
сила, возникающая на нем, много меньше силы от руля. Поэтому
отклонение триммера практически не влияет на величину управляю-
щей силы.
Управление триммером обычно электромеханическое, осущест-
вляется из кабины пилота.
На самолетах, в системы управления которых включены гидро-
усилители, триммеры не применяются, так как в этих случаях на
рычаги управления нагрузки не передаются.
7.14. Сервокомпенсатор (флетнер)—часть поверхности элерона
(Руля) у задней кромки. Сервокомпенсатор кинематически связан с
неподвижной частью крыла таким образом, что при отклонении эле-
рона он отклоняется в противоположную сторону. В результате
шарнирный момент элерона уменьшается. Так как относительная
площадь сервокомпенсатора мала, эффективность элерона изменяет-
ся незначительно.
В отличие от триммера сервокомпенсатор отклоняется не непо-
средственно летчиком, а при отклонении элерона (руля). Функ-
ции сервокомпенсатора и триммера могут быть объединены в од-
ном агрегате.
223
§ 8. Устройства, улучшающие несущие свойства крыла
Повышения несущих свойств cyS крыла можно добиться обычны-
ми средствами механизации или энергетическими, обеспечивающими
увеличение подъемной силы за счет силовой установки. К обычным
средствам механизации относятся щитки 5 (рис. 5.23), закрылки 3,
предкрылки и отклоняемые носки 1, к энергетическим — системы
управления пограничным слоем (УПС), системы с внешним обдувом
закрылков и пр.
Рис. 5.25
Средства механизации, повышающие несущие свойства крыла,
улучшают взлетно-посадочные характеристики —уменьшают взлет-
ную и посадочную скорости, укорачивают длину разбега и пробега.
На некоторых самолетах эти же средства механизации используются
для улучшения маневренных характеристик.
8.1. Щитки. Наиболее простой вид механизации — простые
щитки (рис. 5.25, а). Они представляют собой отклоняемые вниз
части нижней поверхности крыла, расположенные у его задней
кромки. Увеличение подъемной силы происходит из-за изменения
кривизны профиля и отсоса пограничного слоя с верхней поверх-
ности крыла в зону разрежения за щитком. Прирост ксу профиля
зависит от размеров щитка и угла его отклонения. Простой щиток
с хордой = 0,253, где b — хорда крыла, и углом отклонения
6Щ = 50 ч- 60° позволяет получить приращение коэффициента
подъемной силы &су — 0,8 ч- 0,9.
Эффективнее, хотя и несколько сложнее, выдвижные щитки
(рис. 5.25, б). Увеличение несущей способности крыла в этом
случае достигается еще и за счет некоторого увеличения площади
крыла. Выдвижные щитки позволяют получить \су ~ 1,0 ч- 1,2.
8.2. Закрылок — это профилированная хвостовая часть крыла,
отклоняемая вниз. Различают закрылки простые (рис. 5.25, в)
и выдвижные—одно-, двух- и трехщелевые (рис. 5.25, г). Наибо-
лее эффективны выдвижные многощелевые закрылки. Повышение
несущих свойств крыла в этом случае достигается за счет увеличе-
224
ния кривизны профиля, площади крыла и ускорения потока, обте-
кающего верхнюю поверхность крыла, за счетэффекта щели. Одно-
щелевой выдвижной закрылок с хордой Ь3 = 0,ЗЬ и углом отклоне-
ния 63 = 40 4- 50° позволяет получить Асу = 1,4 4- 1,6; выдвижной
трехщелевой закрылок — Асу = 2,0 4- 3,0.
8.3. Предкрылок — профилированный носок крыла, выдвига-
ющийся вперед (рис. 5.25, в) на больших углах атаки. В рабочем
положении предкрылок создает профилированную щель. Благодаря
эффекту щели ускоряется поток, обтекающий верхнюю поверх-
ность крыла, и затягивается срыв потока до больших углов атаки.
Если предкрылок установлен по всему размаху крыла, можно полу-
чить значительное увеличение сутю1. Последнее сопровождается
ростом критического угла атаки акр. При этом для реализации за-
данных значении Су Пос на посадке требуется высокое шасси, что
усложняет и утяжеляет конструкцию. Поскольку, однако, пред-
крылки всегда применяют совместно с закрылками, отклонение
которых приводит к некоторому снижению акр, фактически дости-
гаются приемлемые значения су пос. Обычно хорда предкрылка со-
ставляет около 15% хорды крыла, прирост коэффициента подъемной
силы за счет предкрылка Ьсу — 0,7 4- 0,8. Предкрылки, установ-
ленные на концах крыла, затягивают срыв потока и увеличива-
ют акр.
Предкрылки могут отклоняться автоматически в зависимости
от числа М полета и угла атаки или принудительно по желанию лет-
чика.
8.4. Отклоняющийся носок крыла (рис. 5.25, г) применяется
для затягивания срыва потока на больших углах атаки у самолетов
с тонкой передней кромкой крыла. В рабочем положении носок
отклоняется вниз, что приводит к увеличению кривизны профиля,
затягиванию срыва потока с верхней поверхности крыла и повы-
шению Су max.
8.5. Эффективность средств механизации можно оценивать по
относительной величине приращения Асу тах коэффициента подъем-
ной СИЛЫ Сушах крыла:
Л 7 Лс!/тах ЛСу 5об 7
max— ~----------------F ('ОЪ Л,
i'y max max °
где So6 — площадь крыла, обслуживаемая механизацией;
X — стреловидность крыла.
Как видим, эффективность механизации зависит от площади
крыла, обслуживаемой механизацией, и стреловидности крыла.
8.6. Системы управления пограничным слоем (УПС) позволяют
улучшить обтекание крыла за счет сдува или отсоса погранич-
ного слоя и благодаря этому получить приращение подъемной си-
лы. Конструктивно отсос пограничного слоя реализовать сложнее,
поэтому обычно применяют выдув газа (рис. 5.25, д). Выдувается
газ через продольную щель в канале, проложенном в хвостовой
части крыла (рис. 5.26). Приращение коэффициента подъемной
8 8'19
Рис. 5.26
силы зависит от расхода газа и может достигать &су = 2,5 3,0.
При больших расходах газа (реактивный закрылок) можно полу-
чить \су = 8-?9. Необходимый для работы системы газ отбира-
ется от компрессора маршевого двигателя или от специальных газо-
генераторов.
8.7. Системы с внешним обдувом закрылков (рис. 5.25, ё). В та-
ких системах многощелевой закрылок обдувается струей газов от
реактивного или турбовинтового двигателя. Закрылок обеспечи-
вает расширение струи вдоль размаха крыла и отклонение ее вниз.
Образующаяся при этом за крылом струйная поверхность улучшает
обтекание крыла и создает реактивную тягу, направленную вверх.
Система позволяет получить \су > 6. На пути реализации такой
системы стоит ряд технических
трудностей, обусловленных кон-
структивной сложностью и вы-
сокой ее нагруженностью. Вес
системы может составить до 50%
веса конструкции крыла, в то
время как вес обычных много-
щелевых закрылков не превыша-
ет 20—30% веса крыла. Услож-
няется и утяжеляется при этом также конструкция крыла —
сравнительно небольшой по размерам кессон крыла должен обес-
печить необходимую прочность и жесткость при воздействии на
конструкцию больших нагрузок от закрылка и двигателя.
8.8. К другим средствам, улучшающим обтекание и благодаря
этому способствующим повышению несущих свойств крыла, отно-
сятся аэродинамическая и геометрическая крутки крыла, разде-
лители потока — аэродинамические гребни, устанавливаемые на
крыле, наплывы, турбулизаторы и пр.
Аэродинамическая крутка (постановка на концах крыла более
несущих профилей), а также геометрическая крутка (уменьшение
углов установки концевых профилей) позволяют отодвинуть на-
ступление срыва на концах крыла на 2—3°. Аэродинамические греб-
ни, устанавливаемые на стреловидных крыльях, препятствуют пе-
ретеканию потока вдоль размаха к концам крыла и тем самым предо-
твращают появление преждевременного срыва с его концов. Такой
же эффект создает местный наплыв («клюв») на передней кромке кры-
ла. Внутренние торцы наплывов создают вихревую «перегородку»,
которая задерживает наращивание пограничного слоя вдоль размаха
и появление раннего концевого срыва. Иногда наступление срыва
удается отодвинуть посредством турбулизаторов, устанавливаемых
вблизи передней кромки. Турбулизаторы выполняют в виде штырей,
двутавровых профилей, приклепываемых к обшивке вдоль размаха.
Наплывы и турбулизаторы применяют иногда и на стабилизаторах.
Перечисленные конструктивные меры, основное назначение ко-
торых улучшить обтекание крыла и предотвратить появление ран-
него концевого срыва, имеют большое значение с точки зрения
226
безопасности полетов. Это в первую очередь относится к самолетам
со стреловидным крылом, концевой срыв на котором приводит к
появлению кабрирующего момента, выходу на еще большие углы
атаки и последующему нарушению обтекания всего крыла. Еще
большие неприятности могут возникнуть при несимметричном срыве,
при котором возникает большой момент относительно продольной
оси самолета.
§ 9. Нагружение и особенности конструкции
средств механизации
9.1. Нагружение. В неотклоненном положении щитки, закрылки
и предкрылки нагружаются как часть крыла. В выпущенном поло-
жении величина воздушной нагрузки на них устанавливается по
нормам прочности в зависимости от угла отклонения и размеров
хорды агрегата.
Сила, приходящаяся на закрылок (щиток), определяется по
формуле
Рз =
- где сп — коэффициент нормальной силы, определяемый из проду-
вок или по нормам прочности;
S3 — площадь закрылка;
q — скоростной напор, определяемый по максимальной ско-
рости полета, при которой разрешается выпуск закрылков,
или по скорости V = (1,2 4- 1,3) Vmin у земли.
Если нет продувок, то нагрузку Р3 по размаху распределяют
пропорционально хордам. При этом погонная нагрузка
73 = cnb3q.
По хорде воздушная нагрузка распределяется по закону трапеции,
координата центра тяжести площади которой совпадает с координа-
той центра давления закрылка
хд = ха/Ь3 = 0,4 4- 0,45.
В прикидочных расчетах можно принимать сп = 4 для простых,
4,5—6 для многощелевых и 5—7 для закрылков со сдувом погра-
ничного слоя. Для систем с внешним обдувом максимальные нагруз-
ки действуют в сечениях закрылка, расположенных вблизи оси дви-
гателя. Здесь для закрылка, расположенного непосредственно у
крыла, коэффициент сп может достигать 10—12, а для среднего и на-
ружного — 30 и более в зависимости от параметров закрылка и ха-
рактеристик двигателя. В последнем случае при расчете прочности
нужно учитывать и нагрев закрылка от струи двигателя, темпера-
тура в которой может достигать нескольких сот градусов.
Погонная нагрузка на предкрылок
7пр = ('yupb-n^q,
где Сукр — коэффициент подъемной силы крыла на расчетном режиме;
Ьпр — хорда предкрылка в текущем сечении.
8*
227
Погонную нагрузку на дефлекторы многощелевых закрылков на-
ходят на основании продувок моделей.
Реакции в узлах навески элементов механизации определяют
обычными методами, как и для элерона (см. п. 7.2). Рассмотрим осо-
бенности в определении реакций выдвижного закрылка. В выпу-
щенном положении (рис. 5.27) закрылок нагружается силой Р3 от
воздушной нагрузки, усилием Т от цилиндра-подъемника и реакци-
ями приложенными в мгновенном центре вращения закрылка.
Записав условия равновесия сил, действующих на закрылок, или
У
Рис. 5.27
построив треугольник сил (рис. 5.27), можно найти суммарную
реакцию Ri всех узлов закрылка. Имея можно определить
реакции Rt каждого из узлов, а по ним простым разложением —
реакции на опорных роликах каретки R, и /?2. Для закрылка на двух
опорах R( находят, распределяя Rs между опорами приближенно
по правилу рычага. Если силы Т и Р3 лежат в разных плоскостях
то к найденным реакциям R( нужно добавить с учетом знака реакцию
&R — 1 ППоп, где И расстояние от линии действия силы Т по
плоскости, проходящей через силу Р3, нормальную к оси закрылка-
/оп - расстояние между опорами. Реакции и Ri при этом опреде-
ляют разложением равнодействующей сил R, и &R
9.2. Конструкция элементов механизации. Конструктивно щиток
выполняют в виде панели - обшивки, подкрепленной лонжероном-
балкой обычно закрытого П-образного сечения и системой балочек
нервюр тоже П-образного или Z-образного сечения. Иногда ставят
и внутреннюю обшивку. К крылу щиток крепится обычно с помощью
шомпола, который является осью вращения для щитка.
228
Закрылок по конструкции подобен элерону. Продольный набор
его состоит из одного, реже двух лонжеронов и нескольких стрин-
геров, поперечный—из нервюр. Если конструкция сотовая, нормаль-
ных нервюр может не быть. Выдвижной закрылок имеет каретки,
на каждой из которых смонтировано по два или три ролика
(рис. 5.27). При движении закрылка ролики катятся по направля-
ющим, которые неподвижно закреплены на хвостиках нервюр крыла.
Иногда, наоборот, ролики закрепляются неподвижно, а направляю-
щие движутся совместно с закрылком. Направляющие выполняют
в виде швеллеров (фиксирующих закрылок), изогнутых по дуге
окружности. От кривизны направляющих зависит положение вы-
пущенного закрылка. Несмотря на то что выдвижные закрылки
Рис. 5.29
сложнее обычных и имеют больший вес, из-за высокой эффективности
их широко применяют на самолетах различного назначения.
Предкрылок (рис. 5.28) состоит из обшивки, продольных ребер
жесткости и нервюр. Лонжеронов и стрингеров обычно нет. Часто
предкрылок выполняют в виде монолитной конструкции, жесткость
на изгиб и кручение которой обеспечивается соответствующей фор-
мой сечения и необходимой толщиной обшивки.
Отклоняющийся носок по конструкции подобен предкрылку. Од-
нако в отличие от последнего, который выдвигается по направляю-
щим, носок отклоняется относительно шарниров, неподвижно за-
крепленных на нижнем поясе переднего лонжерона или стенки
(рис. 5.29). Отсутствие щели при отклонении носка обеспечивает-
ся за счет упруго-скользящего соединения законцовки верхней
кромки носка и козырька — продольного элемента жесткости на
крыле.
В последние годы находят применение конструкции агрегатов
механизации из композиционных материалов на основе бороволокна
или графита и эпоксидных смол. Внедрение таких материалов по-
зволяет снизить вес конструкции. По данным иностранной печати
вес одного квадратного метра предкрылка из композиционного ма-
териала, установленного на самолете С5А, составляет около 18 кгс,
что на 20% меньше веса предкрылка из дуралюмина.
9.3. Работа закрылка под нагрузкой и расчет его прочности по-
добны работе и расчету элерона.
229
§ 10. Устройства, изменяющие сопротивление самолета
Такие устройства нужны для улучшения маневренных характе-
ристик самолета — торможения в полете, для снижения аэродинами-
ческого качества и увеличения крутизны траектории в процессе
захода на посадку, для создания дополнительного сопротивления
на пробеге.
Для дополнительного торможения на пробеге используются тор-
мозные парашюты, реверсоры тяги (см. гл. 13, §5), спойлеры (см.
п. 7.8), а также воздушные тормоза—тормозные щитки. Однако ос-
новное назначение воздушных тормозов—это торможение в полете.
Устанавливают их на крыле, опе-
рении, но чаще—на фюзеляже
(рис. 5.30). На самолете обычно
устанавливают 2—4 щитка об-
щей площадью <$щ = (0,1 4-
4- 0,15) S. Максимальная экс-
плуатационная сила на тормоз-
ной щиток
^хщ^щ^тах Sin ф,
где схщ = 0,8 4- 1,2;
<р — угол между плоскостью
щитка и направлением
потока.
Конструктивно фюзеляжные щитки выполняют из толстой об-
шивки, подкрепленной продольными и поперечными балками, и
внутренней обшивки. Узлы навески и узел, к которому подходит
шток цилиндра-подъемника щитка, монтируют на балках.
Глава 6 jrflK ФЮЗЕЛЯЖ
Фюзеляж служит для размещения экипажа, пассажиров, обору-
дования, топлива, шасси и грузов, определяемых назначением
самолета. Довольно часто, особенно на небольших самолетах, в нем
размещают также и двигатели.
В силовом отношении фюзеляж представляет собой базу, к ко-
торой крепятся крыло, оперение и шасси.
§ 1. Аэродинамическая компоновка
1.1. Требования к аэродинамической компоновке сводятся к то-
му, что форма, размеры и состояние поверхности фюзеляжа должны
обеспечивать минимальное сопротивление самолета в целом и мини-
мальное поступление тепла в конструкцию из пограничного слоя
при аэродинамическом нагреве.
Сопротивление самолета зависит от удлинения фюзеляжа, формы
носовой, хвостовой и средней частей фюзеляжа, а также от волни-
стости и шероховатости
тепла в конструкцию при
аэродинамическом на-
греве — от формы носо-
вой части фюзеляжа и
состояния поверхности.
1.2. Аэродинамиче-
ская компоновка. Рост
поверхности; интенсивность поступления
скорости полета сопро-
вождался уменьшением площади и объема крыла и соответствен-
но увеличением размеров фюзеляжа. В результате у современных
самолетов относительная величина сопротивления фюзеляжа воз-
росла и составляет 20—40% и более от общего сопротивления са-
молета. Чтобы уменьшить сопротивление фюзеляжа, последнему
придают оживальную, сигарообразную форму (рис. 6.1), а мидель
его уменьшают, насколько это возможно по условиям размещения
необходимых грузов и оборудования. Удлинение фюзеляжей X
где L — длина фюзеляжа, D — диаметр миделевого сечения, у до-
звуковых самолетов равно 5—9. У сверхзвуковых самолетов, воз-
душный канал и двигатели которых расположены в фюзеляже
231
(фюзеляж с проточной частью), удлинение достигает 8—10, а у само-
летов, двигатели которых расположены вне фюзеляжа, — 15...20 и
даже больших значений. С увеличением удлинения волновое сопро-
тивление уменьшается, но очень быстро нарастает сопротивление
трения, которое при /. > 15 по величине может превышать волновое.
Поэтому вопрос о целесообразности применения фюзеляжей с боль-
шим удлинением решается на основании специальных исследований,
тем более что увеличение удлинения фюзеляжа ухудшает характе-
ристики вибропрочности и отрицательно сказывается на весе кон-
струкции.
Для уменьшения волнового сопро-
тивления носовую часть фюзеляжа
выполняют в виде конуса с небольшим
раствором или в виде оживала, хотя с
точки зрения нагрева такие формы не-
благоприятны. Для уменьшения при-
тока тепла в конструкцию лучше при-
тупленный, округлый носок.
Полет на крейсерском режиме про-
исходит с углом атаки крыла, отлич-
ным от нуля. Для уменьшения сопро-
углом по отношению к хорде крыла так, чтобы местный угол ата-
ки был близок к нулю (рис. 6.1). Хвостовую часть фюзеляжа, на-
против, с целью обеспечения необходимого посадочного угла не-
сколько отклоняют кверху.
Выступающий фонарь увеличивает сопротивление фюзеляжа.
Поэтому на некоторых сверхзвуковых пассажирских самолетах фо-
нарь закрывают обтекателем, а для улучшения обзора на посадке
и взлете носовую часть делают отклоняющейся. На рис. 6.2 пока-
заны последовательно положения носового и надфонарного обтека-
телей в дозвуковом полете (а), в сверхзвуковом (б), на взлете и по-
садке (в). Носовой обтекатель при этом поворачивается вокруг оси
О, надфонарный — вокруг оси О'.
На рис. 6.3 приведены некоторые возможные схемы сечений
фюзеляжей. Круглая форма обеспечивает наименьшую площадь
поверхности при заданном объеме, и следовательно, минимальное
сопротивление трения. При нагружении избыточным давлением
условия работы такой конструкции оптимальны. Однако с точки
зрения размещения грузов и более рационального использования
232
внутренних объемов предпочтительнее овальные формы попереч-
ного сечения. Последние довольно часто применяют на пассажир-
ских и транспортных самолетах. Возможны и другие формы сечения.
На рис. 6.4 показана схема самолета и наиболее характерные се-
чения по его длине, которые, как видим, существенно неодинаковы
и подчас имеют весьма сложные очертания.
Иногда для уменьшения сопротивления интерференции фюзе-
ляжи проектируют по «правилу площадей». Суть этого правила
состоит в том, что закон изменения площади поперечного сечения
самолета по длине должен повторять закон изменения формы тела
наименьшего сопротивления. Конструктивно это достигается тем, что
на участках, где расположено крыло и гондолы двигателей, фюзе-
ляж выполняют с вогнутыми обводами, «поджимают» (рис. 6.5, а).
На рис. 6.5,6 приведена эпюра поперечных сечений самолета, спро-
ектированного по «правилу площадей» (сплошная линия), и эпюра
для самолета, спроектированного без учета этого правила (штриховая
линия). При компоновке самолета по «правилу площадей» начало
резкого роста сопротивления сдвигается на большие числа М полета.
§ 2. Объемная компоновка
2.1. Требования к объемной компоновке сводятся прежде всего
к тому, чтобы экипаж, пассажиры, оборудование, силовая уста-
новка и топливо были размещены рационально. Экипаж должен
иметь хороший обзор на всех режимах полета, удобный вход и т. д.
Чтобы улучшить динамические характеристики устойчивости
и управляемости, массовые моменты инерции самолета Jх, Jу, J
нужно сделать по возможности меньшими. Моменты ^инерции
233
возрастают пропорционально квадрату линейных размеров. По-
этому для тяжелых самолетов больших размеров это требование
особенно важно.
У дозвуковых самолетов положение центра тяжести не должно
сильно изменяться в полете. Этого достигают, сосредоточивая рас-
ходуемые в полете грузы вблизи центра тяжести самолета или зада-
вая специальные программы расходования топлива и сброса грузов.

Рис 6 6
У сверхзвуковых самолетов иногда специально меняют центровку
в соответствии с изменением его фокуса, чтобы поддержать пример-
но постоянной величину статической устойчивости самолета на всех
режимах полета. В последнее время для поддержания центровки
в требуемых пределах широко используют перекачку топлива в
полете из одной группы баков в другую.
2.2. Объемная компоновка. На рис. 6.6 приведена типичная
схема размещения основных грузов на самолете-истребителе. Крыло
у такого самолета имеет сравнительно небольшие объемы. Поэтому
все основные грузы, в том числе и топливо, размещают в фюзеляже.
Грузики кабина
На современных сверхзвуковых самолетах-истребителях объем
топлива может составлять 50—60% объема фюзеляжа В таких слу
чаях отказываются от баков, а для размещения топлива использГ
ют герметизированные отсеки фюзеляжа. Для увеличения запаса’
топлива часто применяют подвесные баки. Вооружение может уста
навливаться внутри фюзеляжа, но преимущественно — на наруж
234
ных подвесках, что позволяет освободить объемы фюзеляжа для раз-
мещения оборудования и в широких пределах варьировать коли-
чество и вид вооружения.
У транспортного самолета (рис. 6.7) объем фюзеляжа использует-
ся для размещения экипажа и грузов. Двигатели выносятся на кры-
ло или под крыло. Объемы крыла, которые достаточно велики, ис-
пользуются для размещения топлива. В хвостовой части фюзеляжа
выполняется грузовой люк. Иногда люк (грузовую дверь) делают
в виде отклоняющейся вверх носовой части фюзеляжа. Если пре-
дусмотрено два грузовых люка — в носовой и хвостовой частях фю-
зеляжа, время разгрузки и загрузки самолета резко сокращается.
§ 3. Нагрузки фюзеляжа
3.1. Основными нагрузками фюзеляжа являются:
— силы, передающиеся на фюзеляж от прикрепленных к не-
му частей самолета: крыла, оперения, силовой установки, шасси;
— силы от масс грузов и агрегатов, расположенных в фюзеляже,
а также от масс конструкции фюзеляжа;
— аэродинамические силы разрежения или давления, распре-
деленные по поверхности фюзеляжа;
— силы избыточного давления в кабине, в специальных отсеках
и в воздушных каналах двигателя.
Относительная роль этих нагрузок зависит от назначения само-
лета и рассматриваемого положения (взлет, полет, посадка, движе-
ние по грунту и т. п.).
Нормы прочности требу-
ют, чтобы прочность фюзе-
ляжа была проверена в со-
ответствии со всеми расчет-
ными случаями нагружения
крыла, оперения, силовой
установки (если последняя
крепится к фюзеляжу), а
также со всеми взлетными
и посадочными случаями. рис g §
Коэффициент безопасности
f для фюзеляжа принимают таким же, как и в соответствующем
расчетном случае. Исключение составляют некоторые посадочные
случаи, при которых значение f для фюзеляжа принимается не-
сколько большим, чем при расчете шасси. Это делают для того,
Чтобы предотвратить разрушение фюзеляжа при грубой посадке.
Аэродинамические силы рв, действующие на фюзеляж, могут
быть значительными, особенно на выступающих частях фюзеляжа,
имеющих плавные очертания. Например, на фонаре кабины (рис. 6.8)
силы разрежения могут достигать 7000—8000 кгс/м2. На общую
прочность фюзеляжа аэродинамические силы оказывают незначи-
тельное влияние, поскольку по поперечным сечениям они прак-
235
тически самоуравновешены. Эти силы являются исходными для
расчета крепления обшивки, а также крышек люков и лючков
к каркасу. Нагрузки от воздушных сил оказываются весьма зна-
чительными даже на небольшие смотровые лючки. Например,
если диаметр лючка D — 20 см, а интенсивность нагрузки рв =
~ 3000 кгс/м2, то сила на лючок в
Р = 3000 • 0,25л202 • 0,012 == 95 кгс.
Избыточное давление Дркаб в кабине колеблется от 0,30—
0,40 кгс/см2 у военных самолетов до 0,80 кгс/см2 у сверхзвуковых
пассажирских.
Кроме нагрузок, отвечающих нормальной эксплуатации самоле-
та, нормы прочности рассматривают случаи неудачного приземле-
ния (капотирование или посадка с убранным шасси), на которые
рассчитывают специальные силовые элементы фюзеляжа, обеспе-
чивающие восприятие повышенных нагрузок и предотвращающие
разрушение всей конструкции.
От внешних сил фюзеляж работает как балка на изгиб в двух
плоскостях и на кручение. Фюзеляж может нагружаться также
осевыми силами, но последние, как правило, невелики. Исходными
данными для расчета фюзеляжа на прочность являются эпюры по-
перечных сил, изгибающих и крутящих моментов, а также эпюры
осевых сил, если это необходимо. Для построения эпюр фюзеляж
нужно уравновесить. Это достигается приложением к фюзеляжу
массовых сил, обусловленных его поступательным и вращательным
движением.
§ 4. Уравновешивание фюзеляжа. Эпюры нагрузок
4.1. Симметричное нагружение. Рассмотрим нагружение фю-
зеляжа при криволинейном полете в вертикальной плоскости
(рис. 6.9). В общем случае на самолет действуют подъемная сила
крыла
УкР — nG,
уравновешивающая сила на го-
ризонтальном оперении
Y —
I Г.о.ур-7--
Лг о
и мгновенно приложенная на-
грузка ДГго (маневренная или
порыв ветра), определяемая нор-
мами прочности. Здесь Л4' — мо-
мент самолета без горизонтального оперения относительно оси г;
£г о — плечо горизонтального оперения.
Подъемная сила всего самолета равна алгебраической сумме
воздушных нагрузок крыла и горизонтального оперения:
Y — Укр + (Уг.О.ур -+- ДУг.о).
236
где J2 = ^G‘x' =
Эта нагрузка вызывает поступательное перемещение самолета и
у
соответствующую этому перегрузку пс = а сила ДУГ.О, кроме
того, вращение самолета с угловым ускорением
Д^г.еЛг.о
ег =----,
Jz
О .2
— 1г — массовый момент инерции самолета
относительно поперечной оси г;
Хс — координата груза G(;
iz — радиус инерции самолета,
расчетах можно принимать /г ~ 0,18L, где
В приближенных
L — длина самолета.
Угловому ускорению ег соответствует линейное ускорение е.х,
в точке с координатой х( и перегрузка —
Суммарная перегрузка массы i фюзеляжа в направлении оси у
— Рг.о.ур 8г
nt = Икр Н-------Q-------Н —
(6.1)
Здесь знаки «плюс» и «минус» берут в зависимости от направления
уравновешивающей и маневренной нагрузок.
Из выражения (6.1) видно, что перегрузка самолета отличается
от перегрузки крыла. По длине самолета перегрузка изменяется ли-
нейно (рис. 6.9). При ДУго = 0 она постоянна.
Массовые силы от конструкции и грузов, размещенных в фюзе-
ляже, в различных случаях нагружения оперения неодинаковы.
Когда оперение нагружается цт х
суммой уравновешивающей и \ --И
маневренной нагрузок, мае- _____'Ll//
совые силы конструкции и аг-
регатов, расположенных в (—>
хвостовой части фюзеляжа, _____________/ ____________
получаются меньше, чем в
случае, когда оперение на-
гружается разностью этих на-
грузок. Поэтому заранее Рис- 6-10
нельзя сказать, какой из этих
случаев нагружения станет расчетным для того или иного сечения
фюзеляжа. Чтобы ответить на этот вопрос, нужно предварительно
уравновесить фюзеляж и построить эпюры поперечных сил и изги-
бающих моментов для обоих возможных случаев нагружения опе-
рения.
4.2. Перегрузка массы i фюзеляжа при посадке определяется
аналогично. Сила реакции R при посадке (рис. 6.10) сообщает са-
молету поступательное ускорение, которому соответствует пере-
р Rd
грузка пц ~ и угловое ускорение ег = создающее в точке
237
!
i дополнительную перегрузку ne = ~ xt. Суммарная перегрузка
массы i определяется геометрической суммой обеих перегрузок.
4.3. Несимметричное нагружение. При несимметричном нагру-
жении уравновешивают фюзеляж так же, как и при симметричном.
Рассмотрим случай нагружения вертикального оперения манев-
ренной нагрузкой при скольжении самолета (рис. 6.11). На само-
лет действует сила вертикального оперения
Рв О = Ръ о ур ~4~ ДР в о,
складывающаяся из уравновешивающей Рвоур и маневренной
ДРВо нагрузок, и воздушная нагрузка носовой части фюзеляжа
р — р Lro
1 НОС ---------------------- г в о ур I >
LHOC
где LBо плечо вертикального оперения;
£®ос__расстояние от центра тяжести до носка фюзеляжа,
НОС определяемое по рекомендациям норм прочности.
Суммарная сила Рвоур ± + Риос придает самолету посту-
пательное ускорение, а сила ДРВо, кроме того, угловое ускоре-
ние Полная перегрузка в направлении оси z в точке, отстоящей на
расстоянии х, от оси z, проходящей через центр тяжести самолета,
Р 4- ДР 4- р
П1=-^± GB.O_+_JLOC_±^^ (62)
Л^В сЛв о .
Здесь =-------Ту -
j, — SL /2 — массовый момент инерции самолета относитель-
но оси у,
i _радиус инерции самолета, приближенно рав-
ный (0,13 4- 0,14) (L + /);
I £___размах крыла и длина самолета соответственно.
- 44 Нагружение фюзеляжа осевыми силами. В направлении оси
х на самолет действуют составляющие силы тяги Р, лобового
.2
238
сопротивления Q и силы тяжести G. Если линия действия сил Р и Q
совпадает с осью х, то перегрузка в направлении оси х
Р — Q ~
«х = - 0 • (6-3)
4.5. Эпюры нагрузок. Зная перегрузки щ, можно определить
массовые силы отдельных грузов или частей конструкции само-
лета:
Л = ntGt, (6.4)
где Gt — вес груза или части
конструкции самолета.
Практически распределить
массовые силы по фюзеляжу
можно следующим образом. По-
перечными сечениями фюзеляж
разбивают на несколько отсеков,
число которых принимают тем
больше, чем большая требуется
точность. Затем подсчитывают
вес конструкции каждого отсека
и действие распределенных мас-
совых сил заменяют действием
сосредоточенной силы Р{, прило-
женной в центре тяжести отсека.
Веса агрегатов и грузов, нахо-
дящихся в фюзеляже, обычно
учитывают отдельно.
Приближенно погонную на-
грузку от масс конструкции фю-
зеляжа можно определить по формуле
(6.5)
° бок
где Сф — вес конструкции фюзеляжа;
5бок — площадь боковой проекции фюзеляжа;
— высота в текущем сечении.
Выявив внешние нагрузки фюзеляжа (рис. 6.12), т. е. определив
силы Р1г Р2, и Р2, передающиеся на фюзеляж от прикрепленных
к нему крыла и оперения, и уравновесив фюзеляж массовыми си-
лами Р, и <?ф от грузов и веса конструкции фюзеляжа, можно по-
строить эпюры нагрузок для фюзеляжа.
В случае симметричного нагружения фюзеляж испытывает лишь
изгиб. Эпюры Q и М можно строить для всего фюзеляжа (рис. 6.12)
или для отдельных его частей, например только для носовой или
только для хвостовой, рассматривая эти части как консольные бал-
ки. Как видно из эпюр, наиболее нагружены сечения фюзеляжа в
239
Шарнир
Рис. 6.13
районе крепления к нему крыла. Если стабилизатор (киль — в случае
крепления стабилизатора на киле) стреловидный, то большие попе-
речные нагрузки действуют также в хвостовой части фюзеляжа на
участке между узлами крепления киля к фюзеляжу. Последнее
объясняется тем, что сила у узла 2 крепления киля к фюзеляжу
^2= Рг.о ^может быть значи-
тельно больше силы горизонтального
оперения Рго.
На рис. 6.13 показаны эпюры Q, М
и Л4к для хвостовой части фюзеляжа,
построенные от силы Р„ 0, приложенной
к вертикальному оперению. При построе-
нии эпюр предполагалось, что узел 1
крепления киля к фюзеляжу шарнир-
ный, а узел 2 — моментный. В этом слу-
чае в узле 2 фюзеляж нагружается си-
лой Р2 = Рв о 11 -f--и моментом М„—
\ д / z
= Ps.Ji, а в узле 1 — силой РА =
= Рв.о —. Если киль стреловидный, то,
как и в случае симметричного нагруже-
ния, участок фюзеляжа между узлами
крепления киля нагружается более зна-
чительными сдвигающими усилиями, чем
в сечениях за узлом 1. Крутящий мо-
мент на участке фюзеляжа между узлами 1 и 2 Мк ~ 0,5Z)P2-j~ М2\
на участке за узлом 1 крутящий момент Л4к = Ръо (h
+ 0,50).
4.6. Нагружение фюзеляжа самолета с крылом изменяемой
стреловидности зависит, кроме изложенного, от положения крыла.
С увеличением стреловидности изгибающий
момент и поперечная сила хвостовой части
фюзеляжа (при прочих равных условиях)
возрастают. Это объясняется двумя причи-
нами. При увеличении стреловидности центр
давления нагрузки крыла смещается назад.
В результате этого увеличивается аэроди-
намический момент крыла и соответственно
уравновешивающая нагрузка горизонталь-
ного оперения. Вторая причина заключает-
ся в том, что значение нормируемой экс-
плуатационной перегрузки птах с увеличением стреловидности от
Zmin до Хтах возрастает иногда в 1,5 раза и более. Примерный ха-
рактер эпюр изгибающих моментов для хвостовой части фюзеля-
жа (от нагрузки горизонтального оперения) при различных X пока-
зан на рис. 6.14.
Рис. 6.14
240
§ 5. Силовая схема, назначение и конструкция
элементов фюзеляжа .
5.1. Требования к конструктивной компоновке. Конструкция
фюзеляжа должна обеспечивать получение наибольших полезных
объемов при заданных габаритах. Реализация этого требования поз-
воляет при прочих равных условиях получить самолет меньших
размеров, что в конечном итоге дает выигрыш в весе конструкции и
улучшает инерционные характеристики самолета. Плотность запол-
нения фюзеляжей у современных самолетов весьма велика: в отдель-
ных отсеках она может доходить до 1000 кг/м3. Наличие свободных
объемов в фюзеляже зависит от силовой схемы конструкции. В этом
Рис. 6.15
отношении тонкостенная конструкция выгоднее ферменной, внутрен-
ние раскосы которой мешают размещению грузов внутри фюзеляжа,
шпангоуты в виде колец предпочтительнее шпангоутов, зашитых
сплошной стенкой, и т. д.
Конструкция должна обеспечивать защиту экипажа, топлива и
оборудования от воздействия скоростного напора и нагрева. За-
щиту от скоростного напора, в основном, выполняет обшивка, от
нагрева — обшивка, теплоизоляция, а также защитные лакокрасоч-
ные покрытия, наносимые на поверхность фюзеляжа, и другие меры.
Конструкция должна обеспечивать достаточно быструю уста-
новку и съем сменных контейнеров с оборудованием, вооружени-
ем и пр. Она должна иметь разъемы для удобства транспортировки
фюзеляжа и достаточное количество люков и лючков для подходов
к ответственным узлам, агрегатам оборудования и вооружения с
целью их контроля, регулировки и монтажа. Для удобства изготов-
ления фюзеляж расчленяют на отдельные секции.
5.2. Конструктивно-силовая схема. На рис. 6.15 в качестве при-
мера показана конструктивно-силовая схема фюзеляжа транспортно-
го самолета. Состоит она из каркаса, который образован шпангоу-
тами и стрингерами, и обшивки. В местах приложения к конструкции
больших сосредоточенных сил устанавливают усиленные шпанго-
уты, например в сечениях, где расположены узлы крепления крыла,
в стыках между отдельными отсеками фюзеляжа, где имеются экс-
плуатационные или технологические разъемы. Конструктивно-
силовая схема, кроме того, включает продольные балки, обеспечи-
вающие прочность и жесткость пола грузовой кабины и кабины
241
экипажа, силовые элементы, окантовывающие люки и вырезы в кон-
струкции, а также перегородки и другие детали, необходимые для
разделения фюзеляжа на отсеки и крепления грузов и агрегатов.
По силовой схеме и конструкции фюзеляж — наиболее сложный
агрегат планера. Это объясняется разнородностью действующих
на фюзеляж нагрузок, особенностью размещения грузов и обору-
дования и жесткими требованиями к использованию его объема.
Фюзеляжи современных самолетов, как правило, выполняют^по
моноблочной схеме. В зависимости от степени подкрепления обшив-
ки стрингерами и шпангоутами различают фюзеляжи стрингерной
и бесстрингерной конструкций. Возможны конструкции, у которых
на некоторых участках нет шпангоутов. Иногда в конструкции фю-
зеляжа эти схемы сочетаются: на одних участках фюзеляж выпол-
няется по стрингерной схеме, на других — по бесстрингерной.
В фюзеляже стрингерной конструкции обшивка благодаря под-
креплению ее стрингерами и шпангоутами работает с высокими на-
пряжениями сжатия и сдвига. По такой схеме наиболее часто выпол-
няют хвостовые и средние части фюзеляжей. Расстояние между
стрингерами в таких конструкциях может быть 100 — 200 мм, шаг
шпангоутов — 200...550 мм.
Конструктивно фюзеляжи выполняют из отдельных элементов
ппи помощи заклепочных, клеевых или заклепочно-клеевых швов.
Возможно также соединение элементов между собой сваркой, осо-
бенно когда отсеки фюзеляжа используются как топливные баки и
должна быть обеспечена их герметичность. В последнее время в кон-
струкции фюзеляжа широко применяют монолитные панели.
Фюзеляж бесстрингерной конструкции состоит из обшивки, под-
крепленной шпангоутами. Функции стрингеров в этом случае пе-
рекладываются на обшивку и частично на шпангоуты (подкрепле-
ние обшивки). По такой схеме иногда выполняют носовые и хвосто-
вые отсеки фюзеляжей. В производстве такая конструкция проще,
чем стрингерная. Однако для увеличения жесткости обшивки ее
приходится делать толще, что утяжеляет конструкцию. Шпангоуты
в таких конструкциях устанавливают чаще, чем в стрингерных.
В конструкциях без шпангоутов функции сохранения формы
поперечных сечений фюзеляжа выполняет обшивка. Если, к тому
же обшивка не подкреплена и стрингерами, то такую конструк-
цию принято называть монококовой. Иногда монококовой назы-
вают также конструкцию, которая очень часто подкреплена
стрингерами, вследствие чего она становится практически «одно-
родной».
Возможны конструкции фюзеляжа из слоистых панелей. В таких
конструкциях нет необходимости подкреплять панели стрингерами,
шпангоуты можно ставить редко — главным образом в разъемах
и в местах приложения к конструкции сосредоточенных сил.
На самолетах с большим количеством вырезов в фюзеляже в зоне
вырезов отказываются от моноблочной конструкции и применяют
конструкции с балочным усиленным каркасом. Это дает возможность
242
применять несиловые быстросъемные лючки, что упрощает техни-
ческую эксплуатацию.
Назначение основных элементов силовой схемы фюзеляжа подоб-
но назначению соответствующих элементов крыла, поскольку фюзе-
ляж, как и крыло, от основных внешних нагрузок работает на изгиб
и кручение как балка. От действия изгибающего момента в обшивке
и стрингерах возникают нормальные напряжения, от действия по-
перечной силы и крутящего момента обшивка нагружается каса-
тельными усилиями.
5.3. Основные силовые элементы. Обшивка в фюзеляже выпол-
няет те же функции, что и в крыле. Особенность в работу обшивки
вносится тем, что фюзеляж или его отдельные отсеки могут нагру-
жаться значительным избыточным давлением. От этих нагрузок
в обшивке возникают усилия в продольных сечениях и возможно
возникновение местных изгибающих моментов. Выполняется обшив-
ка из листового материала или монолитной. Возможно также при-
менение обшивки слоистой конструкции.
Стрингеры. Наибольшее применение имеют стрингеры уголко-
вого, Z-образного и Т-образного сечения. На участках фюзеляжа, на-
ходящихся в районе действия акустических нагрузок, где требова-
ния к усталостной прочности более высокие, стрингеры стремятся
ставить с двойными полками. Это повышает жесткость заделки об-
шивки и улучшает условия ее работы от акустических нагрузок.
Нормальные шпангоуты выполняют такие же функции, как и
нервюры в крыле. Однако, вследствие того что габаритные размеры
243
/
шпангоутов сравнительно велики, а строительная высота сечений
относительно небольшая, условия их нагружения и работы оказы-
ваются несколько иными. Основной деформацией для шпангоута яв-
ляется изгиб (растяжение, сжатие), в то время как для нервюры___
сдвиг. Жесткость кольцевого шпангоута, естественно, много меньше
диафрагмы с глухой стенкой. Типичные сечения шпангоутов показа-
ны на рис. 6.16, а.
В зависимости от способа соединения шпангоута с обшивкой их
подразделяют на «подкрепляющие» и «распределяющие». К первому
типу относят шпангоуты, соединяющиеся с обшивкой не непосред-
ственно, а через стрингеры (рис. 6.16, б). К стрингерам они присо-
единяются с помощью специальных уголков или косынок. Техноло-
гия сборки таких конструкций сравнительно проста. Ко второму
типу относят шпангоуты, которые непосредственно соединяются с
обшивкой (рис. 6.16, в). Такие шпангоуты, хотя и несколько тяже-
лее, лучше подкрепляют обшивку и повышают ее усталостную проч-
ность, выполняя роль ограничителей распространения трещин.
С этой же целью шпангоуты, расположенные в зоне интенсивных
акустических нагрузок, стремятся делать с двумя полками (так же,
как и стрингеры). Для повышения живучести их часто изготовляют
составными, из двух частей. Для прохода стрингеров в шпангоутах
выполняют соответствующие вырезы. Если шпангоуты крепятся к
обшивке через компенсаторы, то необходимость в вырезах отпадает.
Усиленные шпангоуты (подобно усиленным нервюрам в крыле)
обеспечивают передачу на обшивку больших сосредоточенных сил
от прикрепленных к ним других частей самолета или грузов. Выпол-
няют эти шпангоуты в виде замкнутых рам сборно-клепаной или мо-
нолитной конструкции (см. § 13 данной главы).
§ 6. О расчете фюзеляжа на прочность
Расчет фюзеляжа на прочность заключается в определении напря-
жений в элементах конструкции от внешних нагрузок и сравнении
этих напряжений с разрушающими. Для определения напряжений
в элементах фюзеляжа не-
обходимо иметь следующее:
— геометрические раз-
меры сечений фюзе-
ляжа (рис. 6.17);
— эпюры поперечных
сил Q, изгибающих М
и крутящих Л4К мо-
ментов, а также осе-
вых сил N;
— физико-механические
свойства материалов
элементов конструк-
ции;
244
— распределение температур по конструкции и продолжитель-
ность их действия.
Действующие напряжения в элементах сечения фюзеляжа опре-
деляют на основе таких же допущений, какие принимались при
расчете крыла. Подобным образом определяют и разрушающие
напряжения, а некоторые особенности, связанные с их определе-
нием, изложены в § 10 этой главы.
§ 7. Определение нормальных напряжений
7.1. Нормальные напряжения в элементах поперечного сечения
фюзеляжа от изгибающего момента, действующего, например, в
плоскости ху, определяют по формуле
оиз; = y^i, (6.6)
где Jq> = Ы^у* — момент инерции редуцированного сечения
относительно оси г;
Д/,- — площадь i-ro элемента сечения;
у,: — расстояние от нейтральной оси редуциро-
ванного сечения до i-ro элемента;
<р,— редукционный коэффициент.
Поскольку стрингеры и обшивка в общем случае работают с раз-
личными редукционными коэффициентами, удобно, как и в случае
крыла, действительное сечение заменить системой, состоящей из
дискретных элементов — стрингеров с присоединенной обшивкой
шириной 2с. Момент инерции такого сечения
/ф = S (/стр 2с6Об) у,, (6.7)
где /стр — площадь сечения стрингера;
боб — толщина обшивки;
2с—Ь\/~ кр'°б — приведенная ширина обшивки;
1 астр
Окр.об — критическое напряжение обшивки;
остр — напряжение стрингера.
Подобным образом находят нормальные напряжения в элементах
сечения и от момента, действующего в плоскости xz.
Если фюзеляж нагружен осевыми силами N, нормальные на-
пряжения постоянны по сечению и определяются по формуле
on - ~ , (6.8)
v
где Fv = S (/стр 2сбОб) — площадь редуцированного сечения.
Окончательно напряжения в элементе определяют алгебраиче-
ским суммированием напряжений, найденных от действия М и N:
о = Оиз + oN. (6.9)
Распределение напряжений по сечению показано на рис. 6.17.
245
7.2. Приближенный метод. Допустимо приведенную ширину
2с обшивки, подсчитанную для сжатой зоны, принимать одинаковой
для всего сечения. Это уменьшает значение момента инерции реду-
цированного сечения, что ведет к ошибке в сторону увеличения запа-
са прочности. Если принять такое допущение, то поперечное сече-
ние можно представить в виде условно гладкой оболочки, в которой
влияние стрингеров учитывается увеличением толщины обшивки.
Эквивалентная толщина обшивки при равномерном распределении
, стрингеров по контуру
2с6 х Ч- f
I /К §__ об ~ 'СТр
/ Z \ ’
[ |Л/ \ где 6 — расстояние между стрингерами.
I / | У бесстрингерных конструкций 6 = 6()б.
т---' ~~Т~ Для фюзеляжа кругового сечения
% J } (рис. 6.18) момент инерции
\ I / J = 2 J Д2 cos2 06ДО0 =
< а площадь
Рис-6-18 2Л/==2лДб.
При этом формулы для расчета нормальных напряжений поини
мают весьма простои вид: 1 п
Л4
ffli3 ~ 'HWCOS (6.10)
„ IV
(6.H)
Максимальные напряжения при изгибе в плоскости хи получя
ются в. точках, соответствующих 0 = 0 и 0 = л. При этом cos 0=1
max “ л/?25 •
Пример. Определить максимальное напряжение
зеляжа D = 1400 мм, площадь сечения стрингер =И;Р21 Ф10'
М = 9800 кгс • м, b = 15 см. Если обшивка и стрингепы об ™ ’° Мм’
мииа, то можно считать, что 2с = 306об. При этом ? лнены из дуралю-
Л - ^ТР + 2с8°° _ + 30.0,8 0,8 IO-2
Ь ~Уб ’ 0>093 см;
а - М - 980 °°0
max л • 702 • 0,093“ 684 кгс/см2-
§ 8. Определение касательных напряжений
8.1. Погонные касательные усилия в обшивке при изгибе Фю-
зеляжа определяются по формуле
qa3=='7^Sv> (6.12)
246
где Q' = Q----ft-у — поперечная сила в сечении фюзеляжа с уче-
том его конусности;
S,p == S (/стр -ф 2с6Об) yi — статический момент для редуцированно-
го сечения, отсчитываемый от точки О
(рис. 6.19), расположенной в плоскости
симметрии сечения;
— момент инерции сечения.
Распределение касательных усилий по сечению, состоящему из
дискретных элементов, показано на рис. 6.19. Максимальные
значения касательных усилий
У получаются у нейтральной оси.
Если фюзеляж, к тому же, нагружен крутящим моментом
(рис. 6.20), то к усилиям нужно добавить постоянный поток ка-
сательных усилий от кручения
9.= -^-. («-О)
где F — площадь, ограниченная кон-
туром сечения.
Суммарные касательные усилия
<7 = 9из + ?к- (6.14)
Формулы (6.12) и (6.13) позволяют
определить касательные усилия в об-
шивке фюзеляжа, имеющего произ-
вольную форму поперечного сечения.
8.2. Приближенно, как и при оп-
ределении нормальных напряжений, Рис. 6.21
будем рассматривать условно гладкую
оболочку кругового сечения (рис. 6.21). При этом
Р Р
5 = J ytdf = \Rcos {iSRdfl = Я26 sin |J;
о
247
F — nR2;
Q' o
^ = -^rsinP;
MK
4* ~ *2л/?2 •
(6.15)
(6.16)
Касательные напряжения находят делением погонных каса-
тельных усилий на толщину обшивки:
§ 9. Нормальные напряжения
в продольных сечениях фюзеляжа
Рис. 6.22
При изгибе фюзеляжа в его продольных сечениях также появ-
ляются нормальные напряжения. Эти напряжения обычно невелики.
Учет их может потребоваться при расчете фюзеляжей, сравнительно
слабо подкрепленных шпангоутами. Рассмотрим деформированный
при изгибе отсек фюзеляжа длиной а (рис. 6.22, а), где а — расстоя-
ние между шпангоутами. Слева и справа отсек нагружается нор-
а мальными погонными усилия-
ми об, где о — нормальное
напряжение, определяемое по
формуле (6.10), б—эквива-
лентная толщина оболочки.
Поскольку при изгибе ось фю-
зеляжа искривлена, погон-
ные осевые усилия об, дей-
ствующие в продольных эле-
ментах, дают составляющие
7Ш, нормальные к оболочке.
Погонные силы
» а
<7ш = об—=
— аб EJ2 у Е~ , (6.17)
где р — радиус кривизны изо-
гнутой оси фюзеляжа.
Усилия дш, которые являются самоуравновешенными, вызывают
изгиб фюзеляжа в кольцевом направлении в плоскости его попереч-
ного сечения. Если по длине фюзеляжа нагрузка не меняется и каж-
дый отсек длиной а деформируется так же, как и смежный с ним
отсек, то задача определения кольцевых напряжений сводится к
расчету кольца, нагруженного системой самоуравновешенных сил qas.
Прочность кольца определяется, в основном, изгибом. При на-
гружении колец (шпангоутов) по схеме рис. 6.22, б наибольшие
248
изгибающие моменты получаются в сечениях у = ± R:
Мтах^0,23дштах^. (6.18)
Имея Мтах, можно определить напряжения в продольных се-
чениях фюзеляжа:
где W — момент сопротивления изгибу шпангоута с присоединен-
ной обшивкой.
§ 10. Разрушающие напряжения элементов
Разрушающие напряжения стрингеров, работающих на сжатие,
определяются критическими напряжениями общей или местной по-
тери устойчивости. Формулы для расчета этих напряжений, а также
для определения критических напряжений местной потери устой-
чивости обшивки приведены в гл. 2. Ниже речь идет об определении
критических напряжений общей потери устойчивости фюзеляжа.
Разрушение фюзеляжа может наступить в результате общей
потери устойчивости при изгибе, сжатии и кручении. Наиболее опа-
сен с этой точки зрения изгиб. Общая потеря устойчивости фюзеля-
жа характеризуется одновременным искривлением обшивки, стрин-
геров и шпангоутов и сопровождается образованием значительной
впадины в сжатой области.
Причиной потери устойчивости фюзеляжа может оказаться не-
достаточная жесткость шпангоутов. При искривлении оси фюзе-
ляжа поперечные силы дш (рис. 6.22) сплющивают его поперечные
сечения. Это приводит к уменьшению момента инерции сечения и
росту нормальных напряжений, что в свою очередь вызывает увели-
чение сил дш и дополнительное сплющивание. Для каждой кон-
струкции существует критическое значение изгибающего момента,
превышение которого приводит к общей потере устойчивости и раз-
рушению фюзеляжа.
Для кругового цилиндрического достаточно длинного фюзеляжа
критические напряжения общей потери устойчивости в пределах про-
порциональности можно определить по формуле
(6.19)
где Jm — момент инерции сечения шпангоута с присоединенной
обшивкой;
a — шаг шпангоутов;
6 — эквивалентная толщина обшивки.
Усиленные шпангоуты препятствуют сплющиванию сечений фю-
зеляжа, которое в этом случае может происходить только на участ-
ках между шпангоутами. При наличии усиленных шпангоутов
фактические напряжения общей потери устойчивости оказываются
больше, чем дает формула (6.19).
249
Нужно отметить, что соотношение размеров элементов большин-
ства фюзеляжей таково, что для них проверка на общую устойчи-
вость не требуется. Такая проверка может оказаться необходимой
для фюзеляжей больших размеров со сравнительно небольшой жест-
костью шпангоутов при изгибе.
§ 11. Нагружение элементов конструкции фюзеляжа
в районе выреза
В конструкции фюзеляжа неизбежны вырезы. Различают вырезы
под смотровые лючки, большие вырезы с работающими крышками
люков (рис. 6.23) и большие вырезы, не закрытые силовыми крыш-
Рис. 6 23
ками.
Небольшие вырезы
типа смотровых лючков
не перерезают основных
силовых элементов кар-
каса и поэтому не влия-
ют на работу общей си-
ловой схемы фюзеляжа.
Местное ослабление кон-
струкции, вызываемое
ими, сравнительно легко компенсируется установкой соответствую-
щих накладок (окантовок).
Люки, закрытые силовыми крышками, могут рассматриваться
как часть основной силовой схемы конструкции. Крышки таких
люков крепятся к каркасу специальными замками или винтами, ко-
А А
Рис. 6 24
Рис 6 25
торые обеспечивают передачу нормальных и касательных усилий на
крышку и включение ее в работу силовой схемы фюзеляжа.
Ниже рассмотрены большие вырезы, не закрытые силовыми
крышками (рис. 6.24). К таким, в частности, относятся вырезы под
люки, которые по условиям эксплуатации должны в полете откры-
ваться, например люк для уборки шасси, грузовой люк и пр. Такие
вырезы оказывают существенное влияние на работу конструкции.
250
Для компенсации потери прочности конструкции из-за выреза
последний окантовывают по продольным границам усиленными
стрингерами, или бимсами, а по краям — усиленными шпангоутами.
Бимсы представляют собой тонкостенные балки замкнутого по-
перечного сечения (рис. 6.25). Используют их обычно для окантовки
больших грузовых люков. У границ выреза бимсы не заканчиваются,
а продолжаются и в замкнутую часть фюзеляжа на длину А/
(рис. 6.24), на которой сказывается влияние выреза. Длина А/ зави-
сит от относительных размеров выреза, от жесткостей шпангоутов,
обшивки и стрингеров на участке фюзеляжа в районе выреза Ве-
личину ее можно оценить по формуле
Рис. 6 26
где JIU — момент инерции сечения шпангоута с присоединенной
обшивкой;
а — расстояние между шпангоутами;
5 — эквивалентная толщина обшивки;
R — радиус сечения фюзеляжа.
Приближенно величину А/ принимают равной ширине В выреза.
Анализ нагружения элементов конструкции в районе выреза про-
веден отдельно для случаев поперечного изгиба и кручения фюзе-
ляжа.
11.1. Поперечный изгиб (рис 6.26). На участке выреза, а также
на удалении от края выреза, большем А/, нормальные напряжения
и касательные усилия определяются по формулам (6.6) и (6.12).
м
Q е
<7 — -у 5Ф.
J <р
В дальнейшем действительное сечение фюзеляжа заменено услов-
но гладкой оболочкой с эквивалентной толщиной б. При этом для
251
сечения фюзеляжа радиуса R (рис. 6.27) на участке выреза момент
инерции относительно оси г
Jz = kRs6',
статический момент
; k — коэффициент,
определяемый
по рис. 6.28
в зависимости
от отношения
И фв;
/б — площадь сече-
ния бимса;
Фв — угол, харак-
теризующий
размер выре-
за (рис. 6.27);
"цт — У^1 — относительная координата центра тяжести сечения;
берется по графику рис. 6.29.
Ордината точки сечения, характеризуемой углом (3,
у = 7? (cos р — г/ц.т).
Окончательно формулы для определения нормальных напряже-
ний и погонных касательных усилий от Мг и Qy на участке выреза
запишутся так:
°* = (cos0 (6.20)
Qy = (sin Р — Р?ц т).
Эпюры а и <7 в сечении фюзеляжа при изгибе в вертикальной плос-
кости показаны на рис. 6.27, а; при изгибе в горизонтальной плоскос-
ти — на рис. 6.27, б.
Рассмотрим теперь работу замкнутых участков Л/ фюзеляжа,
непосредственно примыкающих к вырезу, например отсека справа
от выреза (рис. 6.26, а). Со стороны выреза отсек нагружается нор-
мальными напряжениями ооткр и погонными касательными усилия-
ми <7отк , определяемыми по формулам (6.20); со стороны замкнутой
части фюзеляжа — Озамк и </замк> определяемыми по формулам (6.6)
и (6.12) без учета влияния выреза.
Касательные усилия </замк от действия поперечной силы сдвигом
обшивки передаются на шпангоут, расположенный на границе
выреза, где они уравновешиваются погонными усилиями доткр
(рис. 6.26, б).
252
Особенности работы этого участка конструкции проявляются
при передаче изгибающего момента. Со стороны замкнутой части
фюзеляжа отсек нагружается нормальными напряжениями, распре-
деленными по всему сечению, а со стороны выреза — только по
части контура сечения. Следовательно, на участке Л/ фюзеляжа
происходит перераспределение напряжений. Например, в нижнем
своде сечения т — т (рис. 6.26, а) нормальные напряжения отсут-
ствуют, поскольку продольные перемещения элементов свода здесь
ничем не стеснены. По мере удале-
ния от сечения т — т элементы
свода постепенно включаются в
работу на нормальные напряжения и в сечении п— п работают пол-
ноценно. Неодинаковость напряжений по длине характерна и для
других продольных элементов отсека.
Напряжения а на участке Л/ фюзеляжа можно представить в
виде суммы напряжений азамк, действующих в сечении п — п, и до-
полнительных напряжений Ла:
а = Сзамк + Ла. (6-21)
На границе выреза а = аоткр и
Ла = Ла° = аоткр — Изами- (6.22)
Эти напряжения образуют систему самоуравновешенных сил,
так как напряжения азами и аоткр найдены из условия равновесия
отсека. Приближенно можно считать, что по длине Л/ они изменя-
ются по закону кубической параболы:
Ла = Ла°(1 — х)3, (6.23)
где % = — — относительная координата, отсчитываемая от границы
выреза.
253
Приведенные соотношения позволяют найти о в любой точке
сечения замкнутой части фюзеляжа, примыкающей к вырезу. Для
этого по уравнению (6.22) определяется До0, из формулы (6.23) —
До и из выражения (6.21) — искомое напряжение о.
Зная о, можно определить усилие Р6 в бимсе. На участке Д/ фюзе-
ляжа п' ,
Р6 =
где ст _ напряжение, подсчитываемое для образующей, характе-
ризуемой углом Р = (180° — 0,5срв), — по бимсу.
Эпюра осевых сил Рб по бимсу показана на рис. 6.26, в.
Изменения напряжений До по длине отсека Д/ происходят вслед-
ствие сдвига обшивки. Соответствующие До дополнительные погон-
ные касательные усилия определяют из условия равновесия эле-
мента обшивки:
р Р
W = -3-g-(l_x-)2jAaW (6.24)
о о
Максимальные касательные усилия получаются в сечениях ниж-
него свода вблизи бимса. Для нижнего свода (рис. 6.30)
о о о М „
До = — Озамк = — <Ьамк max COS р -COS р.
Подставляя это значение До
в выражение (6.24), при х —
= 0 и р= 180° — 0,5<Д по-
лучим
Д^тах = 3 SIH ₽ =
==34^Fsin0’5^-
Полные погонные касательные усилия в обшивке участка М
фюзеляжа J
Q ~ ?эамк Ч~ Д<?.
Касат^ьные усилия q нагружают силовой шпангоут по nvre
выреза. Над участком выреза шпангоут нагружается разностью
касательных усилий в обшивке слева (<7°ткр) и СПрава (а) от него
Зная погонные касательные усилия, можно рассчитать заклепочный
шов соединения обшивки со шпангоутом. тючный
Погонные касательные усилия в обшивке, действующие вдоль
заклепочного шва с бимсом на участке А/, «диль
<7б ~ Англах (1 — %)2,
на участке выреза
Яб = ^откр.
254
Таким образом, в замкнутом участке фюзеляжа бимс компенси-
рует недостаточно эффективную работу нижнего свода на нормаль-
ные напряжения, а шпангоут на границе выреза обеспечивает ра-
боту нижнего свода на сдвиг и тем самым включение его в работу
на нормальные напряжения. Отсутствие усиленного шпангоута на
границе выреза равносильно увеличению длины выреза, т. е. ослаб-
лению конструкции на большем участке.
11.2. Крутящий момент в сечении фюзеляжа подсчитывают как
произведение поперечной силы на расстояние ее до центра жесткости
Рис. 6.31
%
(ц. ж.) сечения. Например, крутящий момент на участке открытого
сечения от силы Рв.о (рис. 6.31, а)
Мк.откр — РВ.О Уц.ж)>
где г/ц.ж—координата центра жесткости открытого сечения.
Величина Л4к.откр может быть как больше, так и меньше кру-
тящего момента Л4к.замк, подсчитанного для замкнутого сечения
фюзеляжа. В случае несимметричного нагружения горизонталь-
ного оперения (на рис. 6.31, а такие силы показаны штриховыми
линиями) крутящий момент, передаваемый на фюзеляж, не зави-
сит от положения и размеров выреза.
На участках, прилегающих к вырезу, крутящий момент воспри-
нимается замкнутым контуром поперечного сечения фюзеляжа.
При этом в обшивке возникают погонные касательные усилия
Л1К
?замк — 2р
255
На участке выреза крутящий момент, в основном, передается
боковыми панелями, которые при этом нагружаются погонными ка-
сательными усилиями </откр (рис. 6.31, б). Рассматривая боковые
панели, нагруженные <7ОТкр, замечаем, что равновесие последних
возможно лишь при действии на них распределенных по высоте
нормальных напряжений. Отсюда следует, что крутящий момент
на участке выреза передается так называемым изгибным круче-
нием.
Нормальные напряжения а по сечению
образуют систему самоуравновешенных сил.
Это следует из того, что конструкция на-
гружена только крутящим моментом, в си-
лу чего проекция на ось х равнодействую-
щей всех сил в сечении должна равнять-
ся нулю. По длине выреза напряжения о
меняются линейно, принимая наибольшие
значения у границ выреза (рис. 6.31, б).
В замкнутых участках фюзеляжа эти на-
пряжения постепенно затухают.
Величины нормальных напряжений и
погонных касательных усилий для открытой части фюзеляжа мож-
но определить по формулам
“ (6-25)
Л^к о
<?откр = 7-
Где й = /?2 (г^ц ж sin р — Р) — главная секториальная площадь, по-
лучаемая при начале отсчета угла
Р от вертикального диаметра и по-
люсе, совпадающем с центром жест-
кости (рис. 6.31, в);
~Уи.ж — — относительная координата центра
жесткости, определяемая по графику
рис. 6.32;
Jm = 2<в2Д/ — секториальный момент инерции;
= 2<вД/—секториальный статический момент
отсеченной площади;
— элементарная площадь сечения фю-
зеляжа;
х — координата, отсчитываемая от точки
О (рис. 6.31, б).
Положение точки О, соответствующей нулевому значению о,
зависит от соотношения жесткостей замкнутых отсеков фюзеляжа,
прилегающих к вырезу. Если жесткости этих отсеков одинаковы,
то точка О расположена посередине выреза.
256
Выражения (6.25) позволяют определить о и </ОТКр в сечении фю-
зеляжа на участке выреза. Для замкнутых отсеков фюзеляжа, при-
мыкающих к вырезу, эти напряжения дополнительные. За преде-
лами выреза они затухают на длине А/ «В от величины отах до
нуля. Можно считать, что, как и при изгибе, эти напряжения зату-
хают по закону кубической параболы. В случае кручения нижний
свод на нормальные напряжения практически не работает.
Таким образом, при действии крутящего момента шпангоут,
установленный на границе выреза, обеспечивает передачу погонных
касательных сил замкнутых участков на боковины открытого сече-
ния фюзеляжа. При этом он нагружается разностью погонных ка-
сательных сил, подошедших к нему слева и справа.
При одновременном нагружении фюзеляжа изгибом и кручением
нужно для каждого элемента напряжения, полученные при расче-
те конструкции от действия крутящего момента, алгебраически про-
суммировать с напряжениями от поперечного изгиба.
11.3. Приближенный расчет фюзеляжа на участке выреза. По-
перечная сила Qy (рис. 6.33, а) воспринимается боковинами, а по-
перечная сила Qz — верхним сво-
дом. При этом в боковинах возни-
кают погонные касательные усилия
___, Qy
У бок-QU 1
2/7 бок
в своде —
Здесь Нбок — расстояние, замерен-
ное вдоль оси у, от
центра тяжести реду-
цированного сечения
свода до границы вы-
реза;
ДСв — ширина свода.
Изгибающий момент Mz вос-
принимается сжатием — растяже-
нием бимсов и продольных элемен-
тов верхнего свода (рис. 6.33, а):
op _ Р ____
— ^св — —П---.
''бок
При этом в бимсе действуют нормальные напряжения
°б =
Р6
f6 '
Изгибающий момент Mv воспринимается растяжением — сжа-
тием боковин.
Крутящий момент на участке выреза воспринимается изгибом
оковин, каждая из которых может быть представлена как двух-
9 8-19
257
поясная балка (рис. 6.33, б). Поперечная сила боковины
f) ____
Ссбок ~ В] ~ ,
где Bi « 2R — расстояние между центрами жесткости боковин.
При этом в боковине действуют погонные касательные усилия
„ , ^бок
</бок ~~7j-- •
пбок
Изгибающий момент
AM = 0,5Q6oKZB
вызывает в бимсе напряжение
_ ДМ
СТб •
Соответствующие напряжения в элементах, найденные от дей-
ствия различных нагрузок, необходимо просуммировать.
§ 12. Особенности расчета фюзеляжа вблизи разъема
Рис. 6.34
В разъеме части фюзеляжа соединяют стыковыми болтами, ко-
торые обеспечивают передачу сил и моментов от одной части кон-
струкции к другой (рис. 6.34). Растягивающие усилия, приходящи-
еся на болт, например от дей-
ствия изгибающего момента,
Л =
где ft — площадь сечения i-ro
стыкового болта;
<7/ — нормальное напря-
жение, определяемое
по формуле (6.6) как
для сечения, состоя-
щего из дискретных
элементов.
Момент инерции в выра-
жении (6.6)
где yi — расстояние от i-ro болта до нейтральной оси, проходящей
через центр тяжести болтового соединения.
Сосредоточенные силы Р(, возникающие в стыковых болтах,
по мере удаления от разъема постепенно рассредоточиваются, за-
гружая обшивку нормальными напряжениями. Очевидно, такое
перераспределение возможно только вследствие сдвига обшивки.
Характер включения обшивки и стрингеров в работу зависит от
жесткостей стыкуемых участков конструкции и количества стыко-
вых болтов. Чем больше стыковых болтов, жестче шпангоуты и об-
шивка, тем быстрее происходит включение последней в работу.
258
При большом количестве стыковых болтов можно считать, что пе-
рераспределение нагрузки происходит на участке между торцовым
и ближайшим к нему шпангоутом. Схема нагружения обшивки и
стрингеров для этого случая приведена на рис. 6.35. Стрингер на-
гружается силой и каса-
тельными усилиями \q —
со стороны обшивки, обшив-
ка — сдвигающими усилия-
ми Л<7 и нормальными напря-
жениями о. Нагрузка стрин-
гера в направлении к разъему
возрастает. Поэтому здесь его
обычно усиливают.
В сжатой зоне нагрузка
передается через контактную
поверхность стыковых узлов,
что обусловливает иной ха-
рактер распределения усилий
в обшивке по сравнению с рас-
тянутой зоной.
Погонные касательные уси-
лия в обшивке у разъема от
поперечной силы и крутящего момента определяются
лам (6.12) и (6.13). При этом статический момент вычисляется по
Рис. 6.35
по форму-
формуле
S =
Зная распределение касательных усилий в обшивке вблизи
разъема, можно определить силу среза каждого из болтов.
При небольшом количестве болтов в разъеме стыковые узлы
иногда выполняют в виде гребенок, которые передают поперечную
силу не срезом болтов, а срезом и смятием ребер гребенок.
§ 13. Конструкция и работа шпангоутов
„ Усиленные шпангоуты нагружаются сосредоточенными силами
от воздействия других частей самолета, а также от грузов и агрега-
тов, прикрепленных к ним. Конструктивно шпангоуты выполняют
так, что они обладают высокой жесткостью при изгибе в своей плос-
кости и весьма небольшой жесткостью из плоскости. Поэтому мож-
но считать, что шпангоуты работают лишь от сил, действующих в их
плоскости (рис. 6.36). Нагрузки, нормальные к плоскости шпангоу-
та, воспринимаются продольными элементами.
13.1. Уравновешивание шпангоута происходит на обшивке.
При этом касательные усилия в обшивке определяются, как и в
случае расчета тонкостенной оболочки от действия поперечной силы,
9*
259
т. е. по формуле
где р — сила, действующая на шпангоут;
S Jv— статический момент и момент инерции редуцированного
сечения фюзеляжа. >
13.2. Расчетная схема шпангоута зависит от его конструкции'.
Усиленные шпангоуты могут выполняться в виде замкнутой рамы
или в виде рамы, зашитой листом. Неизвестными силовыми факто-
рами в сечении шпангоута, выполненного в виде кольцевой рамы
(рис. 6.37), являются изгибающий момент Лф., поперечные Qs и
осевые Ni силы. Определить значения Afs, Qs и Ns можно из расчета
Рис. 6.36 Рис. 6.37
статически неопределимой системы. В общем случае шпангоут-рама
трижды статически неопределим. Однако при симметрии конструк-
ции и нагружения шпангоут можно рассматривать как дважды,
а при обратно симметричном нагружении — как один раз статически
неопределимую систему. Данные об изгибающих моментах, попе-
речных и осевых силах, возникающих в сечении шпангоута (кольца)
при различных случаях его нагружения, приводятся в справочной
литературе. Приближенно эти данные можно использовать и для рам
переменной жесткости.
Имея эпюры Ms, Qs и Ns, нормальные напряжения в поясах и
касательные напряжения в стенках шпангоута можно определить
по формулам
М.
Йбщ ’
где h, 6Ш — высота и толщина стенки шпангоута;
Fm — площадь сечения шпангоута;
j — момент инерции сечения шпангоута.
Прочность шпангоута, как правило, определяется изгибом.
На рис. 6.38 показаны примерные эпюры изгибающих моментов
для наиболее типичных случаев нагружения кольцевых шпангоу-
тов: сосредоточенной силой, направленной по радиусу, и парой
260
сил — сосредоточенным изгибающим моментом М — NH. Харак*
тер нагружения шпангоута в значительной степени определяет
и его конструкцию. В соответствии с требованиями равнопрочности
строительную высоту и размеры поперечных сечений шпангоута на
участке приложения нагрузок
делают больше, чем на других
участках.
Рис. 6.38
вследствие его кривизны. Значение
Рис. 6.40
Стенка шпангоута работает на сдвиг. Для повышения критиче-
ских напряжений сдвига ее подкрепляют стойками. Последние
уменьшают также радиальные напряжения, которые возникают в
стенке при изгибе шпангоута
радиальных напряжений мож-
но найти, рассмотрев нагру-
жение элемента шпангоута,
ограниченного двумя радиаль-
ными сечениями (рис. 6.39).
Отсюда
_ S
где °r ~ rs •
5 h ’
R — радиус кривизны шпан-
гоута;
6 — эквивалентная толщи-
на стенки шпангоута.
Подкрепление стенки ребрами необходимо также в местах при-
ложения к шпангоуту сосредоточенных сил. Ребра трансформируют
сосредоточенные силы в распределенные по стенке, улучшая усло-
вия ее работы.
13.3. Кольцевой шпангоут (рис. 6.40), заменяющий на участке
фюзеляжа лонжерон крыла. Установка такого шпангоута может
потребоваться, если по условиям компоновки пропустить лонжерон
крыла через фюзеляж нельзя. Нагружается шпангоут изгибающими
моментами М = NH в узлах крепления к нему лонжеронов крыла.
261
Такой шпангоут может оказаться более жестким, чем соответствую-
щий лонжерон крыла. Объясняется это тем, что на участке фюзеля-
жа в этом случае изгибающий момент воспринимается парами сил,
имеющими плечи, большие, чем высота лонжерона. Шпангоут
(рис. 6.40) можно рассматривать как статически определимую си-
стему. Изгибающие моменты в сечениях А и В шпангоута невелики,
потому эти сечения можно рассматривать как шарниры.
Осевые усилия в шарнирах А и В определяются по формуле
с с NH
в 2^
Рассматривая порознь каждую половину шпангоута (рис. 6.41),
можно найти значения изгибающих моментов, поперечных и осевых
сил в любом сечении.
Для сечений, характе-
ризуемых углом р <; рь
Ms = SP (1 — cosp);
Qs = S sin p;
2VS = S cos p.
Эпюры A4S и Qs при-
ведены на рис. 6.41. Ха-
рактер эпюр изгибаю-
щих моментов делает целесообразной форму шпангоута в виде рамы
переменной жесткости с развитыми размерами в районе приложения
нагрузок и небольшими высотами шпангоута и размерами площа-
дей сечений у узлов А и В. По этой же причине иногда шпангоут
выполняют составным (рис. 6.40): стальным на участке приложе-
ния нагрузок и из алюминиевых сплавов на остальных участках.
Несмотря на то что узловые соединения вызывают увеличение веса,
такая конструкция шпангоута в весовом отношении может оказаться
более рациональной, чем шпангоут, выполненный из одного мате-
риала.
13.4. Шпангоут, зашитый стенкой, сравнительно прост по
конструкции и выгоден в весовом отношении. Расчет шпангоутов
с глухой стенкой в общем случае сложен, поскольку стенки и стерж-
ни, подкрепляющие ее, повышают порядок статической неопреде-
лимости системы. Расчет шпангоута сводится к расчету решетчатой
системы с ячейками, зашитыми листами. Ниже рассмотрены нагру-
жение и работа шпангоута с глухой стенкой от сосредоточенной
силы (рис. 6.42). Такой шпангоут на изгиб практически не работает.
Поэтому можно считать, что сила передается на стойку. Если пола-
гать, что усилие Р со стойки передается на стенку равномерно, то
поток касательных усилий в стенке
_ Р
- 2/ ’
где I — длина стойки.
262
Уравновешивается эта нагрузка погонными касательными уси-
лиями <?об обшивки. От сил </CT и <?об стенка работает на сдвиг.
13.5. От избыточного давления в фюзеляже шпангоуты нагру-
жаются в своей плоскости радиальными силами (рис. 6.43). Особен-
но значительными усилиями нагружаются шпангоуты, установлен-
ные в местах перелома образующих фюзеляжа. Эта нагрузка шпан-
гоута является самоуравновешенной. В зависимости от направле-
ния действующих сил она вызывает его растяжение или сжатие.
Соответствующие напряжения можно опреде-
лять по формуле
где Fm — площадь сечения шпангоута.
Если шпангоут работает на сжатие, то его
нужно проверить на устойчивость. Критиче-
ское значение погонной нагрузки при этом
<7кр = ^>-, (6-26)
гДе — момент инерции сечения шпангоута.
§ 14. Температурные напряжения
Температурные напряжения в конструкции фюзеляжа опреде-
ляют теми же методами, что и температурные напряжения в крыле,
с использованием формул, полученных в гл. 3. Ниже рассмотрены
случаи возникновения значительных температурных напряжений,
обусловленных большими градиентами температур в элементах
конструкции фюзеляжа.
263
14.1. Напряжения в сечении отсека, используемого для размеще-
ния топлива. Рассмотрим достаточно длинный отсек кругового
сечения радиуса R, частично заполненный топливом (рис. 6.44).
Будем считать, что по длине отсека температура не меняется. Вдоль
периметра сечения, там, где топливо соприкасается со стенкой от-
сека, температура равна Т\, на остальном участке — Т2 (на рисунке
эпюра распределения температур показана лишь для половины
сечения). В точках А и В она изменяется скачком от 7\ до Т2. Такой
характер изменения температуры обусловлен тем, что вследствие
хорошего теплоотвода в топливо обшивка на участке отсека, за-
полненного топливом, имеет температуру, близкую к его темпера-
туре, а на участках, где топлива нет,— близкую к температуре
пограничного слоя. Определять температурные напряжения в се-
т;
Рис. 6.44
чении отсека будем по формуле
(3.34), предварительно заменив в
ней суммирование интегрировани-
ем; площадь элемента сечения и ее
ординату — по формулам f£ = R8dfi
и у£ = R cos p, где p — угол, от-
считываемый от вертикального диа-
метра. Формула при этом перепи-
шется так:
Г jaT&Rd?,
ох = <рА — + —р-------Ь
ч>
<6 a.T8R2 cos
+ -------7------R cos р , (а)
ф J
где 6 — эквивалентная толщина об-
шивки.
Примем Е =const, а = const и обозначим АТ = Т2 — Тг. Вы-
полнив интегрирование, предусмотренное в формуле (а), для сече-
ний, достаточно удаленных от торцов отсека, получим окончательно:
и
их = аЕАТ ( Po + 2sinPoCos,P _ при ₽ <
ох = аЕАТ Po + 2 sin p0c osp при
(6.27)
где ро — угол, характеризующий уровень топлива.
Возможная эпюра распределения напряжений по сечению фю-
зеляжа показана на рис. 6.44. В действительности напряжения будут
несколько меньше значений, получаемых по формулам (6.27). Это
объясняется тем, что отсек имеет конечные размеры, а замкнутые
части фюзеляжа, на которые он опирается, упруги, что при выводе
расчетных формул не учитывалось.
14.2. Напряжения в сечении фюзеляжа, обусловленные неоди-
наковым нагревом его обшивки и продольных перегородок (рис. 6.45).
Ниже рассматривается продольная горизонтальная перегородка
264
(например, силовой пол грузовой кабины), расположенная посе-
редине сечения фюзеляжа. Температурные напряжения по сечению
перегородки и фюзеляжа принимаются постоянными. Обозначим
температуру обшивки через Т2, пола — 7\, эквивалентную толщину
обшивки — через 6, пола — 6П. Для определения температурных
напряжений в элементах сечения воспользуемся формулой (3.34),
которая в силу симметрии конструкции запишется так:
П/ - фЛ>[-«/Л + . (б)
L ф J
Отсюда, замечая, что площадь сечения пола равна 2/?6п, а оболочки —-
2л/?6, получим окончательную формулу для определения нормаль-
относящиеся к перегородке и к Рис g 45
обшивке.
В действительности в районе соединения пола с обшивкой на-
пряжения могут быть больше значений, полученных по приведен-
ным формулам, если не предусмотрены конструктивные меры, сни-
жающие эти напряжения.
14.3. Напряжения в поясах кольцевых шпангоутов, возникающие
вследствие перепада температур в радиальном направлении, так-
же можно определить по формуле (б). Если предположить, что по
высоте сечения температура изменяется линейно и принять £=»
= const, то формулы для определения температурных напряжений
в поясах шпангоута (рис. 6.46) принимают такой вид:
для внутреннего пояса
= (5.29)
для наружного
Л.
<ГН = — СГв-дД- .
Здесь FH и Fs — площади сечений наружного и внутреннего поясов.
При большой высоте стенок шпангоута формулы могут давать
существенную погрешность. Более детальный расчет температурных
напряжений в шпангоуте можно найти в специальной литературе.
265
14.4. Деформации фюзеляжа от нагрева могут получаться
весьма значительными. Продольное удлинение фюзеляжа
Д/ = а1Т,
увеличение радиуса
Рис. 6.46
ЛЯ —,аЯТ.
Здесь I — длина фюзеляжа.
14.5. Меры, направленные на уменьшение температурных на-
пряжений в конструкции фюзеляжа. Основные из них были изло-
жены в гл. 3 применительно к конструкции крыла. Данные там
рекомендации в отношении выбора конструкционного материала,
теплоизоляции и охлаждения от-
носятся и к фюзеляжу. Ниже рас-
смотрены мероприятия, связанные
с особенностями конструкции фю-
зеляжа.
В топливных отсеках фюзеля-
жа градиенты температур можно
уменьшить не только за счет тепло-
изоляции, но и за счет охлаждения
обшивки расплескиванием топли-
ва. Однако при температурах более
100°С керосин начинает окислять-
ся и такой метод охлаждения стенок отсека становится неприем-
лемым.
Пол грузовых кабин и отсеков оборудования у сверхзвуковых са-
молетов может соединяться с остальной частью каркаса при помощи
шарнирных узлов, которые обеспечивают свободу их взаимного
смещения.Температурные напряжения можно также свести к ми-
нимуму, выполняя пол из отдельных по длине фюзеляжа секций.
Для уменьшения температурных напряжений в местах соедине-
ния крыла с фюзеляжем применяют стыковые узлы специальной
конструкции, которые обеспечивают смещение узлов крыла вдоль
фюзеляжа, благодаря чему температурные напряжения не возника-
ют. При этом один узел для фиксации крыла относительно фюзеля-
жа выполняют неподвижным.
Серьезной проблемой для современных самолетов стала защита
конструкции от тепла реактивных двигателей. Наибольшие темпе-
ратуры имеют место вблизи форсажных камер. Если двигатель рас-
положен в фюзеляже, то температура зависит не только от степени
охлаждения и изоляции, но и от величины радиального зазора между
корпусом форсажной камеры и обшивкой.
ГЕРМЕТИЧЕСКИЕ КАБИНЫ
Глава 7 Jfjk. И КАТАПУЛЬТНЫЕ УСТАНОВКИ
§ 1. Конструктивные схемы герметических кабин
1.1. Назначение и требования. В полете на организм человека
вредное влияние могут оказывать низкое барометрическое давле-
ние, недостаток кислорода, большие перепады давления при быстрой
разгерметизации, а также колебания влажности и температуры.
Для создания экипажу и пассажирам необходимых жизненных ус-
ловий применяют герметические кабины, в которых поддерживаются
требуемые избыточное давление и химический состав воздуха, а
также его влажность и температура.
Требования к параметрам воздуха в герметических кабинах
зависят от типа самолета и его летно-технических данных. Эти
параметры являются исходными при выборе специального оборудова-
ния для герметических кабин, контроле работы системы жизне-
обеспечения в процессе эксплуатации, а также при расчетах на проч-
ность кабин.
Основные требования к герметическим кабинам сводятся к обес-
печению необходимого для дыхания парциального давления кисло-
рода на всех высотах полета. Считают, что в длительном полете
оно должно быть не ниже 133 мм рт. ст., а в кратковременном —
104 мм рт. ст. Это может быть достигнуто при давлении в кабине, со-
ответствующем высоте до 2 км, или при дыхании чистым кисло-
родом, но до высоты не более 12 км.
На пассажирских самолетах кислородным оборудованием обычно
не пользуются, поэтому в них давление воздуха поддерживается
соответствующим высоте 2000—2400 м. На военных самолетах,
экипаж которых проходит специальную подготовку к высотным по-
летам и пользуется в полете кислородным оборудованием, «высота»
в кабине обычно принимается равной 7—8 км.
Предельная концентрация вредных примесей в воздухе кабины
допускается следующей: углекислоты — 36 мг/л, паров керосина —
0,3 мг/л, окиси углерода — 0,02 мг/л. Для легких военных самоле-
тов подача свежего воздуха в кабину составляет 100—300 кг/ч, для
пассажирских — 30...40 кг/ч на одного пассажира. Температура
в кабине должна быть в пределах 18—22°С, относительная влаж-
ность— 20...80%, допустимый уровень шума — до 100 дб.
В зависимости от способа создания необходимого парциального
давления кислорода и очистки воздуха от вредных примесей ка-
бины разделяют на вентиляционные и регенерационные.
267
1.2. Кабины вентиляционного типа широко применяются на
современных самолетах. Они представляют собой герметические
отсеки фюзеляжа, в которые специальными нагнетателями или от
компрессоров двигателей непрерывно подается атмосферный воз-
дух. Избыток воздуха стравливается в атмосферу. Таким образом,
воздух не только доставляет кислррод, необходимый для дыхания,
но и в процессе вентиляции уносит из кабины влагу и углекислоту.
Давление в кабине поддерживается при помощи автоматического
регулятора давления.
Один из возможных законов изменения давления в кабине по-
казан на рис. 7.1. До высоты 2000 м, до которой уменьшение давле-
ния практически не отража-
ется на состоянии организма
человека, в кабине сохраня-
ется давление окружающей
среды (участок АВ). Начиная
с высоты 2000 м в кабине
поддерживается примерно по-
стоянное абсолютное давле-
ние (участок ВС). Избыточ-
ное давление А/? при этом
возрастает и на заданной вы-
соте достигает своего макси-
мального значения Артах- С дальнейшим подъемом на высоту из-
быточное давление в кабине поддерживается постоянным (участок
CD). Таким образом, «высота» в кабине получается меньше истин-
ной высоты полета самолета. Для приведенного на рис. 7.1 закона
изменения давления в кабине при полете на высоте 13 000 м условия
в кабине соответствуют высоте 5000 м. Чем больше величина избы-
точного давления, тем, при той же высоте полета, «высота» в кабине
получается меньше. Для современных самолетов Ар = 0,3 ->
4- 0,8 кгс/см2 и более. С точки зрения комфорта пассажиров и
экипажа в кабине желательно поддерживать давление, близкое или
равное атмосферному давлению у Земли. Однако большие значения
Ар приводят к утяжелению конструкции кабины и самолета. Поэто-
му при выборе Ар учитывается назначение, продолжительность по-
лета и высотность самолета. Для самолетов с большой дальностью
полета и высотностью Ар выбирают по верхнему пределу. Для воен-
ных самолетов значения Ар выбираются сравнительно небольшими.
Последнее делается еще и с целью, чтобы уменьшить опасность для
жизни экипажа, возникающую при резкой разгерметизации.
На случай выхода из строя регулятора давления в кабине пре-
дусматривают предохранительный клапан, отрегулированный на
избыточное давление, несколько превышающее максимальное зна-
чение Ар.
При быстром снижении для выравнивания давления в кабине с
атмосферным служит клапан обратного перепада. Если он неиспра-
вен, давление в кабине может оказаться меньше атмосферного, что
268
приводит к нагружению кабины давлением извне. Для пассажир-
ских самолетов с большими герметическими кабинами требуют,
чтобы обратный перепад давления не превышал 0,01 кгс/см2.
В зависимости от высоты и скорости полета подаваемый в ка-
бину воздух необходимо охлаждать или нагревать. Это обеспечи-
вается специальной системой регулирования температуры, которую
выполняют совместно с системой наддува кабины. Для охлажде-
ния воздуха, подаваемого в кабину от компрессора ТРД, нагретого
до 250—350°С, применяют воздухо-воздушные или топливо-воздуш-
ные радиаторы, турбохолодильники, а иногда и испарительные
системы. Последние для охлаждения воздуха используют скрытую
теплоту охлаждения специальных охлаждающих жидкостей.
Рис. 7.2
Рассмотрим принципиальную схему наддува и охлаждения ка-
бины одноместного самолета (рис. 7.2). Сжатый воздух от компрес-
сора двигателя через кран-распределитель <3 подается в две маги-
страли: горячую I и холодную II. В кабину поступает смешанный
воздух. В магистрали II воздух охлаждается в воздухо-воздушном
радиаторе 2 и турбохолодильнике 4. Необходимая температура в
кабине (15—20°С) поддерживается за счет изменения расхода воз-
духа в магистралях I и II заслонкой крана 3. Последний управ-
ляется автоматически регулятором температуры 7 или вручную
от кнопки 9. В кабину воздух подается через кран 6 и коллекторы
1 и 8. Кран 6 служит для перекрывания подачи воздуха в кабину
при его загрязнении парами керосина, масла и продуктами сгорания
в случае пожара. Обратный клапан 5 пропускает воздух только
в кабину.
Вентиляционные герметические кабины можно использовать до
высот 25—30 км. При дальнейшем увеличении высоты резко воз-
растает мощность силовой установки, затрачиваемая на наддув, и
применять такие кабины становится нецелесообразно.
J.3. Регенерационные кабины полностью изолированы от внеш-
ней среды. Они являются кабинами с замкнутым циклом воздухо-
обмена. Питание кабины осуществляется от воздушных и кислород-
ных бортовых баллонов. От продуктов дыхания воздух очищается
в регенерационной установке, циркуляция через которую (25—
269
30 кг/ч на одного человека) происходит при помощи специального
вентилятора или эжектора. Величина избыточного давления в таких
кабинах может достигать 1 кгс/см2.
Регенерационные кабины обладают неограниченной высотностью.
К числу их недостатков следует отнести относительно большой вес,
повышенную опасность в пожарйом отношении и зависимость про-
должительности полета от запасов кислорода на борту самолета.
Благодаря развитию космической техники в настоящее время созда-
ны надежные конструкции таких кабин.
§ 2. Герметизация и теплоизоляция кабин
2.1. Герметизация кабины. Согласно требованиям, предъявляе-
мым к кабинам вентиляционного типа, герметичность кабины дол-
жна быть такой, чтобы при расчетном перепаде давления утечка
воздуха не превышала 2—10 кг/ч на 1 м3 объема кабины. Большие
утечки допускаются для самолетов с небольшим объемом кабины,
меньшие — для больших пассажирских и транспортных самолетов.
Это требование должно удовлетворяться в течение всей эксплуа-
тации самолета. Для регенерационной кабины утечка воздуха не
должна превышать 0,1 кг/ч.
Герметизации подлежат заклепочные швы соединения элементов
каркаса с обшивкой и листов обшивки между собой, выводы из ка-
бины элементов проводки управления, трубопроводов системы жиз-
Рис. 7.3
необеспечения и жгутов электропроводки. Герметизируются также
люки, входные двери, фонари, элементы остекления.
Для герметизации заклепочных швов соединения покрывают сло-
ем герметика или устанавливают пленки-прокладки из лаков и клея.
Иногда основой прокладок служит специальная ткань. Толщина
внутришовной прокладки обычно не превышает 0,3—0,35 мм.
В качестве герметиков для внутришовной и поверхностной герме-
тизации кабин применяют жидкие герметики, ленты и замазки ти-
па «тиокол». Пределы применения жидких герметиков от —60 до
+ 130°С; ленты могут быть использованы в границах температур
от —60 до + 350°С, тиоколовые прокладки — в диапазоне ± 50°С.
Заклепочные швы соединения листов обшивки выполняют двух-
рядными с шагом заклепок в ряду 15—20 мм и расстоянием между
270
рядами 10—12 мм. Высокой герметичности можно достичь при по-
мощи сварных и клеевых соединений элементов конструкции ка-
бины.
Для уплотнения открываемых крышек люков, дверей и фонарей
применяют специальные резиновые прокладки или надувные ре-
зиновые шланги. Резиновые прокладки (рис. 7.3, а) обычно исполь-
зуют для герметизации небольших люков, открываемых внутрь
кабины. Для уплотнения щели между фонарем и подфонарной ра-
мой фюзеляжа (рис. 7.3, б, в) надувные шланги / располагают в
У Кабина
6 г
Рис. 7.4
специальном коробе 2 по обводу фонаря. При подаче сжатого
воздуха (с давлением 1,5—3 кгс/см2) шланг расширяется и уплот-
няет щель.
Наибольшие трудности представляет герметизация выводов из
кабины тяг и тросов проводки управления. Для уплотнения эле-
ментов управления, совершающих возвратно-поступательные пере-
мещения, часто используют гофрированные резиновые трубки
(рис. 7.4, а, б), которые с одной стороны крепятся к стенке кабины,
а с другой — к тяге (тросу). Такой вывод обеспечивает надежное
уплотнение, но при этом на тягу действует направленное от кабины
дополнительное усилие, равное произведению площади сечения
трубки на величину избыточного давления. Внутрь гофрированной
трубки обычно вставляют стальные кольца, препятствующие ее
сдавливанию. Длина трубки должна быть равна удвоенному ходу
тяги.
271
При большом ходе троса иногда применяют выводы через ре-
зиновые пробки (рис. 7.4, в). Для уменьшения сил трения в таких
выводах используют густую незамерзающую смазку.
Вращающиеся валы (рис. 7.4, г) герметизируют при помощи
сальников и резиновых уплотнительных манжет, устанавливаемых
со стороны кабины (области повышенного давления).
2.2. Теплоизоляция герметических кабин сверхзвуковых само-
летов необходима для снижения количества тепла, поступающего
в кабину от нагретого до высокой температуры пограничного слоя.
На дозвуковых самолетах толщину теплоизоляционного слоя выби-
рают из условия минимального охлаждения кабины или оптималь-
ной подачи в кабину теплого воздуха. Теплоизоляционное покрытие
кабины обычно выполняет и роль звукоизоляции.
Таблица 3
Материал X. ккал м-ч. °C V кгс/м3 ккал кгс-*С Т °C Jпред u
Асбест распушенный Минеральная вата Стекловата Пеностекло 0,0795 0,0650 0,0940 0,0940 100 150 120 200 0,20 0,22 0,20 0,20 600 600 450 500
Примечание. Тпред - предельная температура, при которой материал сохраняет свои
тепло^мкость.КИв ° ~К0Эффйциеит теплопроводности, удельный вес и удельная
Для внутренней теплоизоляции кабин используют различные
пористые и рыхловолокнистые материалы, которые обладают высо-
ким термическим сопротивлением и относительно малым весом
(табл. 3).
Толщину панелей теплоизоляционного покрытия кабины при
наличии внутреннего охлаждения можно определить по формуле
т _________________________________,т
g пов 4 каб
^охл
где Тпов — температура поверхности обшивки;
Гкаб — температура воздуха в кабине;
</охл — удельный тепловой поток, отбираемый системой охлаж-
дения.
§ 3. Нагружение и конструкция
Кабины могут выполняться в виде отдельного агрегата закуп-
ленного в фюзеляже, или в виде герметического отсека Наиботее
распространены кабины последнего типа, позволяющие получить
экономию в весе и объеме. J
Кабины могут иметь объем от 1,5-2 м3 на одноместных самоле-
тах до нескольких сотен кубических метров - на пассажирских
и транспортных, где они занимают большую часть фюзеляжа
272
Герметическая кабина нагружается избыточным давлением, а
если она представляет собой отсек фюзеляжа, то, кроме того, попе-
речной силой, изгибающим и крутящим моментами в сечении как
часть фюзеляжа. Расчетное значение избыточного давления
где Ар — рабочее давление в кабине;
/ — коэффициент безопасности, задаваемый в нормах проч-
ности.
Коэффициент безопасности колеблется в довольно широких
пределах. Для пассажирских самолетов он может достигать 2,5, а
Рис. 7.5
на участках кабины, где имеются концентраторы напряжений в
виде вырезов под окна и двери, его принимают иногда равным 3.
В связи с большим избыточным давлением в кабине требуют,
чтобы в обшивке, которая является основным силовым элементом
кабины, концентрация напряжений была сведена к минимуму.
Это требование вытекает из условия надежности работы конструкции
в течение заданного срока службы. Наиболее рациональная форма
отсека, нагруженного избыточным давлением,— это сфера или кру-
говая цилиндрическая оболочка со сферическими днищами. Об-
шивка кабины такого типа оказывается равномерно нагруженной
преимущественно растягивающими усилиями. Стремятся формы
реальных герметических кабин приблизить к наивыгоднейшим. Од-
нако чаще всего кабины вписывают в свободные объемы, отведенные
для них по условиям компоновки и центровки самолета. Поэтому
их формы имеют, как правило, более сложные обводы, существенно
отличающиеся от наивыгоднейших. На рис. 7.5 в качестве примеров
показаны две схемы герметических кабин — близкой по своим
273
(7.1)
(7.2)
формам к наивыгоднейшей (а) и со сложными обводами (б). В послед,
ней схеме торцовые стенки кабины для экономии объемов фюзеляжа'
выполнены плоскими, боковые стенки — криволинейными, по фор-
ме воздушных каналов двигателей и внешних обводов сечения фю-
зеляжа. Стенки такой кабины, наряду с растяжением и сжатием
подвергаются изгибу. Поэтому их подкрепляют продольными й
поперечными элементами жесткости, которые обычно необходимы и
вследствие нагружения кабины как части фюзеляжа.
3.1. Кабина кругового сечения (рис. 7.5, а). В цилиндрической
части кабины обшивка от действия избыточного давления испыты-
вает растягивающие напряжения как в поперечных, так и в про-
дольных сечениях. Эти напряжения определяются из условия рав-
новесия по формулам
___ Д^расч^
х~ 26 ’
_ ЛРрасчЯ
6об ’
где R, боб — радиус оболочки и толщина обшивки;
6 — эквивалентная толщина обшивки.
Напряжения ох должны быть просуммированы с соответствую-
щими напряжениями от нагрузок кабины как части фюзеляжа.
В особенно неблагоприятных условиях находится обшивка верхнего
свода кабины, поскольку там от общего изгиба фюзеляжа также воз-
никают преимущественно растягивающие напряжения. Радиаль-
ные напряжения ог вдвое больше напряжений ох, поэтому, как
правило, они определяют прочность обшивки кабины. Обычно тре-
буют, чтобы для конструкции из дуралюмина эти напряжения не
превышали 8—10 кгс/мм2. На пассажирских самолетах допустимый
уровень радиальных напряжений может быть еще ниже.
В сферическом днище напряжения определяются по формуле
(7.1). На участке сопряжения цилиндрической части кабины с дни-
щем из-за перелома образующих оболочки возникают радиальные
усилия Эти усилия стремятся деформировать кабину. Чтобы
предотвратить сплющивание ее и уменьшить изгиб обшивки, в се-
чении по стыку устанавливают силовой шпангоут, который нагру-
жается равномерно распределенной погонной нагрузкой по схеме
рис. 6.43. Величину этой нагрузки можно определить методами,
излагаемыми в курсах строительной механики.
Нагрузка для шпангоута может быть сжимающей или растяги-
вающей. В случае сжатия шпангоута его нужно проверить на мест-
ную и общую устойчивость. Критическая нагрузка общей потери
устойчивости шпангоута определяется по формуле (6.26).
3.2. Деформацию кабины под действием избыточного давления
можно приближенно оценить, рассматривая ее как цилиндрическую
оболочку. Удлинение радиуса при этом
£о
274
тем больше, чем больше давление в ней, больше радиус и меньше
толщина обшивки.
Пример. Для цилиндрической кабины (фюзеляж пассажирского самолета}
диаметром 3500 мм с дуралюминовой обшивкой (£ = 7,5 • 106 кгс/см2) толщиной
6 == 0,2 см при Др = 0,75 кгс/см2 удлинение диаметра
Как видно из примера, удлинение диаметра фюзеляжа невели-
ко. Поскольку, однако, обшивка соединяется с элементами каркаса
(шпангоутами, силовым полом и пр.), возможно появление участков
с высокой концентрацией напряжений, что для конструкции, нагру-
женной избыточным давлением, недопустимо.
3.3. Кабина сложного сечения (рис. 7.5, б). Приближенно можно
считать, что передача нагрузок здесь осуществляется следующим
образом. Избыточное давление непосредственно воздействует на об-
шивку (стенки) кабины, вызывая в ней растягивающие или сжимаю-
щие усилия. Со стенок боковин, торцевых шпангоутов и пола на-
грузка передается на подкрепляющие их элементы, которые своим
изгибом передают эти нагрузки на силовые элементы фюзеляжа.
Ниже рассматривается более подробно нагружение боковых пане-
лей. Торцевые шпангоуты нагружаются подобным образом, пол
кабины дополнительно к этому нагружается значительными сосре-
доточенными силами от колонки управления.
Боковая панель представляет собой часть цилиндрической обо-
лочки, нагруженной разностью давлений в кабине и на внешней
поверхности обшивки (в потоке или в воздушном канале двигателя).
Если избыточное давление направлено к центру кривизны бокови-
ны, то обшивка боковины нагружается сжимающими усилиями,
в противном случае — растягивающими. Погонные растягивающие
или сжимающие силы обшивки при этом определяются в соответствии
с формулой (7.2):
обоб —- ApR.
. Здесь и ниже индекс «расч» у Ар опущен. Эти усилия передаются
обшивкой на продольные элементы — усиленные стрингеры, под-
крепляющие боковину по краям. Для стрингеров погонные усилия
ApR являются поперечными силами. От этих сил стрингеры рабо-
тают на изгиб.
Если обшивка нагружена сжимающими усилиями, то она может
терять устойчивость. После потери устойчивости нагрузка с обшив-
ки передается на подкрепляющие ее поперечные элементы — арки,
загружая их погонной нагрузкой
7арк “ Ара,
где а — расстояние между арками.
В поперечном сечении круговой арки радиуса R возникают сжи-
мающие усилия
Nарк — qapxR — ApaR.

275
Это усилие должно быть меньше критического:
Nарк Nкр — ^5-
EJapK
R2
где /арк — момент инерции сеченйя арки с присоединенной к ней
обшивкой.
3.4. Фонарь кабины летчика представляет собой металлический
каркас, в который вставлено органическое или силикатное стекло.
Остекление может быть выполнено также из композиционных ма-
териалов.
Если доступ в кабину летчика осуществляется через фонарь,
то последний обычно состоит из неподвижно закрепленного на фюзе-
ляже козырька и подвиж-
ной части (рис. 7.5, б).
Возможны конструкции,
когда отклоняется весь фо-
нарь. Металлический кар-
кас должен обладать высо-
кой жесткостью, с тем что-
бы его упругие деформации
не могли стать причиной
появления трещин и разру-
шения остекления. С этой
же целью остекление час-
то закрепляют в каркасе не
жестко, а при помощи эла-
стичных тканевых лент и
шомполов. Для уплотнения крепления стекла применяют резиновые
прокладки и специальные термостойкие герметики. Для улучшения
обзора стремятся уменьшить число элементов каркаса, выполняя
козырек в виде одной сплошной панели. Козырек должен выдер-
живать не только нагрузки от избыточного давления, от скоростного
напора с учетом температур, но и ударные нагрузки от столкнове-
ния с птицами в полете у Земли при скорости V — 1100 4- 1200 км/ч.
Рассмотрим нагружение и работу, подвижной части фонаря
(рис. 7.6). К фюзеляжу последняя обычно крепится в четырех точ-
ках. Нагружается фонарь разностью Др сил давления в кабине и
разрежения над фонарем.
При расчете фонаря его можно рассматривать как двухопорную
составную (каркас и остекление) тонкостенную балку открытого
сечения, работающую на изгиб под действием погонной нагрузки
q = ДрВ,
где Др — расчетное значение избыточного давления на поверх-
ности фонаря;
В — ширина фонаря.
276
Максимальный изгибающий момент получается посередине пролета:
Afmax = 0,125(?/ф,
где /ф — Длина фонаря.
Нормальные напряжения в поперечных сечениях фонаря
м
где Jq> — момент инерции редуцированного сечения фонаря.
Редукционный коэффициент для элементов каркаса и стекла
соответственно
, £ст
Фк=1; фст = -р—,
где Ест, Ек — модуль продольной упругости стекла и материала
каркаса соответственно.
Прочность остекления в основном определяется напряжениями
о2, которые превышают напряжения действующие в поперечных
сечениях фонаря. Для определения напряжений о2 рассмотрим рав-
новесие элемента фонаря длиной, равной единице (рис. 7.6, а, б).
Этот элемент нагружается распределенной по периметру нагрузкой
Ар-1, которая приводится к силе AQ *= Ар-\-В = \-q. Сила AQ
уравновешивается погонными касательными усилиями Aq стекла,
представляющими собой разность касательных сил, действующих
в крайних сечениях выделенного элемента:
Aq = q2 — q^-j-Sy.
J<f>
Здесь SQ)— статический момент редуцированной площади отсечен-
ной части сечения, отсчитываемый от точки О.
От нагрузки Ар, погонных касательных сил Aq и реакций Т
(рис. 7.6, б) рассматриваемый элемент фонаря работает на изгиб
и растяжение. Для фонаря кругового поперечного сечения с радиу-
сом Вф = 0,5В, принимая приближенно Aq а? Ар, в любом сечении
элемента найдем изгибающий момент:
пг = ДрВф(1 — a — cos а + sin а) — TT^sin а (7.3)
и растягивающую силу:
п = АрЕф(1 — cos а + sin а) — Г sin а. (7.4)
Здесь Т = 0,364Д/?/?ф — горизонтальная реакция продольной бал-
ки каркаса в предположении, что последняя абсолютно жесткая.
Эпюры пгип для фонаря кругового сечения приведены на
рис. 7.6, в.
Нормальные напряжения в продольных сечениях стекла
6m , п ,7
о = т -72- + , .я • • (7-5)
1 • 1 °ст
Торцовые опорные арки фонаря нагружаются силами реакций
В = 0,25Др/фВ и Т = 0,364Р, а также погонными касательными
усилиями стекла q = 5Ф. От этих сил арки работают на изгиб
277
и растяжение. Для круговой арки, полагая приближенно q^ -Л
*
в сечении арки, характеризуемом углом а, получим изгибающий
момент:
М = -РЯф(1 — a — cos а 4-sina) — T/^sina, (7.6)
растягивающую силу: '
N = P(cosa — sin a) + Г sin a. (7.7)
Нормальные напряжения в сечении арки
где F, W — соответственно площадь и момент сопротивления из-
гибу сечения арки.
3.5. Температурные напряжения. Фонарь подвергается интен-
сивному нагреву. В то же время температура на внутренней стенке
фонаря не должна быть больше 20—25°С, что вытекает из требова-
ний обеспечения нормальных условий для работы экипажа. Боль-
шой перепад температур обусловливает значительные по величине
температурные напряжения в стекле, которые можно найти, поль-
зуясь формулой (3.34).
Расчетная формула для определения напряжений может быть
получена и из элементарных рассуждений. Пусть Тг и Т2 соответ-
ственно температура остекления на внутренней и наружной поверх-
ностях и пусть по толщине стекла температура изменяется линейно.
Рассматривая элемент стекла длиной, равной единице, выделенный
двумя радиусами, замечаем, что в условиях свободного расшире-
ния наружный элемент удлинится на величину аТ2, внутренний —
на величину аТу. Сечение элемента при этом останется плоским.
Поскольку, однако, рассматривается цилиндрическая оболочка,
то все точки деформированного сечения должны находиться в ра-
диальном сечении. Это возможно лишь при наличии упругих дефор-
маций и соответствующих им температурных напряжений. Отсюда
^ = О^£-2((11£|Г)2) • (7-9)
Здесь а и ц — коэффициенты линейного расширения и попереч-
ной деформации стекла.
При Т2 > Т\ наружные элементы остекления испытывают сжи-
мающие напряжения, внутренние — растягивающие.
§ 4. Покидание самолета в аварийных ситуациях
С увеличением скорости полета самостоятельное покидание са-
молета в аварийных случаях затрудняется, а при скорости, превы-
шающей 450—500 км/ч, становится практически невозможным. Это
объясняется рядом причин. При покидании кабины воздушный по-
ток воздействует на тело летчика с силой, пропорциональной квад-
278
рату скорости. Например, при индикаторной скорости 500 км/ч
на тело летчика, наполовину высунувшегося из кабины, действует
сила около 400 кгс. При больших скоростях у человека может не
хватить сил для покидания кабины. А если это и удастся сделать,
то возникнет опасность удара о хвостовое оперение или другие
части самолета. Воздушный поток может повредить незащищенное
лицо и дыхательные пути человека.
В настоящее время есть два способа преодоления описанных
затруднений. Это— катапультирование из кабины кресла с лет-
чиком и применение отделяемых ка-
бин. Наиболее широко применяет-
ся катапультирование кресел. Оно
может осуществляться вверх через
фонарь кабины, а также вниз или
вбок через специальные люки в фю-
зеляже. Обычно катапультирова-
ние выполняют вверх. Объясняет-
ся это особенностями конструкции
и компоновки кабин на самолете,
а также тем, что при катапульти-
ровании вниз исключается возмож-
ность спасения экипажа на взлете,
посадке и малых высотах.
Первое опытное катапультирование в нашей стране осуществил
мастер парашютного спорта Г. А. Кондрашов в июне 1947 г. с са-
молета Пе-2. В июле 1948 г. он же катапультировался с реактивно-
го истребителя МиГ-9. Первое вынужденное катапультирование
выполнил летчик К. Зотов в апреле 1949 г. с истребителя Ла-15.
Совокупность кресла, стреляющего механизма, обеспечивающего
выбрасывание кресла из кабины, и систем, используемых при ка-
тапультировании, называют катапультной установкой. Совре-
менные катапультные установки обеспечивают безопасное покида-
ние самолета во всем диапазоне эксплуатационных высот и ско-
ростей полета, а также на земле при разбеге и пробеге.
4.1. Принципиальная схема катапультной установки (рис. 7.7).
На спинке 1 кресла закреплено несколько пар роликов 2, которые
заходят в два направляющих рельса 3, неподвижно закрепленных
в фюзеляже. Из кабины кресло выбрасывается стреляющим пиро-
техническим механизмом 4 или комбинированным стреляющим
механизмом.
4.2. Стреляющий механизм (рис. 7.8) состоит из цилиндра 2,
внутри которого размещается шток 4 с пиропатроном 3. Шток
закреплен в фюзеляже, цилиндр соединен со спинкой кресла. Шток
и цилиндр связаны между собой с помощью шарикового замка 1,
чем обеспечивается неподвижность кресла относительно фюзеля-
жа. При катапультировании, после того как сработает пиропатрон,
пороховые газы открывают шариковый замок и с большой ско-
ростью выталкивают цилиндр вместе с креслом из кабины.
279
4.3. Комбинированный стреляющий механизм (рис. 7.9) состоит
из обычного стреляющего механизма 1 и ускорителя — дополни-
тельного реактивного двигателя 3 на твердом топливе. Двигатель
включается перед отделением кресла от направляющих. Для его
Рис. 7.8
включения предусмотрены раздвижная тя-
га 4 и воспламенитель 2. Раздвижная тяга
соединяется с полом кабины или неподвиж-
ной частью стреляющего механизма. В кон-
це хода стреляющего механизма раздвиж-
ная тяга выдергивает боевую чеку, удер-
живающую боек затвора воспламенителя.
Рис. 7.9
После срабатывания бойка загорается пиропатрон воспламенителя
и двигатель начинает работать. Ускоритель создает креслу допол-
нительный импульс.
Попав в воздушный поток, кресло начинает тормозиться и
отставать от самолета. После непродолжительного стабилизирован-
ного полета (за счет специальных систем стабилизации) при дости-
жении безопасной высоты и скорости снижения летчик автомати-
чески отделяется от кресла и в действие вводится основной спаса-
тельный парашют. Последний обеспечивает торможение до скорости
~ 6 м/с, безопасной по условиям приземления.
280
§ 5. Траектория движения кресла
При катапультировании вверх для обеспечения безопасности
летчика нужно, чтобы траектория кресла имела некоторое превы-
шение над килем. Обычно считают, что зазор между центром тяжес-
ти кресла и верхней точкой киля должен быть не менее 1,5—2,0 м.
Для спасения экипажа на разбеге и пробеге кресло необходимо
подбросить минимум на 45—50 м, с тем чтобы обеспечить раскрытие,
наполнение парашюта и безопасное приземление.
Рассмотрим случай, когда катапультирование обеспечивается
только стреляющим механизмом, а ускорителя ~
кресла при этом полностью определяется на-
чальной скоростью Уо, которую сообщает ему
стреляющий механизм, аэродинамическими
силами X и Y, которые действуют на кресло в
потоке воздуха, и силой тяжести G (рис. 7.10).
Сила лобового сопротивления
X = 0,5схДрР,
подъемная сила ,
Y = 0,5с9ДрР, '
где сх, су — коэффициенты лобового сопротив-
ления и подъемной силы кресла;
F — мидель кресла с летчиком;
р — плотность воздуха;
V — скорость движения кресла отно-
сительно воздуха.
Для современных кресел cxF = 0,3 4- 0,7; cyF = + 0,15 4-
4- 0,20 [39]. Обычно сила Y отрицательна (действует вниз). Так
как Vo V, то в первый момент скорость кресла можно считать
равной скорости полета самолета. В дальнейшем кресло тормозится
и его скорость относительно воздуха падает. Ускорение торможе-
ния кресла
L = gnx ср; jy = g (пу ср — 1), (7.10)
где пх Ср « 0,85/г^; пу ср 0,85пу0.
Перегрузки в направлении полета самолета и перпендикулярно
к этому направлению в момент выхода кресла из кабины
„ ~2L __pEL• „ = Х_ = -PEL n m
1x0 — G — G 2 > Пуп G G 2 , (/-11)
где G — вес кресла с летчиком.
Расчеты показывают, что в пределах небольшого отрезка времени
(0,2—0,3 с) ускорение торможения кресла можно считать постоян-
ным.
5.1. Уравнения движения. Для приближенного вычисления
траектории движение кресла можно считать равноускоренным.
При этом координаты центра тяжести кресла х и у (рис. 7.11) в
281
момент времени t можно найти по формулам
х = Уо/ sin и + 0,5jxF;
у = Vot cos х + Q,5jyt2, (7-12)
где x _ наклон спинки кресла (см. рис. 7.9).
5.2. Влияние на траекторию скорости полета, начальной
скорости катапультирования, аэродинамики кресла и его веса.
На рис. 7.11 показано влияние на траекторию кресла индикатор-
ной скорости Vt полета при Vo = 20 м/с, на рис. 7.12 — начальной
скорости катапультирования при Vi = 1000 км/ч. Графики эти
получены расчетом [39] из более строгих уравнений движения крес-
ла при G = 160 кгс; cxF = 0,7; cyF = — 0,1 и х = 20°. Чем выше
скорость полета, тем больше силы X, Y и более пологой становится
траектория кресла. Это объясняется тем, что сила У направлена
вниз, а с увеличением силы X перемещение кресла за единицу
времени в направлении оси х возрастает.
Поднять траекторию можно за счет уменьшения cxF и cyF,
но это связано с усложнением катапультной установки и эффект
получается небольшим. Увеличение веса кресла также несколько
повышает траекторию, так как с увеличением веса возрастает со-
противление расширению пороховых газов. В связи с этим порох
сгорает более полно, скорость Уо остается примерно той же, а пере-
грузки и ускорения торможения уменьшаются. Основным сред-
ством повышения траектории кресла является увеличение начальной
скорости катапультирования. Чтобы обеспечить безопасное поки-
дание современного самолета во всем диапазоне скоростей полета,
нужно, чтобы Ио > 30 м/с.
5.3. Зависимость между начальной скоростью катапультирова-
ния и максимальной высотой подброса кресла Д/7 можно оценить,
используя условие равенства полных энергий кресла на вершине
и в начальной точке траектории:
H0G 4- O,5mV6 = HmaxG + 0,5mV2K.
Здесь первые члены в левой и правой частях равенства представ-
ляют собой потенциальную, а вторые — кинетическую энергию.
282
[4а вершине траектории вертикальная скорость Ук — 0. Поэтому
высота траектории
ДЯ = Ятах-Яо = ^-- (7ЛЗ)
Отсюда ____
V0 = V2g&H. (7.14)
Современная парашютная система обеспечивает безопасное при-
земление с Н = 45 4- 50 м. При этом потребная начальная скорость
катапультирования
уо = /2 • 9,81 - 50 « 31 м/с.
§ 6. Параметры катапульты и пути повышения
начальной скорости катапультирования
6.1. Перегрузки кресла при движении по направляющим. Необ-
ходимую начальную скорость Уо кресло приобретает на сравнитель-
но небольшом пути, равном ходу So штока стреляющего механизма
(см. рис. 7.7). Ход этот ограничен
размерами кабины и для одноместно-
го самолета не превышает 0,8—1 м.
Поэтому кресло движется по направ-
ляющим с большим ускорением, что
вызывает, хотя и кратковременно,
большие перегрузки
Рг
П~ G ’
где Рг — сила пороховых газов. При-
мерный характер изменения силы Рг по
ходу S штока показан на рис. 7.13.
Пороховые газы давят на цилиндр и некоторое время после его отде-
(7-15)
ления от штока, поэтому сила в конце хода штока не равна нулю.
Предельная перегрузка в направлении «голова— таз», которую
может переносить человек в течение 0,1 с, несколько превышает 20.
Стреляющий механизм проектируют так, чтобы максимальная пе-
регрузка не превышала 20.
6.2. Зависимость между Vo и «max найдем, записав уравнение
баланса энергии кресла в момент отделения его от кабины — сумма
кинетической и потенциальной энергий кресла равна работе газов
стреляющего механизма на пути 30:
0,5тУп + GS0 cos х = Рг maxT]S0 = nmaxGr]S0. (7.16)
Здесь Ргтак — максимальное значение силы пороховых газов
(рис. 7.13); ц — коэффициент полноты диаграммы (рис. 7.13); для
стреляющих механизмов с одним пиропатроном г] = 0,65 4- 0,75.
283
Из уравнения (7.16)
Vo = K2S0g-(/гтахт| — cosx). (7.17)
Полагая nmax = 20; So = 1 м; cosx = 1 и г] = 0,65, по формуле
(7.17) получаем
Vo = /2- 1 -9,81 (20-0,65— 1) « 16 м/с.
Здесь приняты типичные значения So и i] и предельное значение
п.тах- Поэтому найденное значение Vo можно рассматривать как
среднее для реальных условий. Для современных самолетов такое
значение Vo мало, так как при этом спасение экипажа на больших
скоростях полета, а также при разбеге и пробеге не обеспечивается.
6.3. Пути увеличения Vo. Как видно из уравнения (7.17), на-
чальную скорость катапультирования можно увеличить за счет
увеличения коэффициента полноты диаграммы т], наклона направ-
ляющих кресла х и хода штока So. Максимальная перегрузка на-
ходится на пределе физиологических возможностей человека, и
здесь резерва практически нет. *
Увеличить т| можно, применяя стреляющий механизм с допол-
нительными пиропатронами. Использование трех патронов позво-
ляет при последовательном их срабатывании достичь т] «= 0,9 и по-
лучить Vg = 25 м/с практически без увеличения птах.
Угол х наклона рельсов изменяется в небольших пределах
(15—20°), в некоторых случаях он достигает 30°. Увеличение х,
приводя к некоторому росту Vo, делает, однако, траекторию более
пологой, так как уменьшается вертикальная составляющая скорос-
ти. Практически увеличение х мало влияет на Vo.
Рабочий ход штока можно увеличить до 2—3 м, применяя со-
ставной телескопический механизм. Это позволяет повысить Vo.
Однако чем больше ход, тем сильнее аэродинамические силы от-
клоняют назад кресло, вышедшее в поток. При этом увеличивается
угол наклона стреляющего механизма, уменьшается вертикальная
составляющая начальной скорости катапультирования и траекто-
рия становится более пологой. При больших индикаторных ско-
ростях телескопический стреляющий механизм не обеспечивает
безопасную траекторию. Кроме того, из-за поворота стреляющего
механизма сила пороховых газов действует в направлении силы
сопротивления, что приводит к увеличению перегрузки.
Кардинально проблема увеличения Vo решается применением
комбинированного стреляющего механизма. Последний позволяет
получить Vo 30 м/с, благодаря чему становится возможным спа-
сение экипажа на всех режимах полета самолета, на разбеге и про-
беге. Тяга ускорителей, применяемых на катапультных установках
Руск = 34-4 тс, время работы /уск = 0,10 4-0,25 с.
Потребные значения Руск и /уск можно оценить, зная потребную
начальную скорость Уопотр катапультирования, скорость Кос.м.»
создаваемую стреляющим механизмом, и вес катапультной ус-
тановки. Используем с этой целью выражение для потребного
284
импульса:
/’уск/уск = mW. (7.18)
Здесь ДУ = °П0^п(рУ—Cx)C0SX — приращение скорости, сообщаемое
креслу ускорителем;
р — угол между осью сопла ускорите-
ля и осью стреляющего механизма
(см. рис. 7.9); обычно р = 55 -4-60°.
Под /опотр здесь понимается вертикальная составляющая ско-
рости катапультирования, так как именно она определяет высоту
подброса кресла. По выражению (7.18), зная ДУ и G, можно найти
потребный импульс, а затем, задаваясь тягой ускорителя или вре-
менем его работы, найти соответственно потребное время или тягу.
Пример. Если ДЕ = 15 м/с; G = 200 кгс, то
—пг15 =
Принимая Руск = 3000 кгс, находим, что /уск =0,1 с.
6.4. Перегрузки кресла с работающим ускорителем определя-
ются по формулам
п — Х ~ sin • п — Руск cos ft (7 1Ql
пх — G , пу— G . п •lv)
Поскольку тяга ускорителя направлена против аэродинамической
силы сопротивления, перегрузки кресла в момент выхода из ка-
бины уменьшаются по сравнению с перегрузками, которые испы-
тывает кресло без ускорителя, а перегрузка пу может даже менять
знак.
Пример. Пусть V[ = 1200 км/ч; G = 160 кгс; Руск *= 3000 кгс; 0 = 60°;
cxF = 0,5; CyF = —0,15. Тогда перегрузка в направлении оси х без ускорителя
_ схГрУ2 _ 0,5- 1 ( 1200 у _
х 20 2 • 160 • 8 \ 3,6 } '
с ускорителем
X — /’уск sin ₽ 3520 — 3000 • 0,87
пхуск— q — 16о — &,Ь.
То же в направлении оси у:
пу = — 6,6; пУуск = 2,8.
§ 7. Воздействие перегрузок и скоростного напора
на летчика
7.1. Действие перегрузок. При попадании кресла с летчиком
в поток аэродинамические силы вызывают перегрузки, которые
определяются по формулам (7.11). Подъемная сила, направленная
285
вниз, вызывает перегрузку в направлении «таз — голова» Э-т
сравнительно небольшая перегрузка переносится человеком тяже
ло. Сила лобового сопротивления вызывает перегрузку в напоав
лении «спина — грудь». При V, = 1200 км/ч она может достигать
25—30 и близка к предельной, которую может выдержать че-
ловек.
Если катапультная установка снабжена комбинированным стре-
ляющим механизмом, перегрузки определяются по формулам (7.19).
В этом случае за счет тяги ускорителя перегрузка в направлении
оси х существенно уменьшается, а в направлении оси у она даже
может менять знак. В последнем случае она действует в направле-
нии «голова — таз» и поэтому легче пере-
носится человеком.
Линия действия аэродинамических сил
(ц. д.) обычно проходит несколько ниже
центра тяжести (ц. т.) кресла с летчиком
(рис. 7.14). Это, а также начальный им-
пульс от стреляющего механизма, обуслов-
ливает вращение кресла с летчиком голо-
вой вперед. Вращение оказывает вредное
влияние на организм. Предельная угловая
скорость, которую может перенести чело-
век, составляет 2 об/с. При вращении крес-
ла, к тому же, возникают дополнительные
перегрузки, которые складываются с пере-
грузками от действия воздушного потока.
Нежелателен и поворот кресла, так как в этом случае лобовое
сопротивление создает перегрузку в направлении «таз — голова»,
которая переносится человеком значительно хуже, чем перегруз-
ки в направлении «спина — грудь».
Комбинированное действие больших перегрузок, меняющихся
по направлению и величине, а также вращение кресла могут вызвать
разброс рук и ног, удары головой о кресло и пр. Чтобы избежать
повреждения конечностей, их фиксируют относительно кресла с
помощью специальных захватов и ограничителей. Чтобы обеспе-
чить устойчивый полет кресла после катапультирования, его снаб-
жают специальными стабилизирующими устройствами.
7.2. Влияние скоростного напора на организм человека начина-
ет сказываться при индикаторной скорости свыше 700 км/ч, когда
возможны повреждения лица и глаз, а также дыхательных путей.
Для защиты от воздействия скоростного напора иногда используют
специальные шторки, которыми летчик закрывает лицо, или фонарь
кабины, который при катапультировании автоматически устанав-
ливается впереди летчика. Шторка, однако, пригодна лишь до
Vt = 900 км/ч. Гермошлемы с высотно-компенсирующими костю-
мами, применяемые летчиками сверхзвуковых самолетов, обеспе-
чивают надежную защиту лица и тела при катапультировании с ин-
дикаторными скоростями полета 1000—1100 км/ч, а высотные
286
скафандры — при 1200—1300 км/ч. Покидание самолета на более
высоких скоростях полета возможно в специальных капсулах или
отделяемых кабинах.
§ 8. Конструкция катапультной установки
Современная катапультная установка представляет собой слож-
ный агрегат. Она состоит из кресла, стреляющего механизма (ком-
бинированного стреляющего механизма), эксплуатационных систем,
используемых летчиком в нормальном полете, и систем, обеспечи-
вающих аварийное покидание самолета. На кресле обычно разме-
щают носимый аварийный запас и систему кислородного питания.
Существует большое разнообразие конструктивных схем катапульт-
ных установок, отличающихся друг от друга конструкцией кресла,
стреляющего механизма и си-
стем. Ниже рассмотрены особен-
ности конструкции кресла и ос-
новные системы одной из типич-
ных катапультных установок.
8.1. Кресло (рис. 7.15) состоит
из силового каркаса 4, чаши си-
денья 5, спинки 2 и заголовни-
ка 1. Силовой каркас обычно
включает две продольные балки.
Иногда их роль выполняет кор-
пус комбинированного стреляю-
щего механизма. На силовом
каркасе смонтированы агрегаты
всех систем установки. На нем
же крепят ролики, которые обес-
печивают фиксацию кресла на
направляющих и его перемеще-
ние при катапультировании. На
передней стенке чаши установ-
лена ручка 7 управления ката-
пультированием, сбоку — боко-
вые ограничители колен 6, на
которых обычно смонтированы
ручки управления эксплуатационной
Рис. 7.15
системой плечевого притяга
и системы открытия замков фиксации. Впереди снизу чашн закреп-
лены подножки 8 и устройство 9 для захвата ног. К спинке кресла
крепятся ограничители 3 разброса рук.
8.2. К эксплуатационным системам кресла относятся система
фиксации летчика в кресле во время полета и система регулирова-
ния положения чаши кресла. Система фиксации позволяет летчику
наклоняться вперед, отклоняться назад и, если нужно, обеспечи-
вает его притяг к спинке. Для улучшения обзора и удобства уп-
равления самолетом положение чаши кресла можно регулировать
287
по росту летчика. Перемещается чаша с помощью электромеханиз-
ма. Для сохранения заданного эксцентриситета г силы тяги уско-
рителя (см. рис. 7.14) сопла двигателя кинематически связаны с
чашей. При перемещении чаши они поворачиваются.
8.3. Системы, обеспечивающие аварийное покидание самолета,—
это комбинированный стреляющий механизм, а также системы фик-
сации летчика в кресле при катапультировании, стабилизации
кресла, открытия замков фиксации летчика и управления ката-
пультированием.
Система фиксации летчика в кресле при катапультировании
обеспечивает принудительное притягивание летчика к спинке и
исключает разброс рук и ног. Система притяга и ограничители
разброса рук срабатывают до начала движения кресла. Они при-
водятся в действие автономным пиромеханизмом. Захваты ног сра-
батывают за счет инерционных сил ног летчика, возникающих при
перемещении кресла с ускорением вдоль направляющих.
Система стабилизации и основной спасательный парашют.
Современные катапультные установки обычно снабжены трехкас-
кадной парашютной системой, которая обеспечивает надежную ста-
билизацию кресла на всех этапах полета и спуск летчика. Вначале
вводится малый стабилизирующий парашют с площадью купола
0,15—0,20 м2 (ск = 1,3). Он разворачивает кресло головой назад,
стабилизирует движение кресла, тормозит и обеспечивает ввод в
действие второго стабилизирующего парашюта. Чтобы парашют
не затенялся креслом, он выпускается на достаточно длинной фа-
ле— 3...3,5 м. Второй стабилизирующий парашют с площадью
купола 1,5—2,5 м2 (сх = 0,7 4- 0,8) обеспечивает стабилизирован-
ный спуск кресла с большой высоты, торможение кресла до скорос-
ти 350—380 км/ч, допустимой для ввода в действие основного спа-
сательного парашюта, и ввод последнего. Основной спасательный
парашют обеспечивает приземление летчика.
Одним из основных требований к катапультной установке яв-
ляется требование высокой надежности спасения летчика. Это
достигается надежной работой систем установки, полной автомати-
зацией всего процесса спасения, блокировкой последовательности
срабатывания агрегатов и систем установки. Для катапультирова-
ния летчик должен выполнить лишь одну операцию — вытянуть
ручку управления катапультированием, расположенную на чашке
кресла. Надежная работа катапультной установки в значитель-
ной степени зависит от ухода за ней. Эксплуатация кресла требует
особого внимания, глубокого знания всех систем и особенностей
их работы, строгого выполнения требований инструкций по их об-
служиванию.
8.4. Отделяемые кабины применяют для спасения экипажа
на больших скоростях полета. Кабина изолирует экипаж от внеш-
ней среды, а соответствующие системы кабины обеспечивают необ-
ходимые жизненные условия при спуске. Чтобы избежать появ-
ления опасных по величине перегрузок торможения, отделяемые
288
кабины снабжают ракетными двигателями и органами стабилизации.
Ракетные двигатели служат также для отделения кабины и удале-
ния ее на безопасное расстояние от самолета. Для приземления ка-
бины используют парашютную систему или тормозные двигатели,
обеспечивающие мягкую посадку. Отделяемые кабины применяют
редко. Это объясняется, в основном, сложностью системы и утяже-
лением конструкции фюзеляжа. Применение их может быть оправ-
дано, если экипаж состоит из нескольких человек, расположенных
в одном отсеке.
§ 9. Последовательность работы
систем катапультной установки
Включает катапультную установку летчик вручную. Все даль-
нейшие операции происходят автоматически. Вначале срабатывают
системы, обеспечивающие фиксацию летчика в кресле, затем сбра-
сывается фонарь и поджигается пиропатрон комбинированного
Рис. 7.16
стреляющего механизма. После отделения кресла от самолета ав-
томаты обеспечивают ввод в действие первого, второго стабилизи-
рующих и основного спасательного парашютов через определен-
ные интервалы времени на заданных высотах (рис. 7.16). После-
довательность срабатывания элементов парашютно-спасательных
систем катапультной установки при покидании самолета на боль-
шой высоте и скорости полета показана на рис. 7.16.
В зависимости от высоты и скорости полета в момент ката-
пультирования задержка в срабатывании механизмов может со-
ставлять 0,1—2 с. Поэтому в автоматы вводится коррекция по
высоте, а в некоторых приборах и по скорости полета. Такие при-
боры, кроме часового механизма, имеют специальное анероидное
устройство, которое до определенной высоты (скорости) блоки-
рует часовой механизм, установленный на минимальную вы-
держку.
Значения статического и динамического давлений вводятся в
автоматы от системы ПВД; часовые механизмы автоматов вклю-
чаются при перемещении кресла по направляющим. На приборах
заранее устанавливают время и высоту задержки ввода в поток
основного спасательного парашюта. При этом если катапультипп
ванне произойдет на высоте, превышающей высоту задержки тп
открытие замков фиксации летчика и ввод в действие основного
парашюта происходят на высоте задержки. Если катапультипп
ванне совершается на высоте, меньшей высоты задержки замки
фиксации срабатывают в соответствии с временем задержки vc
тановленным на приборе. ’ у
При катапультировании во время разбега, пробега и полета
на малой высоте время отдельных операций сокращается а не
которые из них исключаются вообще. В частности, при катапуль"
тировании на разбеге или пробеге ввод и отстрел первого стаби-
лизирующего и ввод второго стабилизирующего парашютов про-
изводятся одновременно, без задержки по времени. Р
КОМПОНОВКА
Глава 8 И КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
1 ' НА САМОЛЕТЕ
§ 1. Требования, предъявляемые к размещению
и креплению двигателей
Размещая двигатели на самолете, руководствуются, в основном,
требованиями аэродинамики и удобств эксплуатации.
Установка двигателя должна создавать минимальное дополни-
тельное сопротивление и обеспечивать максимальное использова-
ние скоростного напора на входе в воздухозаборник. Тяга двигате-
ля должна как можно меньше влиять на характеристики устойчи-
вости и управляемости самолета.
Эксплуатационные требования, помимо общих, связанных с
удобствами технического обслуживания, включают предотвраще-
ние попадания частиц грунта во всасывающие устройства, снижение
тепловых потоков от двигателя к конструкции планера и уменьше-
ние воздействия выхлопных газов на взлетно-посадочную полосу.
Важным является также требование пожарной безопасности.
Конструкция узлов крепления двигателя определяется требо-
ваниями прочности и безопасности. Кроме общих требований до-
статочной прочности при наименьшем весе крепление двигателя
должно обеспечивать следующее:
— отсутствие напряжений в конструкции планера, вызванных
расширением частей двигателя при нагреве;
— поглощение вибрационных нагрузок от несбалансированности
вращающихся частей двигателя, винта и нестабильности потока
газов внутри двигателя;
— независимость работы конструкции планера от установлен-
ного на нем двигателя (корпус двигателя не должен быть включен
в силовую схему самолета);
— геометрическую неизменяемость системы «двигатель — пла-
нер» во всех случаях нагружения.
§ 2. Размещение двигателей на самолете
Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Вы-
бор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом
и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими
Данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы
размещения двигателей на самолете показаны на рис. 8.1.
Рис. 8.1
2.1. Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 8.1, а—д) обес-
печивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от
двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и
управляемость самолета. При этом влияние струи выхлопных газов
на хвостовое оперение практически отсутствует. Вес конструкции
узлов крепления двигателя получается небольшим.
Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников,
которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа
(рис. 8.1, а), по бокам фюзеляжа (рис. 8.1, г), в корневых частях
крыла (рис. 8.1, б) или сверху фюзеляжа (рис. 8.1, в, д).
Высокую степень использования скоростного напора обеспе-
чивает лобовой воздухозаборник (рис. 8.1, а), так как он обте-
кается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа
могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верхние
воздухозаборники. Применение таких входных устройств способ-
ствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом упро-
щается также размещение агрегатов оборудования и вооружения
в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.
Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусматри-
вают систему отсоса пограничного слоя.
К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отнести
дополнительные потери скоростного напора на поворот струи
и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов,
образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных ка-
налов.
2.2. Размещение двигателей на крыле (рис. 8.1, е, ж). Двигатели
могут располагаться в корневой части крыла или на консоли.
Двигатели, расположенные в корневой части крыла (рис. 8.1, е),
создают сравнительно небольшое дополнительное сопротивление
и незначительно влияют на балансировку самолета при отказе од-
ного из них. При этом двигатели могут располагаться либо позади
основного силового набора крыла (рис. 8.1, е), либо внутри сило-
вого кессона. В последнем случае они лучше вписываются в обводы
крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом
из-за необходимости создавать монтажные люки в силовых панелях
крыла. К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следу-
ет отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа
от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность
распространения пожара от двигателей на кабину и топливные от-
секи. При расположении двигателей в средней части и на конце кры-
ла эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесенные
по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благо-
даря чему вес конструкции крыла снижается.
Широкое распространение получила схема с расположением
Двигателей на пилонах под крылом (рис. 8.1, ж). Для уменьшения
интерференции двигатели стремятся расположить с большим выно-
сом вперед. К достоинствам такой схемы можно отнести следующее:
высокое аэродинамическое качество крыла;
293
— малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник)
и на выхлопе (нет удлинительной трубы);
— увеличение критической скорости флаттера за счет смещения
вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены дви-
гатели;
— удобные подходы к двигателю.
В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и не-
достатки:
— тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую,
но и на продольную устойчивость самолета;
— увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стре-
ловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;
— увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за
попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэро-
дрома.
2.3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бо-
кам хвостовой части фюзеляжа (рис. 8.1, з). Эта схема имеет сле-
дующие достоинства:
— отсутствие на крыле гондол способствует повышению его аэро-
динамического качества и более эффективному использованию ме-
ханизации;
— близость двигателей к плоскости симметрии самолета облег-
чает полет при отказе одного из них;
— снижается уровень шума и вибраций в кабине;
— снижается возможность попадания в двигатель частиц грунта
во время пробега и разбега самолета;
— уменьшается потребная высота шасси при том же посадоч-
ном угле, так как длина хвостовой части фюзеляжа в случае такой
компоновки становится меньше.
Вместе с тем эта схема приводит к некоторому увеличению ве-
са конструкции фюзеляжа и веса крыла, которое в этом случае
не имеет разгрузки от массовых сил двигателей. Из-за дополнитель-
ного загружения фюзеляжа изгибающий момент в его хвостовой
части может увеличиваться на 20—30%.
§ 3. Нагрузки на узлы крепления двигателей
На двигательную установку в общем случае действуют массовые
силы, сила тяги, реактивный момент, а также аэродинамическая
нагрузка. Массовые нагрузки включают вес двигательной установ-
ки, инерционные силы и гироскопический момент, возникающий
при эволюциях самолета. Величины нагрузок двигательной уста-
новки зависят от типа двигателя, расположения его на самолете
и маневренных характеристик самолета.
Расчетные величины нагрузок определяются в соответствии с
расчетными случаями норм прочности. Наибольшая величина вер-
тикальной силы Pvmax действует на двигательную установку при
криволинейном полете в вертикальной плоскости с перегрузкой
294
n max. Значительные по величине боковые силы Pz действуют на
двигатель в условиях скольжения самолета. Наибольшая величи-
на продольной силы Рх определяется максимальным значением си-
лы тяги, которая развивается при опробовании двигателя на сто-
янке.
На узлы крепления двигателя передаются вибрационные нагруз*
ки от неуравновешенных масс двигателя и винта. Расчетные пере-
грузки для крепления двигателя из-за вибраций обычно принимают
несколько большими, чем для остальных частей самолета.
3.1. Массовые силы определяются произведением веса бд.у
двигательной установки на расчетную перегрузку п = n3f, где
пэ и f — эксплуатационная перегрузка и коэффициент безопас-
ности для данного расчетного случая.
Вес двигательной установки включает в себя вес двигателя Одв
с закрепленными на нем агрегатами, а также вес моторамы, узлов
крепления двигателя, капотов и гондол. Для самолетов с ТВД
с учетом веса воздушных винтов
Сд.у = 4- 2,2) Сдв,
для самолетов с ТРД
бд.у = (1,2 4-1,6) Одв.
Нижний предел относится к двигателям с большим удельным весом,
верхний — к более легким двигателям.
- 3.2. Гироскопический момент. При вращении самолета вокруг
оси г (ввод или вывод из пикирования) в плоскости кг (рис. 8.2)
возникает гироскопический
момент
Л1г# ~ JX рот®х рот®2, (8.1)
где Jx рот — момент инерции
вращающихся масс
(ротора) двигателя
и винта относитель-
но оси их враще-
ния, кгс-м-с2;
рот— угловая скорость
вращающихся масс
двигателя, с-1;
—угловая скорость вращения самолета вокруг оси г, с-1.
Момент Мгу стремится повернуть ось гироскопа (ротора двига-
теля) кратчайшим путем так, чтобы вектор а>*рОт совпал с векто-
ром ш2.
При вращении самолета вокруг оси у с угловой скоростью а>у
(штопор) действует гироскопический момент
Л1гр = J X ротОЗх рот^у' (8*2)
295
Величины момента инерции ротора А рот и угловой скорости
зависят от конструкции двигателя и режима его работы. Для тур-
бореактивных двигателей в зависимости от расхода воздуха Jxp0T =
= 14-3 кгс-м-с2 и более, для турбовинтовых двигателей с учетом
момента инерции винта J*p0T = 25 ч- 50 кгс-м-с2. Угловые ско-
рости и со*- могут быть определены в соответствии с расчетным
случаем.
Пример. Определить величину гироскопического момента Мгу при выводе
самолета из пикирования, если известно, что иг = 0,8 с~', 7хрот = 1,6 кгс X
X м • с2, число оборотов п = 11 500 об/мин, или рот = 1200 с-1.
Гироскопический момент
Мгу = 1,6 • 1200 • 0,8 г== 1540 кгс м.
3.3. Реактивный момент. У самолетов с поршневыми и турбо-
винтовыми двигателями на узлы крепления двигательной установки
передается реактивный крутящий момент Мх, направленный в сто-
рону, противоположную вращению винта:
= 716,2 ~ кгс м, (8.3)
где N — мощность двигателя, развиваемая на валу винта, л. с.;
п — число оборотов винта в минуту.
Для устранения реактивного момента иногда на двигателе
устанавливают винты с противоположным направлением вращения.
У самолетов с реактивными двигателями, которые не создают зак-
ручивания газовой струи после выхода из сопла, реактивного мо-
мента нет.
3.4. Аэродинамическая нагрузка, действующая на капоты и гон-
долы двигателя, определяется из продувок. Эта нагрузка невелика.
Обычно ее учитывают только при расчете местной прочности капотов,
гондол и воздушных каналов.
§ 4. Конструкция и нагружение
элементов крепления двигателей
Двигательная установка крепится к самолету при помощи про-
странственных стержневых конструкций. Их силовые схемы опре-
деляются типом двигателя и размещением его на самолете.
Узлы крепления двигателя обычно устанавливают в двух плос-
костях, перпендикулярных к его продольной оси. Основные узлы
стремятся расположить как можно ближе к центру тяжести двига-
теля. Вспомогательные узлы располагают на значительном расстоя-
нии от основных, с тем чтобы уменьшить величину действующих
на них сил. Фиксация двигателя в осевом направлении осуществ-
ляется в плоскости основных узлов.
Для обеспечения геометрической неизменяемости конструкции
крепления двигателя нужно иметь минимум шесть стержней, на-
правления которых не пересекали бы одну прямую. С целью повыше-
296
ния живучести, однако, фермы крепления двигателей часто выпол-
няют с числом стержней больше шести.
Элементы крепления двигателя (узлы, стержни, подкосы) вы-
полняют из высокопрочной стали — обычно хромансиля. терми-
чески обработанного до ов = 120 4- 150 кгс/мм2.
Рассмотрим несколько типичных силовых схем крепления дви-
гателей. Анализ работы конструкции будем вести отдельно от со-
ставляющих Ру и Pz полной нагрузки, приложенной в центре
тяжести двигателя.
4.1. Турбовинтовые двигатели крепят к самолету при помощи
ферм (моторам), обеспечивающих необходимый вынос винта отно-
Рис. 8.3
сительно конструкции планера (рис. 8.3, а). В рассматриваемой
схеме двигатель крепится в пяти точках. Передние боковые узлы
1 и Г закреплены на плоских фермах 4—1—5 и 4'—Г—5', задние
узлы 2 и 2' — на фермах 5—2—6 и 5'—2'—6'. Нижний узел 3 свя-
зан с конструкцией планера стержнями 3—5 и 3—5'.
Вертикальная сила Ру уравновешивается в узлах 1, Г и 2, 2'
(рис. 8.3, б) реакциями R\y, RVy и R2y, R2'y- Величины этих реакций
можно определить, распределяя нагрузку Ру по правилу рычага
между узлами 1 и 2. Сила Riy воспринимается плоской фермой
4—1—5, а сила R2y — фермой 5—2—6. Аналогично передаются
усилия RVy и R2’y.
Продольная нагрузка Рх уравновешивается в общем случае на
всех пяти узлах крепления двигателя. В случае, когда сила Рх
лежит в плоскости 1—Г — 2’—2, она воспринимается растяже-
нием стержней боковых плоских ферм 4—1—5 и 4’—Г—5' (реак-
ции RX1C и RVx на рис. 8.3, б).
Уравновешивание боковой силы Pz показано на рис. 8.3, в.
Для поглощения вибраций двигателя и винта предусматривают
амортизаторы (рис. 8.4). Их можно устанавливать в узлах-цапфах
297
1 и Г (рис. 8.3), а также вместо подкосов 2—6 и 2'—6'. На рис. 8.4
показана типовая конструкция упругого подкоса-амортизатора,
в котором .в качестве упругого элемента использованы резиновые
кольца, работающие на сдвиг. Модуль упругости резины на сдвиг
сравнительно небольшой, поэтому такой амортизатор получается
достаточно мягким.
4.2. Реактивные двигатели, расположенные в гондолах, внут-
Рис. 8.5
ри фюзеляжа или крыла крепят непосредственно к конструкции
планера. Крепление может быть симметричным и несим-
метричным.
Один из вариантов симметричного крепления ТРД,
расположенного в фюзеляже, показан на рис. 8.5. Дви-
гатель закреплен тремя узлами. Продольная сила Рх и
вертикальная Рь, действующие в плоскости симметрии,
уравновешиваются на основных узлах А, А' и вспомога-
тельном узле В. Боковая сила Pz воспринимается толь-
ко узлами А и А'. От действия нагрузки 0,5Рх, прило-
женной к цапфе 4 (рис. 8.6, а, в], стержень 5 работает на
сжатие, кронштейн 3 ис-
пытывает местный изгиб.
Уравновешивается сила
0,5Рх на продольных
балках 1 фюзеляжа, при-
крепленных к обшивке.
Момент 0,5Pyz вслед-
ствие эксцентриситета
силыО,5Рж относительно
обшивки (рис. 8. 6, в)
передается в виде пары
сил Тш на усиленные
шпангоуты 2 и 6 (рис.
8.6, а). Уравновешива-
Рис. 8.4
ние вертикальной силы
0,5Ри показано на рис.
8.6, б. Узел В (рис. 8.5) обеспечивает свободу продольных пере-
мещений корпуса двигателя относительно фюзеляжа при нагреве.
Правильное положение двигателя при установке на самолет
достигается регулировкой стержней 5 узлов А, А' (поворот двига-
теля в горизонтальной плоскости) и узла В (поворот в вертикальной
плоскости).
На рис. 8.7 показан другой вариант крепления ТРД в фюзе-
ляже. Двигатель закреплен в двух плоскостях, нормальных к его
оси, при помощи плоских ферм 1—2 и 4—3—5, стержни которых
крепятся к усиленным шпангоутам, и штыревого узла А, смон-
тированного на продольной балке п — п фюзеляжа.
Вертикальная нагрузка Ру воспринимается фермами 1—2 и
4__3__5. Продольная сила Рх передается на узел А и далее через про-
дольную балку на обшивку. Момент, вызванный эксцентриситетом
298
Рис. 8.7
приложением силы Рх относительно узла А, воспринимается этими
же фермами совместно с узлом А. 4
В передаче боковой силы Pz участвуют все перечисленные эле
менты крепления двигателя. В качестве примера рассмотрим урав-
новешивание части боковой силы Р'г, действующей в плоскости
фермы 1—2 (рис. 8.8). В этом случае стержни 1 и 2 работают на рас
тяжение — сжатие от сил Т?2 и 7?х. На узел А передается сила
р I *
~ /j > где I и h соответственно расстояние от точки О до оси
двигателя и до узла А.
Узлы В, В' (рис. 8.7) воспринимают нагрузки Ри и Р от (boo
сажных камер и выполнены так, что не стесняют свободу осевых и
радиальных деформаций корпуса форсажных камер относительно
Узел А (рис. 8.9) состоит из силового стержня 1, закрепленного
шарнирно в точке О, и связанного с ним клина 2. При установке
двигателя на самолет клин 2 находится в крайнем верхнем положе
нии, что обеспечивает некоторый люфт стержню 1 После уста
новки двигателя люфт выбирается опусканием клина 2 Стержень
1, зафиксированный клинодг, работает от действия силы Р на по-
перечный изгиб как двухопорная балка с консолью “
Несимметричное крепление ТРД (рис. 8.10, а) представляет со-
бой пространственную стержневую систему, состоящую из двух
плоских горизонтальных ферм 1—4—6, 3—5—7 и вертикального
стержня 2.
Сила Рх (рис. 8.10, б г) воспринимается растяжением_сжа-
тием стержней 4 (5) и 1 (3) — (рис. 8.10, в). Момент Му = Рхе,
300
возникающий вследствие эксцентриситета силы Рх относительно
узла А, воспринимается стержнями 1 (3) и 6 (7) — (рис. 8.10, г).
Сила Ру (рис. 8.10, д) воспринимается вертикальным стержнем
Моменты Мг и Мх, возникающие из-за несовпадения линии дей-
ствия силы Ру с осью стержня 2, воспринимаются горизонтальными
плоскими фермами 1—4—6 и 3—5—7. На рис. 8.10, д моменту Mz
соответствует пара сил Q, а моменту Мх — пара сил Т.
Сила Pz уравновешивается соответствующими усилиями в стерж-
нях 1, 6, 3, 7. Стержень 2 от действия Рг не работает.
§ 5. Расчет крепления двигателей на прочность
5.1. Определение усилий в стержнях. Если ферма крепления
двигателя имеет больше шести стержней, то она статически неопре-
делима. Порядок статической неопределимости при этом опреде-
ляется количеством лишних стержней. Раскрыть статическую не-
определимость можно используя, например, метод сил.
301
Рассмотрим в качестве примера расчет восьмистержневой сим!
метричной конструкции крепления двигателя (рис. 8.11). Такая
ферма дважды статически неопределима. Однако если учесть сим-
метрию конструкции, то ее можно рассматривать как один раз ста-
тически неопределимую систему. Это объясняется тем, что от дей-
ствия любого вида нагрузки Р( в симметричных стержнях фермы
усилия будут равны по величине.
Расчет фермы удобно вести отдельно от сил Рх, Ру и Pz, прило-
женных в центре тяжести двигателя (рис. 8.11, а). Окончательная
величина усилия St в t-м стержне определится алгебраической сум-
мой усилий, получающихся из расчета основной системы от состав-
ляющих сил:
Sc = Sxi -j- Sgi -j- S^. (8.4)
Например, от силы Py усилие в t-м стержне
Syi = (S0 + SX)Py> (8.5)
где So— усилие в t-м стержне основной системы (рис. 8.11, б) от
единичной нагрузки Ру — 1;
S — усилие в t-м стержне от единичных сил = Х2 = 1,
действующих в обоих симметричных «лишних» стержнях
(рис. 8.11, б);
X — усилие в^ «лишних» стержнях при действии внешней на-
грузки Ри = 1.
302
\ Величина неизвестного усилия X определится из решения ка-
нонического уравнения
\ X6U + dip = 0, (8.6)
где коэффициенты
У = (8.7)
Здесь1/, F, Е — соответственно длина, площадь поперечного се-
чения и модуль упругости материала i-ro стержня.
Расчет усилий Sxi и Szi от нагрузок Рх и Рг проводят анало-
гично.
5.2. Проверка прочности. По найденным суммарным усилиям
определяют напряжения в стержнях фермы. Напряжения в стерж-
нях, работающих на растяжение, сравнивают с разрушающими
напряжениями на растяжение. Сжатые стержни проверяют на ус-
тойчивость.
Глава 9 УЗЛОВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ ]
/
Отдельные части самолета соединяются между собой посред-
ством узловых соединений. Последние могут быть неразъемными или
разъемными.
Неразъемные соединения получают клепкой, сваркой, пайкой
или склеиванием сочленяемых деталей. К числу таких соединений
относятся, например, соединения обшивки со стрингерами и нер-
вюрами, нервюр со стенками лонжеронов и т. д. Для неразъемных
соединений характерно то, что их разборка сопряжена с разруше-
нием крепежных деталей или даже самих сочленяемых элементов.
Разъемные соединения в зависимости от степени их подвижности
под нагрузкой подразделяются на неподвижные, малоподвижные
и подвижные.
Неподвижные соединения обеспечивают неизменяемое взаимное
положение сочленяемых деталей, но, вместе с тем, допускают и их
разборку. К таким соединениям относятся стыки отъемной части
крыла с центропланом, киля с фюзеляжем, отдельных частей фю-
зеляжа между собой и т. п.
Малоподвижные соединения характеризуются тем, что относи-
тельные перемещения сочленяемых деталей происходят сравнитель-
но редко, процесс взаимного перемещения кратковременен и проис-
ходит под действием относительно небольших нагрузок. К таким
соединениям можно отнести узлы крепления подкосов убирающих-
ся стоек шасси, узлы навески крышек люков и др.
Подвижные соединения характеризуются частой повторяе-
мостью взаимных перемещений сочленяемых деталей и значитель-
ными нагрузками, действующими на элементы как в неподвижном
положении, так и в процессе взаимного перемещения их. К таким
соединениям относятся, например, узел крепления рычага подвески
колеса к стойке в рычажной схеме шасси, узел крепления крыла
изменяемой стреловидности, крепление управляемого стабилиза-
тора, шарнирные соединения проводки управления рулями, шар-
ниры навески рулей и т. п.
Правильная оценка степени подвижности соединения играет
большую роль в расчетах прочности узлов, поскольку от этого за-
висит выбор допускаемых напряжений смятия.
Надежность конструкции планера в значительной степени оп-
ределяется надежностью узловых соединений, которые в силу спе-
304
цифики конструкции всегда имеют участки с повышенной концент-
рацией напряжений и поэтому относятся к числу «слабых» элемен-
тов в отношении усталостной прочности. Надежность узлового
соединения, как и всех других деталей, закладывается в начальной
стадии проектирования, когда выявляются нагрузки на соединение
и рассчитывается его прочность. Анализ нагружения и работы
узловых соединений весьма сложен. Последнее объясняется тем,
что распределение усилий между элементами узлового соединения
зависит не только от его конфигурации и характера нагрузок, но
и от технологии изготовления и сборки соединения, а также от
условий эксплуатации. Наличие рисок и забоин, коррозия, ослаб-
ление соединения с течением времени меняют распределение на-
пряжений в соединении. Учесть эти факторы трудно. Поэтому
разъемные узлы рассчитывают на нагрузку, которая на 25% превы-
шает расчетную нагрузку соединяемых деталей. Это равносильно
увеличению коэффициента безопасности для узловых соединений
в 1,25 раза.
Элементы узла изготовляют обычно из стали или дуралюмина,
болтовые пары и винты — преимущественно из высокопрочных ста-
лей типа хромансиль, заклепки — из стали или дуралюмина.
В последние годы с целью экономии веса крепеж иногда выпол-
няют из титановых сплавов. Уменьшение веса при этом достигается,
главным образом, за счет повышения усталостной и частично ста-
тической прочности крепежа, а также за счет некоторого умень-
шения свободных концов склепываемых листов — расстояний от
линии заклепок до краев листов. Замена стального крепежа тита-
новым позволяет сократить вес последнего примерно вдвое и об-
легчить вес конструкции планера самолета на 3—6%.
Расчет неразъемных соединений был дан в гл. 3. Ниже рассмат-
риваются разъемные соединения. К наиболее типичным узлам
самолета относятся узлы сочленения отъемной части крыла с цент-
ропланом. Поэтому ниже, в основном, рассматривается конструк-
ция, нагружение и расчет лишь стыковых узлов крыла.
к Стыковые узлы лонжеронных крыльев разделяются на момент-
ные, т. е. узлы, которые обеспечивают передачу поперечной силы и
момента, и шарнирные, которые передают лишь поперечную силу
и не передают момента. В моноблочных крыльях стык осуществ-
ляется многоболтовым соединением по контуру сечения несущего
кессона.
§ 1. Узлы лонжерона
1.1. Нагружение стыковых узлов лонжеронного крыла от сил
Qx> Qy и моментов А4Х, М.у показано на рис. 9.1. Проушины перед-
него лонжерона при этом нагружаются усилиями
Л/ = У2±У1«-^-±-^_;
T = 0,25Qx; S^O.5^,
305
где Л!х — изгибающий момент переднего лонжерона, определяе-
мый из расчета корневого сечения крыла;
— реакция по переднему лонжерону, определяемая из ус-
ловия равновесия крыла;
S — сила, приходящаяся на одно ушко.
Нагрузки узла заднего
лонжерона определяются по-
добным образом.
1.2. Конструкция момент-
ных узлов. Узлы могут быть
сборно-клепаной или монолит-
ной конструкции.
Основными элементами уз-
ла сборно-клепаной конструк-
ции (рис. 9.2, а) являются
башмак 1 с проушиной, стойка
2 и стыковочные болты. Баш-
мак соединяется с поясом лон-
жерона и стойкой, которые в
свою очередь соединены со
стенкой. Осевая сила пояса
Рис. 9.1
срезом болтов передается на
башмак, откуда смятием проушины и срезом стыкового болта — на
ответные проушины узла центроплана. Основное назначение стой-
ки заключается в передаче поперечной силы стенки на верхний и
Рис. 9.2
нижний башмаки узла. Кроме того, стойка работает на изгиб, вос-
принимая совместно с поясами лонжеронов момент, который воз-
никает из-за эксцентриситета силы стыкового болта относительно
точки, лежащей на линии пересечения оси стойки и оси центров
тяжести сечений пояса.
В монолитной конструкции (рис. 9.2, б, в) башмак и стойку вы-
полняют заодно с поясом и стенкой. Проушины могут распола-
гаться в вертикальной плоскости, т. е. в плоскости узла
(рис. 9.2, а, б), или в горизонтальной (рис. 9.2, в). В последнем
случае узел получается более компактным по высоте. Основное до-
306
стоинство такого узла в том, что в нем уменьшается или полностью
силы и осевых сил
устраняется эксцентриситет силы в поясе по отношению к силе на
стыковочном болте. Чтобы исключить изгиб ушка от вертикаль-
ных сил и уменьшить местный изгиб пояса лонжерона и стойки,
узлы иногда дополняют средним ушком (рис. 9.3), которое обеспе-
чивает передачу поперечной силы. Конфигурация узла с раздель-
ными элементами для передачи поперечной ------ - -------
поясов получается сравнительно простой.
Концентрация напряжений в таком узле
невелика, надежность его выше, чем уз-
лов, у которых ушки нагружаются одно-
временно продольными и поперечными
силами. С целью повышения надежности
узла и улучшения условий работы сты-
ковых болтов на срез стремятся узлы
делать многоушковыми. Такая конструк-
ция относится к числу безопасно разру-
шаемых. В этом случае разрушение од-
ного ушка еще не означает разрушения
всего соединения.
1.3. Расчет на прочность рассмотрим на примере узла, выпол-
ненного как одно целое с лонжероном (рис. 9.4).
Стыковочный болт рассчитывается на срез. Условие прочности
имеет вид
— р
Т — 0,25mnda Тв’
(9-1)
где Р = ]/№ + (0.57?)2 « N — сила, приходящаяся на стыковой
болт;
d, т — соответственно диаметр болта и
число плоскостей среза;
тв «э 0,6ств — предел прочности материала болта
на срез.
Проушина узла проверяется на смятие и на разрыв. Условие
прочности проушины на смятие записывается так:
ст = -gj- стсм, (9-2)
где б — толщина проушины.
Напряжения смятия для неподвижных соединений принимают
в пределах
СТсм = (1,0-г-1,5) ств.
Нижний предел относится к неподвижным разъемным соединениям,
верхний — к неподвижным неразъемным.
Для малоподвижных соединений
стсм = (0,5 0,65) ств.
307
Для подвижных соединений ,
Псм = (0,2 4- 0,4) ств,
где ов — предел прочности материала на растяжение.
Большие значения коэффициента относятся к соединениям без
смазки, меньшие — к соединениям со смазкой.
Потребная ширина b уха определяется из условия его прочности
на разрыв
где k — коэффициент концентрации напряжений в проушине;
при b = 2d коэффициент k — 0,8.
Рис. 9.4
Размеры верхней проушины обычно меньше, чем нижней. Это
объясняется тем, что для верхней проушины расчетным случаем
на растяжение является случай D или D', в то время как для ниж-
ней — случай А или А', в которых нагрузка примерно в 2 раза
больше, чем в случаях Д и £>'.
Стойка работает на изгиб (рис. 9.4, а), на растяжение — сжатие
по схеме рис. 9.4, б в случае узла без среднего уха или на растя-
жение — сжатие по схеме рис. 9.4, в, если узел выполнен с раз-
дельными элементами для передачи поперечной силы и осевых сил
поясов.
Величина изгибающего момента, вызывающего изгиб стойки
и пояса,
m = Se~ Nf, (а)
где е, f — соответственно эксцентриситет силы S относительно оси
стойки и силы N относительно линии центров тяжести
сечений пояса лонжерона.
Приближенно, пренебрегая работой стенки на сдвиг, моменттп,
приходящийся на пояс, и момент /ист стойки можно найти, распре-
деляя момент т между стойкой и поясом пропорционально их жест-
костям при изгибе. Если принять за расчетную длину пояса рас-
308
стояние I между стойками, а для стойки — половину ее высоты h,
то
тп ___(EJ)n 0,5ft
^СТ (EJ)„l
Имея в виду, что
тп + /«ст = т,
найдем
_ 1
~ т 2 (£J)CTZ •
+ (EJ)nh
Здесь (EJ)n, (EJ)CT — жесткость при изгибе пояса и стойки соот-
ветственно.
Эпюры изгибающих моментов для стойки и пояса показаны на
рис. 9.4, а.
Рис. 9.5 Рис. 9.6
Для уменьшения изгиба уха, а также пояса и стойки эксцентри-
ситет е стремятся сделать по возможности меньше и, кроме того,
варьируют величину эксцентриситета f. Потребную величину /
можно определить из уравнения (а) при т = 0:
В схеме узла с раздельными элементами для передачи попереч-
ной силы и осевых сил поясов момент т практически равен нулю.
1.4. Узлы лонжерона стреловидного крыла. Если бортовая
нервюра принадлежит крылу (рис. 9,5, а), то сила Мл, действую-
щая в поясе лонжерона, раскладывается на два направления. При
этом проушину и стыковой болт рассчитывают от силы а соеди-
нение узла с поясом нервюры — от силы NH. При стреловидности
45° нагрузки, передаваемые с узла на борт фюзеляжа и на нервюру,
Равны друг другу, а при большей стреловидности нагрузка на
нервюру превышает нагрузку на фюзеляж.
Если бортовая нервюра принадлежит фюзеляжу (рис. 9.5, б),
то стыковые болты и проушины рассчитывают от силы N„.
1.5. Узлы лонжерона с горизонтальной базой (рис. 9.6) целе-
сообразны в концевых частях крыла, где тонкий профиль затрудняет
применение узлов других конструкций. Элементы такого узла ра-
ботают как консольные балки на изгиб, стыковые болты — от
309
9.7
усилий 2?! и R2 на срез. На рис. 9.6 показана эпюра изгибающих мо-
ментов для лонжерона консольной части крыла от сил Rt и Rt.
1.6. Шарнирный узел (рис. 9.7) состоит из башмака с проушиной
или выполняется непосредственно в стенке. В последнем случае
для увеличения площади смя-
тия под стыковочным болтом
стенку на участке проушины
утолщают или к ней привари-
вают две шайбы. Если башмак
алюминиевый, то для повыше-
ния прочности проушины на
смятие в нее впрессовывают
стальную втулку.
Нагружается узел силами
Q и N.
Прочность башмака прове-
ряют в сечении п — п от си-
лы N на растяжение и от мо-
мента QI — на изгиб. От этих
же усилий рассчитывают бол-
товое соединение башмака со
стенкой. Для этого находят
центр жесткости болтового со-
единения, переносят в него
силы Q и N и определяют момент М от переноса сил. Усилие Sz
на i-й болт (рис. 9.7) при этом определяется как геометрическая
сумма: _ _ _ _
S[ = Smi + Sjvi + Sqi,
где Smi = M -------усилие на болт от момента М при условии,
^ri
что все диаметры болтов соединения одинаковы;
Sni =-^- > Sq< = -----усилие на болт от силы N и Q соответ-
ственно;
п — количество болтов (заклепок).
Стыковой болт рассчитывается на срез, ушко — на разрыв и
смятие от силы
/? = ]/<?’ + №•
§ 2. Узлы стыковки моноблочного крыла с центропланом
Стыковка моноблочного крыла по панелям осуществляется при
помощи фитингов (рис. 9.8) или толстых лент (рис. 9.9), по стенкам
лонжеронов — посредством косынок или фитингов. В фитингах
предусматривают специальные гнезда или отверстия для постановки
стыковочных болтов.
В фитинговом соединении продольные растягивающие усилия
панели передаются растяжением болтов, сжимающие — контакт-
310
ними усилиями по торцам фитингов. Растягивающее усилие стыко-
вочного болта
,V = oSZ 4-.
ь
Рис. 9.8
где о — напряжение в панели, определяемое из расчета сечения
крыла по формулам § 4, 5 гл. 3;
t, 6 — соответственно шаг болтов и эквивалентная толщина
панели;
а, b — плечи сил в панели и в стыковочном болте относительно
грани фитинга (рис. 9.10).
Если а > Ь, то сила в болте больше силы, передающейся с па-
нели на фитинг, и, кроме того, из-за эксцентриситета сил (рис. 9.10)
возникает момент, стремящий-
ся раскрыть стык. Чтобы ис-
ключить это, болты размеща-
ют в плоскости действия уси-
лий панели и устанавливают
их с соответствующей затяж-
кой. Предварительная затяж-
ка благоприятно влияет на
работу соединения, способст-
вуя увеличению срока служ-
бы болтов по условиям уста-
лостной прочности. Объясня-
ется это, в основном, тем, что
в большинстве выполненных
Рис. 9.9
Рис. 9.10
311
конструкций на растягивающее усилие предварительной затяжки
накладывается сжимающее усилие от внешней нагрузки, благодаря
чему амплитуда напряжений снижается. Долговечность болтов
соединения при этом может увеличиваться в несколько раз. При
наличии предварительной затяжки касательные усилия панелей
передаются за счет сил трения в стыке, что также улучшает работу
соединения. Последнее, однако, в расчетах не учитывают, а прини-
мают, что сдвигающие силы панелей передаются срезом стыковочных
болтов. Сила среза болта
Т = qt.
где q — погонные касательные усилия обшивки от крутящего мо-
мента, поперечной и лобовой сил.
Если стенки соединяются между собой косынками или фитин-
гами, болты, соединяющие их, работают на срез. Если стенки меж-
ду собой не соединяются, поперечные силы стенок передаются так
же, как и в лонжеронном крыле.
Прочность болта проверяют на растяжение и на срез. Соглас-
но третьей теории прочности,
Оприв = 4- < °в. (9.4)
где F — площадь сечения болта.
Дополнительно к этому болт проверяют на растяжение на участ-
ке с резьбой:
л/
= -р- < <ТВ, (9.5)
где F' — площадь сечения болта по внутреннему диаметру резьбы.
В соединении, выполненном при помощи лент, усилия переда-
ются срезом стыковочных болтов и смятием лент. Условия работы
стыковочных болтов здесь более благоприятны. Однако вследствие
того, что монтаж соединения сложен и трудно добиться взаимозаме-
няемости деталей, такие узлы применяют реже.
В стреловидном крыле при наличии разъема в плоскости пере-
лома осей продольного набора стыковочные болты также работают
на срез и на растяжение. Растягивающие и сдвигающие усилия
при этом следует определять из расчета корневой части стреловид-
ного крыла.
§ 3. Шомпольное соединение
Многоушковое соединение (рис. 9.11), которое замыкается од-
ним длинным стержнем, называется шомпольным. Такое крепление
иногда используют для навески интерцепторов и тормозных щит-
ков, с помощью такого соединения можно крепить, например, носок
крыла, если его предполагается снимать в процессе эксплуатации,
и пр.
312
Расчет шомпольного соединения ведут так же, как и многоушко-
вого болтового соединения. Диаметр шомпола выбирают из кон-
структивных соображений и проверяют расчетом на прочность.
По условию смятия
d>—, (а)
VCM
где об — погонное нормальное усилие;
Осм — допускаемое напряжение смя-
тия материала петли (шомпо-
ла), принимаемое с учетом по-
движности соединения.
Из выражения (а) можно определить
минимальное значение диаметра шом-
пола.
Потребное число петель соединения
находят из условия среза шомпола:
ind2
65
61)
Рис. 9.11
(б)
где т — допускаемое напряжение среза материала шомпола.
Оптимальное значение шага а петель можно получить из условия
d — dmint
1 2ст<5ят
Толщину петли следует проверить также на разрыв.
§ 4. Влияние нагрева на работу узловых соединений
При нагреве изменяются физико-механические характеристики
материала, возможно возникновение температурных напряжений
в конструкции, усиливается влияние ползучести. Ползучесть ока-
зывает существенное влияние на работу узловых соединений. Плот-
ность узловых соединений достигается за счет начальной затяжки
болтов. При нагреве вследствие пластической деформации болтов
напряжения в них уменьшаются. В соответствии с этим уменьшается
и плотность соединения. Нормальные условия работы узла при этом
нарушаются и может наступить быстрое разрушение его. Поэтому
узлы, подвергающиеся нагреву, должны тщательно контролировать-
ся и затяжку их необходимо периодически возобновлять.
Рассмотрим работу болта контурного соединения крыла с цент-
ропланом (рис. 9.12). Сила, приложенная к болту через фланец,
Равна N. Под действием затяжки и силы N болт растягивается си-
лой Р, напряжения в нем
Р
Л ’
где Fj — площадь сечения стержня болта.
313
Определять изменение напряжений в болте вследствие ползу-
чести будем, пренебрегая ползучестью фланцев, а также полагая,
что материалы болта и фланца одинаковы. При этом напряжение
в стержне болта через время t после начала ползучести
а = а0 - Егп, (9.6)
где Оо — напряжение в стержне болта до начала ползучести;
еп—деформация ползучести болта;
Ei — модуль упругости материала болта;
Fa — площадь сечения фланца.
Р Ц5Р
Рис. 9.12
Рис. 9.13
Дифференцируя выражение (9.6) по t, получим
dcr р den
~dT ==~£‘~dT'
Если учитывать только стадию установившейся ползучести, то
скорость ползучести
-^2- = Аап, (9.8)
где А и п — коэффициенты, зависящие от свойств материала и
температуры болта [7].
Дифференциальное уравнение (9.7) с учетом выражения (9.8)
примет вид
-~- = — EAdt. (9.9)
Интегрируя уравнение (9.9) и учитывая, что напряжение в бол-
те до начала ползучести равно а0, получим окончательное выраже-
ние для определения напряжения в стержне болта через время t
после начала ползучести:
а -------------Е»--------. (9.10)
314
На рис. 9.13 показано изменение о по времени. Через время
. N
напряжение в болте снижается до величины crv = -у. что соот-
ветствует раскрытию стыка.
Пример. Определить время возобновления затяжки болтов контурного со-
единения, работающего при температуре Т = 500°С, если начальное натяжение
каждого болта Р — 3000 кгс не должно снижаться более чем на 30%. Материал
болтов — хромансиль, Е = 1,6 • 10е кгс/сма. Площадь поперечного сечения бол-
та р = 3 см2. Принять Л = 1,5 • 10~15, п = 3. Фитинги считать абсолютно жест-
кими.
Напряжение предварительной затяжки болта
Р 3000 „
а0 = -=- = —— = 1000 кгс/см2.
Г о
Минимально допустимые напряжения затяжки болта
а = а0 — 0,Зао = О,7ао = 0,7 • 1000 = 700 кгс/см2.
Далее из формулы (9.10) получим
/ а0 \п-1 , / 1000 \2 ,
~ -1 (“ТбГ
t = -3----------г =------------------------------- 217 ч.
(п— ПЛЕа^-1 2 • 1,5 10~ 5 • 1,6 • 10е • 10002
Соединения, подверженные нагреву, требуют дополнительного
контроля, цель которого своевременно обнаружить и исключить
ослабление натяга и тем самым сохранить работоспособность кон-
струкции.
i КОМПОНОВКА ШАССИ,
к. ОПОРНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
§ 1. Назначение и требования
1.1. Назначение. Шасси обеспечивает опирание самолета на
грунт, маневрирование, разбег и пробег самолета при взлете и по-
садке. Кроме того, оно поглощает и рассеивает энергию ударов при
посадке и движении по неровному грунту, а также значительную
часть кинетической энергии поступательного движения при про-
беге.
Шасси включает следующее:
— опорные элементы — колеса или лыжи (возможны и другие
устройства);
— стойки, которые соединяют эти опорные элементы с кон-
струкцией самолета;
— амортизаторы и тормозные устройства.
1.2. Основные требования. Наряду с общими требованиями,
такими как достаточная прочность, жесткость и другие, к шасси
предъявляют следующие специфические требования.
Шасси должно обеспечивать устойчивость движения самолета
по грунту. Безопасность взлета и посадки в значительной степени
зависит от того, насколько удачно решена эта задача. С увеличением
взлетно-посадочных скоростей значимость этого требования воз-
растает, поскольку при больших скоростях уменьшается распола-
гаемое время у летчика на устранение случайных отклонений
самолета от заданного направления движения. Степень удовлетво-
рения этому требованию в основном зависит от компоновки опор
на самолете.
Опорные элементы шасси должны обеспечивать заданную прохо-
димость самолету. При заданной тяговооруженности они должны
создавать возможность страгивания с места и разгона самолета до
скорости отрыва на полосе, длина и прочность которой устанавли-
ваются тактико-техническими требованиями. При этом глубина ко-
леи h от опорных элементов не должна превышать 5—8 см. Степень
удовлетворения требованию проходимости зависит от типа опорных
элементов и их давления на грунт.
Амортизационная система (колеса и амортизаторы) должна
поглощать и рассеивать энергию удара самолета о грунт. Энергия
удара при посадке складывается из кинетической энергии самолета
316
в момент соприкосновения с грунтом O,5A4Vy (М — масса само-
лета, Vg — вертикальная составляющая скорости) и потенциальной
энергии (G — Y) НцЛ, т. е. работы, которую совершают сила тя-
жести G и подъемная сила Y на перемещении Яц.т центра тяжести
самолета за счет обжатия амортизации в процессе удара. Обычно
принимают, что в момент соприкосновения с грунтом Y = 0.75G.
При этом энергия удара
А = ОЖ’ + 0,25GZ7u.T. (10.1)
Второй член обычно составляет не более 10% первого. Энергия
удара самолета о грунт в зависимости от веса самолета колеблется
от нескольких тысяч до нескольких десятков тысяч килограммомет-
ров. Например, если вес самолета G = 15 000 кгс, вертикальная
скорость Vu — 3 м/с, то, пренебрегая вторым членом в выражении
(10.1), найдем
А = 0,5-^^- • З2 = 6900 кгс • м.
Амортизация должна быть рассчитана на поглощение всей энер-
гии удара. В противном случае в элементах конструкции могут
возникать усилия, превышающие расчетные значения, что недопус-
тимо. Чтобы-предотвратить колебания самолета, эта энергия должна
рассеиваться.
Тормозные устройства колес должны поглощать и рассеивать
значительную долю кинетической энергии поступательного движе-
ния самолета
Е = 0,5МСс,
где Vnoc — посадочная скорость самолета.
С ростом посадочных скоростей энергия поступательного дви-
жения самолета резко возрастает, достигая для современных само-
летов нескольких миллионов килограммометров. Для самолета с ве-
сом G = 15 000 кгс при посадочной скорости Упос = 75 м/с
Е = 0,5 159°д°- • 752« 4 300 000 кгс • м.
Значительную долю этой энергии должны поглотить и рассеять
тормозные устройства шасси.
Вес шасси должен быть минимален. Это требование особенно
важно для шасси, поскольку последнее, обеспечивая взлет и по-
садку самолета, в полете становится лишним грузом. Относительный
вес шасси современных самолетов | = 0,04 -j- 0,06.
§ 2. Компоновка шасси
На современных самолетах наибольшее распространение полу-
чила трехопорная схема шасси с носовой опорой (рис. 10.1). При-
меняются также двухопорная, или велосипедная, схема шасси
317
(рис. 10.2) и многоопорная схема (рис. 10.3). Трехопорная схема
шасси с хвостовой опорой в настоящее время применяется редко
в основном на легких учебных и вспомогательных самолетах '
Схема шасси и ее параметры определяют характеристики устой-
чивости и управляемости самолета при его движении по грунту
влияют на нагружение опор и отдельных частей самолета, а также
на их весовые характеристики.
2.1. Трехопорная схема шасси с носовой опорой (рис. 10.1) харак-
теризуется наличием двух основных опор, расположенных не-
сколько позади центра тяжести, и одной передней, вынесенной на
значительное расстояние вперед от центра тяжести самолета. Такая
схема пришла на смену схеме шасси с хвостовой опорой. Ее основ-
ные достоинства заключаются в обеспечении сравнительно безопас-
ной посадки и сокращении длины пробега за счет возможности энер-
гичного торможения без опасения капотирования.
Носовая стойка крепится к фюзеляжу, основные — к крылу
или к фюзеляжу. Крепление основных стоек к фюзеляжу часто >
воляет упростить их конструкцию, уменьшить размеры и вес, осо-
бенно для самолета с высокорасположенным крылом, и всегда
упрощает задачу размещения стоек в убранном положении.
318
Основные геометрические параметры схемы — это продольная
база — ь, колея — В, высота шасси —h, вынос основных опор от-
носительно центра тяжести — е, а также углы: стояночный — <рст
(угол между осью фюзеляжа при стоянке самолета и плоскостью
грунта), посадочный — <р0 (угол между осью фюзеляжа и линией,
соединяющей точку соприкосновения колес основных опор и грунта
с предохранительной опорой на фюзеляже), угол выноса основных
опор — ₽ и угол, характеризующий колею,— 0. Большинство пе-
речисленных параметров связаны между собой.
Расстояние h от центра тяжести самолета до поверхности грун-
та (высота шасси) и стояночный угол <рст определяют положение
оси самолета относительно грунта.
С целью укорочения стоек и уменьшения их веса желательно
иметь небольшие значения h. Однако чтобы реализовать посадоч-
ный угол атаки, высоту стоек приходится увеличивать. Высота
шасси выбирается так, чтобы отдельные части самолета не касались
грунта при посадке и движении по аэродрому. Для самолетов
с ТВД расстояние от концов лопастей до грунта при обжатой амор-
тизации должно быть не менее 160 мм. Для самолетов с низкорас-
положенным крылом необходима проверка, чтобы в случае посадки
с креном концы крыла не задевали за грунт. Если шасси установ-
лено на фюзеляже, то может потребоваться проверка достаточности
клиренса — расстояния от нижней точки фюзеляжа до грунта.
Величину стояночного угла на самолетах со сравнительно не-
большой тяговооруженностью выбирают путем компромиссного
удовлетворения двум противоречивым требованиям. С одной сторо-
ны, по условиям улучшения взлетных характеристик стремятся,
чтобы угол <Рст в сумме с установочным углом крыла ауст был близок
к наивыгоднейшему углу атаки для разбега. С другой стороны,
с'тем чтобы не удлинять переднюю стойку, его стремятся выбирать
близким или равным нулю. На самолетах с большой тяговооружен-
ностью, для которых длина взлетно-посадочной полосы опреде-
ляется посадочными характеристиками, углу <рСт могут придавать
небольшие отрицательные значения. Это позволяет несколько
уменьшить на пробеге подъемную силу и, благодаря этому, длину
пробега. Для самолетов, эксплуатируемых с грунта, угол <рст обыч-
но выбирают положительным, с тем чтобы самолет при разбеге и
пробеге принимал положение, способствующее уменьшению по-
падания пыли и грязи из-под шасси в воздухозаборники дви-
гателей.
Посадочный угол <р0 выбирается из условия, чтобы при посадке
самолет не касался грунта хвостовой частью фюзеляжа. Это ус-
ловие может быть записано так:
Q-ПОС Фо “Ь ®уст-
Обычно <р0 = 8 4- 14°. Большие значения угла относятся к самоле-
там С треугольными крыльями, у которых Су max достигается на боль-
их углах атаки. Необходимо отметить, что увеличение посадочных
31»
углов связано с необходимостью увеличивать длину стоек шасси,
что невыгодно в весовом отношении и создает дополнительные труд,
ности с уборкой их в полете.
Угол выноса 0 должен удовлетворять условию 0 > <р0, с тем что-
бы при посадке предотвратить опрокидывание самолета на хвост.
Большие значения выноса также нежелательны, поскольку это
приводит к увеличению нагрузки на переднюю опору и затрудняет
взлет.
Угол выноса, высота шасси и вынос шасси связаны между собой
соотношением е = h tg 0. Обычно е = (0,10 4- 0,12) Ь.
Колея В влияет на характеристики поперечной и путевой устой-
чивости, а также на управляемость самолета при движении по
грунту. На расположение стоек по размаху часто решающее значе-
ние оказывают соображения, связанные с удобством крепления
стоек и возможностью уборки шасси в полете.
Колея В, высота шасси h и угол 0 связаны между собой соот-
ношением В = 2h tg 0. Из условия неопрокидывания самолета на
бок при движении по грунту 0min = 30 4- 40° (см. п. 3.4 данной
главы).
2.2. Велосипедная схема шасси (рис. 10.2) характеризуется на-
личием двух основных опор, расположенных под фюзеляжем, и
двух подкрыльных стоек, основное назначение которых — пре-
дохранить самолет от опрокидывания на крыло.
Параметры шасси велосипедной схемы могут назначаться из
тех же соображений, что и для трехопорной схемы. Чаще, однако,
вынос задней опоры относительно центра тяжести делается значи-
тельно большим, чем в трехопорной схеме. Он может достигать е «
(0,40 4- 0,45) Ь. Смещение основных опор назад может оказать-
ся необходимым, если объемы фюзеляжа вблизи центра тяжести
заняты грузовым или топливным отсеком. Смещение основной
опоры назад способствует более равномерному распределению на-
грузки между опорами, и тем самым, уменьшению давления на
грунт.
Подкрыльные стоики могут касаться грунта на стоянке или не
касаться его. В первом случае они воспринимают 4—5% стояноч-
ной нагрузки. Основными нагрузками подкрыльных стоек являют-
ся нагрузки, возникающие в случае опрокидывания самолета на
бок при развороте, движении со сносом или посадке с большим
креном.
Для улучшения маневренности при рулении переднюю опору
делают управляемой.
Велосипедная схема шасси — вынужденная схема. Переход
к ней обусловлен трудностями размещения опор на крыле, осо-
бенно на больших самолетах с высокорасположенным крылом.
У таких самолетов длина стоек при их расположении под крылом
может достигать 3—4 м и более.
При велосипедной схеме шасси из-за сравнительно большой на-
грузки на переднюю опору отрыв ее на взлете затрудняется. Для
320
облегчения взлета в конструкцию шасси включают механизм
«вздыбливания» тележки передней опоры (рис. 10.4) или «проседа-
ния» задней опоры. Вздыбливание тележки увеличивает угол атаки
крыла на 2—4°, благодаря чему длина разбега сокращается.
Посадка самолета с велосипедной схемой шасси также несколько
усложняется. Расчет на посадку должен быть произведен так, что-
бы подкрыльные стойки находились в пределах ширины посадоч-
ной полосы.
Дополнительные механизмы («вздыбливания», управления пе-
редней опорой, уборки и выпуска подкрыльных стоек) усложняют
конструкцию шасси и утяже-
ляют ее.
2.3. Многоопорные схемы
шасси применяют на самоле-
тах повышенной проходимос-
ти и на тяжелых самолетах,
которые для нормальной экс-
плуатации с обычных бетони-
рованных полос требуют боль-
шого количества колес. На
рис. 10.3 показан тяжелый
транспортный самолет, имею-
щий только на основных опо-
рах 24 колеса. Колеса смон-
тированы на четырех стойках,
которые попарно смещены в
продольном направлении. Зад- ис>
няя пара стоек, кроме того,
смещена в поперечном направлении по отношению к передним стой-
кам. Это делается для удобства размещения шасси в убранном по-
ложении и с целью распределения нагрузки самолета на большую
поверхность. Центр тяжести самолета может находиться между
передними и задними основными стойками. Для улучшения уп-
равляемости при движении по грунту задняя пара стоек может вы-
полняться управляемой.
§ 3. Влияние компоновки шасси
на характеристики устойчивости движения самолета
по грунту
3.1. Продольная устойчивость движения на основных опорах.
В начале пробега и в конце разбега самолет движется на двух ос-
новных опорах. Удерживается он в таком положении за счет сил,
создаваемых горизонтальным оперением (рис. 10.5). Движение са-
молета на двух основных опорах неустойчиво.
Если скорость движения велика, особенно по неровному грунту,
возможно раскачивание и взмывание самолета. Самопроизвольное
отделение самолета от грунта на скорости, меньшей скорости
отрыва, весьма нежелательно, поскольку последующее опускание
его на грунт сопровождается возникновением больших ударных на-
грузок на шасси. Длина разбега при этом увеличивается.
В случае посадки на основные опоры самолет имеет тенденцию
к сваливанию на переднюю опору. Особенно сильна эта тенденция
при посадке на мягкий или твердый сыпучий грунт. В этом случае,
главным образом за счет сил трения Т, момент на пикирование
получается большим и летчик часто не в состоянии удержать само-
лет на двух опорах. Момент этот тем больше, чем больше высота h
и вынос е шасси. Такая посадка сопровождается возникновением
больших ударных нагрузок на передней стойке.
Тенденция к сваливанию на переднюю опору может также иметь
место на разбеге при преждевременном отрыве носового колеса.
3.2. Движение на трех опорах может сопровождаться продоль-
ными колебаниями самолета. Эти колебания возникают в результа-
те взаимодействия упругих сил шасси, тяги двигателя и сил, воз-
никающих вследствие движения по неровному грунту.
При рулении или разбеге возбуждающими силами могут стать
нагрузки, возникающие вследствие неровностей грунта или бе-
тонированной полосы. В последнем случае стыки плит, образующих
полосу, могут стать причиной появления периодических допол-
нительных сил, действующих на шасси. Если частота этих сил
окажется близкой к частоте собственных колебаний системы «само-
лет — шасси», то амплитуда продольных колебаний самолета рез-
ко возрастет.
Влияние аэродинамических сил на продольные колебания са-
молета при движении на трех опорах обычно невелико.
3.3. Путевая устойчивость при движении самолета по грунту.
Самолет с трехопорной схемой шасси обладает путевой устойчи-
востью при движении по грунту. В этом можно убедиться, рассмат-
ривая силы, которые действуют на самолет, движущийся со сносом
(рис. 10.6). При сносе возникают боковые силы трения Тб = Роси/бок»
где /бок — коэффициент трения при скольжении вбок. Коэффи-
циент /бок зависит от состояния грунта и конструкции пневматика
и может достигать значения 0,75—0,80. Силы Т6 создают восста-
322
управляемыми. С этой же целью, а
навливающий момент Mv Осн = /бок е, направленный на умень-
шение угла сноса гр. Этот момент тем больше, чем больше вынос е
основных опор. Сила, действующая на переднюю стойку, напротив,
создает разворачивающий момент Му нос = Для обеспе-
чения путевой устойчивости нужно, чтобы момент сил относи-
тельно оси у от основных опор был больше, чем от носовой
опоры.
Для повышения путевой устойчивости переднее колесо делают
ориентирующимся. Боковая сила на таком колесе получается не-
большой, и можно считать, что она не создает разворачивающего
момента — самолет устой-
чив.
На устойчивость движе-
ния могут влиять также
аэродинамические силы, в
частности боковой ветер
или боковая сила, возни-
кающая на входе в возду-
хозаборник из-за искривле-
ния потока воздуха.
Для улучшения управ-
ляемости самолета при дви-
жении по грунту колеса пе-
редней стойки шасси дела
также для компенсации сноса под действием сильного бокового
ветра иногда на больших тяжелых самолетах колеса основных сто-
ек шасси также делают управляемыми. Компенсация сноса при
этом достигается установкой колеса на пробеге или разбеге под оп-
ределенным углом к оси самолета.
С увеличением ширины колеи В самолет становится более чув-
ствительным к лобовым ударам в колеса, его путевая устойчивость
ухудшается. При наличии неровностей грунта, а также при движе-
нии по переувлажненному грунту самолет может иметь тенденцию
к рысканию. В этом случае выдерживание направления осуществ-
ляется при помощи тормозов. Узкая колея несколько улучшает ха-
рактеристики путевой устойчивости, но, вместе с тем, приводит к
ухудшению маневренности самолета по грунту.
Самолет с велосипедной схемой шасси устойчив в путевом от-
ношении.
3.4. Поперечная устойчивость при движении самолета по грун-
ту- Трехколесная схема шасси обеспечивает поперечную устойчи-
вость самолету. В случае велосипедной схемы шасси для обеспече-
ния поперечной устойчивости ставят подкрыльные поддерживаю-
щие стойки.
Однако при сильных боковых ударах и небольшой ширине ко-
леи возможно опрокидывание на крыло и при трехколесной схеме
шасси. На рис. 10.7 показана схема сил, действующих на самолет
при боковом ударе. Очевидно, опрокидывание самолета произойдет,
если момент инерционной силы N относительно опоры окажется
больше момента силы тяжести относительно той же опоры. Таким
образом, условие неопрокидывания будет
/бокСй < 0,5GB,
или
/бок <Z ~2h~ — tg 0.
При /бок = 0,7 4- 0,8 угол 0 = 35 4- 40°.
Как для трехопорной, так и для велосипедной схем шасси при
одновременном торможении и боковом сносе возможно опрокиды-
вание самолета относительно оси,
проходящей через переднее и ос-
новное (подкрыльное) колеса. На
'Рис. 10.8
рис. 10.8 изображены следы колес и положение центра тяжести са-
молета, а также силы, действующие на самолет при движении со
скольжением с заторможенными колесами. Если боковую силу со-
противления колес в направлении, перпендикулярном к линии, со-
единяющей основное и носовое колеса, обозначить через f'6oKG, то
такой же по величине будет и инерционная сила N, приложенная
в центре тяжести самолета. Условие неопрокидывания при этом
запишется так:
/бокСЛ < Gd,
или
^K<4 = tge'.
Выражая d через параметры схемы шасси, окончательно усло-
вие неопрокидывания самолета получим в таком виде:
f' __________аВ_______
'бок 2ft У (0,5В)2 + Ь2
324
§ 4. Проходимость самолета по грунту
Под проходимостью понимают способность самолета на соб-
ственной тяге трогаться с места и, двигаясь по грунту, развивать
ускорение, которое обеспечит достижение скорости отрыва в преде-
лах заданной полосы. При этом с целью сохранения поверхности
взлетно-посадочной полосы и рулежных дорожек в состоянии, при-
годном для дальнейшей эксплуатации, глубина колеи после руле-
ния и разбега самолета не должна превышать допустимой величины.
Последняя задается техническими условиями в функции диаметра
колеса и обычно составляет 5—8 см.
Мерой, или количественной характеристикой, проходимости
является коэффициент сопротивления движению f и глубина ко-
леи h.
Поясним, почему в понятие проходимости потребовалось вклю-
чить такие вопросы, как трогание с места, ускорение при разбеге
и глубина колеи.
При стоянке на малопрочном грунте под колесами самолета об-
разуются лунки и он оседает в грунт. Лунки, особенно за время
длительной стоянки, могут сделаться глубокими. В этом случае
сопротивление страгиванию становится столь большим, что само-
лет на собственной тяге не в состоянии преодолеть его и тронуться
с места.
Ускорение, развиваемое при разбеге, помимо всего прочего за-
висит от состояния грунта. Если грунт малопрочен и переувлажнен,
то ускорение, которое двигатель создает самолету, может оказаться
недостаточным, чтобы в пределах длины взлетной полосы самолет
достиг скорости отрыва.
При разбеге современные самолеты, имеющие высокую тягово-
оруженность, могут преодолевать значительные сопротивления,
оставляя за собой глубокие колеи. Последние портят поверхность
взлетно-посадочных полос и рулежных дорожек и могут сделать
их непригодными для дальнейшей эксплуатации. Особенно опасны
высохшие, затвердевшие колеи летом и обледеневшие, замерзшие
зимой. Попадание колеса в глубокую колею вызывает резкое увели-
чение нагрузок на стойку, может привести к внезапному развороту
самолета и его поломке. Поэтому при оценке проходимости учиты-
ваются и требования сохранения поверхности аэродрома, обеспе-
чивающие его пригодность для повторных полетов. Допустимую
глубину колеи устанавливают из условия сохранения дернового
покрытия и плавного очертания колеи.
4.1. Условие страгивания с места и характеристики движения
самолета по грунту. На рис. 10.9 показаны силы, действующие
на самолет при его движении по грунту. Условие равновесия сил
в проекции на ось х дает
m/T = P-Q_/(G-y).
325
Отсюда продольная перегрузка
п = 2i- = A_X_f(i_Xk
'х g G G ' \ GJ
(10.2)
Здесь f — коэффициент трения опорного элемента (колеса, лыжи)
о грунт (коэффициент сопротивления движению).
Если самолет неподвижен, аэродинамические силы Y = Q = 0.
Принимая коэффициент трения покоя fn0K = 1,4/, из выражения
(10.2) получим условие страгивания с места (пх — 0) в таком виде:
И=4->1,4/. (10.3)
Условие (10.3) и выражение (10.2) определяют характеристики
разгона самолета от нулевой скорости до скорости отрыва. Для
трогания с места необходимо, чтобы тяговооруженность ц самолета
на земле была на 40—50% выше коэффициента сопротивления дви-
жению. Чем больше перегруз- Л
’ /Л ка пх в процессе разбега, тем бы- Я
Л I хцт‘ ? 7^_______У [Д стрее достигается скорость отры-
!т “~~ва и меньше длина разбега са- Л
----молета. Л
1 f 1 Перегрузка пх зависит от тя- Л
с I ™ у говооруженности самолета, зна- Л
Рис j g чения аэродинамических сил и
ис’ коэффициента сопротивления Я
движению. ”
Тяговооруженность самолета определяется тактико-технически-
ми требованиями к летным свойствам самолета. Если на самолете
не предусмотрены специальные устройства для увеличения подъем-
ной силы на взлете, то аэродинамические силы малы и практически
не влияют на проходимость. Таким образом, при фиксированном
значении тяговооруженности основным фактором, определяющим
проходимость самолета по грунту, становится сопротивление s
движению, характеризуемое коэффициентом /, величина которого, j
в свою очередь, зависит от состояния грунта и удельной нагрузки j
от опорных элементов на грунт.
4.2. Состояние грунта характеризуется структурой почвы, влаж-
ностью и прочностью (плотностью) грунта.
Прочность грунта оценивается сопротивляемостью грунта вне-
дрению в него тела определенной формы при приложении к этому
телу нагрузки ударного характера. Прочность грунта зависит от
структуры почвы, влажности, наличия дернового покрытия и пр.
Поэтому количественные характеристики грунта обычно дополня-
ются качественным описанием его состояния: сухой, увлажненный,
переувлажненный и т. д. В сухие периоды года грунт может быть
очень прочным. Например, прочность сухого глинистого грунта
может достигать 12 кгс/см1 2 и более. При увлажнении почвы проч-
ность грунта резко снижается; в период весенней распутицы она
может упасть до 2—3 кгс/см2.
326
4.3. Давление qQ опорных элементов на грунт определяется как
частное от деления нагрузки Роп, приходящейся на опору, на пло-
щадь F контактной поверхности опоры. Для лыжи
Рис. 10.10
где — площадь полоза лыжи, соприкасающаяся с грунтом.
Размеры лыж обычно подбирают исходя из давления на грунт q0 =
; ; 1 -у- 3 кгс/см2.
Для колеса площадь контактной поверхности нельзя опреде-
лить однозначно, поскольку она зависит от давления зарядки р0
пневматика, упругих характеристик шины ррез и прочности грунта.
Приближенно давление коле-
са на грунт
р
1 ОП _ I п п
Qq р Ро “Г Ррез • • Pq*
На современных транспорт-
ных самолетах обычно приме-
няют колеса с пневматиками
среднего давления: р0 ~ 5 4-
4- 6 кгс/см2. На маневренных
самолетах по условиям обес-
печения уборки шасси и проч-
ности пневматика при движении с большой скоростью приме-
няют малогабаритные колеса с пневматиками высокого давле-
ния— 10...14 кгс/см2 и более. В первом приближении можно счи-
тать, что давление, которое оказывают опорные элементы на грунт,
равно давлению зарядки пневматика. Однако если грунт мягкий,
то площадь контакта пневматика с грунтом возрастает из-за обра-
зования колеи. В этом случае давление на грунт может быть меньше
давления зарядки пневматика.
4.4. Глубина колеи и коэффициент сопротивления движению.
Если прочность грунта меньше, чем удельная нагрузка на грунт
от опорного элемента шасси, то последний проваливается в грунт,
образуя колею. Чем выше давление qQ и ниже прочность грунта о,
тем глубина колеи больше. При образовании колеи резко возрас-
тает сопротивление движению. В случае движения по переув-
лажненному грунту колея от колес может достигать 15—18 см,
а коэффициент сопротивления движению — 0,6...0,7. Это превышает
значение тяговооруженности многих самолетов, и, естественно,
при таких условиях самолет на собственной тяге не может дви-
гаться и взлетать.
Найдем зависимость глубины колеи h и коэффициента сопротив-
ления движению f от размеров колес, величины нагрузки на колесо
и характеристик грунта. Вначале рассмотрим движение по грунту
абсолютно жесткого колеса (рис. 10.10). На колесо действуют силы
к и Л приложенные к оси, и нагрузка о со стороны грунта.
327
Будем считать, что ст «const. Тогда из условий равновесия сил в
проекциях на оси у и х следует:
а
Рк = В \ <ydx « Вст VDh
о
(a)
и
h
Т = В [ ady — Boh.
б
(б)
Из выражений (а) и (б) с учетом того, что Т = PJ, можно полу-
чить формулы для определения глубины колеи и коэффициента со-
противления движению. Для коле-
са с пневматикой
й= (10.4)
cr2m ’ v '
= ТиГ ’ (10-5)
Рк
где q = ---условное давление
опорного элемента
на грунт;
m — коэффициент, зависящий от относительной деформируемос-
ти грунта и пневматика (рис. 10.11).
Значения h и f зависят также от давления зарядки пневматика.
Обычно это учитывается введением в формулы опытного коэффи-
циента £, зависящего от прочности грунта и давления зарядки пнев-
матика
Выражения (10.4) и (10.5) позволяют по известной нагрузке,
размерам пневматика и заданной прочности грунта определить h и f
и произвести оценку проходимости или же определить прочность
грунта, при которой конкретный самолет обладает заданной прохо-
димостью (величиной h).
Минимальная прочность грунта, при которой обеспечивается
заданная проходимость, ___
Omin = Я V• (10.6)
Минимальная прочность грунта, обеспечивающая трогание са-
молета с места на собственной тяге,
(10Т>
Величина т, входящая в формулы (10.6) и (10.7), в свою очередь
ЗЗВИСИТ ОТ ПРОЧНОСТИ Грунта Omjn* Поэтому величину стт|П нужно
определять методом последовательных приближений. Однако если
выбирать значение т по графику рис. 10.11 в соответствии с ожи-
даемым значением сттщ, то ошибка получается небольшой и можно
ограничиться первым приближением.
Приближенно оценить пригодность грунта для летной эксплуа-
тации самолетов можно, сравнивая его прочность ст с давлением
328
зарядки пневматика р0 или глубину остаточной колеи h после про-
пиливания самолета со стояночным обжатием бСт пневматика на
твердом покрытии. С грунта, как правило, полеты можно совер-
шать, если Оро или h < бст- Приближенно бст= (0,06-4-0,07) х
х£), где D — диаметр колеса.
§ 5. Пути повышения проходимости самолета
по грунту
При фиксированных значениях тяговооруженности и прочности
грунта повысить проходимость можно снижением условного давле-
ния опорного элемента на грунт, уменьшением давления зарядки
пневматика и применением лыжных опор.
Р
5.1. Снижение условного давления на грунт q = — эф-
фективное средство уменьшения глубины колеи и коэффициента
сопротивления движению. Однако уменьшить нагрузку на колеса
и увеличить их размеры не всегда возможно, так как это связано
с дополнительными весовыми затратами и ведет к увеличению числа
и габаритов колес, уборка которых затрудняется.
Иногда для повышения проходимости по грунту на самолете
устанавливают дополнительные колеса небольшого давления
(2—3 кгс/см2). После взлета такие колеса сбрасываются и поэтому
на другие летно-технические характеристики самолета не влияют.
5.2. Уменьшение давления р0 зарядки пневматика также при-
водит к уменьшению глубины колеи и коэффициента сопротивления
движению. Однако снижение давления зарядки приводит к умень-
шению жесткости пневматика и он, при прочих равных условиях,
сильнее деформируется и нагревается. В результате увеличивается
износ пневматика и уменьшается допустимая скорость эксплуата-
ции колеса.
Иногда применяют пневматики с переменным давлением. В этом
случае при трогании с места, в начале разбега и в конце пробега,
когда скорость движения мала, в пневматике поддерживается по-
ниженное давление. При большой скорости движения давление в
пневматике повышается. Таким способом удается улучшить прохо-
димость и, вместе с тем, обеспечить достаточную жесткость пневма-
тика при движении на большой скорости. Регулирование давления
в пневматике возможно также в соответствии с посадочным весом
самолета и состоянием взлетно-посадочной полосы.
Если регулирование давления в пневматике на пробеге и раз-
беге не предусмотрено, несколько улучшить проходимость по ма-
лопрочным грунтам можно за счет уменьшения давления зарядки
пневматика. Считают, что снижение давления на 20—25% не опасно
Для прочности пневматика. Очевидно, что при переходе на эксплуа-
тацию самолета с твердого покрытия давление в пневматике должно
ыть доведено до нормального.
329
5.3. Расположение колес также влияет на характеристики про-
ходимости. Если колеса расположены по схеме «тандем», т. е. одно
за другим, то сопротивление движению такой пары меньше, а глу-
бина колеи, образующаяся после прохождения колес, больше, чем
в случае их расположения рядом. Современные самолеты имеют боль-
шую тяговооруженность, они в состоянии разбегаться и взлетать
с грунта, оказывающего значительное сопротивление. Поэтому при
оценке проходимости большее значение имеет глубина колен, а не
сопротивление движению. Таким образом, по условиям проходимос-
ти колеса лучше располагать рядом, чем по схеме «тандем». Схема
расположения колес, изображенная на рис. 10.3, выбиралась с
учетом приведенных выше соображений.
5.4. Применение лыж — одно из эф-
фективных средств повышения проходи-
мости по грунтам небольшой прочности.
Лыжи позволяют взлетать и садиться не
только на ровные площадки, но и на
площадки, имеющие неровности и рых-
лый грунт, причем для взлета влажный
грунт предпочтительнее сухого плотно-
го. Благодаря сравнительно небольшому
значению давления лыжи на грунт (q = 1 4-3 кгс/см2), глубина
колеи даже при движении по водонасыщенным грунтам не превы-
шает 2—3 см.
Рис. 10.12
Коэффициент трения скольжения лыжи в большой степени за-
висит от состояния грунта. При сухом плотном грунте его значе-
ние может достигать 0,5—0,6. С увеличением влажности грунта
он уменьшается и при текучем состоянии грунта становится соизме-
римым с коэффициентом трения качения. На рис. 10.12 показаны
зависимости коэффициентов сопротивления движению лыжи и ко-
леса от прочности грунта. Кривые соответствуют удельной нагруз-
ке на лыжу около 1 кгс/см2, условному давлению колеса на грунт
q 2,5 кгс/см2, давлению зарядки пневматика р0 «7 кгс/см2.
При посадке на грунты, на которых коэффициент трения лыжи
высок, применение лыжного шасси способствует сокращению
длины послепосадочного пробега самолета. Вместе с тем из-за боль-
шого сопротивления движению разбег и взлет самолета с лыжным
шасси усложняются, а при небольшой тяговооруженности и вовсе
могут оказаться невозможными. Считают, что лыжное шасси можно
устанавливать на самолетах с тяговооруженностью не менее
0,7—0,8.
Сопротивление движению лыж по твердым грунтам можно не-
сколько снизить, смачивая поверхность взлетной полосы, а также
впрыскивая под лыжу воду или другие жидкости.
5.5. Колесно-лыжное шасси (рис. 10.13) содержит в себе опре-
деленные возможности для улучшения проходимости самолета по
грунту. Разбег по сухому, прочному грунту при таких опорах осу-
ществляется на колесах, по водонасыщенному грунту — на колесах
330
и лыжах одновременно. В последнем случае, благодаря увеличению
суммарной опорной поверхности — площади контакта, давление
на грунт уменьшается и характеристики проходимости улучшаются.
Создание колесно-лыжных опор, которые были бы рациональны
в весовом отношении, связано с большими трудностями. Дело в
том, что лыжа небольших размеров мало-
эффективна, а при увеличении ее размеров
возрастают вес опоры и трудности, связан-
ные с ее уборкой в полете.
5.6. Воздушно-лыжные опоры и колесно-
воз душно-лыжные опоры исследуются в те-
чение ряда лет. В таких опорах наряду с
колесом и лыжей предусматриваются уст-
ройства и камера для создания воздушной
подушки, через которую часть нагрузки
передается на поверхность грунта. Благо-
даря этому лыжа разгружается, ее коэффициент трения уменьша-
ется и проходимость улучшается. Авторы таких проектов считают,
что опоры на воздушной подушке по габаритам будут соизме-
римы с обычными колесными опорами, а затраты энергии на
создание воздушной подушки и движение самолета по грунту
могут быть даже ниже, чем при движении на обычных опорах
по бетону.
§ 6. Глиссирование колес
Если самолет движется по взлетно-посадочной полосе, покрытой
слоем воды или талого снега, то перед его колесами создается волна
с повышенным в ней давлением. Величина и направление гидроди-
намической силы Рг (рис. 10.14) зависят от
скорости движения, толщины слоя воды
или талого снега, типа пневматика и рисун-
ка на его протекторе. Обычно она направ-
лена под углом к плоскости контакта коле-
са с грунтом и проходит впереди оси вра-
щения.
По мере увеличения скорости движения
гидродинамическая сила возрастает и при
некотором значении скорости полностью
уравновешивает нагрузку колеса. Колесо
при этом поднимается над полосой и начи-
нает скользить по водяному слою. Одно-
временно момент от гидродинамической силы относительно оси при-
тормаживает вращение колеса вплоть до полной остановки его.
Скольжение колес по водяному слою без соприкосновения с по-
верхностью взлетно-посадочной полосы называют глиссированием
ли аквапланированием, а скорость, при которой наступает это яв-
ение, критической скоростью глиссирования.
331
Критическая скорость глиссирования зависит от давления в
пневматике, формы пневматика и рисунка на его протекторе, от
толщины слоя и плотности жидкой массы. Для гладкого пневмати-
ка при движении по воде
Угл 63 Ур0 км/ч,
где Ро__давление в пневматике, кгс/см2.
Глиссирование — опасное явление. При глиссировании колесо
непосредственно с грунтом не соприкасается. Поэтому нарушается
путевая устойчивость самолета, он становится неуправляемым,
торможение за счет колес — невозможным. При разбеге по поло-
се, покрытой водой, и особенно талым снегом, длина разбега уве-
личивается, а при большой толщине жидкого слоя взлет вообще
может оказаться невозможным из-за увеличения сопротивления
движению. Глиссирование можно предотвратить, обеспечив надеж-
ную работу дренажной системы и своевременное удаление мокрого
< снега с поверхности взлетно-посадочной полосы.
Эффект глиссирования зависит от состояния протектора — его
износа и формы рисунка. При современных скоростях качения
каждый участок протектора находится в контакте с грунтом всего
лишь тысячные доли секунд. Очевидно, если рисунок на протекторе
вытерт, дренирующие свойства колеса будут плохими и глиссиро-
вание начнет проявляться на меньших скоростях движения. По
мере износа пневматика его жесткость уменьшается, что также при-
водит к уменьшению критической скорости глиссирования.
§ 7. Конструкция колеса
Основные элементы колеса (рис. 10.15) — пневматик 1, бара-
бан 2 и тормозное устройство 3.
7.1. Барабан представляет собой фасонную поковку или литье
обычно из магниевого или алюминиевого сплава. Конструкция из
магниевого сплава получается достаточно жесткой и легкой. Однако
в связи с ростом энергоемкости тормозов и температур их нагрева
применение магниевых сплавов, имеющих сравнительно невысокую
температуру плавления, стало небезопасным в пожарном отноше-
нии. Поэтому в последнее время чаще барабан изготовляют из
алюминиевых сплавов. Возможно также изготовление барабана
из титана, который обладает высокой антикоррозионной стойкостью,
теплостойкостью и относительно малой теплопроводностью, благо-
даря чему уменьшается теплопередача от тормоза к другим деталям
колеса.
На оси стойки барабан монтируется при помощи подшипников
качения 4. Для облегчения монтажа и крепления пневматика на
ободе барабана предусматриваются две съемные полуреборды 5
7.2. Пневматик состоит из покрышки и камеры В настоящее
время широкое применение получили бескамерные пневматики,
состоящие только из покрышки (рис. 10.16). В таких конструкциях
332
воздух накачивается непосредственно в покрышку, которая сов-
местно с ободом колеса обеспечивает герметичность объема. При
условии обеспечения надежной герметичности бескамерные пневма-
тики имеют преимущество перед пневматиками с камерами, кото-
рым присущи такие недостатки,
Рис 10 15
как опасность среза ниппеля при
проворачивании пневматика на
ободе, защемление и разрыв ка-
меры при монтаже и сильных
ударах. Бескамерные пневмати-
ки, при прочих равных услови-
ях, нагреваются и изнашиваются
меньше, чем пневматики с каме-
рами. Они допускают более вы-
сокие скорости эксплуатации.
В весовом отношении бескамер-
ные пневматики выгоднее пнев-
матиков с камерами.
Силовой каркас покрышки
образуется слоями корда 2, со-
5 стоящими из прорезиненных ка-
проновых или других нитей из
прочного материала. Борта пнев-
матика обычно усиливают метал-
лическими кольцами 3. Для по-
вышения износоустойчивости бе-
Рис Ю 16
говая дорожка пневматика изготовляется в виде толстого слоя ре-
зины 1 (протектора) с канавками на наружной поверхности для
отвода влаги из плоскости контакта. Рисунок на протекторе улуч-
шает сцепление пневматика с грунтом.
Пневматики различают по размерам D X В (где D — наруж-
ный диаметр колеса, В — максимальная ширина пневматика), по
форме сечения, давлению зарядки р0 и рисунку на протекторе.
Сечение пневматика может быть круглым, арочного типа или
иметь пологий профиль. У пневматиков арочного типа отношение
высоты поперечного сечения к ширине составляет примерно 0,7.
333

Применение таких пневматиков позволяет при тех же габаритах
колеса увеличить объем для размещения тормоза. Деформации об-
жатия таких пневматиков при качении получаются меньше, чем у
пневматиков круглого сечения, уменьшается и их нагрев. Благода-
ря этому они получили широкое применение на скоростных самоле-
тах. Пневматики с пологим профилем обеспечивают большую, чем
другие типы пневматиков, площадь контакта, они создают более
равномерное давление на грунт и поэтому обладают большим ре-
сурсом. При прочих равных условиях такие пневматики обеспечи-
вают лучшую проходимость по грунту.
В зависимости от давления зарядки различают пневматики низ-
кого давления —2...4 кгс/см2, среднего — 4...6 кгс/см2 и высоко-
го— 7...14 кгс/см2. Применяют, хотя и редко, пневматики сверх-
высокого давления — 20...22 кгс/см2.
Колеса высокого давления имеют сравнительно небольшую ши-
рину. Они легко убираются в тонкое крыло или фюзеляж. Вместе
с тем их нельзя использовать для эксплуатации самолета с грун-
товых аэродромов, особенно если грунт мягкий. В последнем случае
нужны пневматики низкого давления.
Размеры пневматика, форма сечения его и особенно давление за-
рядки оказывают большое влияние на допустимую скорость каче-
ния колеса, амортизационные свойства шасси, на проходимость са-
молета по грунту.
§ 8. Нагружение и нагрев пневматика
Пневматик (рис. 10.17) нагружается силой Рк, реакциями q
со стороны грунта и внутренним давлением зарядки р0. При каче-
нии колеса, кроме того, пневматик подвергается действию значи-
тельных центробежных
р
N,
Рис. 10.17
сил Nt — tn^R, где со — угловая ско-
рость вращения колеса, R — радиус коле-
са, mt — масса элемента пневматика.
От действия внутреннего давления и
центробежных сил, развивающихся при
вращении колеса, пневматик в основном ис-
пытывает растягивающие усилия.
Особенно значительные по величине и
сложные по характеру нагрузки испытыва-
ет пневматик на участке его соприкоснове-
ния с грунтом (рис. 10.17). Здесь каждый
радиальный элемент Дг за время поворота
колеса на угол <р сжимается и изгибается силами давления со сто-
роны грунта, а затем растягивается за счет давления, упругих и
инерционных сил. Каждый элемент пневматика при этом испытыва-
ет очень большие ускорения и перегрузки. Величины последних
можно оценить по формуле
/ 26
П — = —Д- »
g gP
334
где § — обжатие пневматика;
I — время поворота колеса на угол <р.
Пример. Определим перегрузку элемента пневматика на участке его сопри»
косновения с грунтом, полагая скорость движения самолета V = 75 м/с, диаметр
колеса 2R = 1 м и обжатие пневматика 6 = 0,05 м.
Этим данным соответствует угловая скорость вращения колеса
V 75
<о = _ = -------^-=- = 24 об/с;
2 л/? 2л -0,5
/?-6
COS ф = ——
0,5 — 0,05
0,5
= 0,9 и ф = 26°;
время поворота колеса на угол ф
/ = ф 1-26
<а • 360 24 • 360
= 0,003 с.
При этом
2-°-05 11ЛЛ
" 9,81 • О.ООЗ2 °0’
В неблагоприятных условиях периодические нагрузки пневма-
тика приводят к возникновению вынужденных резонансных коле-
баний, при которых возможно отслоение протектора и разрушение
пневматика. Тенденция к резонансным колебаниям возрастает по
мере увеличения скорости качения колеса и уменьшения его жест-
кости. Считают, что для современных конструкций пневматиков
скорость качения колеса 350—400 км/ч предельна. Дальнейшее
увеличение допустимой скорости качения связано с необходимостью
повышать прочность пневматика.
Пневматик в процессе эксплуатации не только испытывает зна-
чительные нагрузки, но и сильно нагревается, что также оказывает
влияние на его ресурс. При качении на деформацию пневматика
затрачивается энергия, которая переходит в тепло, идущее на на-
грев покрышки. Современные пневматики вполне удовлетворительно
работают до + 70...+80° С. При более высоких температурах сни-
жается прочность корда и его сцепление с протектором, ухудшаются
механические качества резины. В результате пневматик быстро из-
нашивается, возможно его разрушение.
Нагрев пневматика зависит от величины его обжатия, скорости
Движения и продолжительности руления. В свою очередь величина
обжатия зависит от жесткости пневматика. С увеличением давле-
ния зарядки жесткость пневматика повышается и его деформации
уменьшаются. При этом допустимая скорость эксплуатации колеса
может быть повышена. Таким образом, между скоростью движения
самолета по грунту и давлением зарядки существует связь — с уве-
личением скорости движения давление зарядки должно возрастать.
Для каждой скорости движения можно указать нижнюю границу
допустимых значений давления зарядки пневматика по условиям
его безопасной эксплуатации. Ориентировочно для колеса диамет-
ром 600 мм скорости движения 180 км/ч соответствует минимальное
335
давление зарядки 6 кгс/см2, скорости 240 км/ч — 8 кгс/см2, ско-
рости 300 км/ч — 10 кгс/см2.
Значительное количество тепла поступает к пневматику от тор-
мозов. При этом нагрев пневматика может быть столь интенсивным,
что возможно даже его взрывное разрушение. Для предотвращения
разрушения пневматика в ободе колеса иногда устанавливают
плавкие предохранительные пробки из сплава с температурой плав-
ления 140—180° С. Пробка расплавляется и выпускает из пневма-
тика воздух прежде, чем температура достигнет критической.
В заключение отметим, что эксплуатация пневматика как с по-
вышенным, так и с пониженным давлением нежелательна. Повы-
шенное давление приводит к неравномерному износу пневматика,
пониженное — к увеличению нагрузок, нагреву и ускоренному из-
носу пневматика. Падение давления в пневматике может происхо-
дить вследствие внешних повреждений его, нагрев — вследствие
продолжительного руления с пониженным давлением и при интен-
сивном "орможении.
§ 9. Упругие характеристики колеса
На рис. 10.18 приведена зависимость усилия Рк, приложенного
к колесу, от его обжатия 6. Эту зависимость принято называть диа-
граммой обжатия колеса.
Сила обжатия пневматика
/’к - /’в + Л>ез>
где Рв, Ррез — соответственно сила, необходимая для сжатия воз-
духа и для деформации покрышки (резины).
р Сила Рв зависит, в основном,
Рис. 10.18
от давления зарядки пневматика
р0 и в незначительной степени от
объема воздуха в пневматике.
Сила Ррез при статическом обжа-
тии обычно не превосходит (10 -~
4- 12%) Рв. Она зависит от
жесткости покрышки и давления
зарядки р0.
Таким образом, характер диа-
граммы обжатия, в основном,
определяется величиной давле-
Д. ния зарядки пневматика и жест-
костью покрышки.
Жесткость пневматика харак-
dP
теризуется величиной-^. Чем
больше давление в пневматике, тем эта величина больше. Обжатие,
соответствующее соприкосновению внутренних стенок покрышки
(рис. 10.18), называют полным обжатием и обозначают 6п.о- Мак-
336
симально допустимое обжатие при эксплуатационной нагрузке
g __ (0,9 0,95) 6п.о- Обжатию бм.д соответствует максимально
допустимое усилие Рм.д-
При усилии Рк > Рн.д деформируется обод колеса. Кривая
р ___6 при этом идет круто вверх. Нагрузка, при которой про-
исходит разрушение колеса, Рразр «2РМ.Д. При эксплуатацион-
ной нагрузке усилие на колесо не должно превышать Рм.д.
Очень важной характеристикой диаграммы обжатия является
допустимое стояночное обжатие пневматика 6СТ и соответствующее
ему стояночное усилие на колесо Рсг. Обычно 6СТ = (0,3 -4- 0,35) 6М.Д.
Эту величину устанавливают так, чтобы нагрев и износ пневматика
в условиях нормальной эксплуатации были минимальными. Фак-
тическая стояночная нагрузка Рк.ст не должна превышать усилие
Р„, задаваемое в каталоге колес.
Отношение максимально допустимого усилия на колесо к стоя-
р
ночному называется грузоподъемностью колеса пгр = р-- . Обычно
‘к.ст
пгр =3-4- 4.
Работа, поглощаемая пневматикой в процессе нагружения,
«
Лпн = § PKdS-
о
Эта работа численно равна площади, ограниченной кривой на диа-
грамме и осью абсцисс (рис. 10.18). Поскольку зависимость Рк
от 6 близка к линейной, работу пневматика при обжатии до 8М Д
приближенно можно определить по формуле
Дм.д (0,45 -4- 0,5) Рм.дби.д-
Основная доля энергии, воспринимаемая пневматикой в про-
цессе обжатия, идет на сжатие воздуха, и лишь незначительная
часть ее — на деформацию пневматика. Рассеивание энергии при
этом невелико. Поэтому после прекращения действия нагрузки
практически вся энергия возвращается самолету.
§ 10. Конструкция лыжи
Для посадки на снежный покров или мягкий грунт в качестве
опорных элементов могут использоваться лыжи. Их изготовляют
деревянными, из пластиков или металлическими. Для посадки на
грунт используют металлические лыжи, конструкция которых и
рассмотрена ниже.
10.1. Внешние формы. В плане лыжа выполняется обычно в ви-
де округлого прямоугольника (рис. 10.19) с удлинением X = -%- =
= 3-4-5, которое выбирают по условиям проходимости и манев-
ренности. С увеличением X проходимость лыжи по неровному грун-
ту улучшается, а маневренность ухудшается.
337
Во время движения перед лыжей накапливается слой грунта,
который резко повышает сопротивление движению. Чтобы предот-
вратить образование перед лыжей земляного «вала» и тем самым
уменьшить сопротивление движению, носок лыжи профилируют.
В поперечном сечении поверхность лыжи обычно выполняется
по дуге окружности большого радиуса/ Такая форма сечения по-
лоза способствует более
равномерному распределе-
нию давления под ним.
Благодаря этому уменьша-
ются износ полоза и разру-
шение грунта.
10.2. Конструкция
(рис. 10.19). Остов лыжи
может быть сборно-клепа-
ной или монолитной (литье,
поковка, штамповка) кон-
струкции обычно из алюми-
ниевого сплава. Попереч-
ные и продольные ребра
(диафрагмы) обеспечивают лыже достаточную жесткость и проч-
ность и используются для образования узлов навески лыжи к стой-
ке, крепления тормоза и стабилизирующего амортизатора. Хво-
стовую и носовую части лыжи усиливают, поскольку основная
ударная нагрузка при посадке и лобовая при движении по грунту
приходятся именно на эти части лыжи. Полоз лыжи для уменьшения
износа изготовляют из специальных сталей, а для увеличения
срока службы лыжи делают съемным. Износ полоза зависит от
удельной нагрузки на грунт, качества поверхности взлетно-посадоч-
ной полосы, величины посадочной скорости и материала полоза.
В случае движения по сухому
прочному грунту при удель-
ной нагрузке 1—3 кгс/см2 из-
нос в зависимости от материа-
ла полоза составляет 0,03—
0,07 мм на 1 км пути.
Чтобы обеспечить требуе-
мое положение лыжи на по-
садке, предусматривают ста-
билизирующий амортизатор.
Положение по длине и высоте узла крепления лыжи к стойке
выбирают из условия незарывания лыжи в грунт. Лыжа (рис. 10.20)
нагружается силами давления q и трения Т = P„f со стороны грун-
та, силами Рл и F = Т со стороны стойки, а также силой Р& от
стабилизирующего амортизатора. Полагая q = const, условие рав-
новесия лыжи можно записать в виде
Th - 0,5 (/ - /хв)2 qa + О,5/хВ<7п - Ptd = 0,
(а)
338
где qn = qb — погонная нагрузка лыжи;
I, 1хв — длина лыжи, соприкасающейся с грунтом, и длина
хвостовой части лыжи соответственно.
Для определения силы Т принимают f = 0,35 — 0,4.
Высоту h стремятся иметь как можно меньше. Зная h и Ра,
по выражению (а) можно определить потребное значение /Хв или по
известным h и /хв — потребное усилие стабилизирующего аморти-
затора Ря.
Тормозные устройства лыж выполняют в виде костыля или сош-
ника, которые при заглублении в грунт резко увеличивают сопро-
тивление движению. Существенный недостаток таких тормозных
устройств в том, что они сильно портят поверхность взлетно-поса-
дочной полосы.
Лыжное шасси, как правило, легче колесного. Оно обладает
большей надежностью и живучестью. Перегрузки и нагрузки са-
молета при посадке на шасси с лыжной опорой на 20—30% боль-
ше, чем при посадке на колесное шасси.
§11. Подбор колес и лыж к самолету
11.1. Колеса к самолету подбирают по каталогу колес (см. при-
ложение 2). Вначале в соответствии с техническими требованиями
выбирают тип колеса. При этом учитывают, с грунта или с искус-
ственного покрытия будет эксплуатироваться самолет, тормозное
или нетормозное колесо, возможна ли эксплуатация выбираемого
колеса при заданных посадочной и взлетной скоростях, возмож-
ность уборки колеса в самолет
и пр.
По схеме шасси (рис. 10.21)
определяют стояночную нагруз-
ку на одно колесо. Для колеса
основной опоры
по Go
к ст = ~2ЬгГ ’
для колеса носовой опоры
рн _ Ge Рис. 10.21
Гк ст - ’
где G — расчетный вес самолета;
гн> г0 — число колес на носовой и одной основной опоре соот-
ветственно.
Подбирают колеса в соответствии с расчетными взлетным и по-
садочным весами самолета. Поэтому значения Р“ст и Рк.ст долж-
ны определяться как для взлетного Свзл, так и для посадочного
Слое весов.
Основное колесо подбирают так, чтобы стояночная нагрузка,
определенная по взлетному и посадочному весам, взлетная и поса-
дочная скорости самолетов, а также потребная энергоемкость
339
тормозов были бы равны или меньше значений соответствующих
величин, указанных в каталоге. Если фактические скорости эксплу-
атации превышают скорости, указанные в каталоге, то это ведет к
увеличению нагрузок на пневматик, его перегреву и, как следст-
вие, к ускоренному износу и резкому сокращению срока службы
пневматика. Необходимо также, чтобы энергоемкость тормозов,
указанная в каталоге, была бы не меньше потребной энергоемко-
сти. В противном случае возможны перегрев тормозов, уменьшение
их энергоемкости и отказ.
Если стояночная нагрузка Рк.„ меньше стояночной нагрузки
то по условию сохранения стояноч-
ного обжатия определяют потреб-
ное значение зарядки пневматика:
Ро — РО max ~р- ,
'ст max
где р0 тах — давление в пневматике,
Соответствующее РСт max-
Подбор носового колеса прово-
дят подобным образом. Отличие со-
стоит лишь в том, что проверку колеса при посадочном весе выпол-
няют по динамической нагрузке Рднн, определяемой по стояночной
нагрузке /’к.ст и учитывающей дополнительное нагружение опоры
за счет торможения колес:
о ____ dh ।
2 ДНИ К.СТ *1 *
где Т = G-L---инерционная сила, равная силе трения колес;
/ — ускорение торможения самолета при посадке;
h — высота шасси. .
Приближенно Рднн ~ (1,5 4- 2) Р".ст-
Нагрузка /’дни должна быть меньше соответствующего значе-
ния, указанного в каталоге.
Колеса подкрыльных стоек при велосипедной схеме шасси под-
бирают исходя из нагрузок, которые действуют на эти стойки при
развороте или движении со сносом. В случае разворота (рис. 10.22)
на самолет действуют сила трения Т, приложенная в плоскости
контакта и направленная вбок,и равная ей инерционная сила Af ==
= mV2/r, приложенная в центре тяжести. От пары сил Т = N уси-
лие на подкрыльную стойку
р _ 2Nh
2 под---•
Нагрузка РП0Л должна быть меньше максимально допустимой
динамической нагрузки на колесо РДННтах, заданной в каталоге.
Аналогично определяется усилие на подкрыльную стойку при
посадке самолета со сносом. В этом случае Т ~ foOKG', N = Т.
340
11.2. Лыжу подбирают по стояночной нагрузке Р°.СтДЛЯ основной
опоры и по нагрузке (1,5 4- 2) 7/CT для носовой. Удельная нагруз-
ка при этом принимается q = 0,5 4-1,0 кгс/см2 для взлета и по-
садки на снежный покров и q = 1 4-3 кгс/см2 для посадки на
грунт.
При комбинированной колесно-лыжной опоре методика подбора
колес и лыж зависит от типа самолета — его тяговооруженности,
значения взлетной и посадочной скорости, наличия свободных объ-
емов для уборки шасси, а также от уровня проходимости, который
должен быть обеспечен.
Для самолетов большой тяговооруженности, имеющих большие
взлетно-посадочные скорости и малые свободные объемы для убор-
ки шасси, возможности для изменения давления в колесах, их чис-
ла и размеров весьма ограничены. В этом случае колесо подбирает-
ся по стояночной нагрузке, как это было рекомендовано раньше, а
лыжа — из условия обеспечения совместно с колесом заданной про-
ходимости. В первом приближении подбор лыж можно провести
в следующем порядке. Вначале, пользуясь формулой (10.4), можно
определить нагрузку Р* колеса, при которой глубина колеи во время
движения по грунту прочности о* не будет превышать допустимую
величину йтах- Затем следует вычислить разность ДР = Рк.ст — Р*
между фактической стояночной нагрузкой на колесо (и лыжу) и
нагрузкой Р*. Для обеспечения проходимости необходимо, чтобы
избыточная нагрузка ДР передавалась на грунт лыжей. Принимая
давление на лыжу q равным заданной прочности грунта о*, можно
определить минимальную потребную площадь лыжи гл= ——.
Пример. Подобрать лыжу к комбинированной опоре самолета из условия про-
ходимости (йтах = 5 см) по грунту (прочности а* — 3 кгс/см2. Дано: Рк ст =
= 3840 кгс; D X В = 660 X 200; ра = 11 кгс/см2.
Из формулы (10.4) при т = 1 (рис. 10.11)
Р* = а*В = 3 • 20 /66 • 5 да 1090 кгс.
Нагрузка на лыжу
ДР = Рк ст — Р* = 3840 — 1090 = 2750 кгс,
и минимальная потребная рабочая площадь лыжи
„ ДР 2750 поп ,
Рл = — = —— да 920 см2.
Для самолетов со сравнительно небольшой тяговооруженностью
и в то же время допускающих модификацию колес по давлению,
размерам и числу (например, некоторые транспортные самолеты)
колеса и лыжи следует подбирать совместно. При этом, кроме тех
предпосылок, которые были отмечены выше, необходимо учитывать
возможность преодоления суммарного сопротивления колес и лыж
на собственной тяге.
„ „ Лк АМОРТИЗАЦИОННАЯ система
Глава 11 ШАССИ
§ 1. Назначение и требования
1.1. Назначение. Амортизация шасси служит для поглощения
и рассеивания энергии ударов, которые испытывает самолет при по-
садке и движении по неровному грунту.
Во время приземления вертикальная скорость уменьшается от
принятой для данного самолета величины Vg до нуля. При этом
кинетическая энергия удара самолета переходит в энергию дефор-
мации:
Адеф
где Р — средняя величина реакции грунта;
//ц.т — величина опускания (просадки) центра тяжести само-
лета после касания опорами поверхности грунта.
При заданном значении энергии удара средняя нагрузка на опо-
ры Р тем меньше, чем больше просадка центра тяжести Яцт. Опус-
кание центра тяжести происходит за счет деформаций конструкции
аппарата и деформации грунта. Деформации каркаса обычно неве-
лики. Чтобы увеличить просадку //цт, в конструкцию шасси вво-
дят упругие элементы — пневматики и амортизаторы, которые и
составляют амортизационную систему шасси.
Пневматики обладают небольшим гистерезисом. Воспринимае-
мая ими энергия почти вся возвращается самолету. Амортизаторы
не только воспринимают энергию ударов, но также значительную
часть ее превращают в тепло и рассеивают в окружающую среду.
1.2. Основные требования к амортизации:
— амортизационная система шасси должна воспринимать энер-
гию удара самолета при посадке и движении по грунту. В против-
ном случае на конструкцию будут действовать нагрузки, большие
расчетных;
— усилие в амортизаторе должно нарастать плавно, достигая
наибольшей величины в конце обжатия;
— амортизатор должен обеспечивать рассеивание поглощенной
энергии, с тем чтобы ускорить процесс затухания вертикальных
колебаний (подпрыгиваний) самолета при пробеге;
— амортизатор должен быстро возвращаться в исходное поло-
жение, чтобы иметь возможность воспринимать последующие уда-
ры. Время прямого и обратного хода не должно превышать 0,8—1 с;
— упругие характеристики амортизатора должны возможно
меньше зависеть от условий внешней среды.
342
§ 2. Виды амортизаторов
В зависимости от применяемого рабочего тела различают сле-
дующие виды амортизаторов: жидкостно-газовые, жидкостно-газо-
во-пружинные, жидкостные, пружинно-фрикционные, резиновые,
ленточные и др.
2.1. В жидкостно-газовом амортизаторе (рис. 11.1, а) упругим
элементом является газ, давление которого при обжатии амортиза-
тора увеличивается. Энергия сжатого газа накапливается в аморти-
заторе и используется для возвращения его в исходное положение
Рис. 11.1
после прекращения действия внешней нагрузки. Рассеивается энер-
гия за счет работы сил механического трения частей амортизатора
и гидравлического сопротивления жидкости, перетекающей через
малые отверстия 1.
Жидкостно-газовые амортизаторы могут выполняться с раз-
дельными камерами для жидкости и газа. В этом случае элементы
рабочего тела не смешиваются и не образуется эмульсия.
Для получения более мягкой амортизации при движении само-
лета по неровному грунту иногда применяют жидкостно-газовые
амортизаторы с двумя раздельными полостями А и Б (рис. 11. 1,6)
Для газа (двухкамерные). Вторая камера, вступая в работу, пред-
отвращает появление пиковых нагрузок, которые могут возникнуть
при встрече колеса с неровностью.
2.2. Жидкостно-газово-пружинный амортизатор (рис. 11.1, в)
в отличие от жидкостно-газового имеет дополнительный упругий
элемент — стальную пружину 2. Это позволяет сделать амортиза-
цию более мягкой.
2.3. В жидкостном амортизаторе (рис. 11.1, г) рабочим телом
является жидкость. Работа амортизатора основана на сжимаемос-
ти жидкостей при высоких давлениях. Возвращение амортизатора
в исходное положение происходит за счет энергии, аккумулирован-
ной сжатой жидкостью.
343
2.4. Пружинно-фрикционные амортизаторы (металлические) во-
спринимают энергию удара за счет работы сил упругих деформа-
ций спиральных или кольцевых пружин.
Рассеивание энергии определяется работой сил трения колец.
Повысить величину гистерезиса пружинно-фрикционных аморти-
заторов можно за счет работы их элементов в пластической зоне
Работа таких амортизаторов мало зависит от температуры. Их при-
менение возможно на одноразовых аппаратах.
Широкое применение на современных самолетах получили жид-
костно-газовые амортизаторы, которые обладают высокой энергоем-
костью при минимальном весе. Теория расчета таких амортизаторов
разработана В. П. Ветчинкиным, Е. С. Щетинковым и А. Г. Аг-
ладзе в начале 30-х годов. Позже исследованиями работы аморти-
зации успешно занимался А. А. Белоус и др.
§ 3. Работа, поглощаемая амортизацией
Нормы прочности рекомендуют энергию удара самолета при по-
садке определять по формуле
Аэи = 0,57Ипосу2 пр, (п.])
где А?пос — масса самолета при посадке, кгс-с2/м;
Vyпр — приведенная вертикальная скорость, м/с.
Эксплуатационная величина приведенной вертикальной скорос-
ти для самолета с обычной схемой взлета и посадки приближенно
может быть определена по формуле
пР= / 0,5 (0,281/ПОС + 0,01G0,5 + 8), (Ц.2)
где Епос — посадочная скорость, м/с;
G — посадочный вес, кгс.
Пример. Для самолета, у которого G = 8000 кгс и Цпос = 280 км/ч,
Vy пр= V 0,5 (0,28 • 78 + 0,01 /8000 + 8) « 3,9 м/с.
Работа, определяемая по формуле (11.1), называется эксплуата-
ционной нормированной работой.
3.1. Эксплуатационная работа, воспринимаемая одной стой-
кой. При распределении нормированной работы между стойками
шасси сложное движение самолета на трех упругих опорах рас-
сматривают как движение трех отдельных редуцированных масс.
При этом доля энергии удара, приходящаяся на одну стойку,
Лн.ст = 0,5щреду2пр. (11.3)
Величина редуцированной массы /иред зависит от схемы шасси
и характера посадки (на все или только на две основные опоры).
Для носовой стойки трехопорной схемы шасси
т МПОс
И’ред.пос — t t { а \г > (11 • 4)
344
для основной стоики
/nPe«.ocH = -^V. (11.4а)
1+(f-
Здесь а, е — вынос носовой и основной опор относительно
центра тяжести самолета;
I = 1/ — радиус инерции самолета относительно оси г;
2 ' '"пос
Jг — массовый момент инерции.
Обычно е i2. Поэтому для основной стойки редуцированная
масса
^ред.осн 0,5Л4ПОС.
Для НОСОВОЙ стойки
^ред.нос (0,20 — 0,2э) Л4ПЭС.
3.2. Максимальная работа Лтах. В процессе эксплуатации воз-
можны случаи грубой посадки, связанные с ошибками летчика в
определении высоты начала и конца выравнивания. При грубой
посадке вертикальная скорость может на 30—35% превышать
эксплуатационную величину К/пр- Поэтому энергоемкость амор-
тизационной системы шасси рассчитывают по максимальной работе
Лтах, учитывающей грубую посадку:
Лтах=0,5тред(1,351/!/пр)2« 1,8< (11.5)
§ 4. Расположение амортизатора на стойке
Упругие характеристики амортизации зависят от взаимного рас-
положения амортизатора и колес на стойке шасси. Применяют
шасси с креплением колес
ра — телескопические стой-
ки (рис. 11.2, а) и стойки
с рычажной подвеской ко-
лес (рис. 11.2, б).
Усилие Рам, действую-
щее на амортизатор, связа-
но с усилием Рк на колесе
соотношением
Рам — Р кф,
где <р — передаточное чис-
ло стойки.
Для телескопической
стойки
непосредственно на штоке амортизато-
ДМ Д/l /ч
ф = —= -Т— = cos 0,
v Рк As
Для рычажной стойки
<р — = _L .
ф Рк d
345
В телескопических стоиках передаточное число — велииии
постоянная. В большинстве схем рычажных стоек перелато™
число изменяется при обжатии амортизатора. Примерный вил ,
висимости <р от хода s штока амортизатора показан на рис 11 2 «
Характер этой кривой зависит от геометрии стойки ’ ’ в'
§ 5. Конструкция и работа
жидкостно-газового амортизатора
Основными элементами жидкостно-газового амортизатора
(рис. 11.3) являются стальной цилиндр 1, внутри которого посту-
пательно перемещается стальной шток 4 с поршнем; уплотнительное
устройство 10, 11; клапаны прямого 8 и обрат-
ного 6 торможения. Опорами штока на цилинд-
ре служат бронзовые буксы 3 и 12. Нижняя не-
подвижная букса 12 закреплена на цилиндре,
верхняя 3 движется вместе со штоком. Верхняя
букса имеет ряд отверстий для перетекания жид-
кости. Внутренняя полость штока и частично
полость цилиндра заполнены жидкостью, обыч-
но минеральным маслом АМГ-10. Объем цилинд-
ра над жидкостью заполнен сжатым газом, обыч-
но азотом. Жидкостью и газом амортизатор за-
ряжается
цилиндра
2
3
4
6
Б
6
7
S
3
15
Рис. 11.3
Ю
II
12
ю
II
через штуцер 13. На верхнем торце
закреплен плунжер 7, в днище кото-
рого имеется калибро-
ванное отверстие 8 для
торможения жидкости.
Герметизация аморти-
затора осуществляется
резиновыми кольцами
10 и кожаными манже-
тами 11. Уплотнение
может быть закреплено
на штоке (подвижное
уплотнение) или на ци-
линдре. В рассматри-
ваемой схеме уплотне-
ние располагается не-
подвижно в нижней час-
ти цилиндра. Давление

сжатого газа передается на уплотнение через жидкость, что улуч-
шает условия работы уплотнения.
При обжатии амортизатора газ в полости цилиндра над жидко-
стью сжимается. Жидкость из полости штока перетекает в верх-
нюю полость цилиндра через отверстие 8 в донышке плунжера, от-
куда через ряд отверстий в буксе 3 — в запоршневую полость 9.
Работа, затраченная на преодоление гидравлического сопротивле-
346
ния жидкости при перетекании ее через малые отверстия, превра-
щается в тепло и рассеивается в окружающую среду. Распрямление
амортизатора происходит за счет энергии сжатого газа.
Для получения более мягкой амортизации большая часть по-
глощенной энергии рассеивается на обратном ходе. Конструктивно
этого достигают при помощи клапана обратного торможения,
уменьшающего площадь отверстий для протока жидкости на обрат-
ном ходе.
Работа клапана 6 обратного торможения показана на рис. 11.3
в позициях А и Б. При обжатии амортизатора кольцо 14 клапана
отжимается вниз (позиция Л) и жидкость свободно протекает в
полость, расположенную под клапаном. На обратном ходе кольцо
клапана перемещается вверх (позиция Б), оставляя для протока
жидкости небольшое отверстие, вследствие чего увеличиваются гид-
равлические потери. Работа сил жидкости возрастает.
Гайка 15 ограничивает движение штока при распрямлении амор-
тизатора. Она исключает передачу ударных нагрузок от штока на
уплотнение.
Если уплотнение располагается на штоке амортизатора, образуя
поршень, то объем 9 между поршнем и штоком не используется.
В этом случае клапан обратного торможения устанавливают на
плунжере.
§ 6. Диаграмма работы амортизатора
Диаграмма работы амортизатора представляет собой зависи-
мость усилия Рам, действующего на амортизатор, от хода s штока.
При обжатии амортизатора (прямой ход) энергия внешних сил
расходуется на сжатие газа, проталкивание жидкости через малые
отверстия в плунжере и на преодоление сил механического трения
в уплотнениях и буксах (рис. 11.4). Работа сил Ртр механического
трения и сил Рж гидравлического сопротивления превращается в
тепло и рассеивается в окружающую среду. Энергия сжатого газа
используется для возвращения амортизатора в исходное положение.
Пренебрегая силами инерции подвижных частей стойки, можно
считать, что усилие на штоке амортизатора на прямом ходе
Рам = РрН~Рж-]~ Ртр- (а)
Активной силой на обратном ходе является сила сжатого газа
Рр> а силы Рж и Ртр оказывают сопротивление возвращению штока:
Рам = Р р Рж — Р тр- (б)
Рассмотрим, как изменяется каждое слагаемое в выражениях (а)
и (б) в процессе обжатия амортизатора.
6.1. Сила сжатия газа
Рр = pFr,
где р — давление газа;
Рр — эффективная площадь газового поршня.
347
Если уплотнение размещено на цилиндре, то Fr = 0,25nd^T;
если на штоке, Fr = 0,25л£)ц, где с?шт иОц — соответственно внеш-
ний диаметр штока и внутренний диаметр цилиндра амортизатора.
При сокращении амортизатора сжатие газа происходит по по-
литропическому закону:
Рис. 11.4
/ к(| V / к0
Р = Ро(—)
Сила сжатия газа
(V \k
Ко — Frs ) ’
где р0, Vo — начальное давле-
ние и начальный
объем газа;
V = Vo — Frs — текущий объем га-
зовой камеры;
k — 1,1 4- 1,3 — показатель поли-
тропы.
Рис. 11.5
Работа, поглощаемая газом на прямом ходе, равна площади под
диаграммой Рг = f (s) (рис. 11.5, а):
s k 1
4=jprdS=-^r[m~-i]. .
J К 1 L \ МО / J
Сжатие газа происходит почти без теплообмена с внешней сре-
дой, поэтому политропы прямого и обратного ходов совпадают.
В результате практически вся работа Ар на обратном ходе аморти-
затора возвращается самолету.
6.2. Сила сопротивления жидкости
= ржРж, (а)
348
где рх — избыточное давление жидкости;
—эффективная площадь жидкостного поршня (в схеме
рис. 11.3 — площадь сечения столба жидкости внутри
штока).
Величина рж определяется гидравлическими потерями, обуслов-
ленными протеканием жидкости со скоростью 1ГЖ через малые
отверстия площадью /ж:
(11-7)
где у — удельный вес жидкости.
Скорость жидкости 1ГЖ связана со скоростью перемещения што-
ка амортизатора 1ГШТ уравнением неразрывности
Гж/жц = Гш^ж, (б)
где ц — коэффициент истечения, зависящий от формы отверстий и
вязкости жидкости. Обычно принимают р, = 0,65 -j- 0,75.
Подставляя значение рж в выражение (а), с учетом величины
Ц7ж, определенной из уравнения (б), получаем
р = у
Ж 2S
Как видно из выражения (11.7), сила сопротивления жидкости
зависит от квадрата скорости 1ГШТ обжатия амортизатора, которая
в свою очередь определяется характером посадки, скоростью дви-
жения самолета по грунту и качеством поверхности грунта. На
рис. 11.5, б показана зависимость Рж от s на прямом и обратном
ходе. В начале обжатия и в конце прямого хода 1ГЖ = 0 и, следова-
тельно, Рж = 0. Заштрихованная площадь эквивалентна работе
сил сопротивления жидкости. За полный цикл работы амортизато-
ра она превращается в тепло.
Чтобы обеспечить плавность нарастания силы Рж по мере обжа-
тия амортизатора, площадь сечения отверстий для протока жидкос-
ти делают переменной. Это достигается фрезеровкой на внутрен-
ней поверхности штока канавок — лысок переменного сечения или
применением специальной профилированной иглы (см. рис. 11.11).
6.3. Силы механического трения Ртр действуют в связях штока
и цилиндра (буксах и уплотнении). Сила трения в буксах РТр.б =
= f' (Ri + R2), где f — коэффициент трения, Rt и R2 — реакции
опор штока на цилиндре амортизатора. Эта сила тем больше, чем
меньше расстояние В (база) между буксами (см. рис. 11.4).
Величина силы трения в уплотнении зависит от конструкции
стоики и уплотнения, а также от давления газа в амортизаторе.
В стойках с рычажной подвеской колес она меньше, чем в телеско-
пических, которые работают на поперечный изгиб.
Силу трения в буксах и уплотнениях обычно определяют как
некоторую долю силы сжатия газа: РТр = хРг . Принимают, что
Ля Рычажных стоек шасси х = 0,06 4- 0,08; для телескопических
349
чений обжатия s. Начальная ордината
х «=0,1 4- 0,15. По мере обжатия амортизатора сила трения уве-
личивается (рис. 11.5, в), так как возрастает сила Рг.
6.4. Диаграмма работы амортизатора (рис. 11.6) может быть
построена суммированием усилий Рг, Ртр и Рж для текущих зна-
! диаграммы Рам 0 = Ртр 0 4.
+ p0Fr соответствует уси-
лию предварительной за-
тяжки амортизатора, т. е.
нагрузке, которую нужно
приложить к штоку, чтобы
амортизатор начал обжи-
маться. Наибольшее уси-
лие Р’м соответствует экс-
плуатационному ходу зэ
амортизатора. Площадь диа-
граммы ABMCDA в мас-
штабе равна эксплуатаци-
онной работе ЛаМ, воспри-
нимаемой амортизатором
на прямом ходе. Площадь
рассеивания, превращенной
EBMCFNE соответствует энергии Лрас
в тепло за один цикл работы амортизатора (прямой и обратный ход).
Площадь AENFDA эквивалентна энергии, возвращенной самолету
на обратном ходе.
Вид диаграммы работы амортизатора зависит от характера по-
садки, так как величина вертикальной скорости опускания центра
тяжести самолета влияет на скорость обжатия амортизатора.
§ 7. Основные параметры амортизации
7.1. Коэффициент полноты диаграммы работы амортизатора
характеризует его конструктивное совершенство:
дэ
= (Ц-8)
Чем больше коэффициент полноты диаграммы, тем меньше ход
s9 требуется для восприятия нормированной работы Лам амортиза-
тора. Вместе с тем при увеличении т]э амортизация становится бо-
лее жесткой. Обычно ц5 = 0,65 4- 0,75.
7.2. Коэффициент гистерезиса показывает, какая часть ра-
боты, поглощенной амортизатором, превращается в тепло:
-.э _ Лрас _ площадь EBMCFNE /119)
® площадь ABMCDA '
^ам
Чем больше коэффициент гистерезиса, тем быстрее рассеивается
энергия посадочного удара и гасятся вертикальные колебания само-
350
лета при пробеге. Для жидкостно-газовых амортизаторов =
__ о,5 -г- 0,6, т. е. за один (первый) цикл работы амортизатор рас-
сеивает 50—60% поглощенной энергии.
7.3. Коэффициент предварительной затяжки амортизатора »0
определяется отношением вертикальной нагрузки Pkq, действую-
щей на колесо, при которой амортизатор начинает обжиматься, к
СТОЯНОЧНОМУ УСИЛИЮ Рк.ст-
«0 = -^-- (11.10)
к.ст
Величину коэффициента предварительной затяжки можно опре-
делить по усилиям, действующим в амортизаторе:
__ ^ам о ___ Рк офо ____ и Фо
«JQ D Г) **0 >
Рам.ст ^"к.стФст Фет
(11.10а)
где Фо и фст — соответственно передаточные числа при необжатом
амортизаторе и при стояночном обжатии;
/’ам.ст — усилие в амортизаторе при стояночном обжатии.
Величина коэффициента предварительной затяжки амортиза-
тора выбирается в зависимости от типа самолета и конструкции шас-
си. Чем больше разница между взлетным и посадочным весом, тем
меньше принимается величина п0. Для тяжелых самолетов, у ко-
торых посадочный вес примерно в 2 раза меньше взлетного, чтобы
обеспечить приемлемую жесткость амортизатора на посадке, прини-
мают п0 = 0,5 Ч- 0,6. Для легких самолетов п0 = 0,8 4- 1,0.
7.4. Коэффициент эксплуатационной перегрузки п3 характе-
ризует наибольшую величину вертикальной нагрузки Р^, действу-
ющей на стойку шасси при восприятии нормированной работы А„.
Он определяется отношением
р3
пэ = -р^-. (11.11)
г к.ст
Перегрузка самолета при посадке зависит от упругих характе-
ристик шасси. Чем мягче амортизация, тем меньше перегрузка п3.
Для более полного использования работы пневматика величину
эксплуатационной перегрузки шасси обычно выбирают близкой
к коэффициенту грузоподъемности колеса пгр. При этом обжатию
амортизатора на эксплуатационный ход s3 будет соответствовать
максимальное обжатие пневматика 6МД.
Наибольшая эксплуатационная перегрузка при посадке для ос-
новных стоек шасси обычно ограничивается величиной
Э п С I 4500 - л г*
Птах - 2,6 + Gnoc + 2500 < 3,5,
Г^е ^пос — посадочный вес самолета, кгс.
Коэффициент эксплуатационной перегрузки амортизатора
э РЭам РкФЭ <РЭ
п3 __ ам _____ к ________ „э Ф_
'*-ам — --- — ~р — /4 1 >
'ам.ст 'к.сттст Фст
(11.12)
(11.12а)
351
где <рэ, <рст — передаточное число соответственно при эксплуата-
ционном и стояночном обжатии амортизатора.
По мере обжатия амортизатора передаточное число увеличивает-
ся, а следовательно, перегрузка амортизатора возрастает.
Для рычажных стоек шасси отношение <рэ/<рст = 1,5 4- 2,0 и,
значит, перегрузка амортизатора в 1,5—2 раза превышает пере-
грузку колеса.
§ 8. Расчет жидкостно-газового амортизатора
Пневматик поглощает относительно небольшую часть энергии
удара. Основную долю энергии воспринимает амортизатор. Исход-
ными данными для расчета амортизатора являются посадочный
вес самолета G, посадочная скорость 7П0С, схема размещения шасси
на самолете (рис. 10.1—10.3) и схема расположения амортизатора
на стойке (рис. 11.2). Предполагается, что колеса к самолету подо-
браны.
Расчет амортизатора состоит в определении эксплуатационного
и максимального Smax ходов, начального давления Ро, площади
газового поршня Fr и начального объема Уо газа, потребного уров-
ня жидкости/гжо, габаритных размеров амортизатора Аам, а также
площади /ж отверстий для протекания жидкости.
8.1. Эксплуатационная работа амортизатора
Дп! — Ан.ст ?АК, (а)
где Аэ с —нормированная работа, определяемая по формуле
Т (Н.З);
д’— работа, воспринимаемая колесом при обжатии на 6Э;
г — число колес на стойке.
Величина А* определяется по диаграмме обжатия пневматика
или по формуле
А* = (0,45 4- 0,5) РЭК5Э,
Рк — Рк.стП3-,
65 = 6стнэ;
i __эксплуатационное и стояночное обжатия пневматика,
rt ------------------
Аэ
-а»-. (б)
рэ Т)5 '
Усилие, действующее на шток амортизатора при обжатии на s3,
Рам = zPK.„n(fS. (В)
Тогда, используя соотношения (а), (б) и (в), получаем
= ——а., (11.13)
zpK.cTnVn3
где
<5\ S( ---------------------
8.2. Эксплуатационный ход
8Э :
352
Эта формула позволяет однозначно определить эксплуатацион-
ный ход для телескопической стойки. У шасси с рычажной подвес-
кой колес передаточное число <р при обжатии амортизатора изме-
няется. Поэтому для определения величины s3 одного уравнения
(11.13) недостаточно. В качестве второго условия можно использо-
вать кинематическую характеристику стойки ср = f (s) (см.
рис. 11.2, в). Точка пересечения кривой <р = f (s) и кривой, описывае-
мой уравнением (11.13), дает искомые величины <р3 и $э (рис. 11.7).
8.3. Максимальный ход smax соот-
ветствует восприятию амортизатором
максимальной работы /4ам тах. Величи-
на Smax делается обычно на 10—15%
больше эксплуатационного обжатия
амортизатора s3. Это обеспечивает от-
сутствие жесткого удара и разруше-
ния конструкции при грубой посад-
ке самолета.
8.4. Площадь газового поршня Fr
и начальное давление газа р0 опреде-
ляются совместно. Условие равновесия штока амортизатора в на-
чале обжатия, когда жидкость еще не вступила в работу, имеет вид
или
Отсюда
Рам 0 — Рр о "Ь Ртр 0,
РамО = Рр0(1 4-Х) = p0Fp (1 4- X).
Р Рам о . гРк.ет”оУ°
Р Ро(1+х) р0(1+х)’
(11.14)
где фо — передаточное число в начале обжатия амортизатора.
Задаваясь одной из величин — р0 или Fr, можно найти другую.
Чем больше р0, тем меньше площадь газового поршня и меньше га-
бариты амортизатора. Величину давления зарядки газа выбирают
в зависимости от конструкции стойки. Для стоек с рычажной под-
веской колес принимают р0 = 30 -? 70 кгс/см2. Для телескопи-
ческих стоек труднее обеспечить надежное уплотнение между што-
ком и цилиндром, поэтому давление зарядки амортизатора в них
ниже, чем в рычажных, и составляет 20—40 кгс/см2. В свободно
ориентирующихся носовых стойках р0 = 15-4-30 кгс/см2.
Определив площадь поршня, можно в зависимости от типа амор-
тизатора найти внутренний диаметр цилиндра и внешний диа-
метр штока dmT. Для амортизатора с неподвижным уплотнением
°ц= </шт4- 2буп (рис. 11.8 — см.с.355), где йШт~ 2 ]/~ буп— ши-
рина уплотнительного пакета.
8.5. Начальный объем Vo газовой камеры определяют из урав-
нения
v0 = v9
12 8-19
353
Учитывая, что V3 — Vo — Frs3 и
jL = = (1 + к) p™ = ”9<рЧ.ст _ nV
p0 Pro O + ’OJ’auO 'WA.CT M>0 ’
окончательно получим
Vo =------F-£____.
j _ / ГСрфо \
\ "V /
(11.15)
Высота газовой камеры при необжатом амортизаторе (рис. 11.8)
h =_____________________________Е»____
Р 0 0,25Я^_/пл ’
где Da — внутренний диаметр цилиндра;
/пл — площадь сечения плунжера.
8.6. Высота йж о уровня жидкости над верхней буксой (рис. 11.8)
выбирается из условия, чтобы при различных положениях штока
относительно цилиндра амортизатора тормозной клапан не оголял-
ся. При оголении клапана может произойти гидравлический удар_____
на прямом ходе, если клапан расположен на плунжере, или на об-
ратном ходе, если клапан расположен на штоке в запоршневой
полости (рис. 11.3). Высоту Лж0 уровня жидкости можно опреде-
лить из условия равенства объемов жидкости, перетекающей в за-
поршневое пространство под клапан обратного торможения при
обжатии амортизатора на максимальный ход, и жидкости над кла-
паном в необжатом состоянии:
h = s [1 — I <‘"1Т V]
пжо ^max I "75— /
L \ / J
8.7. Длина амортизатора в необжатом состоянии (рис. 11.8)
h-ж о+ h? 6,5 (йб в ~Ь йб в) B-f- 6ДН ц 4- S/iy3,
где sK = smax + (2 4- 3) — конструктивный ход амортизатора, мм;
0,5 (h6 в + &б н) — средняя высота букс;
В — опорная база штока;
5днц — толщина днища цилиндра;
2йу3 — суммарный размер узлов крепления
амортизатора.
Толщины 6ц стенки цилиндра и 6ШТ стенки штока амортизатора
определяются расчетом на прочность. Величину опорной базы што-
ка выбирают из условия отсутствия заклинивания амортизатора.
Обычно В = (1,5 4- 2)£>ц.
8.8. Площадь /ж отверстий для протекания жидкости можно
определить из выражения (11.7):
f = -*Гш.т. \/' ';Р?Ж (1116)
'ж И V 2gpx ‘ 7
354
Рис. 11.8
Сила Рж сопротивления жидкости для различных значений хода
s определяется по диаграмме работы амортизатора (рис. 11.6), ко-
торой задаются при проектировании амортизационной системы.
Скорость Ц7Шт обжатия амортизатора пропорциональна скорости
опускания центра тяжести самолета Vy ц т:
где с = 0,7 -г- 0,8 — коэффициент, учи-
тывающий влияние
обжатия пневмати-
ка на СКОрОСТЬ Р^цт.
Скорость опускания центра тяжести
можно найти из условия равенства энер-
гии, которой обладает самолет в данный
момент, работе, которую должна воспри-
нять амортизационная система. Эта ра-
бота, в свою очередь, равна разности
между нормированной работой и энер-
гией, которую уже поглотила амортиза-
ция. Итак,
0,5/ИредИу ц.т -f* £/Т1ред§А/7ц т = Лн ст
- zAK- Лам, (11.18)
где £ — коэффициент, учитывающий
разгрузку шасси от подъем-
ной силы крыла; обычно J; =
= 0,25;
"4н.ст—доля нормированной работы,
приходящаяся на одну стойку;
Лам, — работа, воспринимаемая амор-
тизатором и пневматикой при
их текущем обжатии соответ-
ственно на s и б;
А 7/ц т — высота, на которую еще может
опуститься центр тяжести са-
молета после обжатия аморти-
зации на s<p + б;
Д77ц т = 5э<рэ -ф бм.д — s<p — б.
Чтобы из уравнения (11.18) определить значения 1Луцт в зави-
симости от s, задают несколько значений хода з,- амортизатора.
Соответствующие обжатия бг пневматика находят по диаграмме ра-
боты колеса, учитывая, что РК1 — — Pdilt, где ф( — передаточное
число при обжатии амортизатора на ход st.
Таким образом, можно наметить следующий порядок расчета
площади /ж отверстий для протекания жидкости:
1. Задаются диаграммой обжатия амортизатора.
12*
355
2. Определяют зависимость Рк от з, учитывая, что работа пп
глощаемая жидкостью, ’
Лж = Лаэм — (1 + х) А?.
3. Для различных обжатий st амортизатора находят текущие
значения Ряы, и Рж1.
4. По диаграмме работы колеса находят соответствующие значр
ния обжатия ох пневматика.
5. Для заданных значений st определяют из уравнения fl 1
Vy ц т<. а по формуле (И. 17)— Ц7шт/. ' >
6. По формуле (11.16) определяют закон /ж = / (s) изменения
площади отверстии для протекания жидкости по ходу амортизатора
Вычисленную величину уточняют при копровых испытаниях
шасси. Обычно на прямом ходе /ж = (0,01 4- 0,02) Рж. На обрат-
ном ходе площадь отверстий для протекания жидкости в 2_3 раза
меньше. 1
§ 9. Конструкции амортизаторов шасси,
предназначенных для работы с грунта
Выше был рассмотрен порядок расчета площади / отверстий
для протекания жидкости из условия поглощения амортизацией
энергии удара при посадке. Выбранная таким образом площадь f
может оказаться недостаточной для предотвращения ударных на-
грузок, которые возникают при движении самолета с большой
скоростью по неровному грунту. Величины нагрузок зависят от
упругих характеристик и от степени предварительного обжатия
амортизации в момент встречи колеса с неровностью
Если располагаемое обжатие брасп = бмд-бсг превышает вы-
соту неровности п, то преодолевается неровность за счет обжатия
пневматика. Перегрузка при этом не превышает коэффициента
грузоподъемности колеса и нагрузка на стойку получается соавни-
тельно небольшой. '
Если Spacn < h, то при встрече колеса с неровностью вслед-
ствие быстрого обжатия амортизатора может произойти запирание
отверстий для протекания жидкости в амортизаторе и работать он
будет как жесткий стержень. На конструкцию будут передаваться
большие ударные нагрузки.
Чтобы уменьшить нагрузки на шасси во время пробега (разбега)
самолета на грунтовых полосах, применяют амортизаторы со сво-
бодным ходом или с разгрузочными клапанами, двухкамерные
жидкостно-газовые амортизаторы, а также другие меры
' 9.1. Свободный ход обеспечивается на начальном участке обжа-
тия амортизатора за счет увеличения площади отверстий для проте-
кания жидкости. Если суммарная площадь отверстий/ж2 (0,05 ч-
— 0,06) Fx, то сила сопротивления жидкости при обжатии аморти-
затора практически отсутствует. При этом нагрузка, передаваемая
на конструкцию, даже при быстром обжатии амортизатора полу-
356
чается небольшой, так как она определяется только силой сжатия
газа и силой трения в буксах и уплотнении.
Величину свободного хода можно определить по формуле
Ясв = —(/I — 6расп), (11.19)
где фев — передаточное отношение при обжатии амортизатора на
ход ScB;
h — высота неровности.
Обычно свободный ход делают в амортизаторах с большой пред-
варительной затяжкой (п0 яа 1). Диаграмма работы амортизатора
для этого случая представлена на
рис. 11.9.
Конструктивно увеличения отверстий
для протекания жидкости на свободном
ходе достигают созданием лысок на
внутренней поверхности штока или до-
полнительных отверстий в верхней час-
ти штока (рис. 11.3, .поз. 5). В схеме,
рассмотренной на рис. 11.3, свободное
протекание жидкости будет до тех пор,
пока донышко плунжера не опустится
ниже отверстий 5.
9.2. Амортизатор с разгрузочным клапаном. У стойки с малой
предварительной затяжкой амортизатора (п0 « 0,5 4- 0,6) встреча
колеса с препятствием на разбеге (пробеге) происходит при частич-
но обжатом амортизаторе. В таких конструкциях не делают свобод-
ный ход, так как он должен быть чрезмерно большой величины, что
приведет к снижению энергоемкости амортизатора и уменьшению
коэффициента гистерезиса. Для смягчения ударов в этом случае
могут применяться амортизаторы с разгрузочными клапанами.
На рис. 11.10 приведена схема работы такого амортизатора.
Случай В соответствует восприятию энергии удара из необжатого
положения (при посадке), случай А — восприятию удара из обжа-
того.
В случае В до удара шток 6 с иглой 7 находятся в нижнем по-
ложении, клапан 5 буртиком иглы опущен ниже отверстий 2, пру-
жина 4 клапана сжата. При обжатии амортизатора давление жид-
кости под плунжером 1 возрастает. Такое же давление будет и в по-
лости между плунжером и клапаном. Благодаря этому при пере-
мещении штока вверх клапан удерживается в нижнем положении.
Перетекание жидкости происходит только через зазоры между
иглой и плунжером. Амортизация получается достаточно жесткой.
1ак она работает при поглощении энергии удара на посадке.
В случае А игла не удерживает клапан (давления над и под
клапаном равны) и он пружиной перемещается в верхнее поло-
жение, обеспечивая свободное протекание жидкости через от-
Рстия 2 и 3 большой площади. Благодаря этому амортизация
357
получается мягкой, а нагрузки на стойку при встрече с неровнос-
тями сравнительно небольшими.
Рассмотренная конструкция амортизатора с разгрузочным кла-
паном обеспечивает, однако, смягчение удара только от встречи
с первой неровностью. Последующие удары могут оказаться не-
смягченными, так как на обратном ходе амортизатора игла пере-
местит клапан 5 в нижнее положение и отверстия 3 для протекания
жидкости перекроются.
9.3. Двухкамерный амортизатор
(рис. 11.11) в отличие от аморти-
затора обычной схемы имеет до-
полнительную воздушную камеру
В. Усилие предварительной затяж-
ки камеры В в 4 раза и более превы-
шает усилие затяжки основной воз-
душной камеры А.
А ’ в
Рис. 11.10 Рис. 11.11
Принебольших нагрузках на стойку амортизатор работает как
обычный. Газ сжимается только в камере А, жидкость из полости
2 через отверстие 1 перетекает в полость над плунжером и далее
в запоршневую полость (на рис. 11.11 слева от оси показано поло-
жение клапанов и ток жидкости на прямом, а справа — на обратном
ходе). При встрече с препятствием на большой скорости, вызы-
вающей быстрое сокращение стоики, возможно запирание жидкос-
ти в камере 2, при этом давление в ней резко возрастает. Если уси-
лие жидкости превысит усилие предварительной затяжки камеры В,
358
ТО поршень 6 переместится вниз. Благодаря этому давление жид-
кости, а следовательно и усилие в амортизаторе, уменьшится. При
дальнейшем обжатии амортизатора работают обе камеры, жидкость
из" полости 2 перетекает через отверстие 1 в камеру А и через от-
верстие 3 в камеру 5 над поршнем 6. Площадь сечения отверстий 3
делается больше, чем площадь отверстия 1, с тем чтобы при пиковой
нагрузке не происходило и их запирание. После преодоления
препятствия нагрузка на стойку уменьшается, поршень 6 возвра-
щается в исходное положение, вытесняя жидкость в полость 2.
Чтобы обеспечить более плавное возвращение стойки в исходное
положение и дополнительное тор-
можение жидкости для увеличе-
ния работы гистерезиса, в аморти-
заторе предусматривают клапан 4
обратного торможения.
Диаграмма работы двухкамер-
ного амортизатора (по воздуху)
показана на рис. 11.12 — кривая
1—2—3. Участок 1—2 кривой со-
ответствует нарастанию усилий за
счет сжатия газа в камере А, уча-
сток 2—3 кривой — обжатию амортизатора при работе обеих ка-
мер. Более плавное нарастание усилий на участке 2—3 объясняет-
ся совместной работой обеих камер и тем, что объем камеры В
обычно на 30—40% больше объема основной камеры А. Энергоем-
кость двухкамерного амортизатора выше, чем амортизатора обыч-
ной схемы. Это видно из сравнения диаграмм работы двухкамерного
амортизатора (/—2—3) и обычных амортизаторов (/—2—4 и 1—3),
имеющих одинаковые с двухкамерным величины эксплуатацион-
ного усилия РаМ и усилия предварительной затяжки Рам о- Для
создания перегрузки Дп = 1, если амортизатор вступает в работу
после предварительного обжатия на величину Ра.ч.ст, нужно в слу-
чае амортизатора обычной схемы затратить работу At или А2, а в
случае двухкамерного — работу А, которая существенно больше
как А1г так и А2. Таким образом, при поглощении одной и той же
энергии удара в случае двухкамерного амортизатора перегрузка
будет меньше.
Более подробно ознакомиться с двухкамерным амортизатором
можно в статье Н. А. Мелик-Заде «Работа двухкамерного пневмо-
гидравлического амортизатора» (Машиноведение, 1971, № 2).
§ Ю. Работа амортизатора при неправильной зарядке
На упругие характеристики жидкостно-газового амортизатора
существенно влияют различные отклонения от расчетных значений
параметров рабочего тела (давление газа, объем и вязкость жидкос-
ти). Рассмотрим несколько характерных случаев неправильной за-
рядки, которые могут иметь место в эксплуатации.
359
10.1. Количество жидкости в амортизаторе меньше потребного
а начальное давление газа р0 равно расчетному. В этом случае
начальный объем газа 1Д будет больше расчетного Vo и политропа
сжатия газа (рис. 11.13, а, штрих-пунктирная кривая) пройдет
более полого, чем^ при нормальной зарядке (сплошная линия).
Нарастание усилий станет более плавным, амортизация — более
мягкой, но для восприятия заданной работы Л|м потребуется об-
жатие амортизатора на ход s > s3. В результате может произойти
удар в ограничитель и поломка элементов конструкции шасси и
планера.
Если уровень жидкости в амортизаторе при зарядке будет ниже
отверстий тормозного устройства, то при обжатии амортизатора
произойдет гидравлический удар, что также может привести к раз-
рушению конструкции.
10.2. Количество жидкости в амортизаторе больше потребного,
а давление газа расчетное. Диаграмма работы амортизатора для этого
случая изображена на рис. 11.13, а штриховой линией. Так как
начальный объем газа Ё2 меньше расчетного Vo, то при обжатии
амортизатора нарастание усилий будет более интенсивным, чем при
нормальной зарядке. Амортизатор станет более жестким. Задан-
ная работа AL будет воспринята при обжатии амортизатора s < s3,
но при нагрузке, превышающей эксплуатационную. Это нежела-
тельно, так как в элементах конструкции могут возникнуть оста-
точные деформации.
10.3. Начальное давление газа ниже расчетного (/?г < р0), а за-
рядка жидкостью нормальная. Уменьшение начального давления
газа соответствует уменьшению предварительной затяжки амор-
тизатора. Амортизатор при этом становится более мягким
(рис. 11.13,6, штрих-пунктирная кривая). Но в случае грубой
посадки энергия удара воспринимается при обжатии амортизатора
на s > s3, что может привести к поломке конструкции.
10.4. Начальное давление газа выше расчетного (р2 > Ро)-
В этом случае, как и в п. 10.2, амортизатор станет более жестким.
Кривая изменения усилий в амортизаторе пройдет выше, чем при
нормальной зарядке амортизатора (рис. 11.13, б, штриховая линия).
360
Нагрузки на шасси возрастут. В конструкции могут возникнуть
остаточные деформации.
10.5. Вязкость жидкости не соответствует расчетной величине.
На величину вязкости жидкости влияет температура — с повыше-
нием ее вязкость снижается. При этом умень-
шается сопротивление жидкости. Амортизатор
становится более мягким, но энергоемкость его
уменьшается. Уменьшение вязкости жидкости
приводит также к уменьшению работы гистере-
зиса и ухудшению работы уплотнений.
При понижении температуры сила торможе-
ния жидкости возрастает и амортизатор стано-
вится более жестким.
Рис. 11.14
/а
и
12
§ 11. Жидкостный амортизатор
11.1. Особенности конструкции и работы. Ос-
новные элементы жидкостного амортизатора
(рис. 11.14) следующие: толстостенный сталь-
ной цилиндр 2, шток 7 с поршнем 3, уплотни-
тельное устройство 10—12 и клапан 5. Поршень
делит объем цилиндра на две части, сообщаю-
щиеся между собой отверстиями 4 небольшого
диаметра. Вся внутренняя полость амортизато-
ра заполнена жидкостью, которая является уп-
ругим элементом и рассеивает энергию удара.
При обжатии амортизатора давление жидкос-
ти рж возрастает за счет сокращения ее объема
на величину объема штока АУШТ = sFWT, вдви-
гаемого в цилиндр (Ашт — площадь сечения што-
ка). Энергия сжатия жидкости используется для
возвращения (выталкивания) штока в исходное
положение. Сила сжатия жидкости Pv — ржРшт.
В случае быстрого перемещения штока между
верхней и нижней полостями амортизатора воз-
никает перепад давлений Држ, величина кото-
рого зависит от площади /ж отверстий 4, через
которые перетекает жидкость, размеров аморти-
затора, скорости его обжатия и вязкости жидкос-
ти. Сила сопротивления жидкости Рж = &ржР,
где F — площадь поршня. При большой скорос-
ти обжатия амортизатора может случиться так,
что в нижней камере жидкость будет расширять-
ся вплоть до разрыва и образования упругих па-
Ров. Это уменьшает энергоемкость амортизато-
ра и может вызвать резкое возрастание усилий. Для исключения
Указанных явлений в конструкции жидкостного амортизатора
Редусматривают тарированный пружинный клапан 5, который
361
увеличивает сечение отверстий для протекания жидкости на пря-
мом ходе при достижении определенного перепада давлений. На
обратном ходе клапан 5 закрыт, чем обеспечивается большее рас-
сеивание энергии.
Упругие характеристики жидкостных амортизаторов опреде-
ляются сжимаемостью жидкости. На рис. 11.15 для некоторых
жидкостей показаны кривые относительного изменения объема
жидкости -у-в функции давления р. Упругость жидкостей при сжа-
тии характеризуют секущим модулем
Есек “ /уу = tg 0, (1 1.20)
который зависит от рода жидкости, температуры и давления.
Жидкостный амортизатор работает в условиях очень высоких
давлений, поэтому для него чрезвычайно важно обеспечить надеж-
ное уплотнение. На рис. 11.14, б показана одна из возможных схем
уплотнительного устройства, которое состоит из резинового кольца
11 и двух стальных колец 10 и 12. На кольце 10 закреплены штыри
9 которые свободно проходят через отверстия в кольцах 11 и 12.
Вследствие того что активная площадь кольца 10 больше площади
резинового кольца 11 на величину суммарной площади сечения
штырей, давление распора уплотнения всегда больше давления
жидкости. Благодаря этому исключается возможность просачива-
ния жидкости через зазоры между штоком и цилиндром амортиза-
тора Предварительная затяжка уплотнения создается гайкой 6
и ограничительным кольцом 8.
При обжатии амортизатора давление жидкости увеличивается,
а следовательно, возрастает и сила трения, величина которой опре-
деляется как некоторая доля от силы сжатия жидкости: Ртр =
L vPv- Обычно принимают v = 0,05 0,06.
11.2. Диаграмма работы жидкостного амортизатора представле-
на на'рис. 11.16. На прямом ходе
Р = Pv + + Ртр.
Кривая ОС изменения усилия Pv сжатия жидкости по ходу s
пои медленном (статическом) обжатии амортизатора может быть
построена по упругой характеристике жидкости р =* f р—)•
Величина силы сопротивления жидкости при ее протекании через
отверстия в поршне определяется так же, как и сила сопротивления
жидкости жидкостно-газового амортизатора,—см. формулу (П-7).
Площадь ОВСО соответствует работе сил трения, а площадь
ОМВО____работе сил сопротивления жидкости при быстром обжа-
тии амортизатора. Площадь под кривой ОМВ эквивалентна пол-
ной работе Лам max, поглощаемой амортизатором на прямом ходе.
Заштрихованная площадь соответствует работе, превращенной в
тепло за полный цикл работы амортизатора. Характер кривой ОМв
862
объясняется срабатыванием пружинного клапана, открытие кото-
рого приводит к уменьшению усилия Рж.
1 Усилие, развиваемое амортизатором на обратном ходе,
Р — Pv — Рж — Ртр-
В жидкостном амортизаторе нет предварительной затяжки (при
s = 0, Pv = 0). Коэффициент полноты диаграммы у жидкостного
амортизатора больше, чем у жидкостно-газового. Обычно прини-
мают г] = 0,9. Поэтому жидкостные амортизаторы получаются бо-
лее компактными и легкими, чем жидкостно-газовые.
Рис. 11.16
11.3. Особенности расчета. Исходные данные те же, что и при
расчете жидкостно-газового амортизатора. Отличие расчета жид-
костного амортизатора состоит в том, что вместо политропы сжатия
газа здесь используется упругая характеристика рабочей жидкости
(рис. 11.15).
Начальный объем жидкости Ко можно получить из выражения
(11.20), полагая s = smax и р = рт^:
т, Д^тах р ________ ^шт'^тах р
Vо — ------ -Ссек — ------Ссек,
ртах ™тах
ГДе Smax == Ijl5s3«
Эксплуатационный ход s3 определяется так же, как для жидкост-
но-газового амортизатора. Величиной давления ртах задаются в
зависимости от типа рабочей жидкости. Обычно принимают ртах =
= 3000 4- 4000 кгс/см2.
Площадь штока определяется из условия его равновесия в кон-
це обжатия амортизатора:
р ____ ^тахФтах^к.ст
ШТ (1 + V) Ртах ’
где итах — коэффициент перегрузки, соответствующий поглоще-
нию амортизацией Лтах;
Фтах — передаточное число стойки при максимальном обжа-
тии амортизатора;
Ркхт — стояночная нагрузка на колесо;
z — число колес на стойке.
Глава 12
КОНСТРУКТИВНЫЕ
и СИЛОВЫЕ СХЕМЫ СТОЕК
Gnt
'ли/
Рис. 12.1
§ 1. нагрузки, действующие на шасси
нагрузками для шасси являются реакции грунта,
Внешними и и движении самолета по грунту. Для эле-
возникающие пр уборки и выпуска шасси, а также для замков
ментов механизм четнЫМИ могут оказаться аэродинамические
и щитков шасс Р' й вуЮщИе в полете, при уборке и выпуске
и массовые силы, д - у _______ шасси.
s' / Величины сил, действующих
-----------------------------/ на шасси, зависят от взлетно-
посадочных характеристик само-
лета, схемы размещения шасси
на самолете, жесткости аморти-
зации, качества и состояния по-
верхности взлетно-посадочных
полос и рулежных дорожек, а
. „т,„11Ни летчика. Существенное влияние на нагруз-
также от квалиф характер посадки: на две или три опоры осу-
ки шасси оказ“осадка с заторможенными или незаторможенными
колесами, со сноС°аа^.уЯ наиболее характерные из встречающихся
Нижерассматр нагружения, которые могут быть расчет-
в эксплуатации случаи ™™мь[Х частей £ла„ер/
иыми для стоек (рис. л) соответствует посадке само-
1.1. вершки каждуЮ стоику действует нагрузка, направ-
лета на три опорь . r поверхности грунта. Лобовая и боко-
ленная перпендику отсутствуют. Такое нагружение самолета
вая силы в этом У прочности. Расчетная величина на-
ХГите™УеосХук> стойку шасси Рте - Ко#-
ру отгспю/атационной перегрузки пЕ определяется при расчете
циент эксплуа ч словия поглощения амортизационной системой
амортизации из у нормированной работы /tj. Коэффициент
шасси эксплуатационной ^р^ прочности.
безопасности те « на стойку действуют при посадке со сно-
1.2. Бокоиык насРУЗки рулияя’и п0<:адю р креном.
сом, разворотах V' основные стойки шасси нагру-
жаюгея вертившльными силами Л. Р, и боковыми силами Т№, Та,
364
приложенными в точках соприкосновения колес с грунтом. Счи-
тают, что на внешнюю стойку (стойку, в сторону которой проис-
ходит скольжение) приходится 60% нагрузки, а на внутреннюю —
40%, т. е.
Рг = GfiGn.yK-
Р2 = 0,4GnV«,
где G — вес самолета при посадке;
n3R и frt — эксплуатационная перегрузка и коэффициент безопас-
ности, задаваемые нормами прочности для случая R —
посадки со сносом.
Боковые силы соответственно
^61 = ? ifбок и Т62 = Р if боку
где /бок — коэффициент трения при боковом скольжении колес по
гранту; обычно /^к = 0,8 4- 0,85.
Величины вертикальных нагрузок при посадке со сносом мень-
ше, чем в случае Е, но стойки при этом нагружаются еще и боковы-
Рис. 12.2 Рис. 12.3
При разворотах во время руления (рис. 12.3, а) на самолет дей-
ствует центробежная сила
N = ,
gr
где г — радиус разворота самолета.
Эта нагрузка уравновешивается силами бокового трения колес:
<61 + Тб2 = N. Момент Nh уравновешивается парой вертикаль-
ных сил ДР = где В — колея шасси.
О
Наибольшая величина вертикальной нагрузки на стойку при
Развороте самолета
Ртах = р + ДР «= 0,5G (1+2 -g-ZeoJ .
365
Наибольшая боковая сила на стойку
Т(, max = Дтах/бок-
Для самолета с велосипедной схемой шасси (рис. 12 3 б)
тикальная нагрузка на подкрыльную опору при развороте Вер"
р _ 2GAU
'под------j-- .
При посадке с креном боковая сила на стойку, приложениям
точке соприкосновения колес с грунтом, в
Рг ст ~ Р£'У,
где у — угол крена.
Так как углы крена при посадке обычно не превышают у — 10°
то Рг ст « 0,15Ре.
Большие боковые силы действуют на шасси при посадке и дви-
жении самолета по грунтовым взлетно-посадочным полосам, особен-
но в случае попадания колеса в глубокую колею, направление ко-
торой составляет небольшой угол с направлением движения са-
молета.
1.3. Лобовые нагрузки действуют на шасси при посадке само-
лета с нераскрученными или заторможенными колесами и движе-
нии самолета по неровному грунту. Лобовые силы, возникающие
при торможении во время пробега
и руления, сравнительно невелики
и не считаются расчетными.
В случае посадки с нераскручен-
ными колесами на стойки помимо
вертикальных нагрузок действу-
ют значительные лобовые силы.
В момент касания колесом грун-
та линейная скорость колеса V =
= 1Лтос» а угловая скорость со =
= 0. Вследствие этого возникает
лобовая сила Рх — Pef* Коэффициент трения скольжения /ск =
= (0,25 -г- 0,3) /кач, где /кач — коэффициент трения качения.
Поэтому сила Рх при посадке с нераскрученными колесами полу-
чается значительной по величине. Эта сила раскручивает колесо
до угловой скорости со = , где R — радиус колеса, а 6 —-
величина его обжатия. Силу Рх прикладывают к оси колеса, пос-
кольку момент от нее М — Рх (R — 6) уравновешивается моментом
инерционных сил колеса М = a>JK, где со — угловое ускорение, а
jk — массовый момент инерции колеса.
При посадке с заторможенными колесами (случай Г) на стойку
действуют (рис. 12.4, а) вертикальная нагрузка РТ = Рк„пт!т
и лобовая сила Т? = Prf, направленная в сторону, противополож-
ную движению. Величины Яу и /г задаются в нормах прочности.
366
Рис. 12.4
Коэффициент трения при посадке с заторможенными колесами / =
= 0,3 -г 0,35.
При разбеге (пробеге) по неровному грунту (случай G) величина
равнодействующей нагрузки N и угол а ее наклона к поверхности
взлетно-посадочной полосы (рис. 12.4, б) зависят от прочности грун-
та, форм неровностей и от соотношения между высотой неровности
и диаметром колеса. Считают, что приложена нагрузка N к оси ко-
леса, а по величине равна силе Ре, действующей на стойку при вер-
тикальном ударе. Для шасси с носовой опорой угол а можно опре-
делить по формуле
а = (5 + 0,0257?)°,
где D — диаметр колеса основной стойки, мм.
Таким образом, при той же высоте неровности лобовая сила тем
больше, чем меньше диаметр колеса. Величина лобовых сил воз-
растает также в случае движения по мягкому грунту из-за увели-
чения коэффициента трения при образовании колеи.
Опыт эксплуатации самолета с грунтовых аэродромов, а также
с полос, имеющих неровное покрытие, показывает, что нагрузки
при разбеге и пробеге могут быть больше нагрузок шасси от ударов
на посадке. Для определения нагрузок, действующих на шасси при
движении самолета по неровному грунту, нужно знать характер
этих неровностей.
1.4. Неровности взлетно-посадочной полосы характеризуются
величиной уклонов, изломом рельефа, размерами выступов (впа-
дин), а также плотностью, т. е. количеством неровностей, приходя-
щихся на единицу длины полосы.
На грунтовых полосах неровности возникают в результате взаи-
модействия упругого грунта с опорами самолета. После каждого
прохода самолета в грунте возникают остаточные деформации. С уве-
личением числа проходов деформации накапливаются, вследствие
чего размеры неровностей возрастают.
Оценивают неровности обычно по их высоте h и протяженности
X. Различают неровности большой протяженности (макронеровнос-
ти), которые определяют общий рельеф взлетно-посадочной полосы,
и микронеровности, представляющие собой местные изменения вы-
сот профиля полосы.
Макронеровности характеризуются попутными и встречными
уклонами, обычно на базе более 50 м. Иногда общий рельеф полосы
характеризуется линией видимости самолета. По требованиям
НАТО рельеф взлетно-посадочной полосы с искусственным покры-
тием должен иметь встречный уклон не более 1,0—1,5%. Прямая
видимость самолета высотой 3 м должна обеспечиваться на расстоя-
нии 1800 м. Для грунтовых взлетно-посадочных полос допускаемая
величина встречных уклонов должна быть не более 2,5%.
Местные неровности оцениваются отклонением профиля полосы
от линейки длиной 3 м. Это отклонение задается раздельно для
искусственных покрытий и грунтовых полос [41].
367
Профиль микронеровностей иногда задают в виде косинусоиды
h = 0,5/гП1ах (1 — cos , (12. i)
где hmax — наибольшая высота выступа; обычно принимают/imax =
= 120 мм;
х = Vt — текущая координата;
t — время;
V — скорость движения самолета.
Неровности могут встречаться в виде непрерывных и в виде
дискретных последовательностей выступов (впадин). Между высо-
той неровности и длиной волны существует зависимость. Примерный
характер зависимости h от Л для дискретных неровностей показан
на рис. 12.5.
При движении самолета по неровному грунту амортизационная
система шасси получает дополнительные обжатия, что приводит к
увеличению нагрузок на конструкцию. Часто встречающиеся на
полосе неровности могут быть источниками вынужденных колеба-
ний и усталостных разрушений.
1.5. Нагрузки на шасси при посадке на полосу с уклоном. Если
поверхность взлетно-посадочной полосы имеет угол наклона i по
отношению к горизонту (рис. 12.6), то фактическая величина ско-
рости Vy в направлении удара (по нормали к поверхности грунта)
увеличивается. Соответственно этому увеличивается энергия у^ара
самолета о грунт и возрастают нагрузки, действующие на шасси
при посадке.
Истинная величина вертикальной скорости при посадке на по-
лосу со встречным уклоном i
V'y = Vу cos i + Упос sin i^Vy+ УпосС
Приращение вертикальной скорости ,
Д^«Упос(. (12-2)
368
Пример. Пусть самолет совершает посадку с Упос = 80 м/с на полосу со
встречным уклоном 1 = 0,015. Тогда
= 80 • 0,015 = 1,2 м/с.
Считают, что при высоте парашютирования 1 м скорость V «
1,5 м/с, а при высоте парашютирования 2 м скорость vy «
« 3,0 м/с. Таким образом, дополнительная величина вертикаль-
ной скорости соизмерима с расчетным значением Vy при нормаль-
ной посадке.
1.6. Перегрузки в центре тяжести самолета при движении па
неровному грунту с большой скоростью. Местные изменения про-
филя полосы могут вызывать при пробеге (разбеге) самолета обжа-
тие амортизатора со скоростью, превышающей расчетную. Это при-
водит к запиранию отверстий для протекания жидкости. Амортиза-
тор практически выключается из работы. Упругие характеристики
шасси в этом случае определяются только обжатием пневматика.
Если к моменту встречи колеса с неровностью он был обжат на ве-
личину 6пр, а неровности полосы описываются косинусоидой (12.1),
то перемещение центра тяжести самолета может быть записано
в виде
Уц.т = 0,5[й-(6м,д-6Пр)](1—cos^/j . (12.3).
Перегрузка в центре тяжести
1 d2y 2л2И2 ,, 2nV ,
% = Т ~dP = [h ~ <6м-Д ~ 6лр)] cos Т~ Л (12'4>
Максимальное значение перегрузки
2л2!/2
И^тах = ^2 1Л (®м.д 6пр)]. (12.4а)
Пример. Пусть самолет движется со скоростью V = 30 м/с по полосе с неров-
ностями h— 120 мм и Z = 1,6 м. Если на нем установлены колеса, у которых
6М д = 164 мм и 6пр = 6СТ = 52 мм, то перегрузка в центре тяжести
9тг2 . ЗО2
", max = 9781 • 1У [0>12° ~ (0’164 ~ °’°52)1 5’7‘
§ 2. Типы стоек шасси
На современных самолетах применяют различные конструктив-
ные и силовые схемы шасси. По способу восприятия и передачи на-
грузок (силовой схеме) их обычно разделяют на балочные, подкос-
но-балочные и ферменные; по схеме расположения колес на стойке —
на телескопические и рычажные; по количеству колес — на одно-,
Двух- и многоколесные.
Применение той или иной конструкции определяется типом и
размерами самолета, местом расположения шасси на самолете, ки-
нематикой уборки и выпуска шасси, а также габаритами, отведен-
ными для размещения шасси в убранном положении.
369
§ 3. Силовые схемы шасси
3.1. Стойка ферменной конструкции может быть выполнена
сравнительно легкой, так как ее силовые элементы — стержни —
работают на растяжение — сжатие. Однако ферменные стойки из-за
трудностей их уборки применяют сравнительно редко. Такие схе-
мы обычно используют на вертолетах и тихоходных самолетах,
где шасси в полете не убирается.
3.2. Балочная схема шасси — наиболее проста по конструкции
и компактна. На рис. 12.7 показана носовая стойка шасси, убираю-
Рис. 12.7
щаяся против потока (в плоскости ух). Закреплена стойка шарнирно
на оси О—О' и фиксируется специальным замком илн упором в
точке В.
В плоскости ух стойка работает как двухопорная балка, в плос-
кости yz — как консольная балка, защемленная в узле О—О'.
При большой высоте шасси консольная стойка получается тя-
желой, так как нагружена большими изгибающими моментами Мг
и
3.3. Подкосная стойка. Для уменьшения изгибающих моментов
Мг и Мх стойку иногда подкрепляют подкосами (рис. 12.8, а)’, ло-
бовым в плоскости ух и боковыми в плоскости yz. На самолете стой-
ка крепится при помощи траверсы АС, которая может быть шар-
нирно или жестко связана со стойкой. В рассматриваемой схеме
траверса состоит из двух частей, шарнирно соединенных со стойкой
и боковыми подкосами.
На рис. 12.8, б показано нагружение силовых элементов стойки
от боковой силы Рг. Максимальный изгибающий момент действует
370
узла D, где закреплены боковые подкосы: MD = Рг(Н — h)~
Элементы траверсы работают на изгиб в плоскости yz и на растяже-
ние. Боковые подкосы нагружаются осевыми силами Sn « -дс^а >
От действия лобовой нагрузки стойка работает на поперечный
изгиб (в плоскости ух) как двухопорная балка с опорами в узлах
ОиО. Траверса работает на изгиб в плоскости хг.
Подкосные стойки широко применяются, так как имеют отно-
сительно небольшой вес, а габариты их лишь незначительно превы-
шают габариты консольно-балочных стоек,
371
§ 4. Телескопические и рычажные стойки
4.1. Телескопическая стойка (рис 12.9 а) В телескопической
стойке колеса закреплены непосредственно на штоке амортизатора.
Такая стойка амортизирует нагрузки, действующие только вдоль
ее оси. От сил Рх, нормальных к оси стойки, амортизатор не обжи-
мается. В результате лобовой удар воспринимается изгибом стойки
и на кснструкцию передаются большие нагрузки. Для улучшения
работы амортизатора телескопические стойки иногда устанавливают
под некоторым углом к вертикали (вперед на 12—15°).
Рис. 12.9
Передача крутящего момента от штока к цилиндру осуществ-
ляется при помощи двухзвенника.
4.2. Рычажные стойки (рис. 12.9, б—г). В стойках с рычажной
подвеской колес нагрузки, действующие в плоскости колеса, вы-
зывают поворот рычага ОС относительно плоского шарнира О и
обжатие амортизатора. Таким образом, рычажные стойки, в отли-
чие от телескопических, способны амортизировать ударные нагруз-
ки, направленные под углом к оси стойки.
Различают стойки с выносным (рис. 12.9, б) и внутренним
(рис. 12.9, в, г) амортизаторами.
В стойках схемы рис. 12.9, б амортизатор нагружен только
силами, действующими вдоль его оси. Это способствует уменьше-
нию сил трения и улучшает условия работы уплотнения. Последнее,
в свою очередь, позволяет повысить давление зарядки амортиза-
тора по сравнению с телескопической стойкой, а следовательно,
уменьшить максимальный ход и габариты амортизатора.
В рычажных стойках с внутренним амортизатором (рис. 12.9, в, г)
последний работает на поперечный изгиб. Условия работы уплот-
нения в таком амортизаторе хуже, чем в схемах с выносным аморти-
затором. В них допускается меньшая величина давления зарядки,
372
а следовательно, они имеют больший ход и большую длину. Вместе
с тем такая стойка по поперечным габаритам более компактна, чем
стойка с выносным амортизатором.
Основными параметрами рычажной стойки шасси являются
длина I рычага, начальный угол наклона рычага к горизонту а0
и передаточное число <р. Величину а0 стремятся выбрать так, чтобы
основные нагрузки на шасси были перпендикулярны к оси рычага.
Желательно, чтобы а0 = 30 45°, однако по условиям компоновки
и кинематики уборки шасси это не всегда удается сделать. Значе-
ние передаточного числа в начале обжатия амортизатора принимают
в пределах <р0 = 1,5 4- 2,5. Выбирая параметры стойки, стремятся
обеспечить небольшое изменение передаточного числа при полном
обжатии (фэ/ф0 < 1,5 4- 2,0), в противном случае возрастают рас-
четные нагрузки и усложняется конструкция уплотнения.
Недостаток рычажных стоек заключается в сложности кон-
струкции и больших, чем у телескопических стоек, габаритах и весе.
На основных опорах самолета применяют стойки как с вынос-
ным, так и с внутренним амортизатором. На носовых опорах —
только стойки с внутренним амортизатором, которые позволяют
сравнительно просто обеспечить ориентировку колеса относительно
вертикальной оси стойки.
§ 5. Стойки с многоколесными тележками
Стойки с многоколесными тележками (рис. 12.10) применяют
на тяжелых самолетах с целью уменьшить нагрузку на одно коле-
со и улучшить проходимость самолета по грунту. Использование
многоколесных тележек способствует также повышению энергоем-
кости тормозов и уменьшает опасность аварии при срыве или про-
коле одного из пневматиков. Такие стойки имеют меньший вес и
габариты, чем одноколесные, главным образом за счет использова-
ния колес небольшого диаметра.
Стойкие многоколесными тележками имеют 4 — 8 колес. Эти
стойки выполняют обычно по подкосной схеме (рис. 12.10). Рама
тележки крепится к стойке шарнирно, что уменьшает неравномер-
ность нагружения колес при движении самолета по неровному
грунту и разгружают стойку от изгиба в месте крепления тележки.
Перед посадкой требуемое положение относительно стойки придает-
ся тележке стабилизирующим (обычно воздушным) амортизатором.
При уборке шасси стабилизирующий амортизатор работает как же-
сткая тяга, а при движении по грунту он не препятствует повороту
тележки вокруг оси ее подвески. Иногда стабилизирующий аморти-
затор выполняет функцию демпфера (гасителя) самоколебаний те-
лежки при галопировании самолета, которые могут возникнуть
на некоторых режимах движения самолета по грунту.
Одним из основных требований, предъявляемых к конструкции
тележки, является обеспечение равномерности нагружения колес
случае движения самолета по грунту.
373
Во время пробега при торможении силы Т трения колес о грунт
стремятся повернуть тележку вокруг шарнира О (рис. 12.11). При
этом происходит перераспределение нагрузки между колесами.
У четырехколесной тележки передняя пара колес догружается,
Рис. 12.10
а задняя — разгружается силой ДР = Это приводит к пе-
регрузке и более быстрому износу передних колес.
5.1. Механизм разгрузки колес служит для уменьшения пере-
грузки передних колес при торможении. В стойках с многоколес-
ными тележками, оборудованными механизмом разгрузки, колеса
устанавливаются на осях свободно. Фиксация тормозного барабана
колеса от вращения осуществляется звеном АВ (рис. 12.12, а), шар*
нирно закрепленным на штоке в точке В.
374
№
Рис. 12.11
При торможении колес тормозной момент Мт реализуется парой
сил S, приложенных к звену АВ и к оси колеса. Уравновешивается
он моментом от сил Т сцепления колес с грунтом. Равнодействую-
щая R сил S и Т проходит через ось
колеса. Тележка поворачиваться не
будет, если сила R проходит через
ось О подвески тележки к стойке.
Для выполнения этого условия зве-
но АВ нужно расположить так, что-
бы его направление пересекалось с
прямой, проходящей через ось под-
вески тележки и ось колеса, в точ-
ке К, лежащей на поверхности грун-
та. Аналогично следует расположить
и компенсирующее звено А'В' задней
пары колес.
Схема другого варианта разгру-
зочного устройства приведена на рис. 12.12,6. В этом случае тор-
мозные барабаны передних и задних колес соединены стержнем
DE, который совместно с рамой тележки обеспечивает передачу
тормозного момента от задних колес на тормозной барабан перед-

них колес. Компенсирующее звено АВ обычно размещают у пе-
редних колес, так как при этом оно работает на растяжение.
Условие равномерного нагружения колес можно получить из
уравнений равновесия тележки (рис. 12.12, б):
Sb = HZT
и рычага:
Sa = (R — 6) 27,
где 6 — обжатие пневматика;
R — радиус колеса,
27 — суммарная сила трения колес о грунт.
Из приведенных выражений следует, что
375
Рис. 12.13
(рис. 12.13, б), у которых при рулении
чивается относительно передней.
К недостаткам шасси а
многоколесными тележка-
ми следует отнести слож-
ность их конструкции и
уборки, а также ухудше-
ние маневренности самоле-
та при движении по грун-
ту. Кроме того, при разво-
роте самолета вокруг одной
из стоек на нее действует
большой крутящий момент
Мк == FjB (рис. 12.13, а).
Для разгрузки стойки и
узлов ее крепления иног-
да применяют тележки
задняя пара колес развора-
§ 6. Особенности конструкции носовых стоек
та-
12.14). При
Рис. 12.14
Носовые стойки, как и основные, выполняют по балочной и под-
косно-балочной схемам.
Для улучшения путевой устойчивости и управляемости самоле-
та при движении его по грунту колеса закрепляют на стойке
ким образом, чтобы они свободно ориентирова-
лись относительно ее оси. Устойчивое положе-
ние колеса во время движения по полосе дости-
гается за счет его выноса t (рис.
случайном развороте колеса возни-
кает восстанавливающий момент
Л4Восст = Rt, который возвращает
колесо в исходное положение.
На современных самолетах пе-
редняя стойка обычно выполняется
управляемой. Это улучшает манев-
ренность самолета при движении
по грунту и его взлетно-посадоч-
ные характеристики, так как отпа-
дает необходимость торможения и
растормаживания колес основных
стоек для выдерживания направ-
ления. Разворот колес передней
стойки обычно осуществляется от
педалей при помощи гидравличе-
ской системы.
Для установки свободно ориен-
тирующихся колес в нужное для
Рис. 12.15
376
убооки положение на стойках применяют специальные устройства.
Одно из них показано на рис. 12.15. Кулачок В закреплен на не-
подвижной части стойки, кулачок А — на штоке амортизатора.
При движении самолета по грунту, когда амортизатор обжат, ку-
лачки разведены и колесо со штоком может свободно поворачиваться
вокруг оси стойки. При уборке шасси под действием силы сжатого
газа шток опускается вниз, кулачки прижимаются друг к другу и
колесо устанавливается в исходное положение.
§ 7. Шимми
7.1. Явление шимми. Шимми—самовозбуждающиеся колеба-
ния носовой стойки шасси, которые могут возникнуть на опреде-
ленной скорости движения самолета во время разбега или пробега.
Эти колебания вызывают интенсивные вибрации носовой части фю-
зеляжа и приборных досок, что затрудняет наблюдение за прибора-
ми, могут вывести из строя бортовое оборудование, привести к
срыву пневматиков, поломке стойки и разрушению конструкции
носовой части фюзеляжа.
Природа явления шимми была исследована в 1945 г. академи-
ком М. В. Келдышем [21]. Источником самовозбуждающихся коле-
баний носовой стойки является ки-
нетическая энергия поступательно-
го движения самолета, передавае-
мая носовому колесу от грунта.
Возникновение шимми передних
стоек шасси связано с наличием у
носового колеса нескольких степе-
ней свободы: поворота колеса от-
носительно оси стойки, упругих де-
формаций пневматика и др. Ниже
качественно рассмотрена кинемати-
ческая картина шимми.
Будем считать, что стойка и
узлы ее крепления к самолету аб-
солютно жесткие, пневматик уп-
ругий, колесо может свободно по-
ворачиваться вокруг вертикаль-
ной оси. Предполагается также,
что относительно поверхности грунта колесо не проскальзывает.
Во время движения самолета по грунту носовое колесо может
поворачиваться вокруг оси ориентира как жесткий диск на угол
пневматик — получать боковую деформацию сдвига 2. и закручи-
ваться на угол ф (рис. 12.16). Смещение X отсчитывается от центра
контактной площадки до срединной плоскости диска колеса, угол
закручивания ф равен углу между продольной осью симметрии кон-
тактной площадки и плоскостью колеса.
Контактная
площаОка
Рис. 12.16
377
Наличие отмеченных трех степеней свободы и обусловливает
хаоактер колебаний. Особенность этих колебаний в том, что они
имеют совместный изгибно-крутильный характер. Если катящееся
кппесо например, получило боковую деформацию к, то в следу-
ющий момент времени оно повернется на угол 0 или закрутится на
угол ф.
Рис. 12.18
Для выяснения сущности явления рассмотрим перемещение то-
чек, расположенных на беговой дорожке в плоскости симметрии
колеса при его движении по грунту (рис12.17). При боковой дефор-
мации колеса точка А, лежащая в контактной поверхности, смес-
тится на величину кА от плоскости симметрии, а точка 5, лежащая
выше контакта с грунтом,— на величину кв < кА. Следовательно,
после того как колесо совершит поворот на угол а, при котором
точка колеса В войдет в контакт с грунтом (рис. 12.17, справа),
контактная поверхность повернется на некоторый угол <р, а значит,
и колесо повернется на угол 0 = ф.
Если начальный импульс вызвал поворот колеса на угол 0
(рис. 12.18), то в следующий момент контактная площадка сойдет
с прямой, по которой движется ось стойки. При этом за счет сил
378
сцепления колеса с поверхностью грунта начнет накапливаться
лзгпбная (боковая) деформация X пневматика. С увеличением X
повооот колеса 0 постепенно уменьшается и при достижении X =
__ 1 становится равным нулю. При дальнейшем движении угол 0
возрастает, а смещение X уменьшается. Таким образом, колесо
совеошает колебательное движение, катясь по траектории перемен-
ной кривизны.
Пои рассмотрении явления шимми угловая деформация <р ко-
леса во внимание не принималась, так как на свободно вращающей-
ся жесткой стойке какие-либо моменты развиваться не могут, а
динамические процессы здесь не учитывались.
Амплитуда самовозбуждающихся колебаний шимми зависит от
соотношения энергии, подводимой к колесу, и энергии демпфирова-
ния. Демпфирование колебаний стойки происходит за счет трения
в узлах и проскальзывания пневматика относительно грунта. Если
энергия, подводимая к стойке, больше энергии демпфирования,
то амплитуда колебаний возрастает.
7.2. Критическая скорость шимми Икр соответствует колебани-
ям носовой стойки с постоянной амплитудой. Такое состояние си-
стемы имеет место в случае, когда приток энергии равен ее рассеи-
ванию. Величину критической скорости можно определить, решая
систему уравнений равновесия колеблющейся стойки. Если искус-
ственное демпфирование отсутствует, то решение этой системы дает
V^^V~7R> <12-6)
где с — коэффициент, учитывающий влияние жесткости пневма-
тика;
J — массовый момент инерции частей носовой стойки, вращаю-
щихся относительно оси ориентира;
t — вынос;
R. — радиус колеса.
7.3. Пути повышения Екр шимми. Из выражения (12.6) следует,
что критическая скорость шимми повышается с увеличением выноса
колеса, его жесткости и при применении колес меньших размеров.
При выносе t^R явление шимми практически невозможно.
Однако по конструктивным соображениям обычно принимают t <
< (0,6 4- 0,7) R.
Жесткость колеса зависит от степени износа пневматика и дав-
ления его зарядки. Износ и снижение давления в пневматике приво-
дят к уменьшению его жесткости, а следовательно, к уменьшению
критической скорости шимми.
Повысить Укр шимми можно, применяя спаренные колеса, жест-
ко связанные между собой одной осью (рис. 12.19). В случае коле-
ни™ такой стойки колеса движутся по траекториям различной
кривизны. Следовательно, они должны иметь и различные поступа-
тельные скорости при одной и той же угловой. Возможно это только
в условиях проскальзывания колес. При этом на колесо, движу-
379
шееся по траектории большего радиуса, будет действовать лобовая
сила тоения напоавленная назад, а на колесо, движущееся по мень-
шему ‘падиусу,— сила, направленная вперед. Момент указанных
сил стоемится вернуть колеса в нейтральное положение Работа сил
тпения колес о грунт вызывает затухание колебании. К недостат-
кам такой конструкции следует отнести быстрый износ пневма-
тиков.
Для борьбы с шимми на современных самолетах применяют гид-
равлические гасители (демпферы) колебаний. На рис. 12.20 представ-
лена схема поршневого демпфера шимми. Он состоит из цилиндра /,
жестко связанного узлами 2 с неподвижной частью стойки, и порш-
ня 3, связанного поводком 4 с подвижной частью стойки. Внутрен-
няя полость цилиндра заполнена жидкостью, которая при переме-
щении поршня перетекает через калиброванные отверстия 5. Прин-
цип действия демпфера заключается в том, что энергия колебаний
расходуется на проталкивание жидкости через небольшие отверстия
5 в поршне. При медленном повороте колеса во время руления гид-
равлические потери жидкости, протекающей через отверстия в пор-
шне, малы, поэтому повороту колеса демпфер не препятствует.
На самолетах с управляемыми передними стойками функции
демпфера шимми и цилиндра управления разворотом колес обычно
объединены в одном агрегате. Чтобы обеспечить нормальную ра-
боту демпфера шимми, нужно следить за правильной зарядкой его
в эксплуатации и отсутствием люфтов в его связях со стойкой.
- Величина критической скорости шимми зависит также от нагруз-
ки на переднюю стойку и коэффициента трения пневматика о поверх-
ность взлетно-посадочной полосы. Чем больше эти величины, тем
меньше критическая скорость шимми.
§ 8. Кинематические схемы уборки шасси
8.1. Основные стойки могут убираться в крыло, фюзеляж или в
специальные гондолы на крыле или фюзеляже. Выбор той или иной
схемы зависит от наличия внутри планера свободных объемов,
а также от особенностей центровки и силовой компоновки самолета.
380
Уборка шасси в крыло
по размаху наиболее проста
по * кинематике. Поворот
стойки происходит вокруг
одной оси. Требуемое по-
ложение колеса при убор-
ке в крыло достигается со-
ответствующим выбором
наклона оси вращения стой-
ки. Если разместить колесо
в тонком крыле не удает-
ся, уборка шасси может
производиться частично в
крыло, частично — в фюзе-
ляж. Чтобы шасси в убран-
ном положении занима-
ло меньший объем, колесо
иногда поворачивают от-
носительно стойки, например так, как показано на рис. 12.21. При
этом поворот элементов стойки происходит вокруг двух осей*—
О. и 02.
Рис. 12.22
381
Убоока шасси в крыло по его размаху применяется обычно на
легких самолетах (истребителях), имеющих по одному колесу на
CT°V6odkv шасси по хорде крыла часто применяют на тяжелых
самотетах, имеющих многоколесные опоры. Чтобы не нарушать си-
Рис 12 24
левую схему крыла, стойки иногда убирают в специальные гондолы,
размещенные в хвостовой части крыла (рис. 12.22), за пределами
основных силовых элементов продольного набора. С целью умень*
шения размеров гондолы многоколесная тележка во время уборки
обычно поворачивается в плоскости стойки на угол 90°. При такой
компоновке шасси несколько уменьшается полезная площадь ме_
.382
ханизации крыла и снижается его аэродинамическое качество
В случае размещения на крыле двигателей иногда для уборки шас-
си используют мотогондолы. Однако это приводит к увеличению
миделя гондол и требует специальных мер для защиты колес от
нагрева.
Уборка шасси в фюзеляж применяется обычно в тех случаях,
когда основные стойки размещены на фюзеляже. Такая компоновка
шасси характерна для самолетов с высоким расположением крыла
и крылом изменяемой стреловидности. Уборка в фюзеляж может
Рис. 12.25
происходить с поворотом стойки вокруг одной оси (рис. 12.23, а).
Если шасси имеет многоколесную опору (рис. 12 23, б), то ее уборка
может осуществляться поворотом вокруг двух взаимно перпенди-
кулярных осей. Благодаря этому потребный для уборки шасси
объем фюзеляжа получается небольшим. На легких самолетах
шасси убирается в фюзеляж иногда поворотом вокруг двух осей
1—1', 2—2', параллельных продольной оси самолета (рис. 12.24)
Такая кинематика шасси особенно удобна для самолетов-истреби-
телей, у которых под фюзеляжем и в корневых частях крыла обычно
подвешиваются контейнеры с вооружением и топливные баки.
8.2. Носовые стойки шасси убираются в переднюю часть фюзе-
ляжа вращением в плоскости симметрии самолета. Уборка носовых
стоек может осуществляться как по потоку, так и против него. Убор-
ка стойки против потока повышает надежность системы выпуска
шасси, так как выпуску стойки ц. установке ее на замок способ-
ствуют аэродинамические силы.
8.3. Особенности работы силовых элементов, обеспечивающих
Уборку и выпуск шасси. Уборка и выпуск шасси осуществляют-
ся при помощи воздушной, гидравлической или электрической
383
бортовых систем. Исполнительными элементами этих систем cnv
силовые цилиндры (подъемники). Нагрузка на подъемник зав^Г
от кинематической схемы шасси и сил, действующих на него ГТ
уборке (выпуске) шасси в полете усилие в подъемнике определяет™
аэродинамическими и массовыми силами, действующими на стоик '
а также силами трения в системе. Если подъемник является пот’
косом (рис. 12.25, а), то как элемент стойки он нагружается больши-
ми силами при посадке и движении самолета по грунту. В рассмат
риваемом случае подкос нагружается от сил, действующих на шас'
си при боковом ударе. От лобовых сил он не работает. Для фикса'
ции подкоса-подъемника в крайних положениях предусматривают
механические (шариковые, кольцевые) или гидравлические замки
При уборке стоек шасси по потоку (по хорде крыла) обычно
применяют складывающиеся подкосы (рис. 12.25, б), которые
нагружаются при действии лобовых и вертикальных нагрузок на
шасси. Для предотвращения складывания подкоса в выпущенном
положении шасси ему придают обратную стрелу прогиба. В рас-
сматриваемой схеме цилиндр-подъемник нагружается только при
уборке и выпуске шасси. н
Чтобы повысить жесткость подкоса, его иногда выполняют фер-
менной конструкции (см. рис. 12.8). Подкосы основных стоек стре-
мятся размещать впереди стоек по полету (см. рис. 12.10), с тем
чтобы от действия лобовых нагрузок они работали на растяжение.
§ 9. Расчет стоек шасси на прочность
Для расчета шасси на прочность прежде всего нужно опреде-
лить нагрузки, действующие на стойку, и построить для нее эпюры
поперечных и осевых сил, изгибающих и крутящих моментов. Раз-
меры шасси берут с учетом эксплуатационного обжатия амортиза-
ции. Чтобы выявить наиболее нагруженное сечение стойки,
вначале обычно строят эпюры Q, N, М и Мк от единичных лобовых,
вертикальных и боковых сил. Затем эти эпюры умножают на вели-
чины соответствующих сил в рассматриваемых расчетных случаях.
Дальнейший расчет сводится к определению нормальных и каса-
тельных напряжений в наиболее опасных сечениях и сравнению их
с допускаемыми напряжениями. Величиной касательных напряже-
ний от поперечной силы обычно пренебрегают ввиду их малости по
сравнению с величиной касательных напряжений от кручения.
Ниже показаны примеры построения эпюр нагрузок для элемен-
тов телескопической и рычажной стоек шасси.
9.1. Телескопическая стойка. В плоскости уг (рис. 12.26, а) стойка
представляет собой консольную балку, шарнирно опертую в точках
О и D. Плоский шарнир О— узел подвески стойки на самолете.
Шарнир D — узел крепления подкоса-подъемника. Подъемник рас-
положен в плоскости yz. В плоскости ух (рис. 12.27,6) стойка пред-
ставляет собой консольную балку, защемленную в узле О—б) .
384
Рассмотрим работу стойки отдельно от действия сил Ру, Рг
И Р х-
Действие вертикальной силы Рд (рис. 12.26, б). Опорные реак-
ции в узлах О и D можно определять графически — построением
силового треугольника АВС — или аналитически — при помощи
уравнений равновесия.
Рис. 12.26
Эпюры М, Q и N показаны на рис. 12.26, в. Скачок в эпюре из-
гибающих моментов AM = Snecos Р объясняется тем, что узел О
Не лежит на оси стойки. Поперечная сила равна горизонтальной
составляющей силы, действующей в подкосе,— Sn sin р.
Шток амортизатора может рассматриваться как двухопорная
алка, опертая на цилиндре в точках 3 и 4. Поэтому эпюра М для
Шт°ка постоянна до точки 3, а далее уменьшается до нуля в точке 4.
Рис. 12 z8
Эпюра изгибающих моментов для полуоси 1—Г крепления
колеса показана на рис. 12.26, г.
Действие боковой силы Рг (рис. 12.27, а). Определение реакций
стойки в узлах О и О выполнено графически (силовой треугольник
А'В'С). От силы Рг стойка работает на поперечный изгиб и сжатие.
На рис. 12.27, а показаны эпюры М, Q и N от действия силы Р '
В общем случае, если ось стойки образует некоторый угол с верти-
калью (в плоскости ух) или колесо имеет вынос относительно ее
оси, то сила Рг вызывает так-
же кручение стойки.
Действие лобовой силы Р
(рис. 12.27, б). От нагрузки Р*
стойка работает на попереч-
ный изгиб и кручение как кон-
сольная балка, защемленная
в узле О—О'. На рис. 12.27,6
эпюры М и Q построены от-
дельно для штока и для ци-
линдра. Передача крутящего
момента от штока к цилиндру
амортизатора осуществляется
с помощью двухзвенника 1—
2—3 (рис. 12.26, а).
Чтобы выявить нагруже-
ние штока и цилиндра, мыс-
ленно рассечем стойку плос-
костью, перпендикулярной к
ее оси и проходящей через шарнир 2 (рис. 12.28). В узле 2 дей-
ствует сила Т — где d — расстояние от узла 2 до оси стойки.
Из условия равновесия отсеченной части найдем, что в сечении
штока действует поперечная сила Q = Т.
Элементы траверсы и шток работают на поперечный изгиб.
Изгибающий момент звена 1—2
Л4]_2 = Т1\-2- •
Изгибающий момент штока в сечении 1
М1!Т| = 771-2 cos У! _2,
в сечении 4
^Ч[]|т4 ~ 7* (/]—4 1[—2 COS У1—о),
где Vi—2 — угол между осью штока и звеном 1—2.
Изгибающий момент, передаваемый на цилиндр,
Мцил = Пг-зсоэ у2-з.
Там же показана эпюра крутящих моментов Мк шт = ЦЧЛ 1 >Р
9.2. Стойка с рычажной подвеской колеса. В качестве примера
рассмотрим стойку с выносным амортизатором (рис. 12.29), нагру-
женную силами Ру и Рг. Подкос-подъемник расположен в плос-
386
«ллгти иг Построение эпюр М, Q, Мк и N будем вести отдельно для
и рычага 1-3. _
Стойка 6—3 от действия вертикальной силы Ру работает на
поперечный изгиб в плоскостях ху, yz и на сжатие (растяжение).
В плоскости ху (рис. 12.29, а) стойка представляет собой кон-
сольную балку, защемленную в узле 6. Нагружается она от аморти-
затора в точке 5 силой SaM и от рычага в точке 3 силой /?3. Эпюры
Рис. 12.29
Мг, Q и N от действия этих сил представлены на рис. 12.29, а. Ска-
чок в эпюре изгибающих моментов АЛ4г = SaMc cos у объясняется
наличием эксцентриситета с в узле 5. Так как в рассматриваемом
примере подкос-подъемник расположен в плоскости yz, то усилие
В подкосе Sn не оказывает влияния на характер эпюр.
В плоскости yz (рис. 12.29, б) стойка может рассматриваться
как шарнирно опертая балка с консолью. От силы Р в узле 3 на
стойку передается момент Руа. Эпюры Q и Мх для этого случая
представлены на рис. 12.29, б. Скачок в эпюре изгибающих момен-
тов АМХ = Snye cos р.
Нагружение и уравновешивание стойки от действия боковой
силы Рг показано на рис. 12.29, в.
13'
387
Рычаг 1—3 работает на поперечный изгиб и кручение. Внеш-
ними нагрузками для него являются силы Ру и Рг. От действия
силы Р рычаг работает в своей плоскости как балка, шарнирно
опертая^в узлах 3, 2, и из плоскости — как консольная балка, за-
щемленная в узле 3. Реакции рычага 7?з и Зам в плоскости ху мож-
но определить графически (рис. 12.29, г).
Чтобы упростить построение эпюр, силу Ру обычно расклады-
' эси рычага — Ру sin а и перпен-
дикулярно к ней — Ру cos а. От
действия P^coscc рычаг работает
на поперечный изгиб в своей
плоскости и на кручение (А4К =
= Руа cos а). От силы Ру sin а
рычаг работает на растяжение
(сжатие) и на изгиб из его пло-
скости (М = Руа sin а) как кон-
сольная балка, защемленная в
точке 3.
От силы Рг рычаг также ра-
ботает на поперечный изгиб из
его плоскости и на кручение.
9.3. Рычажная стойка, уби-
рающаяся поворотом относи-
тельно двух параллельных осей
хи х' (рис. 12.30). Стойка состоит
из горизонтальной балки 1—3,
шарнирно закрепленной в узле 1,
вертикальной балки 3’—6 и ры-
чага 6—7. Выносной амортиза-
тор в узлах 5 и 7 прикреплен к
стойке и рычагу. В выпущен-
ном положении стойка удержи-
вается от поворота вокруг оси х
подкосом-подъемником 2—2', а
от поворота вокруг оси х' —
складывающимся подкосом 2—4.
Последний обеспечивает также
кинематическую связь между го-
ризонтальной и вертикальной частями стойки при уборке. Иногда для
разгрузки подкоса 2—4 в узле 3 предусматривают специальный упор.
Рассмотрим нагружение и работу элементов стойки от действия
силы Р , приложенной к оси колеса. Рычаг 6—7 в этом случае ра-
ботает на изгиб (М7 = Ру a cos у) и кручение (Мк7 = Ру a sin у),
а также на растяжение от силы 36_7. Величины осевых сил рычага
Зе-? и амортизатора S5-7 можно определить из условия их равно-
весия аналитически или из треугольника сил ЛВС.
Балка 3—3'—6 нагружается силами и моментами от рычага и
амортизатора. При этом на поперечный изгиб в плоскости ху она
388
работает от силы Se—т sin у и горизонтальной составляющей силы
5з_7, в плоскости yz — от горизонтальной составляющей силы
S2_4 и момента Л4хв= Руа, на растяжение (до узла 5) — от силы
Se—7 cos V и сжатие (выше узла 5). В общем случае стойка 3'— 6
работает и на кручение от момента Му$. Реакции в узле 3 можно
найти из условий равновесия балки: ЛГг3 = Ру (b + с); Ra «
—; Ру — S2-4 sin ₽ и S3 = £2-4 cos р. Сила £2-4, вызывающая
растяжение складывающегося подкоса, определяется из условия
равновесия балки 3 — 3'—6 в плоскости yz от действия момента
Мхв или, что равнозначно, из условия равновесия стойки 3—6—7
от силы Ру. Размер 3 — 3' небольшой, он ограничен габари-
тами плоского шарнира 3, поэтому практически подкос 2—4 можно
считать расположенным в плоскости yz.
Горизонтальная балка 1—3 работает на поперечный изгиб, кру-
чение и сжатие (до узла 2) от нагрузок /?3, S3h момента Af?3> пере-
дающихся от стойки 3—3'—6. Усилия в подкосе-подъемнике 2—2’
можно найти из условия равновесия балки 1—3, нагруженной в
узлеЗ силами /?3 и S3 и в узле 2 силой S2_4, а также из равновесия
всей стойки, опирающейся в узлах 2 и 1 и нагруженной силой Р .
Выше, рассматривая работу элементов стойки, не учитывали
эксцентриситет в узлах 3, 5, 6 и 7.
9.4. Проверка прочности. Элементы конструкции шасси рабо-
тают в условиях сложного напряженного состояния. В сечениях
стойки действуют нормальные напряжения
и касательные напряжения
где М — V М* + Мг — суммарный изгибающий момент стойки
от нагрузок, действующих в плоскостях
ху и у г;
N — осевая сила;
F — площадь поперечного сечения стойки;
^из ~ зГо — d*) — момент сопротивления изгибу;
D, d — внешний и внутренний диаметры сече-
ния стойки;
WK — 2WH3 — момент сопротивления кручению.
Если амортизатор расположен внутри стойки (см. рис. 12.9, а,
виг; рис. 12.10), то ее следует рассчитывать также на разрыв от
избыточного давления. При этом расчетные напряжения в продоль-
ном сечении (вдоль образующей)
= (12-9)
где Ртах— давление газа в амортизаторе при его максимальном
обжатии;
389
г» б — средний диаметр и толщина стенки цилиндра;
. коэффициент безопасности. Для агрегатов, работаю-
' щих на разрыв от внутреннего избыточного давления,
обычно принимают f = 3,0.
„ ппОверки прочности воспользуемся третьей теорией проч-
ДЛЯсогласно которой приведенное напряжение должно быть
Н°Сьше (равно) временному сопротивлению материала, т. е.
Оприв ов- (12.10)
Для стенки цилиндра амортизатора это условие может быть записа-
но так: _____________
Оприв = /(°, — °)2+ 4x3 (12.11)
иЯ о сжимающие, поэтому в формулу (12.11) их значе-
™аПРнужно подставлять со знаком «минус». При расчете штока
== °- сы.подъемники, фиксирующие стойку в выпущенном по-
ложении обычно рассчитывают на продольный изгиб.
I УСТРОЙСТВА,
к СОКРАЩАЮЩИЕ ДЛИНУ РАЗБЕГА
И ПРОБЕГА
Рост скорости полета ведет к повышению взлетной и посадочной
скоростей, и как следствие, к увеличению длины разбега и пробега.
В результате этого растут потребные размеры взлетно-посадочных
полос и их стоимость.
Ниже рассматриваются устройства, позволяющие укоротить
длину разбега и пробега, а следовательно, взлетную и посадочную
дистанции. Одновременно эти устройства сокращают время взлета
и посадки самолета.
§ 1. Устройства, сокращающие длину пробега
(13-1)
Длина пробега при постоянном среднем значении ускорения
(торможения) /Ср, как известно, может быть определена по формуле
, _ Vnoc _ G^noc
пр 2/ср - 2g/?cp ’
где Vnoc — посадочная скорость, м/с;
G — вес самолета, кгс;
'Рср — среднее значение тормозной силы, кгс.
Из формулы видно, что длину пробега можно сократить, умень-
шая посадочную скорость ИПОс или увеличивая отрицательное уско-
рение самолета /ср. Для уменьшения Vnoc используют механизацию
крыла — закрылки, щитки и предкрылки, крыло изменяемой стре-
ловидности, возможно применение энергетических средств — сдув
или отсос пограничного слоя. Ниже рассматриваются устройства,
увеличивающие /ср за счет создания тормозной силы на пробеге.
На современных самолетах для сокращения длины пробега ис-
пользуются следующие устройства;
— тормоза колес и лыж, увеличивающие силу сопротивления
со стороны грунта;
— парашюты, тормозные щитки и спойлеры, создающие дополни-
тельное лобовое сопротивление самолету;
реверсоры тяги, создающие отрицательную тягу двигателя;
воздушные винты, лопасти которых в положении малого шага
создают большую тормозящую силу.
391
§ 2. Тормоза колес
Тормоза колес — наиболее эффективное средство торможения
самолета при пробеге. Использование тормозов на сухом грунте
позволяет сократить длину пробега на 35—40%. Оценить длину
пробега самолета в случае применения колесных тормозов можно
по формуле (13.1), полагая, что тормозная сила, в основном, опре-
деляется суммарной силой трения колес о грунт.
Торможение осуществляется приложением к колесу тормозного
момента Л4торм (рис. 13.1). Этот момент уравновешивается моментом
Л1сц сцепления от силы Т сцепления колеса с грунтом и частично
Рис. 13.1
моментом инерционных сил коле-
са. Величина тормозного момента
зависит от конструкции тормоза, а
также от давления газа или жид-
кости в тормозной системе. Момент
силы сцепления
Мсц = Т(Я-6),
где T = ft(G— Y) k;
и Y — вес и подъемная сила са-
молета;
k — коэффициент, учитываю-
щий долю веса самолета,
приходящуюся на колесо;
/т — коэффициент трения за-
Величина /т зависит от вида
торможенного колеса.
и состояния покрытия взлетно-по-
садочной полосы, состояния пневматика, скорости движения
(рис. 13.2) [17] и, кроме того, от проскальзывания колеса относи-
тельно поверхности полосы. Последнее в свою очередь зависит от
приложенного тормозного момента, точнее от соотношения между
тормозным моментом и моментом сил сцепления: MTopM/Mcp. С уве-
личением давления зарядки пневматика, скорости движения и
увлажнением поверхности взлетно-посадочной полосы коэффициент
трения уменьшается. Он уменьшается также и по мере увеличения
износа пневматика. Если износ протектора составляет 90%, то
в случае торможения по мокрой полосе коэффициент трения падает
на 20—40% — тем больше, чем больше скорость движения.
Проскальзывание характеризуют относительной величиной
, ыт
s = 1--------1-
w
где сот и со — угловая скорость вращения колеса при торможении
и при свободном качении.
Зависимость относительной величины коэффициента трения
Д, = -J1— от проскальзывания s приведена на рис. 13.3. Если
I т max
392
проскальзывание отсутствует, коэффициент трения близок к нулю.
С увеличением проскальзывания он быстро возрастает и при s =
__ 0 15 0,30 достигает максимума, а затем падает. Невращающее-
ся колесо (s = 1) движется юзом с коэффициентом трения на 25—
30% меньше своего максимального значения. Длина пробега при
этом увеличивается, протектор и корд пневматика быстро истира-
ются, срок службы его резко сокращается, возникает опасность
разрушения и срыва пневматика. Последнее может привести к рез-
кому развороту самолета в сторону разрушенного пневматика, вы-
катыванию самолета за пределы полосы и к аварии.
Проскальзывание является следствием превышения тормозного
момента Л4ТоРм над моментом Л1СЦ от сил сцепления колес с грунтом.
Рис. 13.2
Значение проскальзывания s, которому соответствует максимум
коэффициента трения, имеет место лишь при определенном соотно-
шении между Мторм и Мсц. Момент Л1торм зависит от давления в систе-
ме торможения, которое регулирует летчик, нажимая на тормозной
рычаг, момент Л4СЦ — от коэффициента трения, который в свою
очередь зависит от состояния грунта, пневматика и скорости движе-
ния. У летчика нет средств контроля тормозной силы и тормозного
момента, а поэтому, нажимая тормозной рычаг, он не может задать
оптимальную программу торможения. Чтобы обеспечить последнее,
на современных самолетах устанавливают автоматы торможения,
которые, кроме того, предотвращают движение юзом и тем самым
обеспечивают безопасность торможения на больших скоростях
движения.
2.1. Система автоматического регулирования торможения со-
стоит из тормозных колес, инерционных или иных датчиков про-
скальзывания, реле и электромагнитных стравливающих клапанов.
Работает система при подаче летчиком сигнала на торможение.
На современных самолетах используются специальные системы
торможения, которые в течение всего пробега регулируют соотно-
шение между моментом сил трения и тормозным моментом, в то
время как летчик удерживает давление в системе торможения по-
стоянным. Эти системы предотвращают полное затормаживание ко-
лес и движение юзом. Для летчика они упрощают процесс тормо-
жения.
393
Чувствительными элементами системы служат инерционные дат-
чики, устанавливаемые на всех тормозных колесах. Срабатывают
датчики в случае превышения тормозного момента над моментом
сил трения, реагируя на возникающее замедление угловой скорости
вращения колеса. Основные детали датчика — валик, находящийся
в зацеплении с зубчатым венцом колеса, и маховичок, сидящий на
валике с небольшим оттарированным трением. При резком умень-
шении угловой скорости колеса маховичок, который по инерции
продолжает вращаться с прежней скоростью, проворачивается на
оси ведущего валика и выдвигает толкатель, замыкающий электри-
ческие контакты. Электросигнал включает электромагнитный страв-
ливающий клапан, управляющий сбросом давления в системе тор-
мозов. С уменьшением тормозного момента угловая скорость колеса
возрастает, маховичок возвращается в исходное положение, элект-
роклапан прекращает стравливание и давление в системе возрастает
до прежней величины.
Система регулирования существенно повышает безопасность
движения самолета во время торможения. Однако максимальное зна-
чение коэффициента трения при этом не поддерживается. Среднее
реализуемое значение коэффициента трения по длине тормозного
участка обычно не превышает 0,2—0,3, тогда как максимальное
значение коэффициента трения при движении по сухому бетону до-
стигает 0,5 и даже больших значений. В процессе торможения ко-
эффициент трения за каждое срабатывание системы изменяется от
максимально возможного значения до величины трения качения
незаторможенного колеса. Считают, что системы с непрерывным оп-
тимальным регулированием тормозного момента, основанные на
замере проскальзывания сравнением скорости движения с линейной
скоростью контактной поверхности тормозного колеса, могут обес-
печить более высокое среднее значение коэффициента трения при
торможении.
2.2. Энергоемкость тормозов определяется количеством кинети-
ческой энергии, которую они способны преобразовать в тепловую и
частично рассеять при нагреве до определенной температуры.
Самолет, приземляющийся со скоростью УПОс, обладает кинети-
ческой энергией
Е = 0,5AlVnoc кгс • м,
где М — масса самолета, кгс-с2/м.
У современных самолетов кинетическая энергия на посадке мо-
жет составлять несколько миллионов килограммометров. Сравни-
тельно небольшая часть этой энергии расходуется на преодоление
аэродинамического сопротивления самолета, а основная доля по-
глощается и рассеивается тормозами колес. На самолетах, не снаб-
женных дополнительными тормозными устройствами, тормоза ко-
лес поглощают 60 — 80% этой энергии; на самолетах, использую-
щих тормозные парашюты, реверсоры тяги или какие-либо другие
тормозные устройства,— 30...40%.
394
Кинетическая энергия в тормозах колес преобразуется в тепло-
вую посредством трения между фрикционными парами элементов
тормоза. При этом происходит нагрев всех деталей тормоза и колеса.
Количество тепла, которое может поглотить тормозное колесо,
Q = (Тдоп - То) ЕсД, (13.2)
где Тдоп — допустимая температура тормоза (обычно 400—500° С);
То — начальная температура тормоза;
с , Gj — теплоемкость и вес каждой из деталей тормоза; ct —
1 = 0,12 -т- 0,17 ккал/(кгс• °C).
Этому количеству тепла соответствует работа
А = 427Q, (13.3)
определяющая энергоемкость тормоза.
Если тормоза имеют недостаточную энергоемкость, то торможе-
ние на пробеге и рулении может приводить
интенсивное торможение — к увеличению
длины пробега. Повысить энергоемкость
тормоза, как следует из формул (13.2) и
(13.3), можно, увеличивая допустимую тем-
пературу нагрева Тдоп, вес и удельную теп-
лоемкость элементов. Однако увеличение
допустимой температуры свыше 400—600° С
приводит к резкому уменьшению коэффи-
циента трения между фрикционными эле-
ментами и к уменьшению тормозного мо-
мента .
Высокие температуры нагрева тормозов
нежелательны и с точки зрения готовности
самолета к повторному вылету. Так, тор-
моза, нагретые до 200° С, летом остывают в
течение 1,5—2 ч. На рис. 13.4 приведен
примерный график изменения температур!
ни t их естественного охлаждения.
Расчет температуры тормоза по времен
пользуя соотношения
т = Qi •
* С1 србт
Qt = Qi—i — AQ,-;
= a (71/—i — TSAt;
t: = V At- 1=1, 2, 3, .. . ,
о
гДес1ср— среднее для элементов тормоза значение теплоемкости
(в диапазоне рассматриваемых температур его можно
принимать постоянным);
G, — вес тормоза;
Т тормозов от време-
можно провести, ис-
(а)
(б)
393
a — коэффициент теплоотдачи от колеса в окружающую
среду;
Тн — температура окружающей среды;
S — площадь поверхности, через которую происходит тепло-
отдача;
А/ — расчетный интервал времени, выбираемый в зависимости
от требуемой точности расчета (5, 10, 15, ... мин).
В начальный момент времени t = 0 температура 7Vi = Tmax,
тепло, аккумулированное в тормозах, Q£_i = Qmax. Значение Qmax
определяется по формуле (13.2) при Ттах = Тлоп и То = 0. Даль-
нейший расчет ведут в следующем порядке. Вначале по формулам
(б) определяют отдачу тепла AQX от тормоза в окружающую среду
за время /i = At, оставшееся в тормозе тепло и соответствующую
температуру 7\ тормоза. Затем по найденному значению 7\ для
времени t2 = 2А^ определяют AQ2, Т2 и т. д.
Чтобы ускорить охлаждение тормозов, иногда применяют при-
нудительное охлаждение их водой, смесью воды со спиртом или
продувают воздухом. На рис. 13.4 приведен график изменения тем-
пературы колесных тормозов при охлаждении их на стоянке спе-
циальным вентилятором. Как видно из рисунка, способ этот доста-
точно эффективен.
Высокая температура нагрева тормозов ухудшает и условия
работы пневматиков. Прочность резины и кордовых волокон пнев-
матиков с увеличением температуры резко снижается. Повторный
вылет на прогретых пневматиках может привести к разрыву их
и тяжелому летному происшествию. Для улучшения условий работы
пневматиков и тормозов на тормозных колесах предусматривают
специальные теплоизолирующие прокладки, тормоза выносят в
поток воздуха, создают специальные коммуникации для продув-
ки воздухом, исследуют возможности использования для тормо-
зов материалов с большой удельной теплоемкостью, не теряющих
прочность и фрикционные свойства при высоких температурах.
Чтобы исключить отказ тормоза и выход из строя колеса из-за пе-
регрева, на колесе устанавливают специальные термоизвещатели,
по состоянию которых легко установить, была ли превышена в про-
цессе эксплуатации допустимая температура.
В качестве перспективных материалов для тормозов рассматри-
вают бериллий и углерод. В диапазоне температур 0—600° С тепло-
емкость бериллия составляет 0,4—0,75 ккал/(кгс-°С), а углерода —
0,15...0,40 ккал/(кгс-°С), что превышает теплоемкость стали. По-
лагают, что применение этих материалов позволит в 2 раза и более
уменьшить вес тормоза. Однако токсичность оксида бериллия, что
исключает возможность его применения для фрикционных поверх-
ностей, и снижение механических свойств при нагреве тормозят его
внедрение. Углерод не имеет этих недостатков. Но его малая плот-
ность требует для обеспечения заданной теплоемкости большого
объема материала. К тому же он недостаточно стоек к ударам, по-
рист, а при поглощении влаги коэффициент трения его резко падает.
896
Все это затрудняет разработку эффективной конструкции тормоза.
Изучается вопрос об использовании для тормозов композиционных
материалов из углеродной матрицы, упрочненной углеродным
Рис. 13 5
волокном.
В зависимости от потребной энергоемкости на современных са-
молетах применяют, в основном, два типа тормозов — камерные
и дисковые.
2.3. Камерный тормоз (рис. 13.5) монтируется внутри тормозной
рубашки 2, закрепленной на барабане 1 колеса. В корпусе 6 тормо-
за, неподвижно закреп-
ленном на оси колеса,
имеются радиальные па-
зы для тормозных коло-
док 4, которые удержи-
ваются возвратными пру-
жинами 3. В кольцевую
полость между корпусом
и тормозными колодками
уложена камера 5 тор-
моза, к которой через
штуцер 7 подводится
сжатый воздух или жид-
кость. При торможении
усилием расширяющей-
ся камеры колодки, сжи-
мая возвратные пружи-
ны, прижимаются к тор-
мозной рубашке и созда-
ют тормозной момент
^1торм == fpFr,
где f — коэффициент тре-
ния пары «колод-
ка — тормозная рубашка»; он зависит от материала фрик-
ционной пары; обычно f = 0,3 4- 0,4;
р — давление на поверхность трения, которое определяется
разностью давления в камере и противодавления, завися-
щего от упругости тормозной камеры и возвратных пру-
жин;
F — суммарная площадь тормозных колодок;
г — расстояние от поверхности трения тормозных колодок
до оси колеса.
По известному тормозному моменту можно рассчитать потреб-
ное рабочее давление в тормозной системе.
Работа тормоза существенно зависит от состояния колодок. При
их износе увеличиваются зазоры между колодками и тормозной ру-
башкой, растет потребное количество воздуха (жидкости), которое
397
нужно подать в камеру для прижатия колодок к рубашке, и, в свя-
зи с этим, увеличивается время зат
зазоры между колодками и рубашю
тормозов — уменьшается плавность
рмаживания колес. Большие
5 ухудшают также динамику
торможения, увеличиваются
нагрузки на элементы тор-
моза.
2.4. Дисковый тормоз
(рис. 13.6) включает кор-
пус 1 тормоза, нажимной
диск 3, вращающиеся 4 и
невращающиеся 5 диски,
блок цилиндров с поршня-
ми 2, а также узел растор-
маживания, элементы ко-
торого (рис. 13.7) монти-
руются в колодцах блока
цилиндров. Вращающиеся
диски своими выступами
связаны с барабаном 6 ко-
леса, невращающиеся — с
корпусом тормоза, закреп-
ленным на оси колеса. Так как в барабане и корпусе имеются па-
зы, а на дисках — соответствующие выступы, то диски могут пере-
мещаться вдоль оси.
Торможение осуществляется силами трения, которые возникают
между дисками в процессе их сжатия. Включается тормоз в работу
с помощью системы торможения.
Если в цилиндры подано давле-
ние, поршни выдвигаются и сжи-
мают пакет дисков, обеспечивая
тем самым создание тормозного
момента. Когда давление сброше-
но, возвратные пружины осво-
бождают диски и колесо растор-
маживается.
Зазор 6 (рис. 13.7) между на-
жимным диском 3 и тормозным
пакетом (совокупностью всех дис-
ков) 4 регулируется стержнем 2,
выдвигающимся по мере износа дисков из разрезного хомутика 1,
в котором он удерживается силами трения. Последние больше
усилия сжатия возвратной пружины 6, поэтому при торможении
и растормаживании хомутик и стержень работают как одна деталь.
Если зазор между диском и пакетом превысит допустимую величину,
то во время очередного срабатывания тормоза хомутик упрется
в крышку 5 и стержень, преодолевая силы трения, выдвинется из
него на величину износа. На столько же сместится вправо (по ри-
сунку) связанный со стержнем нажимной диск. Благодаря этому
Рис. 13.7
398
зазор между нажимным диском и тормозным пакетом автоматически
поддерживается постоянным.
Величина тормозного момента зависит от усилия сжатия дисков,
площади трущихся поверхностей и коэффициента трения:
^^торм — /5гЦ,
где f — коэффициент трения фрикционной пары;
S — осевое усилие сжатия тормозных дисков;
г — эффективный радиус трения, приблизительно равный по-
лусумме наружного и внутреннего радиусов диска;
п — количество пар поверхностей трения.
Для обеспечения высокого коэффициента трения и сравнительно
небольшого износа в качестве фрикционных пар обычно применяют
биметаллические и металлокерамические диски. По конструкции
диски могут быть монолитными или составными — из отдельных
секций. Чаще применяют составные диски. В условиях высоких
температур в них возникают меньшие температурные напряжения
и они меньше деформируются, чем монолитные диски. Для карка-
сов металлокерамических дисков обычно применяют высоколегиро-
ванную или жаропрочную сталь. В настоящее время в качестве пер-
спективного материала для фрикционных пар рассматривается
бериллий, который обладает хорошими теплопоглощающими свой-
ствами. Ожидают, что его применение позволит повысить энергоем-
кость тормозов без увеличения их веса.
Дисковый тормоз допускает более высокие температуры, чем
камерный, поэтому, при прочих равных условиях, его энергоем-
кость может быть выше. Недостаток дисковых тормозов —• медлен-
ное остывание. Для более быстрого восстановления энергоемкости
тормозов иногда применяют специальные устройства или системы
для их охлаждения — вентиляторы и пр.
§ 3. Тормозные парашюты
Тормозные парашюты (рис. 13.8) используют как вспомогатель-
ное средство для сокращения длины пробега и как аварийное сред-
ство для быстрой остановки самолета после прерванного взлета.
Их применяют на большинстве современных самолетов.
Парашюты — эффективное средство торможения. Они позволяют
сократить длину пробега самолета на 30—35%. Тормозная сила
парашюта не зависит от состояния взлетно-посадочной полосы.
Поэтому относительная роль тормозных парашютов возрастает при
посадке на скользкий грунт, когда эффективность колесных тормо-
зов резко снижается из-за уменьшения коэффициента трения, а
пользование ими на начальном этапе пробега становится опасным.
Величина тормозной силы парашюта
т - 1/2 ? М’ 1/2
* пар — 2 ^паР — ^Л'^пар jg >
(13-4)
399
где сх — коэффициент лобового сопротивления, отнесенный к
площади парашюта (для ленточных парашютов сх =
= 0,4 4- 0,6);
V — скорость, м/с;
Snap — площадь купола парашюта (суммарная, если несколько
парашютов), м2.
Силу Тиар нужно определять для участка пробега от скорости
раскрытия до скорости отцепления парашюта (20—30 м/с).
В приближенных расчетах удобно пользоваться средним значе-
нием тормозной силы парашюта, отнесенным к длине пробега:
V
*пос
v пос %
Подставляя сюда Тпар из формулы (13.4) и приняв сх = 0,4, най-
дем
S V2
ГсР = ~П 120ПОС' • (13.5)
Дополнительное среднее ускорение самолета (отнесенное к дли-
не пробега), обусловленное тормозной силой парашюта, опреде-
ляется по формуле
Д/ср.п — g QP ,
где g — ускорение силы тяжести.
Величина полного ускорения (замедления) самолета
/ср = /ср.0 + Д/'ср.п-
Для современных самолетов среднее ускорение при использовании
только тормозов колес /ср.о = 2 4- 2,5 м/с2, Д/Ср.п = 0,5 4- 1,0 м/с2.
Приведенные формулы могут быть использованы для определения
площади купола парашюта, обеспечивающей получение требуемого
значения тормозной силы и необходимое сокращение длины пробега.
Пример. Для самолета, у которого посадочная скорость ^Пос=^ ^с’
посадочный вес G — 9000 кгс, длина пробега Lnp = 1300 м, определить площадь
тормозного парашюта, обеспечивающего уменьшение длины пробега до Lnpn =
= 900 м.
400
Среднее ускорение самолета на пробеге без парашюта
^ПоС 752 __ О «М2
,СР° “ "2/^7 ~ 2 • 1300 ->6/-
Потребное среднее ускорение для обеспечения Ln = 900 м
V2 742
• ПОС /О n t П г 9
7ср'п = 2Lnp.n = 2 • 900 = 3’ 2 М/С ’
Потребное приращение ускорения
д/ср.п = /ср.п - /ср = З-12 - 2-16 = 0,96 м/с’.
Потребная дополнительная тормозная сила
^пос . . 9000 _ о_ QBn
Тср = -у~ д/ср.п = -^81- • °-96 = 880 кгс,
и, наконец, потребная площадь парашюта
l^nap 120 880 _
5пар - 2 - 752 - 19 м.
v пос
Тормозные парашютные системы включают от одного до четырех-
пяти парашютов общей площадью куполов от 15—20 м2 до 60—80 м2
в зависимости от взлетного веса самолета.
Сопротивление парашюта пропорционально квадрату скорости.
Поэтому с целью более эффективного торможения и сокращения
длины пробега парашюты целесообразно выпускать еще до призем-
ления, в конце выдерживания, когда расстояние колес от земли со-
ставляет 0,5—1 м. Однако из-за ограничений по прочности или по
соображениям, связанным с балансировкой самолета, чаще пара-
шют выпускают одновременно с приземлением на основные опоры
или после касания грунта всеми опорами.
Контейнер с парашютом располагают в хвостовой части фюзеля-
жа. Створки контейнера и замок троса парашюта обычно открывают-
ся при помощи цилиндров, работающих от воздушной системы. На
случай самопроизвольного выпуска парашюта предусматривается
автоматический сброс его. Место для контейнера и замок троса па-
рашюта стремятся располагать так, чтобы плечо тормозной силы
парашюта относительно центра тяжести самолета было по возмож-
ности минимальным.
Наиболее неблагоприятные условия получаются, когда контей-
нер располагается в нижней части фюзеляжа. В этом случае при
выпуске парашюта возникает большой пикирующий момент, кото-
рый стремится опустить самолет на нос. Этот момент парируется
отклонением стабилизатора (рулей высоты). Если рулей не хватает,
то возможен резкий удар в переднюю опору. Чтобы избежать уда-
ра, на таких самолетах тормозные парашюты выпускают после пе-
реваливания самолета на носовую опору или уменьшают площадь
купола парашюта. Если контейнер расположен в верхней части фю-
зеляжа, момент от тормозной силы парашюта сравнительно невелик
и легко парируется отклонением стабилизатора.
401
Выпуск тормозных парашютов осуществляется летчиком или ав-
томатически, например в момент касания грунта основными опорами
самолета. Полностью включается в работу тормозной парашют
за 2—3 с.
Использование тормозных парашютов требует от летчика повы-
шенного внимания во время выполнения посадки. К числу эксплуа-
тационных недостатков тормозных парашютов можно отнести то,
что их каждый раз приходится сбрасывать с самолета и быстро уби-
рать с посадочной полосы. Парашюты довольно быстро изнаши-
ваются.
При посадке с боковым ветром парашют приходится сбрасывать
на большой скорости движения, с тем чтобы уменьшить разворот
самолета. Выпуск парашюта на скорости, превышающей допусти-
мую, приводит к увеличению нагрузок на фалы и к их разрыву.
Если разрыв фал несимметричен, возможно появление боковой си-
лы, разворот самолета и его выкатывание со взлетно-посадочной
полосы.
Вес применяемых парашютов с контейнером и тросом составляет
1,0—1,5 кгс на один квадратный метр поверхности купола.
§ 4. Тормозные щитки и интерцепторы (спойлеры)
Для создания тормозной силы на пробеге можно использовать
тормозные щитки (аэродинамические тормоза) и спойлеры. Эффек-
тивность использования тормозных щитков, установленных на фю-
зеляже или на киле, для сокращения длины пробега невелика.
Поэтому на современных самолетах для этих целей они применяются
редко, чаще используются спойлеры.
.Спойлеры устанавливают на верхней поверхности крыла перед
закрылками. Их площадь обычно составляет 5 — 8% площади
крыла. Отклоняются они вверх на (45—60°) обычно после касания
самолетом грунта и обжатия главных сгоек шасси. Эффект спой-
леров проявляется двояко. Во-первых, выдвинутые в поток, они
вызывают значительный рост сопротивления, т. е. создают до-
полнительную тормозную силу, и, во-вторых, что не менее важно,
способствуют резкому уменьшению подъемной силы крыла (их поэто-
му иногда называют «гасителями подъемной силы на посадке»),
а это приводит к увеличению нагрузки на опоры и повышению эф-
фективности использования колесных тормозов.
§ 5. Реверсивные тормозные устройства
Реверсивные тормозные устройства служат для создания отри-
цательной тяги, которая используется для торможения с целью со-
кращения длины пробега.
Реверсируется тяга отклонением газовой струи двигателя. Обыч-
но реверсор располагается в задней части соплового узла и представ-
402
ляет собой заслонки (рис. 13.9), которые преграждают путь газовой
струе и поворачивают ее навстречу движению. Величина реверси-
рованной тяги РррВ зависит от скорости и угла отклонения газовой
струи, расхода воздуха и скорости полета. На современных воздуш-
но-реактивных двигателях получают реверсивную тягу до 60%
прямой.
Дополнительное ускорение за счет реверса тяги
Д/рев = г-^.
Тяговооруженность современных пассажирских и транспортных
р е
самолетов составляет 0,3—0,4. Полагая —~ = 0,4 -4- 0,6, найдем
дополнительное ускоре-
ние за счет реверса тяги:
Д/рев = g (0,4 -4- 0,6) X
X (0,3 -4- 0,4) = 1,2-4-
-у 2,4 м/с. Использова-
ние реверсора тяги по-
зволяет сократить длину
пробега в 1,5—2,0 раза.
Особенно эффективны ре-
версоры на самолетах с
большой тяговооружен-
ностью.
Величина тормозной
силы реверсора тяги, Рис. 13.9
как и тормозного пара-
шюта, не зависит от состояния грунта, и поэтому при посадке на
скользкий грунт относительная роль его возрастает. Тормозная сила
от реверсора тяги меньше влияет на балансировку самолета, чем
сила от тормозного парашюта. Влияние ветра на работе реверсора
тяги практически не сказывается.
Включают реверсор на режиме выдерживания или после призем-
ления. В последнем случае он может включаться автоматически,
например при обжатии стоек основных опор шасси. Летчик можег
отключить его в любой момент. Чтобы предотвратить засасывание
посторонних предметов в двигатель, реверсор приходится выклю-
чать на сравнительно больших скоростях, что, безусловно, снижает
его эффект.
При наличии реверса самолет может двигаться по грунту не толь-
ко вперед, но и назад.
Вес реверсора составляет 10—15% веса двигателя.
На самолетах с турбовинтовыми двигателями перевод лопастей
винтов на малые углы при наличии поступательной скорости само-
лета приводит к резкому возрастанию сопротивления винта, что и
используется для торможения самолета на пробеге. Длина пробега
транспортного самолета весом около 50 тс с использованием четырех
403
реверсивных винтов и колесных тормозов сокращается примерно
на 50% по сравнению с длиной пробега при использовании только
колесных тормозов.
§ 6. Аэродромные задерживающие системы
Аэродромные задерживающие системы могут быть предусмотрены для нор.
мальной посадки, но чаще их используют как аварийное средство торможения и
остановки самолета, например в случае перелета и позднего приземления, при от-
казе колесных тормозов и других средств торможения, прерванном взлете.
В качестве задерживающего устройства может использоваться нейлоновая
сеть, установленная поперек посадочной полосы. Концы сети соединяются с рас-
положенными по обеим сторонам полосы амортизационными устройствами, кото-
рые могут быть гидравлическими, фрикционными и т. п. На пробеге самолет встре-
чается с сетью, увлекает ее за собой и тем самым включает в работу амортизато-
ры. Кинетическая энергия самолета при этом расходуется на преодоление сил со-
противления амортизаторов и частично упругих сил самой сети. Несмотря на
сравнительную простоту устройств, оии имеют ограниченное применение, так
как могут приводить к повреждениям конструкции самолета.
Вместо сети в качестве задерживающего устройства может использоваться
трос. Последний закрепляют на высоте около 100 мм над поверхностью дорожки.
Движущийся самолет зацепляется за трос специальным крюком. Достоинство за-
держивающей системы с тросом состоит в том, что трос не мешает рулению, осво-
бождение взлетно-посадочной полосы после срабатывания системы происходит
практически немедленно и трос сразу готов к последующему использованию. Не-
достаток системы в том, что она требует использования специального задерживаю-
щего крюка, его выпуска и уборки, усиления конструкции самолета в месте рас-
положения крюка и несколько утяжеляет конструкцию.
Аэродромные задерживающие системы весьма эффективны. Они позволяют
сократить длину пробега в 2—3 раза.
Для повышения безопасности посадки может быть применен так называемый
метод «замедления на мягком грунте». В этом случае для аварийного торможения
при выходе самолета за пределы посадочной полосы используется дополнительная
полоса, покрытая гравием, песком или водой, заключенной в длинных плоских
лотках. Сыпучая или жидкая среда позволяет обеспечить необходимую тормозную
силу и остановить самолет на требуемой дистанции. Недостаток этих методов
состоит в том, что вода может замерзать песок и гравий попадать в двигатель и
наносить повреждения конструкции самолета.
(13.6)
§ 7. Устройства, сокращающие длину разбега
Длина разбега при постоянном среднем значении ускорения /ср
(перегрузки пх) определяется по формуле
у2 у2
X _ отр отр
р ~ X? ~ •
Отсюда видно, что сократить длину разбега можно, уменьшая ско-
рость отрыва Готр и увеличивая ускорение /ср на разбеге.
Чтобы уменьшить Уотр, применяют те же средства, что и для
уменьшения посадочной скорости. Этой же цели служат поворотные
сопла и поворотные двигатели, часть тяги которых используется
для увеличения подъемной силы крыла в процессе разбега.
Увеличить ускорение можно за счет увеличения тяговооружен-
ности самолета на взлете путем использования форсажных камер
<04
реактивных двигателей, применения специальных стартовых уско-
рителей, дополнительных стационарных взлетных двигателей, ка-
тапульт и разгонных тележек.
§ 8. Стартовые ускорители
Стартовые ускорители предназначены для сокращения времени
взлета и уменьшения длины разбега за счет увеличения тяговоору-
женности на разбеге. В качестве стартового ускорителя могут при-
меняться дополнительные одноразовые двигатели, сбрасываемые
после взлета, или устройства многоразового действия — форсаж-
ные камеры двигателей.
Современные турбореактивные двигатели имеют, как правило,
форсажные камеры, включение которых на земле увеличивает тягу
двигателей на 40—60%. Примерно на столько же длина разбега
самолета с включенным форсажем оказывается меньше длины раз-
бега без форсажа. Для улучшения взлетных характеристик самолета
возможно также применение дополнительных ТРД. Однако наи-
больший эффект получается в случае применения специальных
двигателей — стартовых ускорителей, в качестве которых могут
использоваться ракетные двигатели на жидком или твердом топливе
(ЖРД или РДТТ). Наибольшее распространение получили ракет-
ные пороховые двигатели — РДТТ, которые сравнительно просты
в эксплуатации и достаточно надежны.
Изобретен ускоритель в 1928 г. Начало его применения относится
к 1931—1932 гг.— он использовался для взлета тяжелого самолета
ТБ-1 с увеличенным весом (в перегрузочном варианте).
В настоящее время ускорители применяют как на тяжелых са-
молетах, так и на самолетах-истребителях. Длина разбега при этом
сокращается в 2—4 раза. Равнодействующая тяги должна проходить
через центр тяжести самолета. Запускаются ускорители в процессе
(иногда в начале) разбега, а после выгорания горючего сбрасыва-
ются.
Подбирая ускоритель к самолету, можно исходить из потребного
импульса
Jуск = Руск^уск “ ДР,
гдеРуск, /уск— тяга и время работы ускорителя;
ДУ — приращение скорости, которое должен сообщить
ускоритель самолету.
Эффект работы ускорителя зависит от соотношения тяги уско-
рителя Руск и среднего значения ускоряющей силы самолета при
взлете без ускорителя /cpj , от соотношения скорости разбега,
при которой включается ускоритель, и скорости отрыва, а также
от угла, образуемого вектором силы тяги ускорителя с осью само-
лета.
405
Вес порохового ускорителя Gn.y = Руск^ускУуск, где yVCI( ~
— 0,01 4- 0,006 — удельный вес ускорителя на единицу импульса
ускорителя.
§ 9. Стартовые катапульты и разгонные тележки
Стартовые катапульты и разгонные тележки служат для разгона самолета на
взлете. При этом помимо энергии силовых установок самолета для взлета ис-
пользуется энергия катапультирующих устройств или двигателей разгонной
тележки.
Основными элементами катапульты являются направляющие, по которым
разгоняется самолет, и энергетическая система, обеспечивающая его разгон до
требуемой скорости. На стационарных катапультах используется энергия пара или
горячего газа. Катапульты с короткими направляющими создают большие ускоре-
ния и требуют большой мощности энергетического блока. Увеличение длины на-
правляющих приводит к снижению перегрузок и потребной мощности, но установ-
ка становится громоздкой.
В настоящее время за рубежом катапульты широко применяют на авианос-
цах. Чаще используют паровые катапульты, которые могут быть большой мощ-
ности, способны осуществлять разгон самолета с плавным нарастанием перегру-
зок, имеют небольшое время перезарядки. Это обеспечивает надежный взлет па-
лубных самолетов весом до 40 тс с взлетной скоростью до 260 км/ч практически
при любом направлении ветра и стоянке авианосца, с небольшими интервалами,
примерно через каждые 20—25 с. Вес современной катапультной установки с
вспомогательными устройствами может достигать 500 тс.
Конструкция катапульты включает паровые коллекторы большой емкости,
в которых пар сжат до 80—100 кгс/см2, силовые цилиндры с поршнями, располо-
женными под палубой вдоль взлетной полосы на длине 90—100 м, систему трубо-
провода и стартовых клапанов, сообщающих полость высокого давления коллекто-
ров с силовыми цилиндрами. Перед стартом самолет прикрепляется специальным
буксирующим устройством к подвижной части (поршням) катапульты, а его но-
совое колесо устанавливается в направляющую, центрирующую самолет по оси
катапульты. Для уменьшения потерь пара при разгоне продольные прорези в ци-
линдрах закрываются лентами-заслонками. Торможение поршня в конце хода и
возврат его в исходное положение осуществляются специальной гидросистемой.
Управление катапультой дистанционное.
Размеры катапультной установки определяются длиной палубы, используе-
мой для ВПП, и величиной допустимых перегрузок «грудь — спина», действую-
щих на летчика. При расчете катапульты обычно принимают zimax = 5 -ь 6. По-
требная длина катапульты
V2
L __ взл
2/тах11
где Увзл — взлетная скорость самолета;
/max = nmaxg — максимальное ускорение при разбеге;
г; = 0,75 -т- 0,8 — коэффициент полноты диаграммы работы катапульты.
При увеличении Увзл на 20 км/ч длина катапульты увеличивается примерно на
8—10 м.
Разгонные тележки с установленными на них стартовыми ускорителями тре-
буют меньшей мощности, они могут обеспечивать взлет аппаратов без собственно-
го шасси с обычных взлетно-посадочных полос. Однако эксплуатация тележек
имеет ряд неудобств. После взлета самолета тележкой необходимо управлять
на тормозном участке, процесс торможения и доставки на старт требуют це-
лого комплекса дополнительных устройств и средств механизации. Самолеты,
приземляющиеся на облегченное лыжное шасси, для доставки на стоянку и
старт приходится поднимать и устанавливать на тележки сразу же после про-
бега. Эти неудобства существенно снижают эффективность использования Раз‘
тонных тележек.
Глава 14 ВИБРАЦИИ. АЭРОУПРУГОСТЬ
§ 1. Вибрации частей самолета
Конструкция планера самолета, взаимодействуя с окружающей
средой, может входить в режимы упругих периодических колеба-
ний различных видов. Встречающиеся в процессе эксплуатации са-
молета упругие периодические колебания его частей могут быть
сведены в следующие четыре группы:
1. Собственные (свободные) колебания — периодические упру-
гие колебания элементов конструкции или всего планера самолета,
возникающие после внешнего однократного толчка и протекающие
в изолированной системе. В этом случае характер колебаний опре-
деляется только внутренним строением системы, зависящим от ее
массы, характеристик демпфирования и упругости. Энергия для
протекания собственных колебаний поступает в систему от началь-
ного толчка, после чего система остается изолированной и никаких
внешних силовых воздействий на себе не испытывает.
2. Вынужденные колебания — периодические колебания элемен-
тов конструкции или частей самолета, возникающие под действием
внешней периодической силы и поддерживаемые ею. Периодичность
этих колебаний определяется частотой изменения возбуждающей
силы, которая действует независимо от колебаний в системе. Энер-
гия для вынужденных колебаний поступает от действия возбуждаю-
щей внешней периодической силы. Характер колебаний определяет-
ся как внешней силой, так и физическими параметрами самой
системы.
3. Самовозбуждающиеся колебания (автоколебания, самоколеба-
ния) — периодические незатухающие колебания элементов кон-
струкции или всего самолета, возникающие без внешнего периодиче-
ского воздействия. Источник энергии непериодический и составляет
часть системы. Характер колебаний определяется только физиче-
скими параметрами системы.
4. Параметрические колебания — периодические колебания эле-
ментов конструкции самолета, возникающие вследствие периоди-
ческого изменения какого-либо физического параметра системы
внешним воздействием (массы, упругости, собственной частоты ко-
лебаний и т. д.). Характер колебаний определяется законом изме-
нения физического параметра и характеристиками системы. Энергия
колебаний черпается от внешнего источника, меняющего один из
физических параметров системы.
407
В практике эксплуатации самолетов очень важно уметь опре-
делять вид колебаний, возникающих в полете или на земле. В за-
висимости от вида колебаний необходимо искать и пути их предот-
вращения, так как для современной авиационной техники любые
виды колебаний приводят к динамическому нагружению конструк-
ции.
Свободные и вынужденные колебания рассматриваются в первой
части, а самоколебания — во второй части этой главы. Рассмотре-
ние различных видов колебаний и средств борьбы с ними начнем
с основных понятий и определений теории свободных и вынуж-
денных колебаний.
§ 2. Основные понятия теории свободных
и вынужденных колебаний
Колебательная система линейна, т. е. в ней малые колебания про-
текают в пределах линейной зависимости деформаций от действую-
щей силы. Это допущение позволяет описывать движение колеба-
тельной системы линейными диффе-
ренциальными уравнениями и приме-
нять принцип суперпозиции, позво-
ляющий складывать и накладывать
одни колебания на другие.
2.1. Свободные (собственные) ко-
лебания рассмотрим на примере коле-
бания груза массы т, закрепленного
на конце упругой невесомой балки
(рис. 14.1). Свободные колебания груза можно вызвать, например,
однократным приложением нагрузки.
В общем случае свободные колебания конструкции происходят
под действием сил упругости F = су и сил сопротивления R =
= ау, где у — скорость. Такие колебания описываются диффе-
ренциальным уравнением
ту -ф ау + су = О,
или
у + 2уу + р2у = 0. (14.1)
Здесь р = ---круговая частота, рад/с, которая зависит от
жесткости системы с и ее массы т;
у — — коэффициент затухания колебаний, зависящий
от вязких свойств конструкции и ее массовых
характеристик;
а — коэффициент пропорциональности между си"
лой сопротивления и скоростью.
408
решение уравнения (14.1) можно записать в виде
у = Ае sin + а),
(14.2)
где А — амплитуда колебаний;
а — начальная фаза;
р1== Ур2 — у2 — круговая частота собственных колебаний конст-
рукции с затуханием.
График затухающих свободных колебаний, характеризуемых
зависимостью (14.2), представлен на рис. 14.2. Штриховыми линиями
на рисунке показаны огибающие
затухающих колебаний.
Если затухание невелико, то
оно мало влияет на частоту сво-
бодных колебаний и им можно
пренебречь: pj р.
Частота колебаний v связа-
на с круговой частотой соотно-
шением v = Она выражает-
ся в герцах и показывает, какое
количество колебаний соверша-
Рнс. 14.2
ется в секунду.
Время, в течение которого совершается одно полное колебание,
называется периодом колебаний:
1 _ 2л
V “ Р1
Для балки рис. 14.1, колебания которой происходят относи-
тельно положения ее статического равновесия, величину статиче-
ского прогиба уег на конце балки можно определить по выражению
_ Р13 _ mg
Уст ~ 3EJ ~~ с ’
где Р — mg — сила тяжести груза;
3EJ л g
с = —-Л--изгибная жесткость балки.
Выражая круговую частоту через статичёский прогиб, получим
Тогда частота колебаний
v=±1/A«-Lc-’
2л |/ уст
или
300 _1 /14 о\
v = ___- мин \ (14.3)
V Усу
где g = 981 см/с2 — ускорение силы тяжести;
уст — статический прогиб, см.
409
Зная величину статического прогиба от груза (агрегата), угта.
новленного на упругой опоре, можно, пользуясь зависимостью
(14.3), определить частоту его собственных колебаний.
При затухающих колебаниях амплитуда свободных колебаний
убывает по закону Ае~^. Отношение амплитуд двух последователь-
ных отклонений в одну сторону (рис. 14.2) — постоянная величина:
А/ ___ Ае _уТ
4,_, + Л ,
где Т — период свободных колебаний с затуханием.
Темп затухания свободных колебаний характеризуется величиной
6 = In е'/Т — уТ, называемой логарифмическим декрементом зату-
хания.
2.2. Вынужденные колебания конструкции. Рассмотрим случай
действия гармонической возбуждающей силы
P = PosinQf, (14.4)
где Ро — амплитудное значение силы;
Q — круговая частота возбуждающей силы.
Дифференциальное уравнение вынужденных колебаний конст-
рукции имеет вид
у + 2уу ф- р2у = -A- sin Q.t. (14.5)
Решение этого уравнения следующее:
у = Ае~'!< sin (pxt + а) + О sin (Q/ + <p), (11.6)
где A — амплитуда свободных колебаний;
D — амплитуда вынужденных колебаний;
Ф — угол сдвига фаз между вынужденным движением системы
и действием возбуждающей силы.
Вынужденные колебания, описываемые уравнением (14.6), со-
стоят из двух частей: свободных колебаний с частотой которые
из-за наличия сопротивления со временем затухают, и вынужден-
ных колебаний с частотой й возбуждающей силы. Последние суще-
ствуют до тех пор, пока действует внешняя возбуждающая нагруз-
ка Р.
2.3. Коэффициент динамичности ц показывает, во сколько раз
амплитуда А вынужденных колебаний конструкции больше ее
статического перемещения (прогиба, удлинения) уСТ:
Ц = (14-7)
"ст
Иными словами, коэффициент динамичности характеризует сте-
пень восприимчивости конструкции к действию возбуждающей си-
лы. Величина ц, зависит от отношения частот — и степени демпфи-
r Р
рования (коэффициента затухания) у. Коэффициент динамичности
410
может быть вычислен по формуле
Для системы без затухания у = 0 и
(14.8)
(14.9)
Из выражения (14.9) видно, что при приближении возбуждаю-
щей частоты Q к частоте р свободных колебаний, т. е. при резонансе,
коэффициент динамичности нео-
граниченно растет. В реальных
условиях это, однако, не проис-
ходит из-за наличия в системе
демпфирующих сил. Как следует
из формулы (14.8), даже при ре-
зонансе коэффициент динамич-
ности ц = — .
т
Характер изменения коэффи-
р
циента динамичности ц от — при
различных значениях коэффици-
ента затухания у приведен на
рис. 14.3 [12]. Анализ этих кривых
показывает, что наиболее сильно
на величине амплитуды затухание сказывается в области резонанса
В нерезонансной области изменения частот влия-
ние затухания на амплитуду колебаний незначительно и практи-
чески его можно не учитывать. При у — О коэффициент динамич-
ности р, — 1. Нагружение при этом носит статический характер.
Для систем с бесконечно малой частотой собственных колебаний
я
~ оо, коэффициент динамичности и амплитуда вынужденных
колебаний стремятся к нулю.
§ 3. Собственные колебания частей самолета
3.1. Расчетная модель. Самолет представляет собой систему
с распределенными массами и жесткостью, изменяющейся по длине
конструкции. Такая система имеет бесконечное число собственных
частот и форм колебаний (упругих деформаций). Так как реаль-
ная конструкция самолета в расчете собственных колебаний весь-
ма сложна, то вводят расчетную модель, для которой соблюдаются
411
основные критерии подобия. Последнее позволяет отразить в модели
основные особенности поведения конструкции при собственных ко-
лебаниях и упростить расчет.
Для крыла и оперения с удлинением X > 3 4 принимают
балочно-консольную схематизацию — конструкции представляют
в виде консольных балок с переменной по длине массой и жестко-
стью. При этом крыло рассматривают как балку, жестко защемлен-
ную в фюзеляже (рис. 14.4, а). Такой же схемой можно представить
и фюзеляж. При этом носовую и хвостовую части рассматривают
раздельно — каждую как кон-
сольную балку, защемленную
в плоскости шпангоутов креп-
ления крыла к фюзеляжу В
полете фюзеляж можно счи-
тать свободно плавающей бал-
кой.
Для крыла и оперения ма-
лых удлинений (X < 3) вво-
дится схематизация, при кото-
рой несущая поверхность за-
меняется упругой пластиной.
Для крыльев больших уд-
линений (X > 10) и для само-
лета в целом конструкцию
можно представить в виде си-
стемы сосредоточенных масс,
упруго связанных между со-
бой (рис. 14.4, б).
Наряду с этими тремя ос-
новными моделями могут при-
ниматься и некоторые смешан-
ные схемы — пластина и бал-
Рис. 14.4
ка с распределенной массой,
упругая пластина и упругая балка с сосредоточенными массами.
В реальных конструкциях колебания крыла (стабилизатора,
киля) всегда протекают в виде совместных изгибно-крутильных
или крутильно-изгибных колебаний (см. § 12 этой главы). Однако,
как показывают измерения, с небольшой погрешностью для крыльев,
схематизированных в виде консольных балок, совместность изгиб-
ных и крутильных колебаний можно не учитывать. В этом случае
за характеристики действительного крыла следует принимать чисто
изгибные и крутильные колебания, их частоты и формы. Обычно
для расчетов достаточно знать первые две-три формы колебаний.
В табл. 4 приведены осредненные данные по частотам собственных
изгибных и крутильных колебаний для крыльев, стабилизаторов
и килей маневренных и неманевренных самолетов [14]. Рассматри-
ваются симметричные формы колебаний, частоты колебаний даны
в герцах.
412
Данные, приведенные в табл. 4, можно получить расчетом или
резонансными (частотными) натурными испытаниями самолета.
Ниже для балочно-консольной схемы излагается расчет частот и
форм крутильных колебаний крыла (оперения). Подобным образом
находят и изгибные колебания.
Таблица 4
Часть самолета Форма колебаний Частоты собственных колебаний для самолетов
маневренных неманевренных
Крыло Изгиб I тон II тон III тон Кручение I тон II тон 6,5—8,5 20—24 40—50 30—42 1,5—2,5 5,0—5,5 9,0—9,5 2,5—5,0 5,0—6,5
Стабилизатор Изгиб I тон II тон Кручение 10-13 42—60 15—20 5,0—6,5 17—20 20—24
Киль Изгиб I тон II тон Кручение 12—14 32—35 45—52 5,0—6,5 20—22 15—18
3.2. Последовательность расчета крутильных колебаний крыла:
1. Составляют уравнение равновесия крутильно колеблюще-
гося отсека крыла длиной dz (рис. 14.4, а). Из принципа Д’Аламбера
следует:
ДЛ4уПр + МНН --
ИЛИ
— Jm-^~ = 0, (14.10)
dz \ к dz I т dt2 ’ ' '
где ДЛ4упр — приращение упругого крутящего момента;
Миа — инерционный момент отсека;
GJK — жесткость крыла при кручении;
Jrn — погонный момент массы крыла относительно оси
жесткости;
9 = 9 (z, t) — угол кручения сечения крыла при колебаниях.
2. Определяют частное решение уравнения (14.10). Обычно его.
ищут в виде произведения двух функций, каждая из которых за-
висит только от одного параметра — координаты z или времени Т.
f) (z, f) = (z) • q (f). (14.11)
Подставляя выражение (14.11) в уравнение (14.10) и разделяя
переменные, получим
(G-/Kcp')' _ д (14 12)
Утф д
413
Так как в левой части равенства стоит лишь функция координаты
z, а в правой — функция времени t, то каждое из отношений ра-
венства (14.12) может быть только постоянной величиной, которую
обозначают через — р2. Тогда для определения <р (z) и q (t) получа-
ются следующие уравнения:
<7 +/А? = О, (14.13)
(GJK<p')' 4- p2Jmq = 0. (14.14)
Здесь точками обозначено дифференцирование по времени t, штри-
хом — дифференцирование по координате z. Уравнение (14.13) опи-
сывает гармонические колебания с круговой частотой р и периодом
у, _ 2л
— Р
3. Задаются законом изменения углов ср (г) кручения сечений
крыла по размаху и из уравнения (14.14) находят значение частоты р
первого приближения.
4. Методом последовательных приближений с использованием
уравнений (14.13) и (14.14) уточняют функцию ср (г) и значение р.
Найденные таким образом решения уравнения (14.11) являются
частными. Общее решение получают сложением частных решений.
оо
0 (z, 0 = £ ср, (z) • 7, (О-
! = 1
Здесь срх (z) • q! (t), ф2 (z) • Яг (0 и т- Д- называют соответственно
первым, вторым и так далее тонами собственных крутильных коле-
баний крыла (оперения). Более высокому тону колебаний соответст-
вуют более высокие частоты.
3.3. Приближенный расчет собственных частот колебаний. Если
в системе нет затухания, запас энергии, сообщаемый ей при на-
чальном возбуждении (толчке), остается постоянным и система со-
вершает незатухающие колебания. Таким образом, полная энергия
системы, равная сумме кинетической Т и потенциальной П энергий,
для любого положения системы
Т + П = const. (14.15)
Для случая изгиба крыла-балки
Ттах = -у А2р2 my2dz\
6
птак = Ц- A2 j EJ (y")2dz,
о
где А — амплитуда смещения;
т — погонная масса от веса конструкции крыла и распреде-
ленных в нем грузов;
у — прогиб в текущем сечении крыла;
EJ — жесткость при изгибе.
414
Подставляя значения Ттах и /7тах в равенство (14.15), получим
формулу для определения частоты изгибных колебаний крыла (опе-
рения) в таком виде:
J EJ (y’V dz
P2 = —t---------• (14.16)
j" my2dz
б
Подобным образом можно получить и формулу для определения
частоты крутильных колебаний:
i
§ GJK (ср')2 dz
Р2 = °—----------• (14.17)
j Jm<f>2dz
о
Из формул (14.16) и (14.17) видно, что с увеличением жесткости
конструкции крыла и уменьшением погонной массы (погонного мо-
мента инерции относительно оси жесткости) собственные частоты
колебаний возрастают. Точность определения по этим формулам
частот собственных колебаний зависит от того, насколько удачно
выбрана форма колебаний.
Пример. Определим собственную частоту изгибных колебаний крыла самоле-
та. Жесткость при изгибе корневого сечения крыла EJn = 8,5 • 1010 кгс • см2,
по длине крыла она меняется по закону EJ = EJn (1 —z), где z = --------от-
носительная координата, отсчитываемая от борта фюзеляжа; размах крыла I —
= 38 м, длина консоли /к = 17 м, сужение ц = 3; вес конструкции крыла G =
= 6000 кгс. Р
Будем считать, что погонная масса т по размаху крыла распределяется про-
порционально хордам, форма изгибных колебаний крыла описывается уравнением
У = Утг^- ПРИ ЭТ0М
„ 2
У = Утах -
погонная масса
6 2G
где b — хорда в текущем сечении крыла.
Воспользовавшись формулой (14.16), найдем, что
4£J0 J (1 — г) dz
о
2G
о
(л 4~ 0 30
Окр'4к (П + 5)
415
и после подстановки числовых значений получим
2 8,5 • 1010 • 981 • 3800 (3 + 1) 30
р ~ 6000 • 17001 (3 + 5) °’
Отсюда
Л -т- р 9,75 _ _j
рда9,75 рад/с и у = ъг=та-=1,55 с *.
Расчет собственных колебаний частей самолета по приведенной
выше методике относительно прост, но не всегда дает надежные
результаты. Для тяжелых самолетов с большими сосредоточенными
массами в крыле, а также для самолетов со стреловидным крылом
при расчете свободных колебаний конструкции самолет, как прави-
ло, необходимо рассматривать в целом.
§ 4. Вынужденные колебания на самолете
Причиной вынужденных колебаний конструкции являются пе-
риодические возбуждающие нагрузки, источники которых могут
быть следующие:
— статическая и динамическая неуравновешенность вращаю-
щихся масс двигателя, винта;
— периодические вспышки смеси в цилиндрах двигателя;
— различие в углах установки лопастей винта;
— акустические колебания, связанные с шумом (звуковым дав-
лением) работающей силовой установки;
— срывное обтекание некоторых частей самолета;
— движение самолета по неровному грунту;
— стрельба из бортового оружия и др.
4.1. Вынужденные колебания, связанные с работой двигателя,
зависят от типа силовой установки и режима ее работы. Разли-
чают два типа вибраций, возникающих при работе двигателя: ме-
ханические — передаваемые по конструкции, и звуковые — пере-
дающиеся от струи выхлопных газов через воздушную среду.
Возбуждающие силы, возникновение которых связано с работой
двигателя,— периодические, кратные числу оборотов вращаю-
щихся масс. Следовательно, частоты вынужденных колебаний при
работе двигателя всегда кратны числу его оборотов.
Наиболее высокий уровень вибрации наблюдается на самолетах
с поршневыми двигателями. Это объясняется более высокой неу-
равновешенностью вращающихся масс поршневого двигателя по
сравнению с турбореактивным и турбовинтовым двигателями, а
кроме того, сравнительно низкими частотами возбуждающих сил.
Амплитуды колебаний, вызванные двигательной вибрацией,
относительно невелики, но действуют они в течение всего полета
и поэтому могут оказаться причиной усталостного разрушения
элементов конструкции и выхода из строя оборудования самолета.
На самолетах с ТВД часто наблюдаются вибрации панелей об-
шивки фюзеляжа, вызванные аэродинамическим воздействием винта
416
на фюзеляж. Эти вибрации имеют сравнительно высокую частоту и
могут достаточно быстро приводить к усталостным повреждениям
конструкции. Зона повышенных вибраций бортов фюзеляжа зани-
мает относительно небольшой участок по длине фюзеляжа — 1,5...
2 м по обе стороны от плоскости вращения винтов (рис. 14.5).
4.2. Вибрации тяг управления, трубопроводов. На колебания,
вызванные работой силовой установки, идет небольшая часть мощ-
ности двигателя, поэтому обычно они не опасны для массивных аг-
регатов самолета (крыло, оперение, фюзеляж), обладающих большим
демпфированием. Большую
опасность представляют эти
колебания для таких эле- /Л
ментов конструкции, как / \
тяги управления, трубо- / \
проводы различных систем, ... J х_____________
блоки оборудования, при- х~*—4LT " | ---------
борные доски и др. I Г|
Вибрации тяг управле- VJ
ния(трубопроводов) наблю- АгД
даются на самолете в виде 'i
изгибных колебаний. Во I
избежание резонанса необ- I
ходимо, чтобы частоты воз- V—
буждающих сил не совпа- Рис. 14.5
дали ни с одной из возмож-
ных частот свободных колебаний тяги. Для тяг управления само-
летом с шарнирным опиранием на концах частота первого тона сво-
бодных колебаний может быть определена по формуле
30л |/“Е7 -1 ,,. ,о.
v = ~-j2~ у мин , (14.18)
где EJ — жесткость тяги при изгибе, кгс-см2;
т — погонная масса тяги, кгс-с2/см2;
I — длина тяги, см.
При действии продольной силы Р частота собственных колебаний
Vp=Vj/ 1±-^-,
„„„ пЭ :C2EJ .....
где р = —-------Эйлерова критическая сила для стержня с
шарнирным опиранием на концах;
J — момент инерции поперечного сечения тяги.
Из приведенных формул видно, что частота свободных колебаний
увеличивается с увеличением момента инерции тяги, уменьшением
ее длины и с приложением к тяге растягивающих сил Р. Резонанс-
ные колебания тяг можно устранить соответствующим выбором их
параметров I и J, а также типа опор. Для предотвращения резо-
нанса тяг нужно, чтобы частота основного тона свободных колеба-
14 8 19 ...
ний отличалась от числа оборотов двигателя или винта не менее
чем на ± 300 мин-1, а второго тона — на ± 400 мин-1.
4.3. Бафтинг представляет собой колебания элементов кон-
струкции, обусловленные быстро изменяющимися аэродинамиче-
скими силами, вызванными срывным обтеканием впереди лежащих
частей самолета. Срыв потока может происходить с крыла при поле-
те на больших углах атаки, с различных надстроек на фюзеляже, с
подвесок, расположенных на крыле и в местах соединения крыла
с фюзеляжем. Причиной бафтинга может быть выпущенное шасси,
открытый в полете грузовой люк и пр.
Срыв потока может наступать на околозвуковых скоростях поле-
та вследствие образования ударной волны и отрыва пограничного
слоя с поверхности крыла. Это так называемый скоростной бафтинг.
/у \2
Энергия колебаний при скоростном бафтинге примерно в I т~-1 =
\*по '
= 40 4-50 раз больше, чем при бафтинге, наступающем на режиме
посадки, при полете на больших углах атаки.
Наиболее часто встречается бафтинг хвостового оперения, ко-
торый внешне воспринимается как периодические удары по опе-
рению. Реакция конструкции на такую возбуждающую нагрузку
зависит от частоты собственных колебаний оперения и фюзеляжа.
Спектр частот пульсирующих нагрузок, действующих на оперение,
находящееся в вихревом потоке за крылом, весьма широк, и, следо-
вательно, колебания могут возникнуть на частоте, близкой к частоте
собственных колебаний конструкции (резонанс). Амплитуда уста-
новившихся колебаний бафтинга зависит от энергии вихрей в спут-
ной струе, энергия всвоюочередь — от площади обтекаемой поверх-
ности, охваченной срывом, и от скорости полета.
Разрушение конструкции при бафтинге может происходить по
истечении некоторого времени — вследствие явления усталости,
а может происходить очень быстро (если энергия возбуждающих
сил велика).
Так как основной причиной бафтинга являются срывы потока
при обтекании отдельных частей самолета, то борьба с ним ведется,
главным образом, путем улучшения аэродинамических форм само-
лета, снижения интерференции в местах стыковки его агрегатов.
В отдельных случаях положительные результаты были достигнуты
за счет выноса горизонтального оперения из зоны спутной струи
или повышения изгибной жесткости оперения и фюзеляжа. Послед-
няя мера, однако, связана со значительным увеличением веса конст-
рукции.
В ряде случаев полностью устранить бафтинг практически не
удается. Поэтому для таких самолетов вводят ограничения на не-
которых режимах полета, например ограничения по скоростному
напору при полете с внешними подвесками, с открытыми грузовыми
люками (при десантировании с воздуха) и др.
Возникновение колебаний типа бафтинг предотвратить заранее,
при проектировании самолета или продувках его модели, практи-
ке
чески невозможно. Обычно бафтинг выявляется на стадии натур-
ных летных испытаний самолета. В процессе доводки устраняются
причины колебаний и устанавливаются допустимые режимы полета,
при которых опасных вибраций нет.
4.4. Вибрации, обусловленные турбулентной атмосферой. Им
подвержены не только крыло (см. гл. 1, § 10), но и другие части са-
молета, в частности фюзеляж. Особенно большие неприятности эти
вибрации представляют для сверхзвукового самолета с удлиненной
носовой частью. Вибрации фюзеляжа ухудшают характеристики уп-
равляемости, усложняют работу экипажа, затрудняя наблюдение
за приборами и вызывая быструю утом-
ляемость. Нежелательны вибрации и по
условиям работы оборудования. Для
борьбы с такими вибрациями на некото-
рых современных самолетах применяют
системы автоматического демпфирования
колебаний. Принцип действия этих си-
стем основан на создании сил и момен-
тов, противодействующих упругим ко-
лебаниям конструкции. Для этого могут
использоваться обычные рулевые поверх-
ности самолета или дополнительные, на-
пример расположенные в носовой части фюзеляжа (рис. 14.6).
При симметричном отклонении таких поверхностей (рис. 14.6, а)
возникает вертикальная сила, при дифференциальном (рис.
14.6, б) — боковая. В качестве датчиков колебаний можно исполь-
зовать акселерометры для замера вертикальных и боковых перегру-
зок, расположенные вблизи аэродинамических поверхностей, а так-
же акселерометры, расположенные в центре тяжести самолета.
Последние позволяют исключить из показаний датчиков первой
группы ускорения центра тяжести и, таким образом, выделить
упругие колебания конструкции. Полученный сигнал преобразуется
затем в команду, которая поступает на привод дополнительных ру-
левых поверхностей, при отклонении которых создаются силы, демп-
фирующие колебания.
4.5. Колебания, возникающие при движении самолета по грун-
ту. В отличие от рассмотренных выше видов вынужденных коле-
баний длительность вибраций самолета при движении по грунту
относительно невелика (только на посадке и взлете), но они вносят
значительную долю усталостных повреждений в конструкцию.
Это объясняется высоким уровнем динамических нагрузок, дейст-
вующих на шасси и самолет в целом в период разбега, пробега и ру-
ления по взлетно-посадочной полосе с неровной поверхностью. Виб-
рации, возникающие во время движения самолета по грунту, могут
приводить к быстрому износу оборудования, затруднению управле-
ния самолетом при взлете (посадке), утомлению экипажа.
В процессе руления преобладают низкочастотные колебания
(v = 14-3 с-1)- Эти частоты близки к собственным колебаниям
14*
419
самолета на шасси и первому тону изгибных колебаний крыла
и фюзеляжа тяжелых самолетов либо самолетов, у которых на крыле
расположены двигатели или другие массы. Частоты колебаний при
пробеге (разбеге) обычно достигают 20—25 с-1.
Амплитуды колебаний конструкции, возникающие при движении
самолета по грунту, существенно превосходят амплитуды, возни-
кающие в полете. При этом перегрузки концов крыла и фюзеляжа
возрастают в 3—5 раз по сравнению с перегрузкой в центре тяжести
самолета. Амплитуды колебаний и динамические нагрузки на конст-
рукцию при движении по грунтовым взлетно-посадочным полосам
(особенно для тяжелых самолетов) могут в 1,5—2 раза превышать
уровень нагрузок, действующих на шасси во время работы с бетони-
рованных полос.
Величина амплитуды колебаний при движении по грунту зависит
от высоты и протяженности неровности, прочности грунта, типа
шасси и др. Зная среднюю протяженность X неровностей полосы и
скорость V самолета во время разбега (пробега), можно оценить
, V т,
частоту вынужденных колебании vB = -р. Если известна частота vc
собственных колебаний конструкции, можно найти, при каких
, V
значениях Л = — эксплуатация самолета становится опасной по
условиям резонанса.
Пример. Для самолета, у которого частота собственных колебаний vc =
= 0,45 Гц, а скорость движения V = 60 м/с, опасна в отношении резонанса длина
волны
Это расстояние составляет 6—8% потребной длины взлетно-посадочной полосы для
тяжелых самолетов.
Вибрации, вызванные акустическими нагрузками самолета,
рассмотрены в гл. 15. /
§ 5. Защита бортового оборудования от вибраций j
Вибрации частей самолета оказывают вредное воздействие на его
оборудование. При этом могут нарушаться нормальные режимы ра-
боты оборудования, снижается срок его службы и надежность. Поэто-
му в последние годы большое внимание уделяется созданию специ-
альных средств защиты оборудования от динамических воздействий.
Оценивая условия работы оборудования, обычно определяют
уровни вибраций в местах размещения его, а также уточняют при-
чины (источники) действующих возбуждающих сил. Нормы вибра- >
ций обычно задают в виде зависимостей «амплитуда смещения Ау —
частота v» (рис. 14.7) при различных значениях ускорения /. Зиая
два из трех параметров A, v и j, можно всегда найти третий. Напри-
мер, если возбуждающая частота vB = 50 Гц, а ускорение, которое
420
допускает оборудование, / = 4g, то амплитуда должна быть не бо-
лее А = 0,3 мм.
Нормированию подлежат также ударные нагрузки, т. е. нагруз-
ки, величина которых достигает максимального значения за очень
короткое время. Примером таких нагрузок могут быть силы, воз-
никающие в трубопроводах при быстром закрытии кранов, нагруз-
ки на шасси при движении самолета с большой скоростью по неров-
ному грунту, силы, передаваемые на конструкцию при стрельбе из
бортового оружия, и др.
В результате приложения ударной нагрузки возникают колеба-
ния конструкции с большими ускорениями (смещениями). Эти ко-
лебания могут передаваться оборудова-
нию. Чтобы защитить его от динамиче-
ских воздействий, применяют специаль-
ные упругие элементы — амортизаторы,
которые устанавливают между изолируе-
мым блоком и конструкцией. С помощью
амортизаторов изменяют жесткость кон-
струкции, и следовательно, ее частотную
характеристику. Таким путем можно до-
биться устранения опасных вибраций.
Для оценки качества виброизоляции
обычно пользуются коэффициентом пере-
дачи силы
N
Г}=~р,
который показывает, во сколько раз наибольшая сила N, переда-
ваемая амортизированному объекту, отличается от максимальной
возбуждающей нагрузки Р. Коэффициент г] зависит от отношения
о
частот -у и коэффициента затухания у, определяемого степенью
демпфирования. Виброизоляция считается качественной, если пе-
редаваемая нагрузка или амплитуда колебаний уменьшается не ме-
нее чем в 2 раза, т. е. т] < 0,5.
В авиационной практике для виброизоляции часто применяют
амортизаторы с линейными характеристиками. Исследование коле-
баний систем с такой виброизоляцией сводится к рассмотрению
вынужденных колебаний линейных систем (систем с вязким сопро-
тивлением). В этом случае
(14.19)
Зависимость коэффициента г] передачи силы от отношения частот
~ и коэффициента затухания у представлена на рис. 14.8 [18].
Анализ кривых позволяет сделать следующие выводы:
421
1. Если частота й возбуждающих колебаний мала по сравнению
с частотой р собственных колебаний [Й < (0,2 ч- 0,3) р], то коэф-
фициент ц отличается от единицы незначительно. Применение амор-
тизаторов в этом случае бесполезно. _
2. Наиболее эффективна виброизоляция при-у >]^2. Иными
словами, увеличение отношения — сверх ]/2 — основной способ
достижения хорошей виброизо-
ляции. Практически для надеж-
ной изоляции достаточно, чтобы
-у = 2,5 -г- 5. При постоянном
демпфировании это достигается
уменьшением частоты р собст-
венных колебаний.
3. Демпфирование наиболее
эффективно в зоне резонанса. При
— > ]/2 демпфирование оказы-
вает обратный эффект, т. е. уве-
личение у ухудшает виброизоля-
цию. Причем, чем больше коэффи-
циент затухания у, тем больше ц.
Однако если демпфирование не-
значительно, то собственные коле-
бания амортизированного объекта
от случайных толчков медленно
затухают.
Демпфирование необходимо
также для уменьшения величины
коэффициента передачи т) при резонансе, который может кратковре-
менно наступать на промежуточных (не рабочих) частотах.
Величина коэффициента затухания у для большинства мате-
риалов, применяемых в амортизирующих устройствах и проклад-
ках, практически не зависит от скорости деформации (частоты) и
является функцией лишь амплитуды колебаний. Ниже для некото-
рых материалов приведены осредненные значения коэффициента за-
тухания у при деформации растяжения — сжатия:
Материал
Полиуретан
Пробка натуральная (независимо от
удельного веса)
Губчатая резина
Резина средней твердости
Резинометаллические амортизаторы
Войлок или фетр
Сетчатые и цельнометаллические
амортизаторы из проволоки
d = 0,09—0,15 мм из стали ЭИ708
Удельный вес, гс/см3 0,35 Коэффициент затухания 0,080
___ 0,127
0,127 0,120
1,2 0,100
0,100
0,267—0,350 0,180—0,200
0,630—0,680 0,300—0,400
422
Упругие характеристики амортизаторов подбирают в зависи-
мости от места установки оборудования и преобладающих частот
собственных колебаний конструкции в этом месте.
" Для крепления блоков приборного оборудования на самолетах
обычно применяют резиновые и резинометаллические амортиза-
торы. Резиновые амортизаторы просты по конструкции. Наиболь-
Рис. 14.9
шей гибкостью обладают те из них, у которых резиновые пакеты
работают на сдвиг (рис. 14.9, а), однако такие амортизаторы обычно
используют при относительно небольших весах амортизируемых
объектов. Большой грузоподъ-
емностью обладают амортиза-
торы, у которых упругие ре-
зиновые элементы работают
на сжатие (рис. 14.9, б), но
они имеют значительно мень-
шую гибкость.
Для защиты бортового
оборудования иногда применя-
ют резинометаллические амор-
тизаторы (рис. 14.9, в), в ко-
торых резина работает на
сжатие, а необходимая гиб-
кость достигается за счет спи-
ральных пружин. Такие амор-
тизаторы обладают достаточ-
но стабильными характерис-
тиками при работе под нагрузкой, менее чувствительны к изме-
нению температуры и более предпочтительны в весовом отношении,
чем амортизаторы двух других схем.
Чтобы предохранить оборудование от опасных толчков при
действии ударных нагрузок и погасить колебания с большой ампли-
тудой, иногда применяют специальные амортизаторы с упругими
ограничителями хода (рис. 14.10). Ходом амортизатора называют
расстояние, равное его обжатию от ненагруженного состояния до
упора. Основные элементы такого амортизатора — цилиндриче-
423
ская стальная пружина 1 и металлические сетчатые подушки-
демпферы 2, которые служат для ограничения хода и восприятия
ударов после обжатия основного упругого элемента. Подушки-дем-
пферы обычно выполняют из спрессованной стальной проволоки.
Они обладают высокой энергоемкостью и хорошими демпфирующими
свойствами благодаря интенсивному трению отдельных проволо-
чек при деформации.
§ 6. Аэроупругость
Конструкция самолета является упругой, поэтому под нагруз-
кой она деформируется. В потоке воздуха это приводит к измене-
нию аэродинамической нагрузки, что в свою очередь вызывает
дополнительные деформации конструкции. Большие деформации
влияют на величину и распределение аэродинамической нагрузки,
на устойчивость и управляемость самолета, могут приводить к
потере статической устойчивости конструкции. В процессе деформа-
ции конструкции возможно возникновение инерционных сил, кото-
рые соместно с’аэродинамическими и упругими силами обусловли-
вают колебания конструкции и могут стать причиной ее динами-
ческой неустойчивости.
Изучение взаимодействия аэродинамических, упругих и инер-
ционных сил и влияния этого взаимодействия на конструкцию са-
молета составляет содержание теории аэроупругости.
Аэроупругие явления принято делить на статические и динами-
ческие. При статических явлениях силы зависят лишь от самих
деформаций и не зависят от их изменения во времени. Сюда отно-
сятся местные деформации обшивки, деформации крыла, оперения,
фюзеляжа и влияние их на перераспределение нагрузки, реверс
рулей и элеронов, «всплывание» элеронов, перекручивание (дивер-
генция) крыла, оперения, пилона и т. д. Перечисленные явления
обусловливаются взаимодействием аэродинамических и упругих сил.
При динамических явлениях силы зависят не только от деформа-
ций, но и от изменения их во времени. Динамические аэроупру-
гие явления — флаттер, бафтинг, трансзвуковые колебания рулей
и пр.— обусловлены взаимодействием аэродинамических, упругих
и инерционных сил.
На основании изучения статических и динамических явлений
аэроупругости формулируются требования о необходимой и доста-
точной жесткости конструкции.
§ 7. Влияние упругости конструкции
на устойчивость и управляемость самолета
7.1. Деформации прямого крыла. Ниже рассмотрено лишь кру-
чение, поскольку изгиб прямого крыла на продольную устойчи-
вость и управляемость самолета практически не влияет. При кру-
чении углы атаки сечений изменяются на величину Аа = <р, где <р —
424
угол кручения крыла. Влияние кручения крыла на устойчивость
и управляемость самолета зависит от величины и знака угла кру-
чения.
В полете с дозвуковой скоростью линия фокусов (л. ф.) крыла
обычно располагается впереди оси жесткости (о. ж.) (рис. 14.11).
Крутящий момент от аэродинамической нагрузки вызывает при этом
увеличение углов атаки упругого крыла, что влечет за собой рост на-
грузки. Вследствие этого балансировка самолета с упругим крылом
осуществляется на меньшем угле ата-
ки а, отсчитываемом по корневому се-
чению, чем балансировка самолета с
жестким крылом, летящим на том же
режиме. Примерный характер измене-
ния углов атаки сечений по размаху
жесткого и упругого крыла при оди-
наковом значении подъемной силы
приведен на рис. 14.11.
У жесткого крыла угол атаки а =
= аж одинаков для всех сечений, у
упругого он изменяется по размаху:
«упР = + ф + А«о-
Здесь Аа0 — приращение угла атаки
в корневом сечении.
Величину Аа0 определяют из условия равенства нулю прира-
щения подъемной силы крыла за счет его закручивания, т. е.
j Су (ф + Аа0) bqdz = 0, (а)
о
где с“ — производная от коэффициента подъемной силы по углу
атаки;
q — скоростной напор;
b — хорда крыла в текущем сечении.
Корневое сечение крыла одновременно принадлежит и фюзеля-
жу. Поэтому при изменении угла атаки корневого сечения крыла
изменяется положение оси фюзеляжа и угол атаки горизонтального
оперения на величину Ааг.о. Угол Ааго обычно несколько меньше
Аа0 за счет скоса потока за крылом.
Приращение продольного момента самолета пропорционально
приращению момента от горизонтального оперения, а знак прира-
щения противоположен знаку приращения угла атаки корневого
сечения крыла. В рассматриваемом случае дополнительный момент
от оперения направлен на кабрирование, что уменьшает степень
продольной статической устойчивости самолета по перегрузке. Чем
меньше жесткость крыла, тем это явление сказывается сильнее.
Если линия центров давлений находится за осью жесткости
крыла, что может иметь место в полете со сверхзвуковой скоростью,
425
крутящий момент от воздушной нагрузки направлен на пикирова-
ние и вызывает такие деформации крыла, которые в конечном итоге
приводят к увеличению продольной статической устойчивости по
перегрузке.
У современных самолетов деформации кручения крыльев при
эксплуатационных нагрузках таковы, что приходится считаться
с их влиянием на продольную устойчивость.
Пример. Определим упругие приращения углов атаки сечений крыла
(рис. 14.11) при полете с перегрузкой пэ = 2,35. Удельная нагрузка на крыло р =
= -q-= 435 кгс/м2, относительное расстояние между линией фокусов и осью же-
О
__ &Х
сткости Дх = = 0,2. Жесткость крыла при кручении меняется по длине кры-
ла линейно: GJK = (GZK)0 г, где (G/K)o = 144 105 кгс • м2 — жесткость крыла
— г
в корневом сечении, г = ------относительная координата, отсчитываемая от
конца крыла; /к = 17,5 м; 60 = 4,5 м, &к = *«7 м. Расчет проведем от воздушной
нагрузки. Массовыми силами будем пренебрегать.
Погонный крутящий момент определяется по формуле
т = <?вДх = пэро2Дх кгс.
В сечении г, отсчитываемом от конца крыла, погонный момент
т = тк [1 + (&о— 1) г],
где
— ь
тк = пэрЬ^х.
Крутящий момент в сечении
г
Мл = j mdz = mKZK [z + 0,5 (b0 — 1) z2].
о
Угол кручения
<₽ = \-g-dz = 704)Г1(1 ~^ + 0’25 (&0 — 0 (1 — г2)]- (б)
В рассматриваемом примере угол кручения крыла в сечении г = 0
<₽г=0 = 435‘2ш'.№'17,52- 1’7* [‘ + °’25 (4у— *)] ~ 1’8°-
Приращение угла атаки у корня Да0, необходимое для балансировки самоле-
та с упругим крылом на том же режиме, что и самолета с жестким крылом, найдем,
используя условие (а). Подставляя значение <р, найденное по формуле (б), в выра-
жение (а) и проводя соответствующие вычисления, получим
Даода —0,94°.
Примерно на столько же изменится угол атаки стабилизатора. Приращение угла
атаки в сечении z = 0
Да- = <р- 4- Да0 =1,8 — 0,94 да 0,86°.
z=0 *г=0 1 °
426
ЦаоИная
Лжесгмми
Рис. 14.12
Л
dz
7.2. Деформации стреловидного крыла. В отличие от прямого
крыла в стреловидном углы атаки изменяются не только при кру-
чении, но и (главным образом) при изгибе.
Рассмотрим поточное сечение 1—2 (рис. 14.12). Легко заметить,
что вертикальные перемещения точек, принадлежащих этому се-
чению, при изгибе крыла будут существенно неодинаковыми. Если
прогиб точки 1 будет у1г то прогиб точки 2, отстоящей дальше от
заделки (при отсчете по условной оси жесткости), чем точка 1, будет
У-z > У1- В результате сече-
ние крыла повернется. При
изгибе крыла вверх сече-
ние 1—2 займет положе-
ние 1'—2', т. е. произойдет
уменьшение углов атаки.
Величину и направле-
ние угла поворота сечения
можно представить векто-
ром, перпендикулярным к
плоскости поворота. На
рис. 14.12 девиация, т. е.
поворот сечения от изгиба
крыла, показана вектором
. Проектируя этот век-
тор на ось, перпендикуляр-
ную к плоскости фактического обтекания, найдем изменение угла
атаки сечения 1—2, обусловленное деформациями изгиба крыла:
Да =----J-sinX. (14.20)
Здесь знак «минус» указывает на то, что положительному прогибу
и девиации соответствует отрицательное приращение угла атаки.
Чем больше стреловидность, тем сильнее изменяются углы атаки
крыла в плоскости его фактического обтекания. В концевых сече-
ниях они изменяются больше, чем в корневых. Для самолетов со
стреловидным крылом большого удлинения приращение углов атаки
концевых сечений за счет изгиба может составить 5—10°.
Пример. Определить приращение угла атаки в концевом сечении стреловид-
ного крыла X = 45°, если прогиб конца при эксплуатационной нагрузке
Утах = 0-1 (0,51).
С достаточной точностью можно считать, что прогиб
/ 2z \2
У = Утах!— cosX) •
Тогда согласно формуле (14.20)
Да = — sin X = 0,1 (0,5/) cos2 X sin X • 67,3°.
dz ' /2
427
I
На конце крыла г = 2 cos %
Да = — 0,1 sin 2% • 57,3 = — 6°.
При изгибе упругого стреловидного крыла нагрузка на его кон-
цах уменьшается, а в корневых сечениях возрастает (рис, 14.13),
происходит как бы сброс нагрузки с концов крыла. Такое перерас-
пределение нагрузки приводит к смещению фокуса крыла вперед и
вследствие этого к уменьшению продольной статической устойчивос-
ти по перегрузке.
В случае одновременного изгиба и кручения стреловидного кры-
ла приращение углов атаки сечений за счет упругих деформаций
Да = ±<рсозХ-----^-sinX, (14.21)
где <р — угол кручения крыла.
Первый член в формуле учитывает
влияние кручения крыла на изменение
углов атаки, второй — влияние изгиба.
При X = 40 -4- 45° первый член состав-
ляет не более 10—15% полной величи-
ны приращения угла атаки. С увели-
чением стреловидности роль кручения
снижается.
Если линия центров давления распо-
лагается впереди оси жесткости (полет с
дозвуковой скоростью), суммарные при-
ращения углов атаки сечений определяются как разность прира-
щений углов атаки за счет изгиба и за счет кручения. При сверх-
звуковых скоростях полета, когда линия центров давлений оказы-
вается позади оси жесткости, приращения углов атаки сечений от
изгиба и кручения суммируются.
7.3. Треугольные в плане крылья достаточно жесткие. Дефор-
мации таких крыльев практически не влияют на характеристики
устойчивости и управляемости самолета.
7.4. Влияние упругости управляемого стабилизатора на его
эффективность можно оценить коэффициентом
„ __ 1 ДаупР
С —— Л ——1 —--
ф
где ф — угол отклонения стабилизатора;
ДауПр — изменение угла атаки стабилизатора, вызванное его уп-
ругой деформацией.
При Даупр = 0 коэффициент е = 1, по мере увеличения Даупр
величина е уменьшается, эффективность стабилизатора падает.
Величина
ДоСупр ДоСст “Е ДоЬоп + Даф + Дапр
428
складывается из приращений угла атаки соответственно за счет
деформаций конструкции стабилизатора (АаСт), опор (Ааоп), фю-
зеляжа (Ааф) и проводки управления (Аапр).
Приращение угла атаки Ааст определяется по формуле 14.21.
У нестреловидного стабилизатора, когда центр давления находится
впереди оси жесткости, приращение угла атаки А«ст совпадает по
знаку с начальным отклонением стабилизатора, в результате чего
его эффективность повышается. В полете со сверхзвуковой скоро-
стью, когда центр давления смещается назад, за ось жесткости, де-
формации стабилизатора приводят к снижению его эффективности.
К такому же эффекту приводят и деформации стреловидного стаби-
лизатора. С увеличением эффективности стабилизатора степень про-
дольной статической устойчивости самолета по перегрузке воз-
растает.
Приращение угла атаки оперения Ааф за счет изгиба фюзеляжа
противоположно по знаку начальному углу <р отклонения стабили-
затора. В результате эффективность оперения снижается по сравне-
нию с его эффективностью на жестком фюзеляже.
Рассматривая хвостовую часть фюзеляжа как консольную балку
длиной /Х8, защемленную в сечении по заднему лонжерону крыла
и нагруженную силой на конце, найдем
р /2
\а ____________ст xs.
Ф *хз 2£7ф ’
где Рст — нагрузка стабилизатора;
у — линейное перемещение стабилизатора при изгибе фю-
зеляжа;
EJ^, — жесткость фюзеляжа при изгибе.
Приращение угла атаки оперения АаПр за счет проводки можно
найти, определив деформации проводки управления под нагрузкой
и соответствующее этому смещение узла крепления тяги управле-
ния стабилизатором. Для определения Ааоп нужно провести расчет
податливости опор стабилизатора. Задача эта сложная и здесь не
рассматривается. Однако если силовые шпангоуты, к которым кре-
пится несущая балка стабилизатора, считать абсолютно жесткими,
то задача упрощается. В этом случае она сводится к расчету про-
гибов несущей балки от сосредоточенных сил, приложенных в узлах
крепления к ней стабилизатора, и последующему определению
(по найденной величине смещения опор) приращения угла атаки
стабилизатора.
§ 8. Дивергенция несущих поверхностей
Рассмотрим прямое крыло, у которого линия центров давлений
расположена впереди оси жесткости. В потоке воздуха при поло-
жительном угле атаки на крыле создается подъемная сила, момент
от которой закручивает его в сторону увеличения угла атаки. Та-
кая деформация приводит к росту подъемной силы и дальнейшему
429
увеличению угла атаки и так до тех пор, пока упругий момент
соответствующий кручению крыла, не уравновесит момент аэооли’
намических сил. В некоторых условиях равновесие крыла оказы'
вается невозможным и оно под воздействием нагрузки апериодиче'
ски отклоняется от положения равновесия. Явление статической
неустойчивости конструкции в потоке воздуха принято называть
дивергенцией, или перекручиванием, крыла, а скорость полета
при превышении которой равновесие между упругими и аэролит’
мическими моментами конструкции невозможно,— критической ско
ростью дивергенции.
8.1. Критическая скорость ди-
вергенции прямого крыла. Рас-
смотрим прямоугольное в плане
крыло с симметричным профилем.
Жесткость крыла при кручении бу-
дем считать постоянной по длине
и равной GJK, массовыми силами
будем пренебрегать. Отсек крыла
длиной dz (рис. 14.14) нагружа-
ется погонной воздушной нагруз-
рисунке не показаны) и моментами
Погонный крутящий момент от воздушной нагрузки
кой q, упругими силами (на
(Иупр.
тк = с“ (а 4- ф) qbbx,
где а — угол атаки жесткого крыла;
Ф — угол кручения в текущем сечении;
Дг — расстояние между линией фокусов и осью жесткости.
Упругий момент
М — GJ с1^
/нупр — ^7- •
Из условия равновесия сил, действующих на отсек, следует:
dyWynp r , 42<р
т* = —T =
$ (а + ф) qb\x = — G JK .
Отсюда
+ Л2ф = Л, (14.22)
где
GJ& GJк
Общее решение дифференциального уравнения (14.22) можно
записать в виде
Ф = Asmkz + Bcoskz ф- С, (14.23)
430
где А и В — произвольные постойные интегрирования, опре-
деляемые из граничных условий;
С = — а — частное решение уравнения с правой частью.
Граничные условия будут такие: \
при г = 0 ф ----- 0; Ч
ПРИ 2 = к = 0-
Используя выражения (14.22) и (14.23), получим
_ sin fe/K sin kz cos fe/K (cos fez — 1) ...
a cos fe/K " ' ‘ '
При дивергенции угол <p непрерывно возрастает и в пределе
стремится к бесконечности. Из решения (14.24) следует, что <р = оо,
если cos klK = 0. Наименьшее значение klK = 0,5л, отвечающее
этому условию, соответствует критической скорости дивергенции.
Таким образом,
• 2 _ _ ^gb\x
41* ~ OJK •
откуда
<14-25’
и критическая скорость дивергенции
Гдив = -f 1/ 2-^-^-. (14.26)
2 у ‘к рс^ЗхЗ
Здесь S = /КЬ;
1К — длина консоли крыла.
8.2. Влияние различных параметров на критическую скорость
дивергенции Кдив проследим, пользуясь выражением (14.26).
Критическая скорость дивергенции возрастает с увеличением
жесткости крыла при кручении GJK и уменьшением lKS.
Влияние скорости полета на Кдив сказывается через параметры
с“, Дх и жесткость крыла при кручении GJK. Увеличениес“ при поле-
те с околозвуковой скоростью приводит к уменьшению Кдив. В по-
лете со сверхзвуковой скоростью с“ и Дх уменьшаются (из-за пере-
мещения фокуса назад), вследствие чего Кдив возрастает. Однако
при больших числах М полета, когда начинает сказываться нагрев,
жесткость крыла при кручении уменьшается и возможно падение
^див-
Критическая скорость дивергенции стреловидного крыла
Кдивх = Кдивф» (14.27)
где
1/Л cos X — GJk 1к tgX -
V Л 2EJ \х cosX
431
С увеличением стреловидности крыла ПдИВ возрастает. Это объяс-
няется тем, что за счет изгиба стреловидного крыла уменьшаются
углы атаки сечений, а следовательно, и нагрузка, вызывающая его
закручивание.
Для современных конструкций крыльев критическая скорость
дивергенции обычно значительно превышает максимальную ско-
рость полета. Объясняется это тем, что обеспечение жесткости крыла
из условия предотвращения других явлений аэроупругости оказа-
лось достаточным для полного исключения дивергенции.
Сравнительно небольшую критическую скорость дивергенции
имеют пилоны гондол двигателей, выполняемые обычно с большой
отрицательной стреловидностью. В этом случае углы поворота по-
точных сечений за счет изгиба и кручения суммируются, вследст-
вие чего создаются благоприятные условия для возникновения ди-
вергенции. Кроме того, центр давления у пилона с гондолой может
располагаться на значительном расстоянии от оси жесткости, что
также ведет к снижению критической скорости дивергенции. Про-
верка на дивергенцию может потребоваться для управляемого ста-
билизатора, жесткость при кручении которого в силу специфики
его крепления сравнительно невысока.
§ 9. Потеря эффективности элеронов. Реверс элеронов
9.1. Суть явления и основные понятия. При отклонении элеро-
нов на консолях крыла создаются дополнительные подъемные силы:
направленная вверх на половине крыла с опущенным элероном
и вниз — на половине крыла
с элероном, отклоненным вверх
(рис. 14.15). Это приводит к нару-
шению равновесия самолета отно-
сительно оси х, возникновению
кренящего момента Мх в сторону
крыла с поднятым элероном.
Под эффективностью элеронов
обычно понимают реакцию само-
лета на их отклонение. Если при
отклонении элеронов угловая ско-
рость сох крена нарастает быстро,
элероны эффективны. Если само-
лет вяло реагирует на отклонение элеронов, то эффективность их
низка. Количественно эффективность принято оценивать величиной
максимальной угловой скорости сох крена при полностью отклонен-
ных элеронах или ее производной со* по углу отклонения элерона.
Потребные значения этих величин задаются техническими условия-
ми, разрабатываемыми применительно к конкретному самолету.
Максимальное значение сох для маневренных самолетов может до-
стигать 1—1,5 рад/с и более.
432
Реверс элеронов — это обратное действие элеронов, т. е. явление,
при котором движение крена происходит в сторону крыла с опущен-
ным элероном. Потеря эффективности элеронов и реверс элеронов
связаны с возникновением демпфирующих моментов на крыле, про-
тиводействующих движению крена, и с упругостью конструкции,
обусловливающей такие деформации крыла, при которых происхо-
дит падение кренящего момента и даже изменение его знака.
Демпфирующие моменты обусловлены рядом причин. Одна из
них заключается в том, что при движении крена у опускающегося
крыла угол атаки увеличивается, а у поднимающегося —умень-
шается. В результате возникают дополнительные силы, которые
противодействуют движению крена. Если самолет имеет стреловид-
ное или треугольное крыло, то при положительном угле атаки опус-
кающееся крыло уходит вперед по отношению к поднимающемуся,
вследствие чего появляется скольжение на опускающееся крыло и
на устойчивом в поперечном отношении самолете возникает момент,
противодействующий крену. В полете с большими числами М паде-
ние эффективности элеронов может происходить по причине изме-
нения характера обтекания крыла из-за появления интенсивных
скачков уплотнения и срывов потока за скачками. Ниже явление
реверса будем связывать лишь с взаимным влиянием аэродинами-
ческих сил и упругими деформациями конструкции крыла.
Как уже отмечалось, при отклонении элеронов на участках кры-
ла, занятых элеронами, возникает дополнительная нагрузка ДЕ.
Упругое крыло от этой нагрузки дополнительно деформируется —
изгибается и закручивается. Так как элероны расположены у зад-
ней кромки крыла, то крыло с опущенным элероном закручивается
на уменьшение углов атаки сечений, а с поднятым элероном — на
увеличение углов атаки. Если крыло стреловидное, то дополнитель-
ные деформации изгиба крыла также приводя! к уменьшению углов
атаки его сечений на крыле с элероном, отклоненным вниз, и к уве-
личению углов атаки сечений на крыле с поднятым элероном. При
этом прирост подъемной силы от отклонения элеронов уменьшается
по сравнению с приростом, который бы имел место на жестком
крыле.
Нагрузка крыла ДЕ, возникающая при отклонении элеронов
на упругом крыле, пропорциональна приращению коэффициента
подъемной силы
Дс^ = с^б — с“Да,
где с® и с“ — производные коэффициента подъемной силы по углу
отклонения элерона 6 и по углу атаки а.
Первый член здесь представляет собой приращение коэффициен-
та подъемной силы в сечении крыла вследствие отклонения элерона,
второй — вследствие деформаций крыла. Чем больше величина
с“Да, тем меньше силы на крыле, обусловленные отклонением эле-
ронов, и ниже эффективность последних.
433
Величина с“Аос растет с увеличением скоростного напора так как
при этом увеличиваются деформации крыла, и следовательно, Да
величина Суб от скоростного напора практически не зависит В пр’
зультате с ростом скоростного напора разность между этими вели'
чинами уменьшается и при некотором его значении становится пав
ной нулю; 1
ACj, = Су8 СуЛа = 0. (а)
Элероны при этом полностью неэффективны. Скорость полета со
ответствующую полной потере эффективности элеронов, называют
критической скоростью реверса. При с“Да > с^б наступает реверс,
или обратное действие, элеронов.
9.2. Критическая скорость реверса. Рассмотрим условие ревер-
са элерона на элементе крыла 1 • Ь, находящегося на расстоянии I
от борта фюзеляжа (рис. 14.16). При отклонении элерона крутящий
момент рассматриваемого элемента крыла
Мк = [$(х2 — хж)+ с“Да (хж —xj]^2, (б)
— Хл ~~ Хл — хж
где Xj = —; х2 = -у-; хж «= —----относительные расстояния от
носка профиля до центра дав-
ления сил Су Ла, и до оси
жесткости соответственно.
С учетом условия (а) выражение (б) можно переписать так:
Д4К = СуЛа (х2 — xj qb2.
Упругий момент, уравновешивающий Мк,
Муир GJ
434
Приравнивая Мк моменту Л4упр', получим
СуАа (х2 — xj qb2 = GJк,
откуда
7РСН = -^ аг ' (14.28)
1 (х2 — Xj) Ь2
и критическая скорость реверса
У =4-1/'2-^— * _ . (14.29)
₽ b |/ 1 рс“(х2-хх) 1
— — тг
Величина х2 — хг = —у-, поэтому формулу для критической
cv
скорости реверса записывают часто в виде
04.29а)
Критическая скорость реверса стреловидного крыла
КревХ = КреЛ (14.30)
где
—г—;
]/ cos2 X +sin2 X
GJK, EJ —жесткость крыла при кручении и при изгибе.
Под I при определении Ургв% понимают расстояние от борта
фюзеляжа до сечения крыла посередине элерона, замеренное вдоль
оси жесткости.
С увеличением стреловиднос-
ти крыла критическая скорость
реверса уменьшается. Это объ-
ясняется тем, что дополнитель-
ные силы, возникающие при от-
клонении элеронов, вызывают
такие деформации крыла, кото-
рые уменьшают эти силы, а сле-
довательно, и эффективность эле-
ронов. Например, при отклоне-
нии элерона вниз за счет изги-
ба крыла от силы ДУ углы атаки сечений крыла уменьшаются, а
при отклонении элерона вверх — увеличиваются.
Критическая скорость реверса должна быть больше максималь-
ной скорости полета на столько, чтобы при максимальной скорости
полета сохранилась еще достаточная эффективность элеронов,
предусматриваемая техническими условиями. На рис. 14.17 приве-
дена примерная зависимость со* от числа М полета. Вначале с ростом
435
числа М эффективность элеронов увеличивается, так как растут
приращения сил за счет отклонения элеронов. Затем вследствие
деформаций крыла эффективность элеронов уменьшается и при не
котором значении числа М становится равной нулю. С уменьше-
нием высоты полета эффективность элеронов падает.
Аэродинамический нагрев, люфты и упругие деформации провод
ки управления также приводят к снижению эффективности элепо
нов. 1
9.3. Пути повышения эффективности поперечного управления
Повысить эффективность элеронов можно, увеличивая жесткость
конструкции
крыла и жесткость проводки управления элеронами.
Однако резервы здесь ограничены.
Дело в том, что жесткость проводки
управления у современных самолетов
уже достаточно велика, а повышение
жесткости конструкции сопряжено со
значительным увеличением веса.
Элероны, расположенные в сред-
ней, более жесткой части крыла, в
меньшей степени влияют на деформа-
ции крыла и поэтому сохраняют свою
эффективность до больших чисел М
полета (рис. 14.17, штриховая линия). Такое расположение элеро-
нов применяют довольно часто, хотя это и ведет к уменьшению
площади крыла, занятой взлетно-посадочной механизацией.
Иногда с целью повышения эффективности поперечного управ-
ления элероны дополняют элеронами-закрылками. При этом эле-
роны, располагаемые на концах крыла, используют для попереч-
ного управления на малой скорости, а элероны-закрылки, располо-
женные в средней части крыла,— на около- и сверхзвуковой ско-
рости полета. Благодаря сравнительно большой жесткости средней
части крыла эффективность элеронов-закрылков сохраняется до
высоких значении скоростного напора. На взлете и посадке элероны-
закрылки работают как обычные закрылки.
Применение интерцепторов и дифференциально отклоняемых
стабилизаторов позволяет повысить эффективность поперечного
управления самолетом. Интерцепторы могут применяться само-
стоятельно или совместно с элеронами. Их эффективность, хотя
и в меньшей степени, но также зависит от стреловидности и упругих
деформаций крыла. Применение стабилизатора для поперечного
управления рационально при больших скоростных напорах
(рис. 14.18), когда элероны на упругом крыле становятся неэффек-
тивны. На самолетах с крылом изменяемой стреловидности управ-
ление элеронами при максимальном отклонении крыла технически
осуществить очень сложно. Поэтому от них часто отказываются
вовсе. Тогда основным средством поперечного управления стано-
вятся стабилизатор и интерцепторы. На малой скорости полета ста-
билизатор для поперечного управления неэффективен.
436
9.4. На оперении, выполненном по схеме стабилизатор — руль,
может иметь место реверс рулей. Суть его подобна реверсу элеронов.
При отклонении рулей изменяется нагрузка главным образом в
хвостовой части профиля. Это вызывает такое закручивание стаби-
лизатора, при котором прирост подъемной силы оперения умень-
шается. С увеличением скоростного напора эффективность рулей
падает. Если стабилизатор стреловидный, эффективность рулей
падает особенно интенсивно из-за неблагоприятного влияния изгиба
на изменение углов атаки стабилизатора.
§ 10. «Всплывание» элеронов
10.1. «Всплыванием» элеронов принято называть одновременное
отклонение элеронов в одну сторону при попадании самолета в
порыв ветра. Возможность «всплывания» объясняется упругостью
проводки управления и наличием в ней люфтов.
Рассмотрим наиболее неблагоприятный случай: действие вос-
ходящего порыва ветра на самолет в горизонтальном полете. Воз-
действие такого порыва приводит к увеличению угла атаки крыла.
При этом на элероне, как на части крыла, возникает дополнитель-
ная нагрузка, шарнирный момент от которой
ДЛ1Ш = т^ДаЗэЬэ<7 cos X,
где т,ш — производная от коэффициента шарнирного момен-
та элерона по углу атаки;
Да = —у-----приращение угла атаки крыла, обусловленное по-
рывом ветра со скоростью W (см. гл. 1);
S3, b3 — площадь и хорда элерона;
q — скоростной напор;
X — стреловидность крыла.
Момент ДЛ1Щ вызывает упругие деформации проводки. Если элемен-
ты проводки работают только на продольные усилия, то ее суммар-
ная деформация при условии одинакового нагружения и размеров
сечений всех тяг
р/ i
где — передаточное отношение от элерона к линии проводки
управления;
Znp — длина проводки от элерона до оси симметрии самолета;
F — площадь сечения тяги.
В результате деформаций проводки и выбирания люфта элерон
повернется на угол
6Э = 57,3/гш (Д/s 4- Д/.чюфт) •
Отклонения элеронов за счет «всплывания» могут составлять
4—5°.
437
Одновременное отклонение элеронов вверх приводит к появле-
нию кадрирующего момента. Если крыло прямое, момент, как пра-
вило невелик и легко парируется отклонением рулей высоты.
У самолета со стреловидным крылом момент на кабрирование может
получаться значительным. Это снижает устойчивость самолета по
перегрузке и может привести к выходу самолета на недопустимо
большие углы атаки, на которых полет становится неустойчивым
и неуправляемым.
«Всплывание» элеронов может произойти также из-за темпера-
турных деформаций конструкции крыла и проводки управления.
i0 2. Уменьшить влияние «всплывания» элеронов на характери-
стики устойчивости и управляемости самолета можно, увеличивая
жесткость проводки управления, снижая величины шарнирных
моментов или же принимая меры, направленные на уменьшение
кабрирующего момента.
Для уменьшения кабрирующего момента элероны располага-
ют в средней части стреловидного крыла или выполняют каждый
з двух секций: внутренней, которая работает в течение всего поле-
та и внешней, которая вступает в работу лишь на взлете и посадке.
’ Иногда секции элерона соединяют между собой упругим звеном,
проводку управления подводят лишь к внутренней секции. Благо-
апя упругой связи между секциями на большой скорости полета
отклоняются, в основном, только внутренние секции. Большие на-
пузки удерживают наружные секции в нейтральном положении.
Пои небольшой скорости полета нагрузки элеронов уменьшаются
ч отклоняются обе секции, обеспечивая требуемую эффективность
поперечного управления.
§ 11. Трансзвуковые колебания рулей (элеронов)
В области трансзвуковых скоростей полета иногда наблюдаются
колебания рулей. Последние могут приводить к колебаниям крыла
оперения, а в некоторых условиях и к колебаниям всего само-
лета относительно поперечной и продольной осей. Возникают ко-
лебания рулей в достаточно узком диапазоне чисел М и высот полета,
Лапактерных для данного самолета, и обычно носят нерегулярный
Хапактер. Нерегулярность проявляется в том, что обнаруживаются
х Р лишь на отдельных самолетах и проявляются не во всех полетах.
° Основной причиной возникновения колебаний рулей является
неустойчивость скачков уплотнения и наличие люфтов в проводке
управления.
Л Ппи больших околозвуковых скоростях полета на нижнеи и
вепхней поверхностях крыла образуются скачки уплотнения, кото-
В е по мере увеличения скорости перемещаются к задней кромке
и^алее переходят на элерон. Поскольку полет происходит с углами
таки отличными от нуля, обтекание крыла и элерона всегда не-
симметрично. Этому способствуют и отклонения в обводах профилей
крыла от теоретических, а также неточность изготовления и монтажа
438
элеронов. При таких условиях асимметрия наблюдается и в пере-
мещении скачков уплотнения по крылу. В результате на элерон
попадают не оба скачка одновременно, а лишь один — на нижней
или на верхней его поверхности. Скачок вызывает перераспределение
нагрузки на соответствующей поверхности элерона, что приводит
к нарушению равновесия сил и отклонению элерона в сторону
скачка. В следующий момент скачок возвращается на крыло, а эле-
рон — в исходное положение. Затем явление повторяется. В опре-
деленных условиях происходит раскачка элерона. Колебания рулей
затрудняют пилотирование и опасны, поскольку могут вызывать
колебания других частей самолета. Имели место случаи, когда ко-
лебания руля направления вызывали колебания киля и приводили
к его разрушению. Попытки предотвратить колебания устранением
люфтов в проводке управления не всегда давали нужный резуль-
тат. На некоторых самолетах колебания элеронов удавалось устра-
нить постановкой небольших перегородок перед ними, которые из-
меняли местное обтекание.
Энергоемкость этих видов колебаний сравнительно невелика.
Для их предотвращения применяют демпферы небольшой мощности,
обычно сухого трения, в которых энергия колебаний поглощается
за счет работы сил трения. Демпфер обычно работает от гидросисте-
мы, включается летчиком или автоматически.
§ 12. Флаттер
Флаттер можно определить как динамическую неустойчивость
конструкции в потоке воздуха. Возникает флаттер в результате
взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил.
Флаттеру могут быть подвержены крыло, оперение, обшивка и дру-
гие части самолета.
Флаттер — это самовозбуждающиеся незатухающие колебания
частей конструкции, происходящие под действием аэродинамиче-
ских сил, которые возникают при колебаниях и исчезают в отсутст-
вии колебаний. Потому это явление называют самовозбуждающи-
мися колебаниями, или автоколебаниями. Энергия, необходимая
для поддержания этих колебаний, доставляется встречным потоком
воздуха.
Флаттер — весьма скоротечное и опасное явление, которое обыч-
но заканчивается разрушением самолета. Впервые с флаттером
столкнулись в период первых попыток перехода от схемы расчалоч-
ного биплана к монопланной схеме крыла, обладающей пониженной
жесткостью при кручении. Еще более острой проблема флаттера
стала'в середине 30-х годов в связи с резким увеличением скоростей
полета самолета. К этому же периоду относится начало исследований
в области теории флаттера. Большой вклад в разработку этих вопро-
сов внесли В. Н. Беляев, М. В. Келдыш, С. И. Кричевский,
Е. П. Гроссман, А. В. Чесалов, И. В. Ананьев и др. В насто-
ящее время из-за уменьшения жесткости конструкции вследствие
439
аэродинамического нагрева и уменьшения относительных толщин
несущих поверхностей, применения крыльев и оперений, стрело-
видных в плане, крыльев изменяемой стреловидности и т. д. пробле-
ма флаттера продолжает оставаться актуальной.
Известно много различных форм флаттера, которые определяются
возможными сочетаниями деформаций конструкции во время коле-
баний. Наибольшую практическую значимость представляют сле-
дующие:
— изгибно-крутильный флаттер крыла (оперения), характери-
зующийся изгибом и закручиванием крыла (оперения);
— изгибно-элеронный флаттер крыла, сопровождающийся из-
гибом крыла и отклонением элерона;
— изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения, харак-
теризующийся изгибом фюзеляжа и симметричным отклонением ру-
лей высоты.
Возможны также изгибно-крутильно-рулевой флаттер, флаттер
вертикального оперения и т. д.
Флаттер наступает при определенной скорости полета, которую
называют критической скоростью флаттера. Для каждой формы
флаттера существует своя критическая скорость. У правильно спро-
ектированного самолета критическая скорость флаттера должна
на 25—30% превышать максимально возможную скорость полета,
с тем чтобы возникновение флаттера полностью исключалось.
§ 13. Изгибно-крутильный флаттер крыла
13.1. Совместный характер упругих колебаний крыла. Крыло
может совершать колебания двух основных видов: изгибные и
крутильные. Однако вследствие несовпадения линий центров тяже-
сти с линией центров жесткости сечений чисто изгибные или чисто
крутильные колебания крыла практически
невозможны. Вне зависимости от того, ка-
ков начальный импульс — изгибный или
крутильный, колебания всегда совместны —
изгибно-крутильные. Поясним это на при-
мере колебания крыла при отсутствии на-
бегающего потока.
Предположим, что крыло получило из-
гибный импульс и какое-либо его сечение
отклонилось вверх от исходного положе-
ния на расстояние у (рис. 14.19). В край-
нем отклоненном положении скорость эле-
мента будет равна нулю (у = 0), а ускорение — максимально
(у=утях). В конструкции при этом возникнут упругие силы,
которые приводятся к равнодействующей, проходящей через центр
жесткости (ц. ж.) сечения и направленной к исходному положению
сечения крыла. Под действием упругих сил крыло начнет колебать-
ся. Вследствие того что центр жесткости не совпадает с центром
440
тяжести (ц. т.), упругие силы сообщают не только поступательное, но
и угловое ускорение отсеку крыла. Момент, вызывающий закручи-
вание крыла, равен произведению равнодействующей силы Рупр
упругости на расстояние между центром тяжести и центром жест-
кости.
Подобным образом можно показать, что при начальном крутиль-
ном импульсе колебания опять-таки будут совместными — из-
гибно-крутильными.
13.2. Колебания при флаттере. Пусть крыло под действием
какой-либо внешней причины (отклонение элеронов, порыв ветра)
Рис. 14.20
отклонилось от первоначального положения, например вверх
(рис. 14.20). В следующий момент после прекращения внешнего
воздействия оно начнет колебаться. Как было показано выше, ко-
лебания будут изгибно-крутильными. При движении сечения крыла
к среднему положению (рис. 14.20) оно закручивается на угол 0,
уменьшающий его угол атаки. При движении крыла от среднего
положения крыло раскручивается, угол 0 уменьшается. В крайнем
нижнем положении крыло останавливается, после чего вновь на-
чинается его движение к среднему положению и весь процесс повто-
ряется. Приведенная модель движения колеблющегося крыла соот-
ветствует сдвигу фаз 0,5л между колебаниями изгиба и круче-
ния крыла. Фактическое движение крыла в процессе колебания
сложнее.
В соответствии с изменением углов атаки сечений на крыле
возникает дополнительная подъемная сила. Ее величина, приходя-
щаяся на единицу длины крыла,
АГВ = с“0 • 1 b • q - Р,
где с“ — производная от коэффициента подъемной силы по углу
атаки;
Ь — хорда крыла;
q— скоростной напор.
441
Направление силы kYB, приложенной в фокусе сечения, в каж-
дый момент времени совпадает с направлением движения колеб-
лющегося крыла. Она способствует увеличению амплитуд коле-
баний и поэтому является возбуждающей. Ее величина пропор-
циональна квадрату скорости полета и тем больше, чем больше угол
закручивания крыла.
Из-за наличия вертикальной скорости у угол атаки сечений ко-
леблющегося крыла дополнительно изменяется на величину Да =
У
v
(рис. 14.20), что приводит к возникновению дополнительной
направленной против движения и поэтому являющейся демпфирую-
щей Эта сила пропорциональна первой степени скорости полета
и тем больше, чем больше скорость у.
Заключение о характере колебаний можно сделать на основании
сравнения работ сил Д YB и ДУд за цикл колебаний. В зависимости
от того, какие из этих сил за цикл совершают большую работу,
колебания будут затухающими, нарастающими или гармоническими.
Работа возбуждающих сил Ав, как и сами возбуждающие силы, про-
порциональна квадрату скорости полета, а работа демпфирующих
л д _ первой степени скорости полета (рис. 14.21). При V = 0
работа демпфирующих сил равна работе сил внутреннего трения в
конструкции и отлична от нуля. До некоторой скорости Сфл работа
демпфирующих сил превышает работу возбуждающих сил (Ад > Ав).
При этих скоростях полета колебания крыла будут затухающими.
Если А < Ав, колебания происходят с нарастающей амплитудой.
Это область флаттера. При равенстве работ возбуждающих и демпфи-
рующих сил колебания крыла носят гармонический характер. Соот-
ветствующая этому скорость Уфл называется критической скоростью
изгибно-крутильного флаттера.
442
13.3. Понятие о методе определения критической скорости флат-
тера. Существует несколько таких методов. Рассмотрим метод
определения критической скорости изгибно-крутильного флаттера
прямого крыла (рис. 14.22), основанный на использовании диффе-
ренциальных уравнений движения колеблющегося тела в потоке
воздуха.
Дифференциальные уравнения изгибно-крутильных колебаний
прямого крыла в потоке воздуха имеют вид
{EJyy + tny — т(хт — хж)0 — qa = 0; (14 31)
(GJKez)' 4- т (хт — хж) у — Jm0 4- та = 0,
где у — прогиб оси жесткости в текущем сечении крыла;
0 — угол закручивания крыла, принимаемый за положитель-
ный в том случае, если он увеличивает угол атаки крыла;
EJ, GJK — жесткость крыла при изгибе и кручении соответст-
венно;
т — погонная масса крыла;
Jт — погонный массовый момент инерции крыла относительно
оси его жесткости;
хж, хт — расстояние от носка крыла до оси жесткости и линии
центров тяжести сечений соответственно;
qa — погонная подъемная сила крыла;
та — погонный момент аэродинамических сил относительно
оси жесткости.
Здесь и ниже дифференцирование у и 0 по г обозначено штрихом, по
времени t— точкой, двойное дифференцирование обозначено двумя
штрихами и двумя точками соответственно.
Первое из уравнений системы (14.31) представляет собой усло-
вие равенства нулю суммы проекций всех сил, включая и силы инер-
ции, действующих на элементарный отсек крыла длиной dz, на на-
правление оси у, второе — условие равенства нулю моментов этих
сил относительно оси z, совпадающей с осью жесткости.
Члены, входящие в уравнение (14.31), представляют собой сле-
дующее:
(EJy")" —погонная сила упругости в сечении крыла;
ту — т (хт—хж) 0 — погонные силы инерции масс конструк-
ции крыла от поступательного и вращатель-
ного движения соответственно;
(GJк0')' — погонный момент сил упругости в сечении
крыла относительно оси жесткости;
т (хт — х^у — Jm f) — погонные моменты сил инерции масс конст-
рукции крыла относительно оси жесткости.
При критической скорости флаттера амплитудные значения про-
гибов и углов закручивания для каждого сечения крыла остаются
во времени постоянными. Поэтому критическую скорость флаттера
определяют из условия существования периодического решения
443
системы уравнений (14.31), которое может быть записано в виде
у = f0(z) cos [pt + Mz)]; ,1432
6 = Фо (z) cos [pt + Х2 (z)], ‘ }
где f0 (z), ф0 (z), (z), X2 (z) — функции, зависящие от упругих,
инерционных и аэродинамических
характеристик крыла;
Р — частота колебаний при флаттере.
Из выражения (14.32) следует, что между изгибными и крутиль-
ными колебаниями в любом сечении существует сдвиг фаз Хх =/=
=# Х2. Сдвиг фаз является функцией координаты г. Однако если
пренебречь этим и считать сдвиг фаз для всех сечений крыла оди-
наковым, то при определении V$n можно исходить из условия су-
ществования приближенного решения системы уравнений (14.31)-
в форме
у = Л/ (z) eipt\
0 = Вф (z) e‘pt,
(14.33)
где А, В — комплексные постоянные;
f (z), ф (z) — некоторые заранее вычисленные действительные
функции, удовлетворяющие граничным условиям в
корневом и концевом сечениях крыла.
За f (z) и ф (z) обычно принимают функции, характеризующие рас-
пределение амплитуд прогибов и углов закручивания в различных
сечениях крыла при его колебаниях в пустоте.
Определение СфЛ проводят в следующем порядке:
1. В уравнения (14.31) подставляют выражения у и 0 по форму-
лам (14.33). После этого все члены первого из уравнений (14.31)
умножают на f (z), а второго — на ф (z).
2. Полученные выражения интегрируют в пределах от нуля до
I, где I — длина консоли. В результате этого получают два линейных
однородных уравнения относительно А и В:
а(У,р)Л + ₽(У,р)В = 0;
7(V, р)А + 8(V, р)В = 0,
где а, р, у, 8 — известные функции от частоты колебаний Р и
скорости полета V.
3. Составляют определитель Д (V, р) системы уравнений (14.34),
который приравнивают нулю на том основании, что величины А и
В заведомо не равны нулю. В результате получают уравнение,
связывающее критическую скорость флаттера и частоту колебаний
при флаттере:
Д(У,р) = 0. (14.35)
4. Так как левая часть выражения (14.35) имеет действительную
Д, (I7. Р) и мнимую As (V, р) части, то в силу условия (14.35) они
444
должны быть порознь равны нулю, т. е.
Л, (V, р) = 0;
Д2(У,р) = 0.
(14.36)
5. Решая систему уравнений (14.36), связывающую критиче-
скую скорость и частоту флаттера, определяют значение критической
скорости изгибно-крутильного флаттера; можно, разумеется, опре-
делить и частоту колебаний при флаттере.
В заключение отметим, что разработка конструкций, не под-
верженных флаттеру, представляет собой сложную задачу. Она
включает не только расчеты по определению критических скоростей
различных форм флаттера, но и широкие экспериментальные иссле-
дования. Вначале испытывают модели в аэродинамической трубе,
для того чтобы определить характеристики демпфирования, а затем
проводят наземные и летные испытания. Последние обычно носят
контрольный характер. Особенно больших затрат труда и времени
требует разработка мероприятий, предотвращающих флаттер, для
самолетов со стреловидным крылом и крылом изменяемой стрело-
видности. Объясняется это тем, что стреловидное крыло обусловило
новые формы колебаний, а режимы полета в области чисел М = 1
вносят неопределенность в оценку аэродинамических коэффициен-
тов. У самолета с крылом изменяемой стреловидности формы и час-
тоты колебаний планера непрерывно изменяются по мере изменения
стреловидности. Это при одновременном резком возрастании числа
комбинаций угла стреловидности и схем расположения топливных
баков и грузов многократно увеличивает объем работ по исследова-
нию возможных форм флаттера и изысканию путей их устранения.
Расчеты на флаттер проводят сейчас с использованием ЭВМ. Полный
расчет может потребовать нескольких сотен часов машинного вре-
мени.
13.4. Влияние некоторых параметров на величину критической
скорости изгибно-крутильного флаттера. Жесткость конструкции
при кручении оказывает существенное влияние на критическую
скорость изгибно-крутильного флаттера. С увеличением GJK кри-
тическая скорость флаттера возрастает. Это, в основном, объяс-
няется уменьшением углов закручивания крыла и, следовательно,
притока энергии к колеблющемуся крылу из встречного потока.
Жесткость крыла при изгибе, хотя и влияет на величину кри-
тической скорости флаттера, но незначительно.
Форма крыла в плане влияет на аэродинамические (с“, хф), упру-
гие (хж, GjK, EJ) и инерционные характеристики крыла и через
них — на критическую скорость изгибно-крутильного флаттера.
Анализ этого влияния сложен. Однако практика показывает, что
придание крылу стреловидности, при прочих равных условиях,
приводит к повышению критической скорости флаттера, крылья
треугольной формы в плане имеют более высокие значения крити-
ческой скорости флаттера по сравнению с другими крыльями. На
445
рис. 14.23 приведен примерный график зависимости критической
скорости флаттера от стреловидности крыла. Там же для сравнения
даны графики для критической скорости реверса и дивергенции.
Число М полета также влияет на критическую скорость флаттера.
Это влияние сказывается через параметры с“ и х$, а также жест-
кость крыла. С ростом числа М на дозвуковых режимах с“ возрастает,
а на сверхзвуковых — падает. Фокус крыла с ростом числа М сме-
щается назад. При этом уменьшается расстояние между центром тя-
жести и фокусом (плечо инерционных и аэродинамических сил, обус-
ловливающих закручивание крыла), что благоприятно сказывается
на УфЛ. Совместное влияние параметров с“ и на сверхзвуковых ре-
жимах способствует увеличению критической скорости изгибно-
крутильного флаттера. Таким образом, наиболее неблагоприятной
областью с точки зрения флаттера является область вблизи числа
М — 1. Если число М превышает 2,5—3, начинает сказываться на-
грев самолета, что приводит к снижению жесткости конструкции,
и вследствие этого, к уменьшению запаса по флаттеру. Качественно
влияние скорости полета на критическую скорость флаттера можно
охарактеризовать графиком (рис. 14.24), на котором по оси абсцисс
отложено значение полетного числа МПОл, а по оси ординат — число
Мфл, соответствующее критической скорости флаттера.
Положение центра тяжести крыла весьма существенно влияет
на величину критической скорости изгибно-крутильного флаттера.
Даже незначительное смещение центра тяжести вперед приводит
к заметному увеличению Кфл. При совмещении центра тяжести с
центром жесткости или с фокусом крыла флаттер невозможен.
В первом случае из-за того, что исчезает связь между изгибными и
крутильными колебаниями крыла, во втором — из-за того, что ис-
чезает момент от инерционных и аэродинамических сил, закручиваю-
щий крыло.
Смещения центра тяжести вперед можно достичь конструктивны-
ми мерами, в частности облегчением конструкции хвостовой части
крыла или установкой в носке специальных противофлаттерных
грузов — балансиров. Для повышения эффективности балансиров
их устанавливают в виде болванки в носке на конце крыла или
446
выносят вперед в виде хорошо обтекаемой штанги (рис. 14.25). Амп-
литуды колебаний и ускорения на конце крыла наибольшие, поэтому
динамический эффект груза при таком его расположении получается
максимальным.
Большое влияние на критическую скорость флаттера оказывают
агрегаты и грузы, размещенные на крыле: двигатели, подвесные
топливные баки, блоки с оборудованием или вооружением и т. д.
Например, двигатели, вынесенные вперед, подобно балансирам
увеличивают критическую скорость флаттера. При неудачном рас-
положении агрегатов или грузов они могут понижать критическую
скорость флаттера. Топливо, размещенное ___
в отсеках крыла, также влияет на критиче- 77
скую скорость флаттера. / //
С увеличением высот полета критиче-_____________/
ская скорость флаттера возрастает. 7~~^
13.5. Конструктивные мероприятия, на- _____|
правленные на повышение критической ско- ________J______—J—-
рости флаттера, обычно вызывают значи- Рис 14 25
тельное увеличение веса самолета. Поэто-
му в последние годы ведутся изыскания
по использованию активных систем управления для демпфирова-
ния колебаний. Принцип действия таких систем основан на соз-
дании сил и моментов, противодействующих упругим колебаниям
конструкции, и практически не отличается от принципа действия
систем, используемых для гашения упругих колебаний, обусловлен-
ных турбулентностью атмосферы (см. п. 4.4. этой главы). Для соз-
дания необходимых демпфирующих сил в этом случае могут, напри-
мер, использоваться поверхности управления, расположенные
на носке и хвостовой части крыла. Полагают, что применение
такой системы на сверхзвуковом пассажирском самолете позволит
увеличить критическую скорость флаттера на 30—40%.
§ 14. Изгибно-элеронный флаттер крыла
14.1. Изгибно-элеронным флаттером крыла называют такую
форму колебаний, при которой имеют место изгиб крыла и отклоне-
ние элерона. Кручение крыла при этом предполагается настолько
малым, что им можно пренебречь. Рассмотрим физическую картину
этого вида флаттера.
Допустим, что по какой-либо причине (порыв воздуха, отклоне-
ние элеронов) крыло отклонилось от своего первоначального поло-
жения и его сечение заняло положение, соответствующее у = ymayi
(рис. 14.26). После прекращения внешнего воздействия крыло вслед-
ствие упругости придет в колебательное движение. При этом, дви-
гаясь вниз, оно последовательно займет положения, показанные на
рис. 14.26. У несбалансированного элерона центр тяжести находится
позади оси его вращения. Поэтому при движении крыла к исходному
положению, когда вертикальная скорость его возрастает, элерон
447
за счет инерционных сил отклоняется в сторону, противополож-
ную движению. Напротив, при движении от исходного положения,
когда скорость уменьшается, элерон поворачивается по движению
крыла, как бы догоняя его.
В потоке воздуха вследствие отклонения элеронов и вертикаль-
ного движения крыла на нем возникают дополнительные подъем-
ные силы соответственно:
ДУВ = с®6 • 1 • Ь • q ~ V*;
ДУд = с“Да • 1 -b-q = сау V’
Рис. 14.26
лебаний.
где 6 — угол отклонения эле-
рона;
с® — производная от коэффи-
циента подъемной силы
по углу отклонения эле-
рона.
Сила ДУВ направлена по ско-
рости колебательного движения
и поэтому является возбуждаю-
щей. Она пропорциональна ква-
драту скорости полета. Сила ДУд
направлена против движения
крыла и поэтому является демп-
фирующей. Она пропорциональ-
на скорости полета. Характер
колебаний определяется соотношением работ этих сил за цикл ко-
Скорость полета, при которой имеет место равенство работ демп-
фирующих и возбуждающих сил, называют критической скоростью
изгибно-элеронного флаттера.
14.2. Меры для повышения критической скорости изгибно-элерон-
ного флаттера. Как отмечалось выше, изгибно-элеронный флаттер
возможен, если при колебаниях крыла элерон отклоняется в сторону,
обратную движению крыла. Происходит это вследствие того, что
элерон имеет возможность поворачиваться относительно оси шар-
ниров и центр тяжести у несбалансированного элерона находится
позади его оси вращения. В соответствии с этим основные меры,
направленные на повышение критической скорости изгибно-элерон-
ного флаттера, сводятся к весовой балансировке элеронов, увели-
чению жесткости проводки управления и устранению люфтов в ней.
Критическая скорость флаттера зависит также от расположения
элерона по размаху, увеличиваясь при смещении элерона от конца
в среднюю часть крыла.
При весовой балансировке центр тяжести элерона совмещают с
осью вращения или добиваются, чтобы он находился впереди оси
вращения. В соответствии с этим говорят о 100%-ной весовой ба-
лансировке или перебалансировке элеронов. Достигается баланси-
448
ровка с помощью грузов (балансиров), устанавливаемых перед осью
вращения элерона. Балансировка может осуществляться сосредото-
ченными грузами, вынесенными вперед на кронштейне (рис. 14.27),
или грузом, равномерно распределенным по размаху элерона
(см. рис. 5.21). В случае балансировки равномерно распределенным
по размаху грузом все сечения элерона балансируются примерно
одинаково, но вес груза получается большим, составляя иногда до
50% веса элерона. При балансировке сосредоточенными грузами вес
последних требуется значительно меньший, однако балансировка
сечений элерона при этом существенно
неодинакова: сечения, где расположен
груз, оказываются перебалансированны-
ми,. а все другие — несбалансированны-
ми. При колебаниях крыла это приво-
дит к возникновению сил, скручиваю-
щих элерон, что снижает эффект балан-
сировки.
Иногда балансировку осуществляют
при помощи так называемых кинемати-
ческих балансиров. Последние для по-
лучения наибольшего динамического эф-
фекта располагают в зоне, где ампли-
туды колебаний максимальны. С элеро-
ном балансир соединяется системой ры-
чагов.
Вес балансира определяется из условия динамической баланси-
ровки элерона. Последнее означает, что моменты сил инерции ба-
лансира и элерона относительно оси вращения элерона равны меж-
ду собой, т. е.
= j m^yadz,
где (jrp — вес балансира (груза);
«гр. а — расстояние от центра тяжести балансира и от центра
тяжести сечения элерона до оси вращения элерона
(рис. 14.27);
Z/rp, у — ускорение центра тяжести балансира и текущего се-
чения элерона;
тэ — погонная масса элерона;
/ъ /2 — координаты начала и конца элерона, замеренные вдоль
оси жесткости крыла от борта фюзеляжа.
Рассматривая колебания, прогиб можно представить в виде
Так как
15 8 19
y[z, t) = f(z) г (t).
y(z, t) = f (г) • r(t),
449
то формулу для определения веса балансира можно записать в таком
виде:
Grp = Щгр) а ' J (z) adz’ (14-37)
где f (z) — функция формы колебаний.
Для крыла, рассматриваемого в виде балки, приближенно можно
принимать
(а)
где /0 — максимальное значение прогиба.
Пример. Определить вес балансира из условия динамической балансировки
прямоугольного в плане элерона, если т3 = 1 кгс • с2/м2, /2 = /к = 5 м, 1г = 4 м,
агр — 5а. Балансир расположен в сечении г2 = /2.
Принимая форму колебаний в виде выражения (а), найдем / (ггр) = /0.
По формуле (14.37)
Если груз распределен по всей длине элерона, то, полагая агр да а, получим
Grp да 10 кгс.
В случае балансировки элерона распределенными грузами ста-
тическая и динамическая балансировки практически эквивалентны.
Потребный вес балансира может быть уменьшен путем рациональ-
ного выбора конструктивно-силовой схемы элерона (см. гл. 5,
п. 7.3).
Необходимо иметь в виду, что в процессе ремонта вес конструк-
ции элерона может несколько изменяться, а это — вызывать нару-
шение весовой балансировки и влиять на величину критической
скорости флаттера. Люфты в проводке управления элеронами долж-
ны выдерживаться в соответствии с техническими требованиями.
§ 15. О флаттере оперения
Оперение — поверхность, подобная крылу. Естественно поэтому,
что основные виды флаттера оперения имеют такую же природу,
как и рассмотренные выше изгибно-крутильная и изгибно-элерон-
ная формы флаттера крыла. Однако форм колебаний у оперения
значительно больше, так как к собственным деформациям опере-
ния добавляются еще изгиб и кручение фюзеляжа. Основными
средствами повышения критической скорости флаттера оперения яв-
ляются увеличение жесткости оперения и фюзеляжа, а также весо-
вая балансировка стабилизатора и рулей.
Недостаточная жесткость при кручении управляемого стабилиза-
тора, обусловленная спецификой его крепления, требует приме-
450
I Срез
Рис. 14.28
нения эффективных мер для повышения критической скорости флат-
тера. С этой целью на концах половин стабилизатора устанавливают
балансировочные (противофлаттерные) грузы, возможно применение
специальных демпферов. Иногда часть концевой поверхности опе-
рения (киля, управляемого стабилизатора) срезают (рис. 14.28).
Несущие свойства этой части оперения невы-
соки, поэтому эффективность его практически
не снижается. Вместе с тем центры тяжести
концевых сечений оперения смещаются впе-
ред, благодаря чему уменьшается потребный
вес противофлаттерного груза, критическая
скорость флаттера повышается.
Наличие гидроусилителя в системе уп-
равления стабилизатором может приводить к
образованию еще более сложных колебатель-
ных систем, в которых наряду с оперением и
фюзеляжем участвует и гидравлический сле-
дящий привод. В качестве примера рассмот-
рим взаимодействие упругого фюзеляжа, жест-
кого стабилизатора и гидроусилителя в систе-
ме управлении стабилизатором (рис. 14.29).
От нагрузки на стабилизатор, направленной вниз, верхний свод
фюзеляжа растягивается, а нижний — сжимается. Если считать,
что напряжения о вдоль образующих фюзеляжа не меняются, то
абсолютное удлинение продольных волокон хвостовой части фю-
зеляжа длиной I можно определить по формуле
д/=4-.
Е
Деформации продольных элементов фюзеляжа, составляющих
верхний (нижний) свод фюзеляжа, могут достигать нескольких
миллиметров. Этого вполне достаточно, чтобы вызвать непредна-
меренное срабатывание гидроусилителя и отклонение стабилизатора.
Если проводка управления и гидроусилитель размещены по схеме
рис. 14.29, то после срабатывания гидроусилителя угол tp0 начального
15* 451
отклонения стабилизатора увеличится на величину Дф. При
этом его нагрузка возрастет на ЛК, увеличатся и деформации фю-
зеляжа, вызывающие срабатывание гидроусилителя. Такая связь
между конструкцией фюзеляжа, гидроусилителем и стабилизатором
приводит к явлению, подобному «уводу» стабилизатора.
Возможно также воникновение колебаний системы «стабили-
затор — фюзеляж — гидроусилитель». Поясним это. Если вывести
фюзеляж из равновесия и предоставить самому себе, то он начнет
колебаться. При этом свод фюзеляжа испытывает знакопеременные
нагрузки и знакопеременные деформации, что приводит к срабаты-
ванию гидроусилителя то в одном, то в другом направлении. В соот-
ветствии с этим будет изменяться и аэродинамическая нагрузка
стабилизатора. Причем в случае расположения гидроусилителя по
схеме рис. 14.29 дополнительная нагрузка всегда оказывается на-
правленной по ходу движения колеблющегося фюзеляжа. Например,
при движении фюзеляжа от нейтрального положения вверх сила ста-
билизатора за счет срабатывания гидроусилителя по причине де-
формации фюзеляжа также будет направлена вверх. Таким образом,
при колебаниях возникают силы, поддерживающие это колебатель-
ное движение,— возбуждающие силы. За счет вертикальных пере-
мещений колеблющегося оперения возникают демпфирующие силы.
В зависимости от соотношения работ этих сил за цикл колебания
могут быть затухающими или нарастающими. Особенно благоприят-
ные условия для развития колебаний создаются при совпадении
частот собственных колебаний конструкции и следящего устройства.
Предотвратить колебания можно, нарушив неблагоприятные кон-
структивные связи между элементами колебательной системы,
например располагая гидроусилитель на оси или в нижней части
фюзеляжа. В последнем случае при сохранении той же кинематики
проводки срабатывание гидроусилителя за счет деформаций фюзе-
ляжа приводит к повороту стабилизатора на уменьшение первона-
чального угла отклонения. При этом возникающие на стабилизато-
ре дополнительные силы будут способствовать затуханию колеба-
ний.
i
§ 16. Влияние деформаций конструкции "
на работу автоматических систем *
В современных системах управления широко применяют демп-
феры, служащие для повышения устойчивости и гашения колеба-
ний самолета. Принцип работы демпфера основан на измерении уг-
ловой скорости, а иногда и углового ускорения самолета и преоб-
разовании этой величины в пропорциональные отклонения руля,
благодаря чему искусственно увеличивается демпфирование.
Так как самолет представляет собой упругую систему, подвер-
женную колебаниям, то датчики угловых ускорений могут реагиро-
вать не только на колебания самолета как жесткого тела, но и на
упругие колебания конструкции, выдавая в этом случае ложные
452
сигналы. Эти сигналы в конечном итоге поступают на вход в гидро-
усилитель, отрабатываются им и приводят к отклонению рулей.
Связь между упругими колебаниями конструкции и отклонением
рулей, осуществляемая с помощью автоматических устройств систе-
мы управления, может способствовать раскачке самолета и появле-
нию опасных колебаний конструкции, приводить к снижению кри-
тических скоростей форм флаттера, характеризующихся изгибными
и крутильными колебаниями
, r J . Узш Пути
фюзеляжа и отклонением ру-
лей.
На характер протекания
колебаний системы «само-
лет — конструкция — систе-
ма автоматической стабили-
JmOH Итон
Рис. 14.30
зации» влияют жесткость
конструкции и расположение датчиков угловых скоростей на са-
молете. Последние необходимо размещать в зонах, где влияние
упругих колебаний на угловую скорость конструкции минимально.
Такими зонами являются «пучности» волн основных тонов упругих
колебаний конструкции (рис. 14.30). Обычно рассматривают I и II
тоны колебаний. Для расположения датчиков угловых скоростей
наиболее неблагоприятны условия в «узлах», а для датчиков линей-
ных ускорений — в «пучностях» волн упругих колебаний конструк-
ции. Задача выбора места для датчиков осложняется тем, что формы
колебаний конструкции зависят от распределения масс, а оно в те-
чение полета из-за расходования топлива, боеприпасов и других
грузов может существенно изменяться.
t ПОВТОРНЫЕ НАГРУЗКИ
к. и ДОЛГОВЕЧНОСТЬ КОНСТРУКЦИИ
П
Маловероятная перегрузу
Циил нагружения
Рис. 15.1
§ 1. Основные понятия
В эксплуатации самолет подвергается действию различных на-
грузок, которые меняются как по величине, так и по времени t.
Обычно величина перегрузки (рис. 15.1) колеблется около некото-
рого среднего ее значения, например в горизонтальном полете —
около n = 1. Максимальные из этих нагрузок учитываются в расче-
тах прочности и при статических испытаниях, на основании которых
делается заключение о годности
самолета к эксплуатации.
Вероятность встречи самоле-
та с нагрузками, которые при
одноразовом их воздействии на
самолет могли бы вызвать его
разрушение, столь мала, что
можно считать это событие не-
возможным. Что касается не-
больших по величине нагрузок,
то их воздействию подвергается
самолет непрерывно — в полете,
при разбеге, пробеге, рулении и
даже на стоянке. Опыт эксплуатации самолетов показал, что эти
небольшие по величине, но часто повторяющиеся нагрузки оказы-
вают большое влияние на долговечность конструкции.
Долговечность — это свойство конструкции сохранять работо-
способность до предельного состояния, которое определяется по
условиям безопасности полета. Показателем долговечности служит
ресурс, или срок службы самолета, измеряемый числом часов на-
лета или календарной продолжительностью эксплуатации самолета
до наступления предельного состояния.
К основным видам часто повторяющихся нагрузок относятся:
— маневренные, которые действуют на самолет при выполнении
маневра;
— от порывов ветра при полете в неспокойной атмосфере;
— нагрузки, возникающие при рулении, пробеге и разбеге.
На отдельные части самолета могут, кроме того, действовать
местные нагрузки, например от струи реактивных двигателей, от
герметизации и разгерметизации кабин и др.
454
Опасность разрушения конструкции от небольших, но часто
повторяющихся нагрузок обусловила необходимость учета этих
сил и определения срока службы конструкции самолета по условиям
усталостной прочности. Задача эта возникла сравнительно недав-
но. Однако ее значение непрерывно возрастает, отражая некоторые-
общие тенденции в развитии самолета, а именно: повышение срока!
службы самолета (для некоторых типов самолетов до 30 и даже до
50 тыс. ч), рост скорости полета, расширение области применения
самолетов — малые высоты, сложные метеоусловия и прочее, а
также непрерывную борьбу за уменьшение веса конструкции. Все
это с одной стороны приводит к увеличению числа нагрузок на конст-
рукцию за единицу времени полета и время эксплуатации самолета,
а с другой — к стабильности характеристик выносливости конст-
рукции.
Характер, величина и повторяемость нагрузок зависят от назна-
чения самолета, его летных характеристик и условий эксплуата-
ции. Например, для транспортных самолетов основную роль в опре-
делении срока службы по условиям усталостной прочности играют
нагрузки, возникающие от порывов ветра, при рулении, пробеге и
разбеге; для самолетов-истребителей — нагрузки, возникающие
при выполнении маневров, рулении, разбеге и пробеге. Для низко
летающих самолетов роль нагрузок от порывов воздуха более су-
щественна, чем для самолетов, предназначенных для полетов на
больших высотах.
Исходными материалами для расчета срока службы служат дан-
ные повторяемости нагрузок на конструкцию самолета и данные
выносливости элементов конструкции.
§ 2. Повторяемость нагрузок
Повторяемость нагрузок выявляется в результате замера пере-
грузок самолета в полете с помощью специальных приборов. По-
следние регистрируют и записывают на пленке перегрузку, ско-
рость, высоту и время полета. В настоящее время такие приборы
включены в список штатного оборудования всех реактивных и тур-
бовинтовых самолетов гражданской авиации. Проводятся также
замеры и запись перегрузок при движении самолета по грунту.
Данные повторяемости нагрузок, собранные на многих самоле-
тах, являются исходными для проведения испытаний новых конст-
рукций с целью определения выносливости и расчета срока их служ-
бы. Эти материалы представляют в виде графиков повторяемости
нагрузок или приращений нагрузок за единицу времени полета или
за единицу пройденного пути.
На рис. 15.2 для транспортных самолетов приведены кривые пов-
торяемости HL воздушных порывов интенсивностью Wt за 100 км
пути для разных высот полета. Здесь — индикаторная скорость
порыва, м/с. График позволяет определить число Hl порывов, рав-
ных и больших Wt, которое может встретить самолет, пролетев
455
100 км на высоте Н. При этом ожидаемое число т порывов на участке
горизонтального полета дальностью L
tnL = 0,01HlL. (15.1)
Например, ожидаемое число порывов > 3 м/с за 100 км
пути на высоте 10 км будет Hl = Ю-1, а на пути L = 3000 км
ть = 0,01 -10-1 • 3000 = 3. При тех же условиях порывы >
12 м/с могут встретиться только mL = 0,01-10-5 - 3000 = 0,0003
раза.
График повторяемости нагрузок (рис. 15.2) представляет собой
результат обработки данных, полученных, в основном, на пасса-
жирских самолетах, экипажи которых имеют обычно достаточно до-
стоверную информацию о состоянии погоды на маршруте полета и
поэтому могут обходить зоны повышенной турбулентности. Подоб-
ные возможности у экипажей военных самолетов, особенно при вы-
полнении боевой задачи, ограниченны. Поэтому относительная про-
должительность полета в зонах повышенной турбулентности у воен-
ных самолетов может оказаться значительно выше.
Уровень нагрузок транспортного самолета при движении по грун-
ту ниже, чем в полете. Это объясняется тем, что средний уровень
нагрузок, например, крыла в полете определяется аэродинамически-
ми нагрузками и массовыми силами крыла (массовые силы существен-
но меньше аэродинамических), а во время руления — только мас-
совыми силами крыла. Однако если говорить о дополнительных на-
грузках, то при движении по грунту они соизмеримы или даже
больше дополнительных полетных нагрузок. Поэтому их влияние
на усталостную прочность и долговечность конструкции весьма ощу-
тимо. При движении по грунту повторяемость возрастает с увеличе-
нием нагрузки на крыло, скорости руления и при переходе от бетона
456
кривых повторяемости нужно иметь
самолета в типовом полете обычно
к грунту. Общий вклад рулежных нагрузок в усталостную прочность
зависит еще и от рассредоточения самолетов на аэродроме.
Кривая повторяемости перегрузок за один час полета истребите-
ля [33] (рис. 15.3) показывает, например, что перегрузка 4 и более
за один час полета возникает один раз, а перегрузка 6 и более —
0,05 раза, т. е. один раз за 1/0,05 = 20 ч полета. Там же штриховой
линией дан примерный спектр рулежных нагрузок.
Чтобы определить повторяемость нагрузок для конкретного са-
молета, помимо обобщенных
график его типового поле-
та. Один из таких возмож-
ных графиков для транс-
портного самолета показан
на рис. 15.4. На графике
приведено изменение сред-
нестатистических значений
высоты Н, скорости V( и
веса G на всех этапах поле-
та, включая руление (Lpyjl),
разбег (£р), набор высоты
(£наб), горизонтальный по-
лет (£гор), снижение (£сн),
пробег (£пр), руление, т. е.
от стоянки до стоянки.
Повторяемость т нагрузок
строят в функции относительной перегрузки п. = где п и лрасч —
прасч
действующее и расчетное значения перегрузки. Перегрузка п скла-
дывается из перегрузки, соответствующей режиму полета, и допол-
нительной, обусловленной порывами ветра. В случае горизонталь-
ного полета
п — 1 + Ди,
(PWiVt
Ди — g__________ Ъ — _____ ъ
2G/S • 3,6 к ~ 57,6G/S '
(15.2)
где — в м/с, Vt — в км/ч, k — 0,9 4- 0,95.
Расчет повторяемости нагрузок ведут с использованием формул
(15.1), (15.2) и графиков, приведенных на рис. 15.2 и 15.4. Так как
за время полета по маршруту параметры самолета и с„, а также
скорость V L и высота Н полета изменяются, то для определения по-
вторяемости типовой профиль полета разбивают на отдельные уча-
стки Lk (рис. 15.4), для которых параметры самолета и режима по-
лета принимают постоянными, равными их средним значениям на
этих участках. Число участков определяется сложностью профиля,
диапазоном и частотой изменения параметров режима полета. Обыч-
но требуют, чтобы изменение высоты в пределах участка не превы-
шало 3—4 км.
16 в-19
457
Вычисления, связанные с построением зависимости т от п,
удобно проводить в следующем порядке. Вначале задаются произ-
вольной последовательностью приращений Ап перегрузки в диапа-
зоне от нуля до nmax — 1, гдептах — максимальная эксплуатацией-
ная перегрузка. Например, Ап, = 0,2; 0,4; ...• п„ах — 1. Далее
по величине Ап, определяют п, и п, и, пользуясь формулой (15.2),
вычисляют Wtk. Затем по графику рис. 15.2 находят HL.k и опре-
деляют mlk. Здесь индексы i и k указы-
вают на то, что соответствующие вели-
чины определяются от г-й нагрузки Ап,
для k-vo участка полета. В дальнейшем
под mik понимается не просто повторяе-
мость нагрузок, а повторяемость циклов
нагрузок, для чего вычисленное значе-
ние rtiik уменьшают вдвое.
Определив mik, составляют затем итого-
вую таблицу повторяемости перегрузок
в типовом полете, подсчитывают для каж-
дого Ап, повторяемость циклов нагрузок = Yimik и строят график
_ k
тот п (рис. 15.5), где т — число циклов перегрузок, равных и боль-
ших п, за один типовой полет. Значению Ап = 0 соответствует п =
= ~. при Ап = Птах — 1 величина и = лтах.
График рис. 15.5 можно перестроить в график повторяемости
перегрузок за единицу времени полета, например за 1 ч или за
1000 ч полета. Для этого текущее значение /п нужно разделить на
время в часах, затрачиваемое на типовой полет, и умножить на число
часов, принятое за единицу, например на 1 или на 1000.
§ 3. Усталостная прочность
Под усталостной прочностью, или выносливостью, конструкции
понимают способность последней сопротивляться разрушению под
действием многократно повторяющихся нагрузок.
Разрушение детали от повторных нагрузок носит усталостный
характер. Вначале появляется незначительная трещина, которая
со временем развивается и проникает в глубь детали, ослабляя ее
сечение. Когда сопротивление нагрузке оставшегося сечения ока-
жется недостаточным, наступает разрушение детали. Чем меньше
действующие переменные напряжения o;v в детали, тем больше тре-
буется циклов N нагрузок, чтобы довести деталь до разрушения. За-
висимость разрушающего напряжения в детали от числа циклов
называется диаграммой выносливости. Диаграммы выносливости
для образцов, изготовленных из Д16, В95 и ЗОХГСА, приведены
на рис. 15.6,
458
Вид диаграммы выносливости зависит от материала, формы и раз-
меров детали, от наличия в детали отверстий и пр. Высокопрочные
материалы в отношении усталостной прочности обычно уступают
менее прочным. Характеристики выносливости крупных деталей
сложной конфигурации хуже характеристик небольших деталей
простой формы. Объясняется это тем, что в крупных деталях больше
резких переходов, выточек, дефектов структуры, дающих местную
концентрацию напряжений. Наличие даже небольших отверстий,
которые практически всегда есть в деталях, приводит к снижению
прочности при повторных нагрузках.
Влияние длительного предварительного нагрева на усталостную
прочность иллюстрируется графиками (рис. 15.7), построенными по
результатам испытаний [32] заклепочного соединения из Д16Т при
комнатной температуре (Т = 20°С) и образцов, которые подверга-
лись предварительному длительному нагреву в течение 3600 ч при
Т = 150°С — без нагрузки (ст = 0) и при статической растягиваю-
щей нагрузке стр == 15 кгс/мм2. Там же штриховой линией показана
кривая выносливости при сжимающей нагрузке. Ухудшение уста-
лостных характеристик при нагреве происходит по причине значи-
тельной ползучести и релаксации осевого и радиального натягов
соединения. При этом остаточные напряжения, появляющиеся за
счет ползучести, в случае растягивающей нагрузки несколько улуч-
шают, а в случае сжимающей нагрузки — ухудшают выносливость
детали. Таким образом, в особенно неблагоприятных условиях ока-
зываются элементы, нагруженные внешними сжимающими усилия-
ми на режиме крейсерского полета, например нижняя обшивка
крыла.
Вид кривой выносливости зависит также от характера циклов
нагружения, последовательности приложения групп нагрузок,
характеризующихся различной величиной (рис. 15.8), и от частоты
приложения нагрузок. Основными характеристиками цикла нагру-
жения являются (рис. 15.8) среднее напряжение
СТС = 0,5 (Отах CTmin)
16*
459
и амплитуда переменного напряжения
= (Пщах — Omin)-
Рис. 15.8
Различают циклы: симметричный, характеризуемый тем, что для
нег0 ff=0; асимметричный, для которого стс =# 0 (рис. 15.8), и
пульсирующий, у которого
Отах = о ИЛИ От!п = 0. ВЫ-
НОСЛИВОСТЬ материала (напри-
мер, дуралюминового образ-
ца) при нагреве снижается
(рис. 15.9). При нагружении
этого образца переменным на-
пряжением с амплитудой
20 кгс/мм2 его долговечность
при температуре 200°С при-
мерно в 1,5 раза меньше, чем
при комнатной температуре.
Чувствительность конструкции к концентраторам напряжений при
высоких температурах в отдельных случаях может даже умень-
шиться.
Большое
ботки поверхности,
влияние на выносливость оказывает технология обра-
определяющая степень ее упрочнения, шерохо-
ватости и пр., а также вид по-
крытия.
Рис. 15.10
Кривые выносливости (crv от N) можно перестроить в зависи-
мость”^ от N (рис. 15.10), так как напряжение о в детали связано
с перегрузкой п в центре тяжести самолета соотношением
о = (р(«). (15.3)
Приближенно
<7 = Оразр ~ = ОразрП, (15. За)
драс«
где Оразр — разрушающее напряжение элемента при однократ-
ном нагружении;
Нрасч — величина расчетной перегрузки.
460
Следует иметь в виду, что напряжения в элементах конструк-
ции определяются не только перегрузкой в центре тяжести, но и дру-
гими факторами, например давлением в герметических кабинах и пр.
В последнем случае соотношение (15.3а) неправомерно.
§ 4. Оценка срока службы конструкции
Исходными данными для расчета срока службы конструкции
являются спектр внешних нагрузок самолета и кривые выносливости
наиболее слабого в отношении усталостной прочности конструктив-
ного элемента. Такие данные мо-
гут быть представлены в виде
графиков типа рис. 15.5 и 15.10
или в виде совмещенных графи-
ков (рис. 15.11). На приведенном
совмещенном графике под т по-
нимается повторяемость нагру-
зок за 1000 ч полета.
4.1. Расчет срока службы Рис 15 и
конструкции представляет собой
сложную задачу. Ниже излагается схема расчета, основанного на так
называемой линейной теории суммирования повреждений. Суть
этой теории состоит в том, что усталостные повреждения накапли-
ваются в конструкции по мере приложения к ней нагрузок. При
этом доля повреждения, вносимая z-й группой нагрузок (рис 15.8),
равна где tnt (на рис. 15.11 — Дт() — число циклов нагрузок
z-й группы, — число циклов нагрузок этой же группы, необходи-
мое для разрушения детали.
Согласно теории суммирования, повреждения от нагрузок раз-
личных амплитуд можно складывать. Разрушение конструкции от
усталости произойдет тогда, когда сумма относительных поврежде-
ний от всех групп нагрузок, действующих на конструкцию, будет
равна единице, т. е. когда
(15.4)
где v — число групп нагрузок.
В практических расчетах это условие записывают так:
где а — опытный коэффициент, меняющийся в широких пределах;
для авиационных конструкций в момент разрушения
а = 0,5 -и 2,5.
461
Если под mt понимать число циклов нагрузок за единицу вге-
мени, то условие (15.4) можно записать в виде 7 ь
t V mi i
(15.5)
где t — средний срок службы конструкции в тех же единицах
времени, за которое подсчитывалось mt.
Пользуясь соотношением (15.5), можно определить средний
срок службы конструкции: 14
/ _ 1
1 ~ ~-------• (15.6)
V mi
L Nt
I
Пример. Пусть на конструкцию действуют тли
количество циклов нагрузок на 1000 ч в первой группе ™,.?4агРУ30к’ „причем
= 10s, в третьей т3 = 10’. Количество только этих ^ВТОрои =
разрушения данного элемента конструкции, пусть будет N* ~ 6 5 ?№°м’МЬ1п лЛЯ
X 10’, IV, = 10». Тогда условие разрушения запишется так? ’ ° ’ = °’5*
/ / W1 \ / / 104 105
1000 ( АД Л/2 Л/3 У 1000 ( 0,5 • 105 + ~0г5 . щ-
Отсюда средний срок службы
t = 1000 • 102
1
да 4350 ч.
Расчет срока службы конструкции можно проводить в следую
щем порядке. Вначале ось ординат (рис. 15.11) нужно разбить на
ряд интервалов длиной Ди,. Затем опре-
п делить число циклов нагрузок с ампли-
птах< тудой п, попадающих в интервал щ <
которые действуют на
конструкцию в течение 1000 ч. Доля по-
> вреждения, вносимая только этими на-
/пр -------------- грузками,
е = Aw<
__-------------т*- е Ni ’
где Nt — число циклов нагрузок ампли-
РиС- 1512 туды п, необходимое для раз-
рушения детали.
Используя затем выражение (15.6), можно найти средний срок
службы конструкции в тысячах часов. Под v в данном случае пони-
мается число интервалов, на которые разделен диапазон нагрузки
ОТ 1/Ир ДО Иглах-
Величина £ характеризует долю повреждения, вносимую нагруз-
ками данного уровня. Примерный вид функции для неманевренных
самолетов показан на рис. 15.12. Обычно максимум величины Ё
для таких самолетов имеет место при сравнительно небольших зна-
462
чениях п, соответствующих индикаторной скорости порыва =
= 2-?4 м/с. Это означает, что основную долю усталостного разру-
шения конструкции создают именно небольшие, но часто повторяю-
щиеся нагрузки.
Нагрузки при посадке, рулении и пробеге, как уже отмечалось,
также создают значительные повреждения. Эти нагрузки могут быть
учтены при определении спектра нагрузок самолета в типовом поле-
те или же отдельно. В последнем случае формула для определения
среднего срока службы принимает вид
t = —J. (15.7)
где X — доля повреждения, вносимая нагрузками при движении
самолета по грунту.
Безопасный срок службы самолета определяют обычно по форму-
ле
t - 1
без ~ "й ’
•над
где т|над = 5-4-7 — коэффициент надежности, учитывающий неточ-
ности определения внешних нагрузок самолета
и эксперимента, а также возможные дефекты в
эксплуатации,
такие как рис-
ки, забоины,
вмятины и т. п.,
влияющие на
срок службы
самолета.
4.2. Расчет долговечности мож-
но существенно упростить, если
воздействие совокупности нагру-
зок на конструкцию за полет заме-
нить воздействием основного цик-
ла (рис. 15.13) «земля — воздух —
земля» (3 — В — 3). Этот цикл выражается максимальным разма-
хом нагрузки. Размах основного цикла напряжений включает на-
грузки при нормальном полете и стоянке, к которым добавляют амп-
литуды нагрузок, встречающихся один раз за полет. Соотношение
между повреждаемостью конструкции от совокупности нагрузок
за полет и от основного цикла можно записать в таком виде:
(15.8)
<*)
Здесь т{ и N{ — число циклов нагрузок уровня i за полет и число
тех же нагрузок, необходимое для разрушения
конструкции;
463
г
к
No число основных циклов нагрузок, необходимое
для разрушения конструкции;
г — коэффициент повреждения.
Коэффициент повреждения г характеризует долю усталостного
повреждения, которую вносит цикл 3 — В — 3 за полет. Находят
г по статистическим данным. Для крыла коэффициент г изменяется
по размаху в диапазоне 0,4 — 0,9, увеличиваясь от концов к корне-
вой части [40].
Используя выражение (а) и имея в виду условие (15.5), получим
формулу для определения среднего срока службы конструкции в
полетах в таком виде:
= (15.9)
Отсюда следует, что для получения требуемого срока службы
конструкция должна выдержать Иг циклов нагрузок 3 — В_______3.
Например, если г = 0,5, ресурс t = 30 000 полетов, то конструкция
должна выдерживать
4 = ^ = 60 000
циклов нагрузок 3 — В — 3.
Изложенный метод оценки долговечности конструкции исполь-
зуют в расчетах на начальной стадии проектирования, а также
при выполнении прикидочных и сравнительных расчетов.
§ 5. Испытания конструкций
5.1. Усталостные испытания. Наиболее полную информацию
о выносливости конструкции можно получить при ее испытании
в условиях эксплуатации. Однако недопустимость усталостного раз-
рушения самолета в эксплуатации требует предварительного реше-
ния этого вопроса. Достаточно надежно усталостную прочность
можно установить экспериментальным методом. Поэтому все конст-
рукции, для которых вопросы усталостной прочности играют су-
щественную роль, испытывают на повторные нагрузки. Испытанию
подлежат как отдельные «слабые» элементы, так и конструкция са-
молета в целом.
К слабым элементам обычно относят наиболее нагруженные де-
тали, имеющие сложные очертания, с резкими перепадами жестко-
стей по длине и концентраторами напряжений в виде отверстий или
вырезов. Сюда можно отнести стыковые узлы крыла, узлы крепле-
ния оперения, рулей, элеронов и закрылков, шасси, рамы креп-
ления двигателей и пр.
Испытания изолированных деталей полной уверенности в на-
дежной работе этих деталей в конструкции не дают, поскольку фак-
тические условия их нагружения могут существенно отличаться от
условий нагружения во время испытаний. Более надежные резуль-
таты получаются при испытании конструкции в целом. Такие
464
испытания проводят, чтобы выявить наиболее слабые элементы кон-
струкции, изучить начальную стадию усталостного разрушения кон-
струкции и определить «безопасный срок службы». По результатам
испытаний вносят изменения в конструкцию для повышения ее жи-
вучести, а также разрабатывают рекомендации по контрольным ос-
мотрам планера самолета и его ремонту.
Программу испытаний выбирают так, чтобы онд наиболее полно
отражала фактическое нагружение самолета в условиях эксплуата-
ции. Последовательность приложения к конструкции избыточного
давления в кабине и нагрузок на крыло и оперение обычно соответст-
вует их изменению за типовой полет.
Испытания фюзеляжа проводят в бассейне с водой. При этом
избыточное давление в кабине создается за счет изменения давления
воды, заполняющей внутренние объемы фюзеляжа. Испытания
фюзеляжа в бассейне исключают взрывной характер разрушения,
позволяют довольно точно установить начало разрушения конструк-
ции по падению давления в системе. Чтобы исключить влияние гид-
ростатического давления воды на конструкцию, уровень воды в бас-
сейне совмещают с верхней кромкой фюзеляжа.
Проведение таких испытаний связано с большими трудностями
технического порядка и значительными материальными затратами.
Одним из существенных недостатков испытаний в бассейне является
коррозия элементов конструкции, которая оказывает влияние на
усталостную прочность и искажает данные усталостных испытаний.
Поэтому в последнее время исследуется вопрос об испытании конст-
рукций на избыточное давление воздухом.Такие испытания более
полно отражают условия эксплуатации конструкции и устраняют
явление ускоренной коррозии. При испытании конструкции возду-
хом проще следить за образованием трещины и ее развитием, если,
конечно, опасность взрывного разрушения конструкции исклю-
чена. Последнее достигается заполнением внутренних объемов
конструкции пенопластом или каким-либо другим материалом. При
этом энергия воздуха уменьшается соответственно уменьшению его
объема и опасность взрывного разрушения становится незначитель-
ной. Необходимость извлекать и хранить блоки пенопласта в период
осмотра внутренней части конструкции увеличивает трудозатраты
и время на проведение этой ответственной операции при испыта-
ниях.
До последнего времени в практике лабораторных испытаний ис-
пользовались преимущественно статические методы нагружения,
предусматривающие достаточно медленное приложение и снятие
нагрузки. Эти методы, имеющие немало достоинств, из-за малой
скорости нагружения практически не могут быть использованы для
воспроизведения нагрузок низкого уровня, так как это привело бы
к чрезмерному увеличению продолжительности испытаний. Поэтому
в настоящее время внедряются динамические методы испытаний
конструкций, предусматривающие совмещение статического и виб-
рационного нагружения и позволяющие за то же время испытаний
465
воспроизводить более полный спектр нагрузок, действующих на
конструкцию в эксплуатации.
Конструкции, испытывающие длительный аэродинамический на-
грев, проверяют на усталостную прочность в условиях одновремен-
ного их нагружения и нагрева. При нагреве в конструкции возни-
кают температурные напряжения, которые соизмеримы с напряже-
ниями от внешней нагрузки. Поэтому они являются важной частью
спектра усталостных нагрузок. Чтобы воспроизвести температурные
напряжения, различные элементы планера нагревают в соответствии
с их фактическим нагревом в условиях эксплуатации. Нагрев осу-
ществляется воздушным потоком, который подается по каналам к
различным частям планера, или нагревательными устройствами.
5.2. Испытания на безопасную повреждаемость и остаточную
прочность в настоящее время стали обязательными для конструкций
повышенной живучести. Проводят эти испытания после обычных
усталостных.
При испытаниях на безопасную повреждаемость к конструкции
с трещиной заранее установленной длины а0 прикладывают повтор-
ные нагрузки полетного цикла. При этом определяют скорость рас-
пространения трещины, изыскивают пути обеспечения приемлемой
скорости ее до критического развития, устанавливают размер макси-
мально допустимой трещины и остаточный ресурс конструкции с тре-
щиной заданной начальной длины. Требуют, чтобы время развития
трещины длиной а0 до критических размеров превышало как мини-
мум один срок службы самолета или удвоенный интервал между
осмотрами планера на ремонтных предприятиях.
При испытаниях на остаточную прочность к поврежденной конст-
рукции прикладывают статическую нагрузку, равную или близкую
по величине к эксплуатационной. Если конструкция выдерживает
эту нагрузку, то ее считают безопасно повреждаемой и пригодной
к эксплуатации. По итогам испытаний устанавливают допустимое
повреждение — участок конструкции и длину трещины, уточняют
сроки контрольных осмотров планера, обеспечивающих безопас-
ность, и пр.
§ 6. Пути повышения усталостной прочности
и безопасной повреждаемости
6.1. Снижение действующих напряжений в элементах конструк-
ции — одно из основных средств повышения усталостной прочности
Если известны повторяемость нагрузок и кривая выносливости де-
тали, то всегда можно выбрать уровень рабочих напряжений в дета-
ли, при котором она не разрушится за расчетный срок службы са-
молета. Такой путь решения задачи связан, однако, с увеличением
Веса конструкции.
6.2. Выбор материала. Если для детали повторные нагрузки
играют большую роль, то определяющими в выборе материала долж-
466
ны быть характеристики его выносливости. Например, нижняя па-
нель крыла, испытывающая преимущественно растягивающие на-
пряжения, более подвержена усталостному разрушению, чем верх-
няя, нагруженная в основном сжимающими напряжениями, уровень
которых к тому же меньше уровня растягивающих. Поэтому при
выборе материала для элементов верхней панели более важен пока-
затель удельной прочности материала, а для элементов нижней па-
нели — характеристики выносливости. По этой причине на некото-
рых самолетах верхнюю панель выполняют из сплава В95, а ниж-
нюю — из Д16, который, хотя и уступает В95 по удельным характе-
ристикам, зато имеет лучшие характеристики выносливости.
Характеристики повреждаемости конструкции в значительной
степени зависят от скорости распространения трещины и склонности
материала к хрупкому разрушению. Материал должен обеспечивать
медленное развитие трещины. Поэтому, учитывая требования безо-
пасной повреждаемости, материал выбирают не только исходя из
характеристик удельной ст/у и усталостной о •— N прочности, но и
с учетом вязкости разрушения. В качестве меры вязкости разруше-
ния обычно используют коэффициент К интенсивности напряжений.
Этот коэффициент связан с величиной напряжений и зависит от де-
формаций в окрестности трещины, от размеров трещины и панели.
По значению коэффициента К и диапазону его изменения можно
судить о характере развития трещины. Для современных конструк-
ций скорость распространения трещины составляет 0,001—5 мм за
полет. Размеры допустимой начальной длины а0 трещины также
определяются величиной коэффициента К, и следовательно, действую-
щими напряжениями. Это позволяет в зависимости от значения а0
задавать величину допустимого напряжения. Уровень последнего
должен обеспечивать приемлемую скорость распространения тре-
щины. Оптимальным значением допустимого напряжения считается
то, которое обеспечивает заданную долговечность N и одновременно
допустимую начальную длину трещины а0 по условиям безопасной
повреждаемости. Наиболее полно требованиям усталостной проч-
ности и повышенной стойкости против распространения трещин
в конструкции отвечают алюминиевые сплавы, затем — титановые
сплавы и высокопрочные стали. Материал можно оценивать и по
величине критического размера трещины акр, вызывающей ее катаст-
рофическое разрушение при действующем напряжении. Чем больше
aKp, тем лучше. Для пластины из дуралюмина, нагруженной растя-
гивающими усилиями, близкими к пределу текучести, критическая
длина трещины акр = 25 мм. С увеличением статической прочности
материала критические размеры трещины, как правило, умень-
шаются.
Для многих элементов конструкции вредны не только высокие-
температуры, но и низкие. При — 30... — 40°С снижается величина
коэффициента К интенсивности напряжений и соответственно кри-
тическая длина трещины. Особенно это характерно для высокопроч--
ных материалов большой толщины, используемых, например, для
467
изготовления проушины узла поворота крыла изменяемой стрело-
видности.
6.3. Устранение концентраторов напряжений. Источниками кон-
центрации напряжений в детали служат отверстия под болты и за-
клепки, вырезы под лючки, резкие переходы, изменения сечений
и пр. В эксплуатации могут возникать дополнительные места с по-
вышенной концентрацией напряжений. В частности, значительную
концентрацию напряжений могут создавать риски, царапины, за-
боины и вмятины. При повреждении поверхности создаются очаги
коррозии, резко ухудшающие характеристики выносливости детали.
Концентрация напряжений может возникать также в районе болто-
вых и заклепочных соединений при уменьшении их натяга.
Уменьшить или даже полностью устранить концентрацию на-
пряжений можно соответствующим выбором форм деталей и техно-
логии изготовления конструкции. С этих позиций предпочтительнее
детали простых очертаний, без резких переходов.
Основной причиной появления в конструкции концентрации
напряжений является механический крепеж. Поэтому в зонах,
подверженных большим повторным нагрузкам, от него стремятся
отказаться.,, Эффективное средство уменьшения концентрации
напряжений — посадка болтов и заклепок с большим натягом.
В соединении из алюминиевых сплавов натяг 2—3% [абсолютная де-
формация е > (0,02 -т- 0,03) d, где d — диаметр болта или заклепки]
практически полностью снимает концентрацию напряжений. Повы-
шение усталостной прочности достигается как за счет радиального,
так и за счет осевого натягов. Оба они способствуют образованию
пластической зоны в окрестности отверстия, более равномерному
распределению напряжений и существенному уменьшению ампли-
туд напряжений. За счет осевого натяга часть нагрузки в соедине-
нии передается силами трения, что также выравнивает распределе-
ние напряжений по сечению соединения и уменьшает напряжения
по контуру отверстия. Так можно снять концентрацию напряжений
в районе эксплуатационно-технологических отверстий в панелях.
Для этого в отверстие запрессовывают с большим натягом специаль-
ные втулки. Затяжка болтов и заклепок позволяет увеличить вынос-
ливость соединения в десятки раз. Однако эффективна эта мера лишь
в том случае, если соединение выполнено с высокой точностью
и такое состояние поддерживается в процессе эксплуатации и ре-
монта. j
, Если в панели много вырезов, то располагать их стремятся на
одной линии вдоль размаха. Это обеспечивает более плавное «тече-
ние» силового потока, без резких изменений в распределении напря-
жений при переходе от сечения к сечению. Упрощается при этом и
компенсация вырезов.
6.4. Технология изготовления агрегатов и деталей конструкции
оказывает большое влияние на выносливость. Исключение механи-
ческого крепежа требует применения новых надежных способов
соединения деталей и зачастую приводит к существенному измене-
468
нию конструкции. Частично задача сокращения крепежа решается
использованием в конструкции длинных оребренных монолитных
панелей с минимальным числом сильнонагруженных поперечных
стыков. Пытаются решить эту же задачу, соединяя детали (напри-
мер, обшивку с нервюрами или пояс лонжерона с обшивкой) с по-
мощью клеезапрессованных фитингов. Для улучшения характерис-
тик допускаемой повреждаемости обшивку крыла можно выполнять
многослойной — из нескольких слоев листового материала. В такой
конструкции за счет перераспределения нагрузки между листами
устраняются концентраторы и обеспечивается небольшая скорость
распространения трещин. Полностью устранить механический кре-
пеж удается применением клеевых и сварных соединений.
Клеевые соединения уменьшают число крепежных деталей, пре-
дотвращают истирание соединяемых поверхностей, увеличивают
ширину обшивки, подкрепленной стрингерами (на величину ширины
полки стрингера), задерживают распространение трещин. Такие
соединения обладают повышенной усталостной прочностью и сравни-
тельно небольшим весом. Считают, что в будущем этот способ соеди-
нения деталей может стать одним из основных.
Высокую безопасную повреждаемость обеспечивают клеевые
сотовые конструкции. Это объясняется, в основном, отсутствием в
них отверстий и эксцентриситета в передаче нагрузок. Чтобы сдер-
живать распространение поперечных трещин, к обшивке следует
крепить продольные накладки. Если накладки участвуют в восприя-
тии изгибающего момента, они не вызывают увеличения веса конст-
рукции.
Увеличение выносливости сварных, соединений достигается за-
щитой их от коррозии и точным соблюдением технологии сварки,
обеспечивающей высокое качество сварного шва и структуры мате-
риала в районе шва. В последние годы изыскиваются новые методы
сварки, снижающие опасность усталостного разрушения.
Технология обработки поверхности детали также влияет на вы-
носливость. Шероховатость многократно увеличивает площадь
контакта поверхности с окружающей средой и обусловливает по-
явление большого количества микроочагов концентрации напряже-
ний. Поэтому шероховатая поверхность более подвержена коррозии,
на ней быстрее образуются трещины, выносливость такой детали
оказывается заниженной. Для защиты от коррозии применяют ано-
дирование, защитную окраску и другие меры. Части конструкции,
контактирующие с топливом, покрывают специальными лаками.
Для уменьшения влияния конструктивно-технологических и эксп-
луатационных концентраторов на выносливость применяют различ-
ные методы поверхностного упрочнения. Нужно иметь в виду, что
предварительный наклеп может не только повышать, но в некоторых
случаях и понижать выносливость. Его влияние зависит от степени
и характера наклепа, вида деформаций, уровня напряжений и пр.
Естественно, что большие трудозатраты на обработку поверхности
могут быть оправданы лишь в случае, если в процессе эксплуатации
469
сущую балку управляемого
Трещина
Рис. 15 14
принимаются все меры для предупреждения повреждения покры-
тий и поверхностного слоя деталей.
6.5. Ограничение скорости распространения трещины. Обеспе-
чение заданного срока службы конструкции возможно путем созда-
ния конструкции «безопасного срока службы» или конструкции «по-
вышенной живучести».
В конструкции «безопасного срока службы» не допускается ни-
каких местных разрушений за срок ее службы. По такому принципу
выполняют, например, стойки шасси, подкосную балку крыла, не-
rvnivjo балку управляемого стабилизатора, одноушковое болтовое
соединение и пр. Надежность
таких конструкций обеспечи-
вается за счет соответствую-
щего выбора запаса прочно-
сти. Их реализация сопряжена
с некоторыми дополнитель-
ными затратами веса.
В конструкциях «повы-
шенной живучести» (безопас-
ной повреждаемости) появле-
тт ние усталостных трещин до-
пускается. Но одновременно требуется, чтобы они развивались мед-
ленно и за период между предусмотренными контрольными осмот-
рами техники не приводили к снижению прочности конструкции
ниже установленного уровня. При осмотрах трещины должны лег-
ко обнаруживаться.
Уменьшить скорость развития трещин можно, создавая ограни-
чители на пути их распространения. Такими ограничителями могут
быть участки с пониженными напряжениями, а также разрывы в
конструкции, например соединение обшивки (рис. 15.14) на доста-
точно массивных подкрепляющих элементах.
Эффективный способ повышения живучести — создание кон-
струкций с несколькими путями передачи нагрузок, например лон-
жерона с двумя стенками или составными стенками, многолонже-
ронной конструкции крыла и т. п.
6.6. Уменьшение интенсивности повторных нагрузок. Повторяе-
мость и интенсивность нагрузок зависят от условий эксплуатации:
от высоты и скорости полета, метеоусловий на маршруте, порядка
выработки топлива, состояния взлетно-посадочных полос и рулеж-
ных дорожек и т. п. Учет этих факторов в эксплуатации может
способствовать более экономному расходованию ресурса и повы-
шению долговечности конструкции по условиям усталостной проч-
ности.
Ряд устройств, устанавливаемых на современных самолетах,
решая другие задачи, одновременно способствуют повышению дол-
говечности конструкции. Сюда можно отнести радиолокационные
системы обнаружения грозовых фронтов, системы повышения ус-
тойчивости, перекачки топлива и др.
470
К числу конструктивных мероприятий, направленных на умень-
шение нагрузок при движении по неровному грунту, относятся спе-
циальные конструкции амортизаторов (с клапанами разгрузки,
двухкамерные и др.). Интенсивность перегрузок при полете в бол-
танку можно уменьшить, снижая скорость полета или применяя
специальные системы демпфирования колебаний, при рулении —
снижая скорость движения. Если на самолете установлено крыло
изменяемой стреловидности, то перевод его в положение максималь-
ной стреловидности, при прочих равных условиях, способствует
уменьшению перегрузок.
6.7. Контроль расходования ресурса конструкции. «Изнашивание»
конструкции от действия повторных нагрузок при длительной
эксплуатации может быть обнаружено визуально. Проявляется
«изнашивание» в истирании соприкасающихся поверхностей в зонах
заклепочных и болтовых соединений, в уменьшении затяжки болтов
и заклепок, в появлении усталостных трещин. Появление трещин
еще не означает разрушения конструкции. Однако сразу же после
обнаружения трещины следует принять меры, предотвращающие
дальнейшее ее развитие, и, если необходимо, произвести ремонт.
Участок, где появилась трещина, нужно тщательно исследовать,
так как здесь же могут быть повреждены и другие, иногда плохо
просматриваемые силовые элементы конструкции.
Чтобы оценивать накопление усталостных повреждений и кон-
тролировать расходование ресурса, в настоящее время разрабаты-
вают специальные индикаторы. Считают, что такие индикаторы мо-
гут быть основаны на принципе измерения некоторых характерис-
тик конструкции. Например, фиксировать образование макротрещин
можно по изменению частот собственных колебаний или устанавли-
вая связь декремента затухания колебаний с усталостью. Возможны
и механические индикаторы, например, в виде пластинки, которая
нагружается так же, как и основной силовой элемент, но характерис-
тики усталости которой смещены влево на определенную величину.
§ 7. Учет требований долговечности
в расчетах на прочность
Как уже отмечалось, долговечность конструкции устанавливают
по результатам соответствующих испытаний, т. е. после изготовле-
ния конструкции. Такой подход неудобен тем, что на начальной ста-
дии проектирования суждение о долговечности конструктор состав-
ляет лишь на основе личного опыта и интуиции. Поэтому в послед-
ние годы предпринимаются попытки разработать методы, которые
бы позволяли заранее рассчитывать размеры сечения с учетом тре-
бований долговечности. Один из возможных подходов к решению
задачи изложен ниже.
Долговечность конструкции можно повысить за счет конструк-
тивно-технологических мер, а также увеличивая размеры сечения
детали и снижая, таким образом, действующие в ней напряжения.
471
в целях упрощения вначале рассмотрим только вторую сторону за-
дачи. Очевидно, что при прочих равных условиях с увеличением
площади сечения детали долговечность ее возрастает. Обозначим
площадь сечения детали, подобранную по статическому нагруже-
нию, через F, а отвечающую заданной долговечности — через F .
Увеличение площади сечения детали означает повышение ее ста-
тической прочности. Новое значение коэффициента безопасности /
при увеличении площади сечения детали '
F fa~ W’
где ks — ~р- — коэффициент, характеризующий увеличение площа-
ди сечения, необходимое для обеспечения заданной
долговечности.
Дальнейший расчет заключается в определении k Практически
это выполняют, используя графики типа рис. 15.15 и формулу (15.6).
В отличие от рис. 15.11, на котором приведена лишь одна кривая п
от N, на рис. 15.15 приведено несколько таких кривых, построенных
для различных значений ka. Построить семейство таких кривых мож-
но, воспользовавшись исходной кривой п от N (рис. 15.11) и соотно-
шением (15.3а). При этом нужно учесть, что при замене F на F в
таком же соотношении изменится и величина действующего в детали
напряжения: _ п
° — ^разр — -г~ .
"расч *Д
Затем для нескольких вариантов детали, характеризуемых ко-
эффициентом Лд, находят срок службы t (см. § 4 этой главы) и строят
зависимость от t (рис. 15.16),
по которой для расчетного значе-
определяют искомое значение кл. После этого можно найти зна-
чение коэффициента безопасности f и размеры сечения детали F„,
при которых обеспечивается заданная долговечность.
Такой расчет можно проделать для нескольких вариантов детали,
отличающихся друг от друга не только материалом, но и конструк-
тивно-технологическими решениями. Найдя для каждого из вариан-
тов потребные ka, /д и F^, можно определить веса соответствующих
деталей и выбрать оптимальную конструкцию, удовлетворяющую
требованиям статической и усталостной прочности и одновременно
имеющую минимальный вес.
472
§ 8. Усталостная прочность
при воздействии акустических нагрузок
Шумом в технике называют сложный колебательный процесс,
представляющий собой сочетание звуковых колебаний. Человек
обычно воспринимает звуки в диапазоне 20—20 000 Гц.
Шум характеризуется звуковым (акустическим) давлением и си-
лой звука. Звуковое давление измеряется в кгс/м2, кгс/см2 или в
дин/см2. Сила звука определяется количеством энергии, проходя-
щей в единицу времени через единичную площадку, перпендику-
лярную к направлению распространения звука. Уровень силы
звука или уровень звукового давления оценивается обычно в де-
цибелах (дБ):
ГдБ = 201§-^, (15.10)
Ро
где р0 = 2 • 10~4 дин/см2 = 2 • 10~6 кгс/м2;
р — эффективное (осредненное) звуковое давление, создавае-
мое всеми составляющими спектра шума, принимаемое в
тех же единицах, что и р0.
Сопоставление давления в кгс/м2 и дБ приведено ниже:
дБ 114 120 130 140 150 160 170 180 200
кгс/м2 1 2 7 20 60 200 600 2000 20 000
Основные источники шума у дозвуковых самолетов — это винт
и реактивный двигатель, у сверхзвуковых — пограничный слой
и реактивный двигатель.
8.1. Шум реактивных двигателей. Шум создают входное устрой-
ство, компрессор, камера сгорания и турбина двигателя. Однако
основной источник шума
при полной тяге — это вы-
хлопная струя.
Природа шума выхлоп-
ной струи связана с образо-
ванием турбулентной зоны
на границе газовой струи,
вытекающей из двигателя,
которая генерирует в окру-
жающую среду звуковые
волны различной частоты. По мере удаления от среза сопла толщи-
на турбулентного слоя непрерывно увеличивается. В соответствии с
этим меняется и частота генерируемых звуковых колебаний: вблизи
среза сопла, в области малоразвитого турбулентного слоя, создаются
звуковые волны высоких частот, в области развитой турбулентнос-
ти — волны более низких частот. Звуковые колебания от шума
реактивной струи имеют непрерывное множество частот, образуя
сплошной широкополосный спектр от нескольких до 15 000 Гц
и даже более. Примерный спектр акустических нагрузок приведен
473
«а рис. 15.17, где/. =-т-^---относи™
г„ Чьтах оросительное давлениеJ -часто-
13, 1 ц.
Акустическая мощность выхлопной струи составляет 0,4—0,8%
механической мощности двигателя. Поэтому чем больше мощность
двигателя, тем выше уровень акустических давлений. Максимальное
акустическое давление создается в зоне выхлопа на удалении
(2,5 4- 5) О от среза сопла (D — диаметр сопла) и может достигать
150—180 дБ и более. Уровень звукового давления вблизи обшивки
у современных реактивных истребителей достигает 170 дБ. В полете
скорость выхлопной струи по отношению к скорости потока воздуха
Рис 15.18
уменьшается и акустическое дав-
ление в зоне выхлопа падает.
Интенсивность акустической
нагрузки зависит также от типа
двигателя. Например, у турбо-
реактивного двигателя уровень
акустического давления в вы-
хлопной струе несколько выше,
чем у двухконтурного турборе-
активного, а максимальное давление обычно достигается на мень-
шем расстоянии от среза сопла.
8.2. Шум пограничного слоя имеет ту же природу, что и шум
от реактивной выхлопной струи двигателя. Уровень нагрузок
в пограничном слое сравнительно невелик — 130...140 дБ. Однако
в полете со сверхзвуковой скоростью они превосходят нагрузки от
выхлопной струи двигателя (рис. 15.18) и становятся основными.
Этом) виду нагрузки подвергается вся поверхность самолета. При
наличии срыва с крыла или других частей самолета возможно уве-
личение уровня давления до 150—160 дБ.
8.3. Шум и вибрации элементов конструкции. Акустические
нагрузки (звуковое давление) создают вынужденные колебания кон-
струкции со сравнительно небольшими амплитудами и напряже шя-
ми. Однако если самолет рассчитан на длительный срок службы,
то эти колебания представляют опасность, так как за время эк-
сплуатации конструкция получает огромное число циклов нагру-
жения, доходящее до миллиардов. Опасность усугубляется тем,
что эти нагрузки могут приводить к резонансу.
Как уже отмечалось, звуковые колебания от шума реактивной
струи имеют непрерывное множество частот. Частоты собственных
колебаний частей конструкции (в том числе и обшивки) образуют
множество дискретных значений. Поэтому практически всегда какие-
нибудь из частот собственных колебаний элементов конструкции
совпадают с частотами звуковых колебаний, что приводит к резо-
нансу. При резонансе в элементах конструкции возникают напряже-
ния Срез, которые намного превосходят напряжения астаг от стати-
ческого давления той же звуковой нагрузки. В результате число
циклов, необходимое для разрушения элемента, значительно сокра-
474
щается. На рис. 15.19 приведен типичный спектр напряжений
о = —в тонкой обшивке при воздействии акустической на-
чета?
грузки. Пики напряжений соответствуют некоторым частотам собст-
венных колебаний обшивки.
Интенсивность вибраций зависит от мощности и режима работы
двигателя, а также от жесткости панели и неодинакова для разных
участков конструкции. На этапе взлета и при работе двигателя на
повышенных режимах во время стоянки максимальные напряжения
в обшивке могут в 10—20 раз превышать напряжения, возникающие
в ней при полете на крейсерском
режиме. У самолета, израсходо-
вавшего часть ресурса, интен-
сивность вибраций обычно вы-
ше, чем у нового самолета. Аку-
стические напряжения, возникающие в элементах планера самоле-
та, находящегося в укрытии, могут в несколько раз превосходить
нагрузки, возникающие в конструкции самолета, который находит-
ся на открытой местности.
В процессе проектирования учесть все возможное множество
резонансных режимов и сделать конструкцию нерезонируемой прак-
тически невозможно. Вследствие этого некоторые участки конструк-
ции могут оказаться недостаточно прочными к воздействию акустиче-
ских нагрузок.
Повреждения конструкции от звуковых нагрузок носят уста-
лостный характер. В наиболее тяжелых условиях находится обшив-
ка, на которую акустическая нагрузка действует непосредственно.
От такого воздействия в обшивке возможно появление трещин в
местах крепления ее к стрингерам, нервюрам, шпангоутам или в
средней части панели. От акустических нагрузок возбуждаются так-
же стрингеры, нервюры и шпангоуты, но в меньшей степени, чем
обшивка. Трещины в обшивке не следует отождествлять с разру-
шением конструкции. Однако необходимо уметь своевременно их
обнаруживать и принимать меры к их устранению.
Особенность акустических нагрузок — высокая частота, поэтому
процесс накопления усталостных повреждений идет очень быстро.
Срок службы обычной конструкции (спроектированной без учета
475
акустических нагрузок) при давлении 160 дБ исчисляется часами,
а при давлении 170 дБ — лишь секундами. На рис. 15.20 приведена
усталостная характеристика дуралюминовой обшивки толщиной
0,8 мм, позволяющая судить о работе обшивки при воздействии акус-
тических нагрузок. Обшивка современных самолетов значительно
толще, и поэтому для ее разрушения требуется более высокий уро-
вень нагрузки и продолжительность воздействия.
Исследование акустических нагрузок и их влияния на конструк-
цию — сложная задача. На сегодня единственным методом определе-
ния акустических нагрузок и усталостной долговечности от них яв-
ляется экспериментальный метод, предполагающий проведение опы-
та непосредственно на самолете. Возможны также лабораторные ме-
тоды исследования на моделях, но они дают менее надежные резуль-
таты.
§ 9. Меры по повышению сопротивляемости конструкции
акустическим нагрузкам
Сопротивляемость конструкции акустическим нагрузкам можно
повысить, увеличивая жесткость конструкции или создавая конст-
рукции с большим внутренним демпфированием. Повышение жест-
кости конструкции сдвигает резонанс в область высоких частот, где
уровень звуковых давлений относительно невелик. При наличии
внутреннего демпфирования снижается уровень напряжений в дета-
ли и число циклов, необходимое для ее разрушения, возрастает.
Внутреннее демпфирование достигается, например, приклеиванием
к обшивке тонких (0,15—0,25 мм) пластмассовых, каучуковых или
тканевых пленок. Во время колебаний часть энергии затрачивается
на растяжение и сдвиг демпфирующего слоя, в результате чего ре-
зонансные напряжения в обшивке снижаются в 5—10 и более раз.
Для уменьшения веса конструкции демпфирующий слой ставят лишь
в зонах, близких к источнику акустических колебаний.
Вредное влияние акустических вибраций на констру щию мож-
но ослабить также, рационально выбирая места расположения дви-
гателей и используя глушители шума.
Неблагоприятное влияние на усталостную прочность конструк-
ции от акустических нагрузок оказывают концентраторы напряже-
ний. Поэтому все мероприятия, направленные на уменьшение кон-
центрации напряжений, ведут к повышению долговечности конст-
рукции.
Высокой сопротивляемостью действию акустических нагрузок
обладают слоистые панели с сотовым заполнителем.
ПРИЛОЖЕНИЯ
Приложение 1
Механические и теплофизические характеристики некоторых конструкционных
материалов в зависимости от температуры [7]
Материал I ®с кгс/см9 Or — 10—5 ? СМ £.10—3 кгс/см2 а 10= 1/’С X ккал м ч °C
Д16Т 20 Алюм 4490 дниевые сп 16,0 лавы 730 22,0 165,6
100 4500 16,1 710 22,0
200 4180 14,9 675 23,4
300 3680 13,1 640 24,8 —
В95 20 6110 21,4 660 22,0 133,2
100 5750 20,2 620 23,1 136,8
200 5480 19,2 550 24,1 140,4
300 3910 13,7 520 26,2 140,4
ВТ5 20 Тита 9480 •ювые сплг 21,6 ВЫ 1050 8,30 6,44
100 8680 19,7 — 8,30 7,56
200 7800 17,7 8,90 8,64
300 7200 16,4 830 9,50 10,08
400 6900 15,7 — 10,40 11,52
500 6500 14,8 650 10,6 12,96
600 5500 13,7 — 10,8 14,40
ВТ6 20 9390 21,2 изо 8,41 7,20
100 9010 20,3 — 8,41 7,92
200 7970 18,0 1000 8,98 9,00
300 7428 16,7 — 10,13 9,72
400 6920 15,6 945 10,14 10,80
500 6460 14,5 900 11,88
600 6200 14,0 — — —
12Х5МА 20 Нержг 8970 веющие ci 11,6 ^али 2110 11,0 31,5
200 300 8640 8460 11,1 10,9 2030 1960 11,5 12,2 30,2
400 8220 10,9 1930 12,7 29,4
500 7020 9,1 1920 12,9 28,8
600 3700 4,8 1870 13,1 28,0
700 1060 1,4 1835 13,2 —
Х17Н5МЗ 20 12 000 15,2 1900 10,4 13,3
(СН-3) 400 11 000 14,0 — 13,4 19,1
450 10 500 13,0 1600
500 9500 12,0 14,5 20,5
550 7500 9,5
600 5000 6,3 — 12,1 21,6
477
Кинетическая энергия, поглощаемая тормозом колеса за одну посадку ^торм *10 3 1 кгс•м 240. 308 246 550 384 700 289 500 900 500 953 532 1046 1222 1690 2344 15 950 1715 1355
: Л О О О Э" &К О о я 2 о. с s ё = * С ° 240 210 205 225 240 240 220 215 270 250 220 165 250 200 280 280 210 290 230
к л я н Ь О сп ф а. « s « £ СО Q 240 280 275 320 315 300 300 . 300 360 340 300 185 300 260 360 340 300 350 300
Работа, поглощаемая пневматиком при ^М Д, — ^м.д । кгс•м 190 245 315 315 430 720 800 800 900 820 1200 1370 2680 3220 2150 3880 8900 10 900 10 000
Обжатие пневмати- ка при рм. а~ 6М. д ММ 85 91 89 89 107 132 132 132 130 130 155 188 197 212 160 233 305 312 312
Макси- мально допусти- мая нагрузка ^м.д х X 10—8 кгс ! 52,5 58 83 83 93 130 142 142 155 140 175 160 320 360 318 377 680 815 780
Рабочее давление в пневма- тике Ро кгс/см2 ОО Ю LQ LQ LQ СЧ lQ С— ^ООООоООООоОЮОООСЧООО’— — <—t
Стояночная нагрузка при посадоч- ном весе самолета ^ст. пос кгс 950 1940 2175 2200 2710 3350 2980 3000 3900 3800 4600 5400 6800 11 000 7000 9500 13 000 15 000 14 000
Стояночная нагрузка при взлетном весе самолета ^*ст. взл кгс 1200 2100 2900 2900 3600 4250 4200 4200 5100 4600 5265 5800 9500 12 000 10 000 12 000 20 000 28 000 23 000
Индекс сч со -М’ЧГООСОЬ-ООСЧООСЧЬ-ОЮЮСЧЮСО—» 1Дт$«СЧОСОЮСОЮОюГ'-Г'-’—‘ Эт N СЧ Tf СО ннннннннннннннннннн
Размер колеса cQcacacacacacacacacacacacacacacaQQcacn OLQOOOOlQlOOOOOOlQOOOOO т^ЮООООСЧСЧСОЮОООСОЮООООЮ ~~~~СЧСЧСЧСЧСЧСЧСЧСОСОСОСЧСОЮЮЮ ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ Г^ОЮЮЮОООООЮОЮОЮЮЮООО ЮФООФООООСОсОСПОО — — — счююь
478
Приложение 3
Таблица перевода используемых в книге единиц в единицы СИ
Величина Единица Соотношение между единицами
применяемая в книге по Проекту ГОСТа
Масса Плотность Сила Момент инерции Момент (крутящий, изгибающий) Давление, напря- жение Удельный вес Работа, энергия Мощность Количество тепло- ты Тепловой поток Удельная теплоем- кость Коэффициент теп- лопроводности Коэффициент теп- лоотдачи кгс-с2/м кгс-с2/см’ кгс кгс с2 • м кгс-м кгс/см2 кгс/см3 кгс-м к гс-м/с кал ккал/ч ккал/(кг-°С) ккал/(м-ч-°С) ккал/(м2-ч-°С) кг кг/м3 н даН кг-м2 Н-м Н/м2 Н/м3 Дж Вт Дж Вт Дж/(кг • К) Вт/(м-К) Вт/(м2-К) 1 кгс-с2/м — 9,81 кг 1 кгс-с2/см4 = 9,81 • 10s кг/м3 1 кгс = 9,81 Н 1 кгс = 0,981 даН 1 кгс-с2-м = 9,81 кг-м2 1 кгс-м = 9,81 Н-м 1 кгс/см2 = 9,81 • 104 Н/м2 1 кгс/см3 = 9,81 10е Н/м3 1 кгс-м = 9,81 Дж 1 кгс-м/с = 9,81 Вт 1 кал = 4,18 Дж 1 ккал/ч —1,163 Вт 1 ккал/(кг-°С) = 4,18-103 Дж/(кг- К) 1 ккал/(м-ч-°С) = = 1,163 Вт/(м-К) 1 ккал/(м2-ч-°С) = = 1,163 Вт/(м2-К)
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Ананьев И. В., Тимофеев П. Г. Колебания упругих систем в
авиационных конструкциях и их демпфирование. М„ Машиностроение, 1965.
2. Б а д я г и н А. А., О в р у ц к и й Е. А. Проектирование пассажирс-
ких самолетов с учетом экономики эксплуатации. М., Машиностроение
1964.
3. Беляев Н. М. Сопротивление материалов. 12-е изд. М., Физматгиз,
1959.
4. БисплингоффР. Л., Эшли X., Халфен Р. Д. Аэроупругость.
М., Изд-во иностр, лит., 1958.
5. Быков Л. Т., Егоров М. С., Тарасов П. В. Высотное обору-
дование самолетов. М., Оборонгиз, 1958.
6. Виноградов Р. И., Минаев А. В. Самолеты СССР. Краткий
очерк развития. 2-е изд. М., Воениздат, 1961.
7. Влияние высоких температур на авиационные конструкции. Сб. статей
Пер. с аигл. / Под ред. Грязнова И. М., Шестерикова С. А. М.,
Оборонгиз, 1961.
8. Генкин С. И., Лебедя некая Н. Д. Герметизация современных
самолетов. ЛЕ, Оборонгиз, 1962.
9. Г и м м е л ь ф а р б А. Л. Основы конструирования в самолетостроении.
М., Машиностроение, 1971.
10. Г о л у б е в И. С. Аналитические методы проектирования конструкций
крыльев. М., Машиностроение, 1970.
11. Гор о щен ко Б. Т;, Дьяченко А. А., Фадеев Н. Н. Эскиз-
ное проектирование самолета. М., Машиностроение, 1970.
12. Гроссман Е. П., Келдыш М. В., Пархомовский Я. М.
Вибрации крыла с элероном.—Труды ЦАГИ, 1937, № 337.
13. Гроссман Е. П., Па н о в к о Я. Г. Упругие колебания частей са-
молета. Л., 1947.
14. Гудков А. И., Лешаков П. С. Внешние нагрузки и прочность ле-
тательных аппаратов. 2-е изд. М., Машиностроение, 1968.
15. Д р а к и н И. И. Аэродинамический и лучистый нагрев в полете. М., Обо-
ронгиз, 1961.
16. Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.,
Машиностроение, 1964.
17. Зверев И. И., Коконин С. С. Проектирование авиационных ко-
лес и тормозных систем. М., Машиностроение, 1973,
480
18. Ил ьи некий В. С. Защита аппаратов от динамических воздействий.
М., Энергия, 1970.
19. К а н С. Н. Строительная механика оболочек. М., Машиностроение, 1966.
20. К а н С. Н., Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность. 5-е изд.
М„ Машиностроение, 1966.
21. Келдыш М. В. Шимми переднего колеса трехколесного шасси.— Тру-
ды ЦАГИ, 1945, № 564.
22. Конструкция и прочность самолетов / Зайцев В. Н., Ночевки н Г. Н.,
Рудаков В. Л., Черненко Ж. С. Под ред. Зайцева В. Н.
Киев, Вища школа, 1974.
23. Конструкция летательных аппаратов / Б е л ь с к и й В. Л., Вла-
сов И. П., Зайцев В. Н. и др. Под ред. Кана С. Н. М., Оборонгиз,
1963.
24. Конструкция и прочность самолетов и вертолетов / Воскобой-
ник М. С., Лагосюк Г. С.,Миленький Ю. Д. идр. Под ред. М и р -
това К. Д.,Черненко Ж. С. М., Транспорт, 1972.
25. О б р а з ц о в И. Ф. Методы расчета на прочность кессонных конструк-
ций типа крыла. М., Оборонгиз, 1960.
26. Основы строительной механики ракет / Б ал абу х Л. И., Колесни-
ков К. С., Зарубин В. С. и др. М., Высшая школа, 1969.
27. Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета. Тра-
ектории летательных аппаратов. 2-е изд. М., Машиностроение, 1969.
28. Па нов ко Я. Г., Губанова И. И. Устойчивость и колебания уп-
ругих систем. М., Наука, 1964.
29. Проблемы высоких температур в авиационных конструкциях / Под ред.
Ужика Г. В. М., Изд-во иностр, лит., 1961.
30. Проблемы повышения проходимости колесных машин /АН СССР. М., 1959.
31. Проектирование самолета / Бадягин А. А., Егер С. М., Ми -
ш и н В. Ф. и др. 2-е изд. М., Машиностроение, 1972.
32. Прочность и долговечность авиационных конструкций. Сб. науч, тр./
Киев, ин-т инж. гражд. авиации. Киев, 1971 —1973.
33. Прочность самолета /Макаревский А. И., Корчемкин Н. Н.,
Француз Т. А., Чижов В. М. Под ред. Макаревского А. И. М.,
Машиностроение, 1975.
34. Расчеты на прочность. Сб. статей. Вып. 16. М., 1975.
35. Расчет трехслойных панелей/А л е к с а и д р о в А. Я., Б р ю к к е р Л. Э.,
Куршин Л. М., Прусаков А. П. Под ред. Александрова А. Я.,
Куртина Л. М. М., Оборонгиз, 1960.
36. Расчеты на прочность, устойчивость и колебания в условиях высоких тем-
ператур /Безухов Н. И., Бажанов В. Л., Гольденблат И. И. и др.
Под ред. Гольденблата И. И. М., Машиностроение, 1965.
37. С к л я н с к и й Ф. И. Управление сверхзвукового самолета. М., Машино-
строение, 1964.
38. Справочная книга по расчету самолета на прочность /Астахов М. Ф.,
Караваев А. В., Макаров С. Я., Суздальцев Я. Я.М., Изд-во
оборон, пром-сти, 1954.
39. Средства спасения экипажа самолета /Алексеев С. М., Бал-
ки и д Я. В., Г е р ш к о в и ч А. М. и др. М., Машиностроение, 1975.
481
J
40. Теория и практика проектирования пассажирских самолетов /Куте-
пов Я. А., М а к а р е в с к и й А. И„ Ми наев А. В. М., Наука, 1976.
41. Тейлор Д. Нагрузки, действующие на самолет. Пер. с англ. М., Ма-
шиностроение, 1971.
42. Усталость самолетных конструкций. Пер. с англ. / Под ред. Эски-
на И. И. М„ Оборонгиз, 1961.
43. Фомин Н. А. Проектирование самолетов. М., Оборонгиз, 1961.
44. Ф и г у р о в с к и й В. И. Расчет на прочность беспилотных летательных
аппаратов. М., Машиностроение, 1973.
45. Хертель Г. Тонкостенные конструкции. Пер. с нем. / Под ред. Марьи-
на В. А., Л ю б а л и н а П. М. М., Машиностроение, 1965.
46. Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских
самолетов. М., Оборонгиз, 1962.
47. Шульженко М. Н. Конструкция самолетов. 30-е изд. М., Машино-
строение, 1971.
48. Журналы «Авиация и космонавтика». Экспресс-информация «Воздушный
транспорт»,
ОГЛАВЛЕНИЕ
Из предисловия к первому изданию..................................... 3
Предисловие ко второму изданию....................................... 4
Введение ............................................................ 5
§ 1. Краткий исторический очерк ..................................... 5
§ 2. Современное состояние развития авиационной техники ............. 9
§ 3. Требования, предъявляемые к конструкции самолета............... 13
§ 4. Конструкционные материалы...................................... 17
Глава 1. Нагрузки самолета
§ 1. Силы, действующие на самолет в полете.......................... 21
§ 2. Понятие перегрузки ............................................ 22
§ 3. Перегрузки в криволинейном полете.............................. 23
§ 4. Перегрузки масс, не лежащих в центре тяжести самолета.......... 25
§ 5. Предельные перегрузки.......................................... 27
§ 6. Воздействие перегрузок и невесомости на организм человека...... 29
§7. Полет в неспокойном воздухе.................................... 31
§ 8. Перегрузки самолета при полете в неспокойном воздухе (одиночный
порыв) ............................................................ 32
§ 9, Определение максимальной эксплуатационной перегрузки при полете в
болтанку........................................................... 37
§ 10. Динамическое действие нагрузок при полете в неспокойном воз-
духе ............................................................... 38
§11. Нагрев самолета ............................................ 40
§ 12. Некоторые особенности нагружения и расчета самолета........... 47
§ 13. Коэффициент безопасности ..................................... 50
§ 14. Нормы прочности самолетов .................................... 54
§ 15. Нормы жесткости .............................................. 59
§ 16. Испытания самолета ........................................... 59
§ 17. Ограничение скорости полета по условиям прочности............. 61
§ 18. Область применения летательных аппаратов ..................... 64
Глава 2. Силовые элементы и конструктивные схемы крыльев
§ 1. Элементы конструкции крыла и их нагружение..................... 65
§ 2. Конструкция обшивки и ее несущая способность .................. 67
§ 3. Обшивка слоистой конструкции................................... 73
§ 4. Стрингеры ..................................................... 77
§ 5. Монолитные панели ............................................. 80
§ 6. Лонжероны ..................................................... 82
§ 7. Нервюры ....................................................... 86
§ 8. Несущие свойства элементов конструкции при нагреве ............ 88
§ 9. Конструктивные схемы крыльев .................................. 91
483
Глава 3. Нагружение и расчет крыла на прочность
§ 1. Нагрузки, действующие на крыло ............................... 97
§ 2. Распределение аэродинамической нагрузки по размаху и по хорде", ’ ' 98
§ 3. Построение эпюр Q, МиМг ..........................................
§ 4. Определение нормальных напряжений. Метод Беляева............ . 108 :
§5. Приближенный метод определения нормальных напряжен- .... 112
§ 6. Определение касательных напряжений......................114
§7, Приближенные методы определения касательных напряжений ... 115
§8. Учет конусности крыла ........................................119
§ 9. Деформации крыла........................................120
§ 10. Температурные напряжения................................122 1
§ 11. Влияние нагрева на деформации крыла ........................ 126
§ 12. Защита от нагрева. Пути уменьшения температурных напряжений 128
§ 13. Влияние способа крепления крыла на его работу...........131 ।
§ 14. Нагружение и работа нервюр ......................................
§ 15. Нагружение и расчет заклепочных швов.........................140
Глава 4. Стреловидные и треугольные крылья |
§ 1. Стреловидные крылья................................................... .
§2. Однолонжеронное крыло с переломом оси лонжерона у борта фюзеляжа 144
§ 3. Моноблочное крыло ................................................
§ 4. Моноблочное крыло с лонжеронной фюзеляжной частью.............153
§ 5. Моноблочное многолонжеронное крыло с лонжеронной фюзеляжной
частью ................................................................
§ 6. Крылья с переломом осей продольного набора в плоскости симметрии
самолета...................*....................................... Igl !
§7. Крыло с подкосной балкой, принадлежащей фюзеляжу..............162
§8. Крыло с подкосной балкой, принадлежащей крылу.................164
§ 9. Моноблочное крыло с подкосной балкой при наличии выреза .... 170 ‘
„ § 10. Крыло с подкосной балкой, имеющей перелом оси у борта фюзе- !
А ляжа .............................................................
§ 11. Крыло изменяемой стреловидности.................................
§ 12. Треугольные крылья .............................................
§ 13. Многолонжеронное крыло ......................................183 !
§ 14. Кессонное крыло.............................................185
§ 15. Крыло с подкосной балкой....................................187
§ 16. О современных методах расчета крыла.........................192
§ 17. Расчет треугольного многолонжеронного крыла методом перемеще-
ний ...................................................................
Глава 5, Оперение и механизация
§ 1. Назначение и размещение горизонтального и вертикального опере-
ния ...............................................................201
§ 2. Нагрузки оперения ............................................ 205 *
§ 3, Общие замечания к силовой схеме и конструкции.................208
§ 4. Стабилизатор двухлонжеронной схемы .......................\ 209
§ 5. Стабилизатор моноблочной схемы............................\ 211
§ 6. Стабилизатор однолонжеронной схемы .......................' 214
§ 7. Элероны (рули) ..............................................217
§ 8. Устройства, улучшающие несущие свойства крыла............... 224 I
§ 9, Нагружение и особенности конструкции средств механизации . . . 227
§ 10. Устройства, изменяющие сопротивление самолета................230
Глава 6, Фюзеляж
§ 1. Аэродинамическая компоновка ...................................231 *
§ 2. Объемная компоновка .......................................’ 233
484
§ 3. Нагрузки фюзеляжа..............................................235
§ 4. Уравновешивание фюзеляжа. Эпюры нагрузок ......................236
§ 5. Силовая схема, назначение и конструкция элементов фюзеляжа . . . 241
§ 6. О расчете фюзеляжа на прочность ...............................244
§ 7. Определение нормальных напряжений..............................245
§ 8. Определение касательных напряжений.............................246
§ 9. Нормальные напряжения в продольных сечениях фюзеляжа...........248
§ 10. Разрушающие напряжения элементов .............................249
§11. Нагружение элементов конструкции фюзеляжа в районе выреза . . . 250
§ 12. Особенности расчета фюзеляжа вблизи разъема...................258
§ 13. Конструкция и работа шпангоутов...............................259
§ 14. Температурные напряжения......................................263
Глава 7. Герметические кабины и катапультные установки
§ 1. Конструктивные схемы герметических кабин.......................267
§ 2. Герметизация и теплоизоляция кабин.............................270
§ 3. Нагружение и конструкция.......................................272
§ 4. Покидание самолета в аварийных ситуациях ......................278
§ 5. Траектория движения кресла.....................................281
§ 6. Параметры катапульты и пути повышения начальной скорости катапуль-
тирования ..........................................................283
§ 7. Воздействие перегрузок и скоростного напора на летчика.........285
§ 8. Конструкция катапультной установки ............................287
§ 9. Последовательность работы систем катапультной установки........289
Глава 8. Компоновка и крепление двигателей на самолете
§ 1. Требования, предъявляемые к размещению и креплению двигателей 291
§ 2. Размещение двигателей на самолете .............................291
§ 3. Нагрузки на узлы крепления двигателей .........................294
§ 4. Конструкция и нагружение элементов крепления двигателей........296
§ 5. Расчет крепления двигателей на прочность ......................301
Глава 9. Узловые соединения
§ 1. Узлы лонжерона ................................................305
§ 2. Узлы стыковки моноблочного крыла с центропланом ...............310
§ 3. Шомпольное соединение .........................................312
§ 4. Влияние нагрева на работу узловых соединений ..................313
Глава 10. Компоновка шасси. Опорные элементы
§ 1. Назначение и требования .......................................316
§ 2. Компоновка шасси ..............................................317
§ 3. Влияние компоновки шасси на характеристики устойчивости движения
самолета по грунту .................................................321
§ 4. Проходимость самолета по грунту ...............................325
§ 5. Пути повышения проходимости самолета по грунту ................329
§ 6. Глиссирование колес............................................331
§ 7. Конструкция колеса ............................................332
§ 8. Нагружение и нагрев пневматика ................................334
§ 9. Упругие характеристики колеса..................................336
§ 10. Конструкция лыжи..............................................337
§11. Подбор колес и лыж к самолету ................................339
Глава 11. Амортизационная система шасси
§ 1. Назначение и требования........................................342
§ 2. Виды амортизаторов ............................................343
485
§ 3. Работа, поглощаемая амортизацией ..............................344
§ 4. Расположение амортизатора на стойке............................345
§ 5. Конструкция и работа жидкостно-газового амортизатора...........346
§ 6. Диаграмма работы амортизатора .................................347
§ 7. Основные параметры амортизации ................................350
§ 8. Расчет жидкостно-газового амортизатора.........................352
§ 9, Конструкции амортизаторов шасси, предназначенных для работы с
грунта..............................................................356
§ 10. Работа амортизатора при неправильной зарядке...................359
§ 11. Жидкостный амортизатор ........................................361
Глава 12. Конструктивные и силовые схемы стоек
§ 1. Нагрузки, действующие на шасси .............................. 364
§ 2. Типы стоек шассн ..............................................369
§ 3. Силовые схемы шасси............................................370
§ 4. Телескопические и рычажные стойки..............................372
§ 5. Стойки с многоколесными тележками..............................373
§ 6. Особенности конструкции носовых стоек .........................376
§ 7. Шимми..........................................................377
§ 8. Кинематические схемы уборки шасси .............................380
§ 9. Расчет стоек шасси на прочность................................384
Глава 13. Устройства, сокращающие длину разбега и пробега
§ 1. Устройства, сокращающие длину пробега..........................391
§ 2. Тормоза колес..................................................392
§ 3. Тормозные парашюты ............................................399
§ 4. Тормозные щитки и интерцепторы (спойлеры) .....................402
§ 5. Реверсивные тормозные устройства...............................402
§ 6. Аэродромные задерживающие системы .............................404
§ 7. Устройства, сокращающие длину разбега..........................404
§ 8. Стартовые ускорители...........................................405
§ 9. Стартовые катапульты и разгонные тележки.......................406
Глава 14. Вибрации. Аэроупругость
§ 1. Вибрации частей самолета.......................................407
§ 2. Основные понятия теории свободных и вынужденных колебаний . . 408
§ 3. Собственные колебания частей самолета ........................411
§ 4. Вынужденные колебании на самолете..............................416
§ 5. Защита бортового оборудовании от вибраций......................420
§ 6. Аэроупругость .................................................424
§ 7. Влияние упругости конструкции на устойчивость и управляемость са-
молета .............................................................424
§ 8. Дивергенция несущих поверхностей...............................429
§9. Потеря эффективности элеронов. Реверс элеронов ................442
§ 10. «Всплывание» элеронов .........................................437
§ 11. Трансзвуковые колебания рулей (элеронов).......................438
§ 12. Флаттер .......................................................439
§ 13. Изгибно-крутильный флаттер крыла...............................440
§ 14. Изгнбно-элеронный флаттер крыла................................447
§ 15. О флаттере оперения............................................450
§ 16. Влияние деформаций конструкции на работу автоматических сис-
тем ................................................................452
Глава 15. Повторные нагрузки и долговечность конструкции
§ 1. Основные понятия...............................................454
-§ 2. Повторяемость нагрузок ........................................455
486
§ 3. Усталостная прочность ..........................................458
§ 4. Оценка срока службы конструкции.................................461
§ 5. Испытания конструкций...........................................464
§ 6. Пути повышения усталостной прочности и безопасной повреждае-
мости ...............................................................471
§ 7. Учет требований долговечности в расчетах на прочность...........466
§ 8. Усталостная прочность при воздействии акустических нагрузок . , . 473
§ 9. Меры по повышению сопротивляемости конструкции акустическим на-
грузкам .............................................................476
Приложения ..........................................................477
Список литературы ...................................................480
Валентин Николаевич Зайцев,
Владимир Леонтьевич Рудаков
Конструкция и прочность самолетов
Редактор Г. В. Елисеева
Переплет художника Я- М. Яковенко
Художественный редактор С. В. Анненков
Технические редакторы М. И. Ефимова, М. С. Чабан
Корректоры Р.П. Киевская, И. Б. Милевская
Информ, бланк № 2789
Сдано в набор 28.12.77. Подп в печать 16.10.78. БФ 08453.
•Формат 60x90х/!«• Бумага типогр. № 1. Лит. гари. Выс печать.
30.5 + 0,25 форз. печ. л. 30,43 + 0,4 форз. уч.-изд. л
Тираж 7000 экз. Изд № 3743 Зак. 8-19 Цена 1 руб 40 коп.
Головное издательство издательского объединения «Вища школам
252054, Киев-54, ул. Гоголевская, 7
Книжная фабрика «Коммунист» РПО «Полиграфкнига»
Госкомиздата УССР 310012, Харьков 12, Энгельса, 11