Конструкция самолетов. - Глаголев А.Н., Гольдинов М.Я., Григоренко С.М.

Автор: Глаголев А.Н. Гольдинов М.Я. Григоренко С.М.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника машиностроение авиация самолетостроение самолеты
Год: 1975
Похожие
Конструкция самолетов
Самолет Ан-28. Устройство и эксплуатация
Проектирование легких самолетов
Проектирование самолетов
Текст
                    Г52
УДК 629.735.33.001.2 (075.3)
Глаголев А. Н., Гольдинов М. Я., Григоренко С. М. Кон-
струкция самолетов. М., «Машиностроение», 1975, 480 с.
В учебнике, предназначенном для студентов авиационных
техникумов по специальности «Самолетостроение», изложены
основы конструкции самолетов. Рассмотрены особенности на-
гружения современного самолета, требования, предъявляемые
к его конструкции и материалам. Специальный раздел посвя-
щен изложению основных понятий строительной механики
тонкостенных конструкций. Наиболее подробно изложены во-
просы, связанные с конструкцией, работой и расчетами кар-
касной группы самолета — его планера. В отдельные главы
выделены вопросы, посвященные взлетно-посадочным устрой-
ствам, узловым соединениям конструкции, аэроупругости и
вибрациям. Рассмотрены вопросы проектирования самолетов
применительно к требованиям средних специальных учебных
заведений.
Рецензенты: Предметная комиссия Казанского авиационного
техникума и канд. техн, наук, доцент Ф. И. Склянский
Г
31808—178
----—------178—75
038(01)—75
© Издательство «Машиностроение», 1975 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Курс «Конструкция самолетов» относится к группе приклад-
ных наук прочностного цикла, дающих углубленную проработ-
ку вопросов, связанных с конструкцией и прочностью самоле-
тов. Введением в эти науки является курс сопротивления мате-
риалов и специальный курс строительной механики самолетов,
в котором, в частности, рассматриваются вопросы работы плал
стин, подкрепленных оболочек и других тонкостенных элементов
конструкции.
В учебнике рассмотрены конструкции самолетов, их нагруже-
ние, работа и расчеты на прочность.
Современный самолет является результатом творчества мно-
гих специалистов: аэродинамиков и двигателистов, электриков и
радистов, прочнистов и технологов. В самолете и его конструк-
ции результаты их творческой работы объединены и взаимо-
связаны. Поэтому современный авиационный специалист должен
знать устройство и работу всех частей самолета, их взаим-
ную связь и взаимодействие. Глубокие знания конструкции са-
молетов определяют квалификацию специалиста самолетострое-
ния.
В учебнике изложены общие сведения о самолетах и требо-
вания, которые к ним предъявляются. Рассмотрены нагрузки,
действующие на самолет и определяющие его конструкцию. Спе-
циальный раздел посвящен материалам, применяемым в авиа-
ционных конструкциях, и основным понятиям строительной ме-
ханики самолета.
Наиболее подробно изложены вопросы, относящиеся к кон-
струкции, работе и приближенным расчетам на прочность основ-
ных частей самолета: его крыльев, оперения, фюзеляжа, взлет-
но-посадочных устройств, управления и др. Отдельно рассмотре-
ны основы проектирования самолетов.
Построение учебника и последовательность изложения в нем
учебного материала соответствуют учебной программе курса и
принятой методике его изложения в Московском авиационном
техникуме им. Годовикова.
ВВЕДЕНИЕ
В истории развития многих видов техники обычно различа-
ют два периода: период возникновения, становления этой техни-
ки и период ее широкого применения и развития.
Первый период развития самолетов характеризуется созда-
нием конструкции, способной поднять человека в воздух и обес-
печить достаточно надежный его полет; второй период — со-
вершенствованием самолетов и массовым их производством.
Создание любого нового вида техники требует наличия объ-
ективных условий, необходимых для его осуществления, прежде
всего определенного уровня развития науки и производства.
Давно было замечено, что пластина, поставленная под уг-
лом к потоку, создает подъемную силу, отбрасывая вниз массы
набегающего воздуха. Запуская воздушный змей, люди сотни
лет практически использовали это свойство. От змея до идеи
самолета оставался один шаг — установить на змее движитель,
способный перемещать его в воздухе. В качестве такого движи-
теля можно было использовать воздушный винт, приводимый во
вращение специальной силовой установкой.
Однако для создания самолета требовался такой двигатель,
который мог бы с помощью винта и крыла поднять в воздух не
только самого себя, но и всю конструкцию, экипаж и запас топ-
лива для полета. Для этого двигатель должен был иметь малую
массу, приходящуюся на каждую единицу мощности, им разви-
ваемой (удельную массу двигателя -^).
Только создание и усовершенствование относительно легкого
двигателя позволило в начале XX века создать самолет. Образ-
но выражаясь, можно сказать, что история развития самолета—
это, в основном, история развития и использования на самолете
авиационного двигателя — легкого и мощного.
К началу XX века сложились и другие объективные условия
для создания самолета. Развившаяся мебельная промышлен-
ность, освоившая производство тонких и ажурных изделий из
легкого и прочного материала — дерева, обеспечила для пер-
вых самолетов достаточно развитую производственную базу.;
4
Практика строительства деревянных мостов и кораблей достиг-
ла к тому времени высокого уровня и обеспечила создание лег-
ких пространственных конструкций в виде ферм и расчаленных
мачт парусных кораблей.
Уже давно многих ученых занимали вопросы рационального
создания аэродинамической подъемной силы. Еще в 1754 г.
М. В. Ломоносов испытывал модель «аэродромической машин-
ки» — прообраза вертолета, снабдив ее часовым пружинным
механизмом — двигателем. Но для практического создания
самолета требовалось единое, комплексное решение вопросов
аэродинамики самолета и его силовой установки, вопросов уп-
равляемости и устойчивости.
Конструктором, понявшим всю важность совместного реше-
ния вопросов необходимых аэродинамических свойств самолета,
малой удельной массы двигателя и потребного соотношения
массы самолета, площади несущих поверхностей и мощности
двигателя, был наш соотечественник, Александр Федорович Мо-
жайский. Он еще в 1877 г. спроектировал и построил специаль-
ный облегченный паровой двигатель, удельная масса которого
была близка к удельной массе первых бензиновых двигателей.
С помощью моделей он определил необходимые соотношения
масс самолета и площади его несущих поверхностей (удельную
нагрузку на крыло р= —) и впервые в мире спроектировал и
•$кр
построил самолет, конструкция которого включала практически
все элементы современного самолета. Самолет А. Ф. Можайско-
го был первым в мире самолетом, проходившим испытания и
отделившимся от земли с человеком на борту.
Конец XIX и начало XX столетия ознаменовались многочис-
ленными попытками создать на базе техники того времени само-
лет, способный летать. Многие исследователи изучали возмож-
ность полета на 'безмоторном планере. Однако попытки созда-
ния самолета носили экспериментальный характер. Теоретиче-
ские основы аэродинамики и теории полета, подтвержденные
блестяще поставленными экспериментами, в нашей стране бы-
ли разработаны замечательным ученым, отцом русской авиации,
профессором Николаем Егоровичем Жуковским.
Работы создателя современной аэродинамики Н. Е. Жуков-
ского и его учеников и последователей: С. А. Чаплыгина,
Б. Н. Юрьева, В. Н. Ветчинкина и многих других утвердили
приоритет русских ученых и конструкторов во многих областях
авиационной науки и техники.
Таким образом, в начале XX века сложились все предпосыл-
ки для создания самолета, который мог бы летать, был бы ус-
тойчивым и управляемым.
Это было подтверждено полетами американцев, братьев
Райт (1903 г.),.французов: Фармана, Блерио, Вуазена (1906—
5
1909 гг.) и ряда других конструкторов и пилотов первых само-
летов.
До начала первой империалистической войны (август 1914 г.)
длился период становления авиации. К началу этой войны само-
леты уже сравнительно надежно летали и управлялись в воз-
духе. Постоянно улучшались их летные характеристики: ско-
рость, дальность и продолжительность полета, уменьшалась
удельная масса и увеличивались мощность и надежность рабо-
ты двигателя. Авиация начала использоваться для решения
практических и в первую очередь военных задач.
Как только самолет стал машиной, хотя еще и мало надеж-
ной, но используемой на практике, т. е. как только он стал в со-
стоянии выполнять (при хорошей погоде) военные задания, в
частности, по связи и разведке, сразу стало увеличиваться чис-
ло заказов на самолеты и количество построенных самолетов.
Самолет из одиночного, экспериментального аппарата для подъ-
ема в воздух превратился в средство сообщения, доставки ин-
формации, боевых грузов, стал средством вооруженной борьбы,
нашедшим особенно широкое применение во время первой ми-
ровой войны.
Так, с 1914 г. начался второй период жизни самолетов — пе-
риод их широкого применения, совершенствования и развития,
который продолжается и до сих пор.
Второй период развития самолетов с самого начала харак-
теризовался борьбой за улучшение летных характеристик само-
летов, увеличение скорости полета, грузоподъемности, дально-
сти и продолжительности полета.
Примерно до 1925 г. развитие авиации характеризовалось по-
степенным улучшением применяемых двигателей и аэродинами-
ки самолетов. В 1925—1927 гг. двигателестроенне сделало боль-
шой шаг вперед — появились многооборотные поршневые двига-
тели внутреннего сгорания. Это послужило основой для резкого
уменьшения их удельной массы, что повлекло за собой возрас-
тание скоростей полета самолетов с 180 до 280 км/ч.
Характерно, что то или иное техническое усовершенствова-
ние вначале приводит к резкому улучшению свойств самолета.
Например, резко, скачком, увеличивается максимальная ско-
рость. Затем, когда данное усовершенствование исчерпало свои
возможности, увеличение скорости или улучшение других
свойств самолета замедляется и даже прекращается.
В середине тридцатых годов, в результате интенсивной дея-
тельности аэродинамических лабораторий, созданных в 1910 —
1920 гг., удалось резко уменьшить аэродинамическое сопротив
ление самолетов: появились убирающиеся в полете шасси, глад-
кая обшивка, обтекаемые формы. Это привело к очередному
скачку летных свойств. Скорость полета серийных самолетов-
истребителей возросла до 450 км/ч.
6
Появление в начале сороковых годов надежных авиацион-
ных поршневых двигателей с нагнетателями, подающими воз-
дух в карбюраторы под давлением, увеличило мощность и вы-
сотность двигателей. Это позволило еще больше увеличить вы-
соту полета самолетов и их скорость.
Дальнейшие многочисленные улучшения аэродинамики само-
лета, совершенствование двигательных установок на основе
двигателей внутреннего сгорания не могли обеспечить значи-
тельного роста летных свойств самолетов, так как возможности
уменьшения удельной массы таких двигателей к 1945 г. были
почти исчерпаны. Невелики были резервы уменьшения со-
противления самолетов, улучшения их аэродинамических
свойств.
Создание турбокомпрессорных воздушно-реактивных двига-
телей, имеющих значительно меньшую удельную массу, явилось
началом нового этапа развития самолетов и причиной нового
мощного скачка максимальной скорости самолетов до 850—
1000 км/ч.
Многочисленные исследования определили новые аэродина-
мические формы самолетов, позволившие им летать со сверхзву-
ковыми скоростями.
Появление мощных турбореактивных двигателей с форсаж-
ными камерами обеспечило возможности сверхзвукового поле-
та самолета со скоростями, в несколько раз превышающими
скорость звука.
Все это определило новый скачок летных свойств самолетов
в шестидесятых годах нашего столетия.
Скачкообразный характер изменения максимальных скоро-
стей полета самолетов-истребителей по годам их развития пока-
зан на рис. 1 и в табл. 1.
Каждый этап развития самолетов знаменовался выдающи-
мися достижениями русских и советских авиастроителей.
В 1913 г. на Русско-балтийском заводе в Петербурге конст-
руктор И. И. Сикорский построил первый в мире тяжелый че-
тырехмоторный самолет «Русский витязь». Два его огромных
по тому времени крыла располагались одно над другим (такое
расположение крыльев, называемое бипланным, считалось тог-
да наиболее рациональным). Впервые в авиации между крылья-
ми размещались четыре поршневых бензиновых двигателя внут-
реннего сгорания с двухлопастными воздушными винтами. Вслед
за ним в 1914 г. был построен подобный четырехмоторный са-
молет «Илья Муромец» (рис. 2), который положил начало раз-
витию тяжелой авиации.
Последние модификации этого самолета, массой свыше 7 т
развивали скорость более 130 км/ч и могли нести свыше 1,5 т
полезной нагрузки на дальность свыше 500 км. Самолет имел
мощное оборонительное вооружение. Его экипаж состоял из 4—-
7
8 человек. Размеры (размах крыла около 30 м) и конструкция
этого самолета были удивительными для того времени.
Самолеты «Илья Муромец», а их было построено около 80
экземпляров, с успехом использовались в военных действиях,
Период возникло-	Период разбития
вения самолетов само ле то в
н------------------------------
Рис. 1. Скачкообразный характер изменения максимальных скоростей
полета самолетов-истребителей по годам развития
были первыми в мире тяжелыми бомбардировщиками. В исто-
рии дореволюционного русского самолетостроения эти самолеть
являются одной из наиболее ярких страниц и предметов наше£
законной гордости.
Развитие самолетостроения сопровождалось изменением 1
совершенствованием их конструкции. Конструкция самолета
как и любого инженерного сооружения, во многом определяет
ся нагрузками, действующими на нее, и уровнем развития нау-
ки и техники.
8
Первые самолеты, летавшие с небольшими скоростями, бы-
ли деревянными, с полотняной обшивкой. Крыло и оперение
подкреплялись многочисленными наружными трубчатыми рас-
косами и ленточными расчалками. Конструкции самолетов то-
го времени оправдывали данное им ироническое название —
«летающие этажерки». Прочность и надежность конструкций
самолетов того времени были очень невелики.
Рис. 2. Первый в мире тяжелый бомбардировщик
«Илья Муромец»
По мере развития авиации бипланные коробки крыльев усту-
пали место монопланным крыльям, которые крепились непос-
редственно к фюзеляжу без дополнительных стоек, раскосов и
расчалок (монопланом называют теперь самолет с одним кры-
лом).
Конструкция самолетов включала все больше надежных и
прочных металлических элементов и узлов, так как металличе-
ские конструкции, спроектированные специально для самолетов,
оказались дешевле и практичнее деревянных брусков и планок.
Полотняную обшивку крыла и фюзеляжа сначала частично, а
потом и целиком заменяли более жесткой и прочной фанерной,
а иногда и металлической.
Первым советским цельнометаллическим самолетом был
АНТ-2 (рис. 3), сконструированный коллективом под руковод-
ством А. Н. Туполева, ученика Н. Е. Жуковского. Самолет был
изготовлен из кольчугоалюминия — прочного алюминиевого
сплава, разработанного в 1922 г. в СССР на Кольчугинском
меднообрабатывающем заводе. Этот самолет совершил свой пер-
вый полет 26 мая 1924 г. и открыл эру цельнометаллических
отечественных самолетов.
Развивались и научные методы расчетов самолетных конст-
рукций, исследования по аэродинамике и динамике полета са-
молета, особенно в организованном по инициативе Н. Е. Жуков-
9
Период	Этап	Конструктор, название или страна	Год вы- пуска
Начало и становление		Можайский (Россия) Райт (США)	1882 1903
		Фарман (Франция) Гаккель (Россия)	1907 1911
развитие	1-й скачок	Ньюпор IX (Франция) С-ХХ (Россия)	1915 1916
	2-й скачок	Сухой, АНГ-5 (СССР) Поликарпов, 2И-Н1	1927 1926
	3-й скачок	Поликарпов, И-5 Поликарпов, И-16	1932 1934
Таблица 1
Масса, т	Мощность двигателя [л. с.], кгс	Летные данные			Примечание
		V, км/	^нот’ км		
0,95 0,30	[30] [30]	40	0,5		
0,53 0,80	[50] [ЮО]	60 92		0,1 0,3	Учебный Учебный
0,60 0,57	[80] [120]	135 190			Увеличилась надеж- ность двигателя и само- лета
,3 ,70	[480] [450]	250 268	7,0	0,8	Установка мпогообо- ротных двигателей
,33 ,42	[480] [700]	280 455		0,7 0,82	Улучшение аэродина- мики самолета
Дальнейшее
1	1	1			
4-й скачок	Микоян, Гуревич, МиГ-3 Яковлев, Як-	1941 1940	3,3.
	Яковлев, Як-3 Лавочкин, Ла-5	1943 1942	2,6. 3,3!
5-й скачок	Микоян, Гуревич, МиГ-15 F-86 «Сейбр» (США)	1947 1950	4,8 8,3
6-й скачок	F-4 (США) (Фантом) F-111 (США)	1966 1968	25, ( 35,(
	Е-206 (СССР) YF-12 (SR-71) (США)	1967 1969	60,(
					
5	[1200] [1250]	620 572	0,9	1,25	Улучшение аэродина- мики, установка двига- телей с компрессором
5 2	[1650] [1510]	700 630	,8 9,3	0,9	Дальнейшее	совер- шенствование аэродина- мики и двигателей
	2700 3400	1050 1070	15,0 16,0	,4	Установка ТРД Стреловидное крыло
	2X7500 2 X 9000	2250 2450	21,6 19,0	3,7 3,2	Установка ТРДФ и ДТРДФ Крыло	переменной стреловидности
)	2X16000	2930 3300			—
ского в 1918 г. Центральном аэрогидродинамическом институте
(ЦАГИ).
Совместными усилиями отечественных конструкторов и уче-
ных были созданы самолеты, прославившие на весь мир совет-
скую авиацию. Вот только некоторые из них.
Самолет АНТ-25, конструкции А. Н. Туполева (рис. 4), на
котором экипаж в составе В. П. Чкалова, Г Ф. Байдукова и
А. В. Белякова в 1937 г., а затем М. М. Громов, А. Б. Юмашев
и С. А. Данилин совершили беспосадочный перелет через Север-
ный полюс в Америку, покрыв расстояние более чем 10 000 км
и установив мировые рекорды дальности полета.
Рис. 3. Первый советский Рис. 4. Самолет АНТ-25, 1933 г.
цельнометаллический самолет
АНТ-2, 1924 г.
Трапециевидное, цельнометаллическое крыло большого удли-
нения (Х=13) с гофрированной обшивкой обеспечивало этому
самолету хорошее аэродинамическое качество и большую даль-
ность полета.
Советские военные самолеты-истребители И-16 (рис. 5) кон-
струкции Н. Н. Поликарпова (1933 г.) с убирающимися в по-
лете шасси прославили себя в боях с фашистами в небе рес-
публиканской Испании.
Восьмимоторный самолет-гигант «Максим Горький» (АНТ-
20), созданный в 1934 г., весил 42 т, из которых 13,5 т составля-
ла полезная нагрузка. Его пассажирская кабина имела площадь
более 100 м2, а размеры крыла, площадью 490 м2, уникальны
даже сейчас. Самолет был цельнометаллическим с гофрирован-
ной обшивкой крыла и фюзеляжа и являлся самым большим
самолетом тех лет (рис. 6).
Самолеты-истребители: МиГ-3 (ОКБ, руководимое А. И. Ми-
кояном, рис. 7), Як-1 (ОКБ, руководимое А. С. Яковлевым) на-
чали строиться серийно в 1940 г., а самолет-истребитель Ла-5
(ОКБ, руководимое С. А. Лавочкиным, рис. 8) — в 1942 г.
Тщательно подобранные аэродинамические формы, примене-
ние гладкой металлической обшивки, использование потайной
клепки позволили значительно уменьшить аэродинамическое со-
противление самолета.
12
Самолет-истребитель Як-3 (1943 г., рис. 9) имел скорость
свыше 700 км/ч и был самым лучшим и самым легким истре-
бителем в мире.
Рис. 5. Самолет-истребитель И-16, Рис. 6. Самолет-гигант «Мак-
1933 г.	сим Горький», 1934 г.
Знаменитый самолет-штурмовик Ил-2 (ОКБ, руководимое
С. В. Ильюшиным, рис. 10), прозванный фашистами «Черная
смерть», имел отличные боевые качества. Кабина и двигатель
этого самолета были заключены в броневую коробку, состав-
лявшую силовую конструкцию фюзеляжа, которая надежно за-
щищала летчика и мотор от огня противника.
Рис. 9. Самолет-истребитель Як-3, 1943 г.
В сороковые годы коллективом конструкторов под руковод-
ством В. ф. Болховитинова был создан первый отечественный
ракетный самолет Би-1 с жидкостным реактивным двигателем
13
(рис. 11). На этом самолете летчик, капитан Г Я. Бахчиванд-
жи, совершил первый полет 15 мая 1942 г.
Лучшим в мире послевоенным реактивным истребителем был
признан советский самолет МиГ-15, спроектированный в ОКБ
Рис. 10. Самолет-штурмовик Ил-2, 1940 г.
Рис. 11. Первый отечественный ра-
кетный самолет Би-1, 1942 г.
А. И. Микояна в 1947 г. (рис. 12). Оригинальная конструкция
разъемного фюзеляжа упрощала наземное обслуживание реак-
тивного двигателя. Стреловидное крыло обеспечивало хорошие
аэродинамические свойства самолета. Мощное вооружение (три
Рис. 12. Реактивный самолет-истребитель
МиГ-15, 1947 г.
Рис. 13. Реактивный самолет-бом
бардировщик Ил-28, 1948 г.
пушки) размещалось на специальном съемном лафете, что было
очень удобно для эксплуатации самолета.
Расчленение конструкции самолетов на отдельно изготовляе-
Рис. . Реактивный пассажирский магистральный само-
лет Ту-104
14
мне панели позволило радикально решить вопрос об уменьше-
нии трудоемкости изготовления самолетов, улучшило их качест-
во и технологичность. Двухмоторный реактивный бомбардиров-
щик Ил-28, спроектированный в 1948 г. в ОКБ С. В. Ильюшина
Рис. 16. Реактивный пас-
сажирский самолет
Ту-134
Рис. 15. Межконтинен-
тальный реактивный пас-
сажирский самолет Ил-62
(рис. 13), имел оригинальную конструкцию, которая представ*
ляла новое в технологии самолетостроения. Она обеспечивала
большую точность изготовления заданных аэродинамических
форм самолета, что позволило получить хорошие летные харак-
теристики. Скорость этого самолета достигала 940 км/ч, несмот-
Рис. 17 Дальний реактивный
транспортный самолет Ил-76
ря на нестрело!видное крыло.
Всемирно известны советские
скоростные пассажирские само-
леты Ту-104 (рис. 14), Ту-124,
Ту-134 (рис. 16), Ту-154, спроек-
тированные коллективом под ру-
Рис. 18. Пассажирский турбовинтовой
самолет местных линий Ан-24
ководством А. Н. Туполева; Ил-18, Ил-62 («рис. 15), Ил-76
(рис. 17), спроектированные ОКБ С. В. Ильюшина. Ан-24
(рис. 18), Ан-10, самолет-гигант Ан-22 (рис. 19), созданные
В г?КБ» Руководимом О. К. Антоновым. Спроектированный
в ОКБ Я. С. Яковлева трехдвигательный Як-40 (рис. 20) заку-
пается многими странами, включая США
Надежно охраняют мирный труд народов всего социалисти-
ческого лагеря современные отечественные военные самолеты
(рис. 21, 22).
15
На сверхзвуковых скоростях начинают летать и пассажир-з
ские самолеты. Флагман советской гражданской авиации — са-|
молет Ту-144 — имеет скорость полета более 2500 км/ч и
дальность более 6000 км (рис. 23).
Рис. 19. Тяжелый транспортный самолет-
гигант Ан-22
Создаются аэробусы — пассажирские самолеты с фюзеля-
жами большого диаметра и вместимости (широкоформатными
фюзеляжами), способные перевозить несколько сотен пассажи-
ров одновременно.
Новые скорости потребовали и новых конструкций самолетов
и новой технологии их изготовления. Если самолет братьев
Райт состоял на 47% из дерева, 35% составляли металлические
части, а 18% массы конструкции приходилось на ткань, то 50%
массы конструкции современного сврехзвукового самолета при-
ходится на алюминиевые сплавы, 15 % на нержавеющую и дру-
Рис. 20. Реактивный пассажир-	Рис. 21. Дальний ракетоносец
ский самолет местных линий
Як-40
гие качественные стали, 15% конструкции изготовлено из тита-
новых сплавов и 15% из так называемых композиционных
материалов — пластмасс, армированных высокопрочными волок-
нами углерода, бора и др.
В самолетостроении стали применять крупногабаритные ли-
тые детали, монолитные панели, крупные штампованные и прес-
сованные детали и узлы. Широко используется сварка, пайка
и склеивание деталей.
16
Меняются и проблемы, решаемые самолетостроителями. Ес-
ли на заре развития авиации приходилось беспокоиться о том,
чтобы самолет вообще взлетел и летал, то теперь основными и
успешно решаемыми проблемами являются обеспечение надеж-
Рис. 22. Военный многоцелевой самолет с крылом изменяемой
стреловидности:
а—полет с малой стреловидностью; б—полет	большой стреловид-
ностью
ности, долговечности и безотказности самолета, создание высо-
кого комфорта для пассажиров и экипажа, обеспечение необхо-
димых экономических характеристик: дешевизны производства и
эксплуатации самолета и т. д.
Самолет сейчас стал неотъемлемой частью нашей жизни.
Нет, пожалуй, ни одной отрасли народного хозяйства, где бы
он не использовался. Это и транспортное средство, успешно
конкурирующее с наземными средствами передвижения, и могу-
чее средство обороны страны, обеспечивающее мирный труд на-
шего народа.
Развитие самолетостроения способствовало совершенствова-
нию и других видов летательных аппаратов: вертолетов и ракет
17
Да и сам самолет приобретает все новые и новые качества
Созданы самолеты, способные взлетать и садиться вертикально
(самолеты вертикального взлета и посадки — СВВП); гидро-
самолеты, способные взлетать с водной поверхности и садиться
на воду.
Современный самолет — это не только сложное 'Строительное
сооружение, но и весьма дорогой в проектировании, изготовле-
нии и эксплуатации объект, создание которого под силу только
большому коллективу людей.
Самолет имеет огромные перспективы развития, обладает
большими потенциальными возможностями. Области высот и
скоростей, на которых летают современные самолеты, могут
быть значительно увеличены, а круг задач, выполняемых само-
летами и другими летательными аппаратами, постоянно рас-
ширяется.
Совершенствование самолетов, превращение их в летатель-
ные аппараты массового использования было бы невозможным
без выдающихся достижений различных отраслей науки, свя-
занных с производством самолетов, их двигателей, оборудова-
ния, технологией их изготовления, без успехов авиационной про-
мышленности, обеспечивающей выпуск огромного количества
разнообразных летательных аппаратов и ставшей теперь одной
из важнейших отраслей промышленности.
В настоящее время ясно наметилась тенденция к созданию
многорежимных, сверхзвуковых самолетов с крылом изменяе-
мой стреловидности. Такие самолеты должны иметь хорошие ма-
невренные характеристики на дозвуковых скоростях полета, об-
ладать хорошими взлетно-посадочными свойствами (например,
иметь длину разбега и пробега менее 500 м) и быть способны-
ми летать на больших сверхзвуковых скоростях и в любых ус-
ловиях. Их конструкция должна быть способной работать при
высоких температурах.
За рубежом создаются проекты авиационно-космических си-
стем, в которые входят ракеты-носители или самолеты-разгон-
щики, используемые как стартовые системы для вывода в кос-
мическое пространство гиперзвуковых самолетов ( М = 44-12,
//=1504-500 км), способных совершать самостоятельную по-
садку.
Такие авиационно-космические системы идут на смену ра-
кетно-космическим системам, а это создает новую область при-
менения пилотируемых самолетов и новую техническую базу
для исследования и освоения планет солнечной системы.
В мирное время особенно интенсивно развивается граждан-
ская авиация. Наряду со сверхзвуковыми лайнерами проектиру-
ются и строятся огромные сверхтяжелые самолеты, способные
заменить целые железнодорожные составы. Постоянно модифи-
цируются старые образцы самолетов. Ведутся разработки новых
18
самолетов всех назначений. При этом большое внимание уделя-
ется оценке экономической эффективности новых самолетов,
удешевлению стоимости их производства, эксплуатации и ре-
монта, совершенствованию их конструкций и технологии изго-
товления.
Непрерывное совершенствование всех областей авиационной
науки и техники является залогом успехов отечественной авиа-
ции, возможности которой воистину неисчерпаемы.
Недаром постоянно обновляются авиационные рекорды. И мы
гордимся тем, что многие из них принадлежат нашим совет-
ским летчикам, отечественным самолетам, созданным в совет-
ских авиационных конструкторских бюро.
ГЛАВА 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
§ 1. ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ САМОЛЕТА
И ИХ НАЗНАЧЕНИЕ
Рис. 1. 1. Основные части самолета:
/—крыло; 2—оперение; 3—органы управления;
4—двигательная установка; 5—взлетно-посадоч-
ные устройства; 6—корпус (фюзеляж)
в самолетах бесхвостой схемы
Самолетом называют летательный аппарат тяжелее воздуха,
у которого подъемная сила создается неподвижной несущей по-
верхностью (крылом) в результате обтекания ее набегающим
потоком воздуха. Сила тяги, необходимая для полета, создает-
ся силовой установкой (ре-
активным двигателем или
с помощью винтомоторной
группы: воздушного винта
и вращающего его двига-
теля) .
Основные части самоле-
та: крыло, оперение, корпус
(фюзеляж), силовая уста-
новка, взлетно-посадочные
устройства и системы управ-
ления самолетом (рис. 1.1).
Крыло создает подъем-
ную силу и обеспечивает
поперечную устойчивость и
управляемость самолета, а
и 'продольную устойчивость,
и управляемость. К крылу могут крепиться двигатели, основные
стойки шасси, подвесные топливные баки, агрегаты вооружения
самолета. Внутри крыла обычно размещается топливо. На крыле
располагают устройства для улучшения взлетно-посадочных ха-
рактеристик самолета, их называют средствами механизации
крыла.
Оперение самолета обеспечивает балансировку самолета на
заданных углах атаки или скольжения, а также продольную и
путевую устойчивость и управляемость. Различают вертикаль-
ное оперение, обеспечивающее устойчивость и управляемость
самолета относительно вертикальной оси, и горизонтальное опе-
20
-ение обеспечивающее устойчивость и управляемость самолета
относительно горизонтальной поперечной оси (продольную ус-
тойчивость и управляемость).
Часть оперения может быть неподвижной или ограниченно
подвижной, а часть отклоняемой. Последняя называется рулем
(рулем поворота — у вертикального оперения, рулем высоты --
у горизонтального оперения). На сверхзвуковых самолетах опе-
рение может быть целиком отклоняемым.
Фюзеляж самолета (корпус) служит для размещения в нем
экипажа, оборудования, грузов и пр., а также для закрепления
на нем всех основных частей самолета и его агрегатов. В неко-
торых случаях может использоваться и для создания подъем-
ной силы, для чего ему придается специальная форма.
Силовая установка самолета включает двигательную уста-
новку: двигатель с входными и выходными устройствами, а так-
же системами, обеспечивающими нормальную работу двигателя
и безопасность его эксплуатации (системами запуска, управле-
ния, регулирования, охлаждения и смазки двигателя, противо-
пожарной и пр.) и топливную систему самолета. Силовая уста-
новка предназначена для создания необходимой для полета
силы тяги в различных условиях полета. У самолетов с поршне-
выми двигателями тяга создается с помощью воздушных вин-
тов; у самолетов с турбореактивными или ракетными двигате-
лями тяга создается реакцией вытекающих из сопла горячих
газов; у самолетов с турбовинтовыми двигателями основную
часть тяги создает воздушный винт, остальную — реакция газов.
Взлетно-посадочные устройства обеспечивают опирание само-
лета о поверхность земли (или воды) при стоянке, его передви-
жение при взлете и посадке и маневрирование на земле, а так-
же обеспечивают необходимые взлетно-посадочные свойства са-
молета. К взлетно-посадочным устройствам относятся: шасси,
обеспечивающие передвижение самолета на колесах или лыжах
и амортизацию ударов о землю при взлете и посадке; средства
взлетно-посадочной механизации, дополнительные разгонные и
тормозные устройства.
Системы управления самолетом — это совокупность уст-
ройств, обеспечивающих управление движением самолета, т. е.
его траекторией (основная часть) и многочисленными агрегата-
ми самолета (вспомогательная часть).
Основная система управления включает в себя:
командные рычаги в кабине летчика;
проводку к органам управления самолетом (рулям высоты^
или к управляемому стабилизатору, а также к элеронам, рулям
направления и пр.);
агрегаты, обеспечивающие отклонение органов управления, и
устройства, обеспечивающие необходимые характеристики ус-
тойчивости и управляемости самолета.
21
Основным назначением самолета, как и любого летательного
аппарата, является доставка определенного груза на заданное
расстояние при определенных условиях.
Для выполнения этой задачи, помимо перечисленных выше
основных частей, самолет должен иметь необходимый запас
топлива, соответствующее его назначению оборудование, воору-
жение и экипаж.
Вооружение самолета подразделяют на наступательное и
оборонительное. Оно включает перевозимые военным самоле-
том ракеты, бомбы, пушки и снаряды, а также аппаратуру,
обеспечивающую эффективное использование этого вооружения:
прицелы, устройства для подвески вооружения на самолете, уст-
ройства управления оружием и пр. В соответствии с названием
оборонительное вооружение служит для противодействия напа-
дению самолетов-истребителей и воздействию наземных средств
ПВО противника. Помимо стрелково-пушечных и ракетных обо-
ронительных установок, а также средств радиолокационное
противодействия в это вооружение включают броню, применя-
емую для защиты экипажа и наиболее ответственных агрегатов
от воздействия боевых средств противника и т. п.
Экипаж обслуживает самолет на земле и в воздухе. Состав
экипажа зависит от назначения самолета. Так, например, эки-
паж самолета-истребителя состоит чаще всего из одного чело-
века летчика, а тяжелого самолета — из двух летчиков, штур-
мана, радиста и бортинженера.
В зависимости от выполняемых функций можно выделить
следующие виды оборудования самолета:
пилотажно-навигационное и контрольное;
электрическое;
радиоэлектронное;
высотное и кислородное;
пневматическое и гидравлическое;
механическое и вспомогательное (санитарное, аварийно-спа-
сательное и др.).
Количество устанавливаемого на самолете оборудования и
его масса зависят от характера выполняемых данным самолетом
задач, размеров самолета, численности его экипажа и пассажи-
ров, летных свойств самолета (высоты, скорости, дальности и
продолжительности полета).
Важность, многообразие и сложность функций, выполняемых
комплексом оборудования самолета, специфичность условий его
эксплуатации являются причинами весьма высоких требований,
предъявляемых к нему. Надежность действия оборудования
фактически определяет надежность самолета. Современный са-
молет настолько насыщен всевозможным оборудованием, что
нередко стоимость этого оборудования намного превышает стои-
мость конструкции самолета с двигательной установкой. Осо-
22
бенно это относится к военным самолетам, чрезвычайно насы-
щенным радиоэлектронным оборудованием, обеспечивающим
полет в любых метеоусловиях, поиск и атаку целей, полет на пре-
дельно малых высотах и др.
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К САМОЛЕТАМ
Многолетний опыт проектирования, производства и эксплуа-
тации самолетов позволяет сформулировать требования, предъ-
являемые к ним, их конструкции, оборудованию, агрегатам.
Такие требования обычно разделяют на общие (ОТТ) и
тактико-технические (ТТТ). ОТТ выработаны длительной прак-
тикой эксплуатации и предъявляются ко всем самолетам неза-
висимо от их назначения. Для гражданских самолетов, напри-
мер, эти требования излагаются в нормах летной годности
гражданских самолетов.
ТТТ предъявляются заказчиком к проектировщикам самоле-
та и фактически определяют в дальнейшем его «лицо». Эти тре-
бования могут быть разделены на летно-тактические, техниче-
ские и специальные.
Летно-тактические требования определяют основные летные
характеристики самолета, исходя из требуемых тактических
свойств для военного самолета или экономических характерис-
тик для самолетов гражданской авиации. Летные характерис-
тики самолета задают, исходя из анализа задач, которые дол-
жен выполнять проектируемый самолет, так чтобы обеспечить
высокую эффективность его в боевом и экономическом отноше-
ниях. Анализ позволяет определить для самолета требуемые
летные свойства, состав экипажа, выбрать необходимое обору-
дование и вооружение, оценить массу перевозимых грузов или
число пассажиров.
Летно-тактические требования определяют:
1)	максимальную скорость полета Vmaxi
2)	крейсерскую скорость полета VKp;
3)	потолок полета самолета /7Пот;
4)	минимальную скорость полета Vmm;
5)	скороподъемность самолета: наибольшую вертикальную
скорость время набора заданной высоты /Паб;
6)	дальность полета самолета L\
7)	маневренные характеристики самолета: радиус разворота
(виража) 7?виР, вертикальную и горизонтальную перегрузки nv
11 nY;
8)	взлетно-посадочные характеристики: скорость отрыва
самолета V0Tp, длину разбега Lp и длину взлетной дистанции
Ьвзл, посадочную скорость Удое, длину пробега Лпр и длину по-
садочной дистанции Лпос-
В процессе проектирования должны быть учтены следующие
технические требования:
23
1)	прочностные, определяющие уровни расчетных нагрузок и
запасов прочности и жесткости конструкции проектируемого са-
молета;
2)	эксплуатационные, определяющие условия эксплуатации
будущего самолета и направленные на обеспечение ее простоты
и удобства;
3)	технологические, направленные на обеспечение простоты
и дешевизны изготовления и ремонта самолета.
Летно-тактические и технические требования к самолету оп-
ределяют его геометрические и аэродинамические параметры,
тип и характеристики двигательной установки, соответствующие
достигнутому уровню развития науки и техники.
Специальные требования определяются спецификой назначе-
ния проектируемого самолета.
Способы выполнения поставленных заказчиком требований
могут быть различными. Они зависят от общего уровня разви-
тия техники. Например, чтобы обеспечить заданную максималь-
ную скорость полета, необходимо учитывать технические воз-
можности создания самолета с потребными аэродинамическими
параметрами и возможность установки на нем двигателей с не-
обходимыми хаоактеристиками. Требование получения большой
дальности полета может быть удовлетворено либо путем исполь-
зования большого запаса топлива, что утяжеляет самолет иде-
чпает его менее маневренным, либо путем получения высокого
-аэродинамического качества самолета или значительного улуч-
шения расходных характеристик двигательной установки, что
технически не всегда возможно.
В процессе проектирования выбирают наиболее рациональ-
ные пути выполнения выдвинутых заказчиком требований, кото-
рые зачастую оказываются противоречивыми. Подобные проти-
воречия характерны для любых создаваемых сооружений или
механизмов. Но в авиационных конструкциях, в которых одним
из основных требований является получение наименьшей массы,
они проявляются наиболее остро. Противоречивы, например,
требования удобств эксплуатации и требование обеспечения не-
обходимой прочности конструкции при неизменной ее массе, так
как постановка любого эксплуатационного лючка улучшает
условия обслуживания самолета, но уменьшает прочность его
конструкции.
Требование получения максимальной скорости полета дикту-
ет необходимость применения тонкого стреловидного крыла
большой удельной нагрузкой, а требование хороших взлетно-
посадочных характеристик — толстого нестреловидного крыла
с малой удельной нагрузкой.
Если противоречие не носит резкий характер и удовлетворе-
ние одному требованию не сильно ухудшает свойства, связан-
ные с другими требованиями, то предпочтение отдается этому
’24
требованию. Так, применение в самолетостроении потайной
клепки позволило существенно снизить аэродинамическое соп-
ротивление самолета при сравнительно небольшом усложнении
технологии его производства и ремонта и при незначительном
снижении прочности обшивки самолета.
Если противоречия носят антогонистический характер и
удовлетворение одному требованию резко противоречит другим,
то конструкторы идут по пути компромисса, т. е. удовлетворяют
первому требованию не полностью, а частично, соглашаясь при
этом и с некоторым ухудшением других свойств. Так, желание
летать со сверхзвуковой скоростью потребовало установки на
самолет очень мощных двигателей и нового дополнительного
оборудования, а это привело к увеличению массы самолета.
Поэтому современный сверхзвуковой самолет в несколько раз
тяжелее подобного самолета, летающего с дозвуковой ско-
ростью.
Создание самолета требует разумного компромиссного ре-
шения всех проблем, возникающих из-за противоречивости тре-
бований. Только такое решение будет наилучшим образом со-
ответствовать назначению самолета. И это надо учитывать при
разработке требований, предъявляемых к конкретному само-
лету.
§ 3. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ
Широкое использование огромного количества самолетов раз-
личного назначения, как в народном хозяйстве, так и для во
енных целей, делает необходимой классификацию самолетов по
различным признакам: по их назначению, по аэродинамической
схеме, по конструктивным и другим признакам.
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО НАЗНАЧЕНИЮ
Назначение самолета является основным признаком, отлича-
ющим самолеты. Уже упоминалось, что летно-тактические свой-
ства самолетов и их экономические характеристики определяют-
ся назначением самолетов, задачами, которые они выполняют.
Назначение самолета часто определяет конструкцию самолета,
его размеры и особенности.
По этому признаку различают военные и гражданские само-
леты.
Военные самолеты
Современные военные самолеты выполняют различные бое-
вые задачи. Самолеты используются в военно-воздушных силах
(ВВС), в авиации военно-морского флота (ВМФ) и противовоз-
душной обороны (ПВО).
25
Авиация ВВС включает:
а)	фронтовую (истребители, истребители-бомбардировщики,
фронтовые бомбардировщики-ракетоносцы, разведчики и др.);
б)	дальнюю (дальние ракетоносцы и бомбардировщики,
дальние разведчики к др.);
в)	военно-транспортную (десантно-транспортные самолеты
и др.).
Рис. 1.3. Бомбардировщик-ракетоносец
Авиация ВМФ включает:
а)	базовую (береговую), в которую входят ракетоносцы и
самолеты-разведчики;
б)	корабельную, в которую входят вертолеты ПЛО.
На службе ПВО состоят истребители-перехватчики различ-
ных типов.
Рис. 1.4. Самолет-перехват-
чик YF-12A
Самолеты-истребители (рис. 1.2) и истребители-бомбарди-
ровщики предназначены для уничтожения воздушных и назем-
ных целей противника. Они
обладают большими гори-
зонтальными и вертикаль-
ными скоростями полета,
большим потолком, высокой
маневренностью, мощным во-
оружением. Могут вести воз-
душные бои с самолетами
противника, успешно уничто-
жать их, эффективно
жать танки, живую
и другие наземные
врага.
(см. рис. 21, рис. 1.3)
пора-
силу
цели
пред-
Бомбардировщики-ракетоносцы
назначены для поражения целей в тылу противника. Бомбарди-
ровщики-ракетоносцы ВМФ действуют против морских целей
противника и их баз. Эти самолеты обладают большой грузо-
подъемностью, имеют большие размеры и полетную массу, мо-
гут совершать длительные полеты на дозвуковых и сверхзвуко-
вых скоростях, на больших и малых высотах.
26
Военно-транспортные самолеты предназначены для перево-
зок войск и боевой техники, десантирования (парашютного или
посадочного) войск и техники, вывоза раненых и выполнения
других функций.
Гражданские самолеты
Самолеты гражданской авиации предназначены для перевоз-
ки грузов, пассажиров, почты и выполнения различных народно-
хозяйственных задач. Различают пассажирские, грузовые, учеб-
ные самолеты и самолеты специального народнохозяйственного
назначения.
Рис. Пассажирские самолеты местных линий
Пассажирские самолеты разделяют на следующие классы:
1) межконтинентальные самолеты, с большой дальностью по-
лета до 12000 км и грузоподъемностью более 20 т (Ил-62,
Ту-114);
2) магистральные самолеты, которые обслуживают авиалинии
различных протяженностей:
а)	дальние магистральные самолеты, с дальностью полета до
6000 км и грузоподъемностью 12—15 т (Ил-76);
б)	магистральные самолеты, со средней дальностью полета
до 4000 км и грузоподъемностью 9—12 т (Ил-18, Ту-104, Ту-
154);
в)	магистральные самолеты, с малой дальностью до 1500 км,
и грузоподъемностью до 5 т (Ан-10, Ту-124, Ту-134);
3) пассажирские самолеты местных линий, с дальностью по-
лета до 1000 км и небольшой грузоподъемностью (Як-40, Ан-24.
Ан-14 «Пчелка», рис. 1.5, а; Бе-30, рис. 1.5, б).
Грузовые самолеты (рис. 1.6) служат для перевозки различ-
ных грузов и могут существенно отличаться по размерам и гру-
зоподъемности.
Основное требование к ним — экономическая эффек-
тивность.
27
Специализированные самолеты народнохозяйственного наз-
начения: сельскохозяйственные, санитарные, для охраны лесов
Рис. 1.6. Грузовой самолет
от пожаров и вредителей; ледовой, рыбной, зверовой разведки;
для аэрофотосъемочной работы и др.
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ
Аэродинамическая схема самолета характеризуется количе-
ством и взаимным расположением его несущих поверхностей:
Рис. 1. 7. Самолет нор-
мальной аэродинами-
ческой схемы:
/—крыло; 2—элерон; 3—
киль; 4—стабилизатор
крыла и оперения.
Современные самолеты выполняются по
трем аэродинамическим схемам: нормаль-
ной (классической), «утка» и «бес-
хвостка».
Самолеты нормальной или
классической схемы
Большинство современных самолетов
имеют эту аэродинамическую схему, кото-
рая характеризуется расположенйем гори
зонтального оперения за крылом (рис. 1.7).
Крыло такого самолета обтекается невоз-
мущенным потоком, а оперение находится
в худших условиях: поток, обтекающий его,
несколько «испорчен» крылом. Однако, не-
смотря на это, хвостовое оперение обеспе,-
чивает хорошую продольную устойчивость
самолета, упрощая управление им.
28
Самолеты схемы «утка»
В самолете схемы «утка» (рис. 1.8) горизонтальное опере-
ние расположено впереди крыла, на носовой части фюзеляжа, и
обтекается невозмущенным потоком. У самолетов этой схемы
несколько меньше отличаются характеристики устойчивости их
на дозвуковых- и сверхзвуковых скоростях полета, чем у самоле-
тов классической схемы. Однако у самолетов этой схемы ухуд-
шается путевая устойчивость, а носовое оперение оказывается
более нагруженным, чем хвостовое.
Рис. 1.8. Самолет схемы
«утка»:
/—стабилизатор;	2—кры
3—киль; 4—элерон
/—крыло;	2—киль;	3—элевон
(элерон + руль высоты)
Самолеты схемы «бесхвостка»
Самолеты этой схемы (рис. 1.9) не имеют горизонтального
оперения. Самолеты такой схемы обладают минимальным лобо-
вым сопротивлением, но требуют специальных мероприятий для
обеспечения необходимой в полете устойчивости и управляе-
мости.
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ
ПО КОНСТРУКТИВНЫМ И ДРУГИМ ПРИЗНАКАМ
Основными конструктивными признаками, по которым обыч-
но классифицируют самолеты, являются:
количество и расположение крыльев;
тип фюзеляжа;
тип применяемых двигателей, их расположение и число,
схема шасси, т. е. число и взаимное расположение опор.
29
Co
По расположению опор шасси
По типу взлетно-посадочных опор
трехопорный
(с задней^ спорой)
Трехопорный Двухопорный
(с передней опорой) (велосипедная)
		- т
EL	„ I	Лодка. Лодка колеса
Колма	лыжи (гидросамолет) (амфибия) Поплавки
								
_______________________по расположению двигателей_____________________________
На концах " I	~ I	В ножовом в хвостовом ~^^овойшпй1
размаха п°д крылом На пилонах отсеке отсеке ^яжаи^отсеке
В хвостовой
части по бортам
фюзеляжа
Рис. 10. Классификация самолетов по конструктивным признакам
По количеству крыльев самолеты подразделяют на монопла-
ны т. е. самолеты с одним крылом и бипланы, т. е. самолеты с
двумя крыльями, расположенными одно над другим. Моноплан
является в настоящее время основным типом самолета.
По расположению крыла относительно фюзеляжа различают
низкопланы, среднепланы и высокопланы. Низкоплан само-
лет с нижним расположением крыла относительно фюзеляжа
чаще используется для самолетов, где низкое расположение
крыла создает удобства для эксплуатации такого самолета, уп-
рощает его конструкцию (например, уменьшает высоту стоек
шасси и др.) Среднеплан — самолет, у которого крыло распо-
ложено примерно на середине высоты фюзеляжа. Высокоплан—
самолет, у которого крыло крепится к верхней части фюзеляжа.
Это обеспечивает наименьшую интерференцию между крылом и
фюзеляжем, упрощает размещение, погрузку и выгрузку у тран-
спортных самолетов, но усложняет обслуживание двигателей
при их расположении <на крыле.
Классификация самолетов по конструктивным признакам
приведена на рис. 1.10.
ГЛАВА 2
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ
Самолет в целом и его агрегаты в процессе эксплуатации
полете, при взлете, посадке, транспортировке и пр.) подвер
ются действию разнообразных нагрузок. Без знания этих ]
грузок невозможны оценка конструкции, ее проектирование, р
четы на прочность, а также грамотная эксплуатация.
§ 1. ВИДЫ СИЛ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА САМОЛЕТ
Разнообразные силы, действующие на самолет, различают
по характеру приложения на статические, неизменяющиес
течение длительного периода времени, и динамические, быс'
меняющиеся в процессе их действия на самолете;
по характеру распределения на сосредоточенные, прилож
ные на небольшом участке конструкции (точечно), распредел
ные по длине, поверхности и объему конструкции;
по величине и направлению.
Все силы, действующие на самолет, можно разделить на ,
категории: поверхностные и массовые.
Поверхностные силы могут быть распределенными и сосре
точенными. Это в основном аэродинамические силы (разре:
ния и давления). К этой категории относят также силу тяги д
гателя, силы реакции со стороны земли при посадке, взлете и
стоянке, а также силы взаимодействия отдельных частей са
лета*
К массовым силам относят силу тяжести и инерциош
силы. Они пропорциональны массе и распределены по вес
объему самолета.
В общем случае самолет под действием сил, приложенны
нему, движется с ускорением. Добавив по правилу Даламбер
действующим силам инерционные, можно для каждого моме
времени рассматривать нагружение самолета статическим, ]
котором выполняются условия равновесия: суммы всех сил и
ментов равны нулю.
32
Рис. 2. 1. Скоростные оси координат для
самолета
Рассматривая движение самолета, обычно для упрощения
заменяют все действующие силы их равнодействующими, прило-
женными в центре тяжести самолета, и моментами от их пере-
носа. Для расчета траектории
ляют в виде движущейся ма-
териальной точки, к которой
приложены силы и моменты,
учитываемые при рассмотре-
нии движения самолета от-
носительно центра тяжести.
Силы обычно расклады-
вают на три составляющих
в скоростной системе коор-
динат (рис. 2.1): X — по на-
правлению скорости движе-
ния самолета Ох; У — пер-
пендикулярно оси Ох в пло-
скости симметрии самолета;
Z —по оси Oz, перпендику-
лярной плоскости хОу.
Так как все силы, действующие на самолет, разделены на
две группы, то из условий равновесия очевидно, что равнодей-
ствующая одной группы сил (поверхностных) должна быть рав-
на и противоположно направлена равнодействующей второй
группы сил (массовых). В простейшем случае горизонтального
полета подъемная сила У уравновешивает вес самолета G, а си-
ла тяги Р — силу сопротивления X.
§ 2. НАГРУЗКИ ОТ НАГРЕВА САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ.
ПОНЯТИЕ ОБ АКУСТИЧЕСКИХ НАГРУЗКАХ
При полете на больших сверхзвуковых скоростях самолет
нагревается. Источниками тепла являются:
пограничный слой воздуха, который нагревается вследствие
торможения его частиц и трения в нем при больших скоростях
полета: так называемый аэродинамический нагрев самолета;
атмосферная и солнечная радиация, т. е. тепловое излучение
солнца и атмосферы;
горячие агрегаты самолета: его двигатель, оборудование
и пр.
Одновременно самолет охлаждается, рассеивая полученное
тепло за счет собственного излучения, если нет каких-либо спе-
циальных устройств для отвода тепла (рис. 2.2).
Чем больше скорость полета самолета, тем резче тормозят-
ся частицы воздуха в пограничном слое и тем больше нагрева-
ется конструкция самолета.
40 полетах на характерных для самолетов высотах (ниже
км) нагрев конструкции определяется аэродинамическим на-
2	2659	Qo
гревом и теплоотдачей самолета в атмосферу за счет собствен’
ного излучения. Тепло, выделяемое агрегатами, влияет лишь на
местные температуры. Например, двигатель влияет на нагрев
двигательного отсека конструкции.
Количество тепла Qi, передающееся от пограничного слоя
к конструкции — аэродинамический нагрев, — зависит от раз-
ности температур в пограничном слое воздуха вблизи обшивки
Рис. 2.2. Тепловой баланс самолета, летящего на больших
сверхзвуковых скоростях:
/ — солнечная радиация; 2 — конвективная теплоотдача из пограничного
слоя; 3—тепло от агрегатов; 4—излучение в атмосферу
7\ и в самой обшивке ТОб, от величины нагреваемой поверхнос-
ти самолета S и коэффициента конвективной теплоотдачи а.
Приближенно можно записать
Qi = aS(7\—ТОб) •
Температура в пограничном слое воздуха вблизи обшивки
зависит от скорости полета, точнее, от числа М=—, где V —
скорость полета, а а — скорость звука на высоте полета, а так-
же от температуры окружающего воздуха вблизи самолета То и
может быть подсчитана по формуле
Т = То( 1+0,174 М2).
Количество тепла, излучаемое конструкцией в атмосферу 0г,
зависит от ее температуры ТОб, площади поверхности S, коэф-
фициента излучения 8, характеризующего материал конструк-
ции, степени обработки поверхности и других факторов и при-
ближенно выражается формулой: Q2 = oeT^6 S, где о — постоян-
ная излучения абсолютно черного тела.
34
Установившейся температуре соответствует условие, когда
количество тепла, подводимого к конструкции, равно количест-
ву тепла, излучаемого ею в атмосфере, т. е. Qi—Q2=0.
У Из этого условия можно определить температуру в обшивке
в любом месте конструкции, т. е. установить картину распреде-
ления температур по конструкции. На рис. 2.3 приведены рас-
четные значения температур на поверхности самолета, летяще-
го на высоте Н = 38 км со скоростью, соответствующей М = 8.
Рис. 2.3. Расчетные значения установившихся температур
в различных точках на поверхности самолета при //=34 км
и М=8
При нагреве изменяются важнейшие характеристики проч-
ности авиационных материалов: временное сопротивление раз-
рыву ав и модуль упругости первого рода Е. Это уменьшает
способность конструкции сопротивляться разрушению под наг-
рузкой.
Дюралевые сплавы нельзя применять при температурах
больше 150—200° С. Титановые сплавы могут успешно приме-
няться до 250—300° С, что соответствует числам М = 2,5-4-3 н?1
высотах 15—30 км. При более высоких скоростях требуются
специальные жаропрочные сплавы, которые без специальной
тепловой защиты могут применяться до скоростей, соответст-
вующих числам М = 4ч-5.
Помимо ухудшения прочностных характеристик, при нагреве
конструкции ухудшаются характеристики ползучести материа-
лов и остаточные деформации возрастают быстрее.
При неравномерном нагреве в конструкции могут возникать
добавочные напряжения, называемые температурными, может
возникать коробление конструкции. Температурные напряжения
могут возникнуть и при равномерном нагреве, если материалы
конструкции различны и температурные расширения отдельных
ее частей неодинаковы.
Ь последние годы, в связи с увеличением сроков службы са-
необТ°В’ осо^енно транспортных и пассажирских, появилась
ходимость учета так называемых повторных нагрузок. Под
2*
35
повторными нагрузками подразумевают статические и динамиче-
ские нагрузки, не вызывающие сами по себе разрушения кон-
струкции, но повторяющиеся через определенный промежуток
времени и снижающие усталостную прочность конструкции.
Величина, характер и частота повторяемости этих нагрузок,
зависящие от скорости и высоты полета, состояния атмосферы,
характера полета, свойств самолета и других параметров, долж-
ны учитываться при проектировании конструкции самолета.
На современных самолетах в связи с увеличением мощности
двигательных установок и скоростей полета вырос уровень шу-
мов, создающих переменные нагрузки на конструкцию со зву-
ковыми частотами, называемые акустическими. Эти нагрузки
хотя и невелики, но повторяются в процессе эксплуатации сот-
ни миллионов раз и могут вызывать усталостные разрушений
отдельных элементов конструкции.	f
Акустические шумы снижают также комфортабельность пас-
сажирского салона и кабины экипажа и необходимы специаль-
ные конструктивные мероприятия для снижения их уровня.
§ 3. ПОНЯТИЕ О ПЕРЕГРУЗКЕ
Нагрузки, действующие на самолет, очень разнообразны.
Различны они по величине, распределению и характеру их при-
ложения. В горизонтальном полете на самолет действуют в ос-
новном распределенные аэродинамические и массовые силы.
При маневрах самолета изменяются характер распределения и
величина этих сил, так как для совершения маневра необходимо
создать дополнительную силу, а сопутствующие маневрам уско-
рения вызывают появление дополнительных инерционных сил.
При взлете и посадке действуют динамические нагрузки, прило-
женные к шасси самолета. В каждом случае наиболее напря-
женно работает та или иная часть конструкции.
В самолетостроении часто используют понятие о перегруз-
ке, т. е. нагрузке, кратной силе тяжести самолета. Умножая
вес самолета на значение перегрузки, легко сразу определить
значения действующих на самолет сил.
Перегрузкой п называется отношение величины равнодейст-
вующей поверхности сил, действующих на самолет (рис. 2.4),
к его силе тяжести:
в полете
— ^аэр +• ?
П =-------,
G
при посадке
— ^аэр + Rm + Р
П=-------------.
36
Для агрегатов, расположенных внутри самолета, поверхност-
ными являются силы, передающиеся на агрегат через узлы
крепления, а перегрузкой, действующей на агрегат, называют
отношение этих сил к силе тяжести агрегата. Перегрузка явля-
ется векторной величиной, т. е. характеризуется не только вели-
чиной, но и направлением. Обычно рассматривают ее проекции
Рис. 2. 4. Силы, действующие на самолет при по-
лете и посадке
на оси скоростной системы координат: пу, пх и nz соответствен-
но в направлениях подъемной силы, лобового сопротивления и
'боковом, перпендикулярном плоскости хОу.
Полная перегрузка в центре тяжести самолета в этом слу-
чае численно будет равна п =
Приближенно можно считать, что при полете нормальная пе-
Y
регрузка создается только подъемной силой самолета пц = — ,
G
тангенциальная или продольная перегрузка — разницей между
силой тяги двигательной установки и силой аэродинамического
р _____________________________ Q
сопротивления самолета пх = —боковая перегрузка — бо-
ковой аэродинамической силой nz = — .
G
37
В горизонтальном прямолинейном полете с постоянной ско«
ростью (рис. 2.5) Y=O, P^Q и Z = 0, т. е. /гу = -^-=1, пх=
Р — Q г\	Z
—------ = 0 и п=— = 0.
G	z G
Для получения криволинейной траектории полета необходи-
мо создать либо дополнительную подъемную силу (для искрив-
ления траектории в вертикальной плоскости), либо дополни-
тельную боковую силу (для искривления траектории в гори-
Рис. 2. 5. Силы, действующие на самолет в горизон-
тальном полете
зонтальной плоскости). В последнем случае чаще всего
используют боковую проекцию подъемной силы крыла, для чего
самолет предварительно накреняется.
Дополнительная сила численно должна быть равна инерци-
онной силе [кгс], стремящейся сохранить прямолинейное дви-
жение самолета; —где т — масса самолета, V — скорость
полета, R — радиус кривизны траектории.
Если самолет совершает криволинейный полет в вертикаль-
ной плоскости (рис. 2.6), то, считая угол атаки а малым по
сравнению с углом наклона траектории 6 и углом тангажа О,
получим X = G cos	» тогда перегрузка ny=cos
(при этом масса т [кг] численно равна силе G [кгс]).
При маневре с постоянным радиусом кривизны и постоянной
скоростью значение пу достигает максимума!пу = 1-|-)в ниж-
\	gR /
ней точке траектории, где 9 =0, т. е. cos 0 = 1.
При входе в пикирование с горизонтального полета траекто-
рия искривляется вниз отрицательной подъемной силой крыла,
в связи с чем перегрузка пу=---— — также отрицательна.
38
При криволинейном полете в горизонтальной плоскости (рис.
2 7) cos y=G и К sin у = ^-^. Откуда пу=— = —!— , а ра-
7	gR	G cos у
г» У2
диус разворота R=--------
Если при этом разворот осуществляется на угол 360°, то он
называется виражем. Вираж с постоянной скоростью, с постоян-
ным углом крена у, без
скольжения и потери высо-
ты называется правильным
установившимся. При таком
вираже перегрузка пх = 0,
так как скорость постоянна,
п2 = 0, так как отсутствует
1
скольжение, и
Таким образом,
в направлении
— *
cos Y
перегрузка
подъемной
силы определяется при ви-
раже только величиной кре-
на у, который однозначно
определяет и радиус вира-
жа R при заданной скорости
полета.
При полете самолета
иногда возникают значи-
тельные перегрузки, вызван-
ные перемещениями масс
воздуха в атмосфере.
Рис. 2. 6. Силы, действующие на самолет
при криволинейном полете в вертикаль-
ной плоскости
Относительно горизон-
тально летящего самолета
потоки воздуха можно ус-
ловно разделить на верти-
кальные (восходящие и нис-
ходящие) и горизонтальные
Наибольшие по абсолютной
тикальные потоки.
(встречные, попутные и боковые),
величине перегрузки вызывают вер-
Эти перегрузки называют перегрузками самолета при поле-
те в неспокойном воздухе («болтаночными»).
При входе самолета, летящего со скоростью V, в восходя-
щий поток, движущийся с вертикальной скоростью и (рис.
2-8, а), угол атаки, под которым встречный поток воздуха обте-
кает крыло, увеличивается на
да = -^- (рис. 2.8, б). Это увели-
чение угла атаки вызывает увеличение подъемной силы, созда-
ваемой крылом. Коэффициент подъемной силы увеличивается на
39
&су = — Су, где с* характеризует увеличение коэффициента
V	у
подъемной силы су при изменении угла атаки а на 1 рад.
Подъемная сила крыла при этом равна ¥ = ¥ц-\-слу-^
где Уо — подъемная сила крыла в горизонтальном полете до
входа самолета в поток. Перегрузка в направлении подъёмной
силы тоже возрастает ^y=\-\-cay — ^SK?. (Здесь G [кгс],
-кгс‘с2--1. В дальнейшем все силы выражаем в кгс). Прирост
I м4 J
Рис. 2.7. Силы, действующие на са-
молет при криволинейном полете
в горизонтальной плоскости
перегрузки зависит от скорости вертикального порыва и, ог
скорости полета самолета V, от высоты полета (от плотности
воздуха р) и от нагрузки на квадратный метр крыла р= —
•^кр
Максимальные значения перегрузок при полете в неспокой-
ном воздухе могут достигать 3—4, особенно при полетах на ма-
лых высотах с большими дозвуковыми скоростями.
Перегрузки в направлении подъемной силы пу теоретически
определяются величиной подъемной силы, которую может соз-
дать крыло самолета. Поэтому максимальную располагаемую
Су расп
перегрузку можно определить отношением Яурасп =------> где
Су г.II
^урасп — располагаемое значение коэффициента подъемной си-
лы в полете, а с^г.п — значение коэффициента подъемной силы
в горизонтальном полете на той же высоте и с той же ско-
ростью.
40
Располагаемые значения сУРасп теоретически ограничены ве-
личиной су max самолета, определяемой его аэродинамическими
характеристиками. Однако в реальных условиях полета на кры-
ле при больших углах атаки появляются местные, чаще всего
концевые срывы потока, сопровождающиеся тряской, а также
потерей продольной устойчивости, что мешает достигнуть углов
атаКИ, СООТВеТСТВуЮЩИХ Су max-
Значения коэффициента подъемной силы, при которых начи-
нается тряска, принято обозначать СуД0П. Эту величину не раз-
"Hlttlltlttllll а)

Рис. 2.8. Приращение угла атаки крыла при входе самолета в восхо-
дящий поток воздуха:
а—вход в поток; б—появление дополнительного угла атаки Аа
решается превышать в процессе эксплуатации самолета. Значе-
ния доп, а также принятое в расчете на прочность максималь-
ное эксплуатационное значение перегрузки п^ах определяют до-
пустимые в полете значения перегрузок. На рис. 2.9 приведена
типовая зависимость допустимой перегрузки от скорости полета
и высоты для самолета истребительного типа.
С увеличением скорости полета располагаемая величина
перегрузки возрастает, так как с увеличением скорости полета
Гуг.п уменьшается более интенсивно, чем су доп. В околозвуко-
вой зоне допустимые значения коэффициента подъемной силы
€удоп несколько снижаются из-за влияния сжимаемости возду-
ха на аэродинамические характеристики, но затем снова начи-
нают расти. Однако при полете на сверхзвуковых скоростях
большие значения перегрузок получить трудно вследствие роста
продольной статической устойчивости и уменьшения эффектив-
ности продольного управления самолетом. Это приводит к не-
возможности сбалансировать самолет на необходимых углах
атаки даже с помощью управляемого стабилизатора. Ограниче-
ние по условиям балансировки показано на рис. 2.9 пунктиром.
Перегрузки, на небольших высотах, при достаточно больших
41
скоростях ограничиваются величиной максимальной эксплуата-
ционной перегрузки /г^ах, определяющей прочность самолета.
Максимальные располагаемые значения перегрузок на ма-
лых скоростях полета невелики, а при V= Vmm они не могут пре-
вышать 1. На больших скоростях полета и малых высотах рас-
полагаемые максимальные перегрузки могут быть весьма значи-
тельными (пу= 10 и более), но, как было сказано, величина их
ограничивается прочностью конструкции самолета /z^max. С рос-
том высоты полета располагаемые перегрузки уменьшаются, что
О	0,5	1,0	1,5 м
Рис. 2.9. Зависимость допускаемых
значений вертикальной перегрузки
пу доп от числа М и высоты полета
в значительной мере ограничи-
вает располагаемую маневрен-
ность самолета.
Помимо прочностных огра-
ничений предельные значения
перегрузок ограничивают фи-
зиологические возможности че-
ловека переносить перегрузки.
Человеческий организм по-раз-
ному переносит перегрузки,
действующие в различных на-
правлениях. Лучше всего чело-
век переносит перегрузки в на-
правлении грудь—спина или
спина—грудь (п~12), хуже
в направлении голова—ноги
(п»6), и совсем плохо в на-
правлении «ноги—голова» (п«
~3), так как при этом кровь
приливает к голове и вызывает
быструю потерю сознания.
зависит от
кратковременны, то
Величина переносимых человеком перегрузок
времени их воздействия. Если перегрузки
допустимая величина их значительно увеличивается.
Большие перегрузки создают большие нагрузки на конструк-
цию самолета и поэтому для обеспечения возможности создания
таких перегрузок в полете необходимо усиливать конструкцию
самолета, увеличивая ее вес.
Все эти обстоятельства заставляют особенно внимательно
определять допустимые максимальные значения перегрузок,
действующих на самолет.
У маневренных самолетов допустимые предельные перегруз-
ки должны быть больше, чем у неманевренных самолетов, так
как от величины перегрузки зависят маневренные свойства са-
молета, например, радиус виража и пр.
Используя понятие о перегрузке, легко определить нагруз-
ки, действующие на самолет и его агрегаты. Если известны зна-
чения перегрузок, то достаточно умножить их величины на вес
42
самолета, чтобы получить значения нагрузок (поверхностных
сил), действующих на самолет в направлении действующих
перегрузок.
§4. НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ
При проектировании самолета, как и любого строительного
сооружения, необходимо задать нагрузки, на которые он дол-
жен рассчитываться. Если задать излишне большие нагрузки,
то это приведет к значительному перетяжелению самолета, к
увеличению его полетной массы и стоимости. Если же задать
слишком малые расчетные нагрузки, которые при эксплуатации
будут часто превышаться, то это приведет к появлению оста-
точных деформаций или даже к разрушению самолета.
Назначение расчетных нагрузок — дело очень ответствен-
ное, так как нагрузки, действующие на самолет и его агрегаты,
сложны и разнообразны. Поэтому в самолетостроении нагрузки
для проектирующихся самолетов задаются специально разрабо-
танными нормативами, называемыми нормами прочности.
Нормы прочности составляются на основе учета опыта про-
ектирования, постройки и эксплуатации самолета, организован-
ного в общегосударственном масштабе, и на основе непрерывно
ведущейся научно-исследовательской работы. По мере развития
авиационной науки и техники непрерывно совершенствуются и
обновляются нормы прочности.
Нормы прочности задают общий уровень (норму) прочности
самолетов, нагружение основных его частей и агрегатов (кры-
ла, оперения, фюзеляжа, шасси, органов управления и т. д.) и
условия проверки их прочности в лабораториях.
Общий уровень прочности задается с помощью максималь-
но допустимых в эксплуатации положительной п*па* и отрица-
тельной и^1п перегрузок и с помощью максимально допустимо-
го скоростного напора <7тах =
Эти параметры задаются для отдельных расчетных случаев,
отражающих наиболее тяжелые по нагружению различных ча-
ст ей агрегатов самолета режимы полета, маневра, посадки и
взлета.
1.	Перегрузки ftfnax и /д^1п задаются нормами прочности в
зависимости от потребной маневренности самолета, которая оп-
ределяется его назначением и рядом тактико-технических тре-
бований
В зависимости от степени потребной маневренности все са-
молеты делят на три класса.
Класс А — маневренные самолеты, к которым относятся са-
молеты, совершающие резкие маневры, например, истребители
\ шах ^)•
43
Класс Б — ограниченно маневренные самолеты, которые со-
вершают маневры в основном из горизонтального полета
Класс В неманевренные самолеты, не совершающие
сколь-нибудь резкого маневра (Яп1ах = 2-^3).
Транспортные и пассажирские самолеты относятся к классу
В, бомбардировщики к классу Б или В. Истребители относятся
к классу А.
Значения максимальных перегрузок самолетов, относящихся
к классу А и Б, определяются условиями маневра (например,
выход из пикирования, вход в пикирование и т. п.). У самоле-
тов класса В максимальными являются перегрузки при полете
в неспокойном воздухе.
2.	Предельно допустимый для данного самолета скоростной
напор #тах принимается при проектировании для каждого типа
самолетов. Посредством ^тах по нормам прочности задаются на-
грузки на крыло, оперение, фюзеляж.
В полете предельно допустимый скоростной напор ^тах огра-
ничивается задаваемой летчику в инструкции предельно допус-
тимой Приборной скоростью Кпред.
3.	При эксплуатационных перегрузках и соответствующих им
нагрузках, как максимально допустимых в эксплуатации, само-
лет не только не должен разрушиться, ио и не должен получать
остаточных деформаций. Следовательно, разрушающие нагруз-
ки должны быть больше эксплуатационных.
Расчет самолета на прочность производится по разрушаю-
щим нагрузкам, поэтому их называют также расчетными.
Число, показывающее во сколько раз расчетные нагрузки
больше эксплуатационных, называется коэффициентом безопас-
НОСТИ / = Р/Ртах = «/П.пах.
Чем больше коэффициент безопасности, тем надежнее кон-
струкция, но тем больше ее полетная масса, поэтому в самоле-
тостроении используют минимальные значения коэффициента
безопасности. Минимальное значение коэффициента безопасно-
сти определяется отношением временного сопротивления мате-
риала конструкции сгв к пределу пропорциональности аПц fmin=
= <7в/сПц. В этом случае исключается возможность возникновения
остаточных деформаций в процессе эксплуатации самолета.
Для большинства материалов, из которых изготовляют сило-
вые элементы самолетов, это отношение равно 1,2—1,5 (для ста-
ли ЗОХГСА о'в/сПц=1,4, для дюралюминия Д16 сгв/сгПц= 1,6). В со-
ответствии с этим задаваемый нормами прочности коэффициент
безопасности изменяется в пределах 1,5—2,0. Для нагрузок, ча-
сто повторяющихся и действующих продолжительное время, за-
дают большие значения коэффициента безопасности, а для ред-
ко повторяющихся и действующих кратковременно нагрузок —
минимальные значения этого коэффициента.
44
Нормы прочности задают основные случаи нагружения са-
молетов, которые представляют собой однозначно заданные пре-
дельные режимы полета или посадки. В каждом из этих случа-
ев задается величина нагрузки, ее направление и распределе-
ние. Прочность каждой части самолета проверяется для нес-
кольких случаев, чтобы выявить наиболее тяжелые условия на-
гружения всех их основных элементов.
Основные полетные случаи нагружения называются А, А',
В, С, D, D' посадочные Е, С, Е' и др.
Полетные случаи нагружения задаются посредством задания
двух из трех величин: п, q и су, а третья определяется из фор-
мулы
устанавливающей связь между этими величинами. В табл. 2.1
приведены некоторые расчетные случаи нагружения самолета в
полете.
Таблица 2.1
Расчетный случай	Характеристика полета	п	У	СУ
А	Криволинейный по- лет, соответствующий выходу самолета из пикирования или поле- ту в неспокойном воз- духе (для тяжелых са- молетов)	пэ пшах		£*/тах
А'	Криволинейный полет, соответствующий нача- лу выхода самолета из пикирования	пэ шах	#тах	
В	Маневр самолета с отклоненными	элеро- нами	0.5<ах	#тах	—
С	Отвесное пикирование самолета	—	<7тах	—
D	Вход самолета в пики- рование	nmin= 0>5птах	—	£^mln
D’	Полет на отрицатель- ном угле атаки и с боль- шой скоростью	«тШ=- °>5лтах	*7тах	—
Возможные траектории полета для рассмотренных расчет-
ных случаев изображены на рис. 2.10.
Для часто повторяющихся в полете случаев нагружения,
Действующих длительное время (например, случаи В и др.),
45
нормами устанавливается значение коэффициента безопасности
7=2.
Для редко повторяющихся и кратковременно действующих
нагрузок (случаи A, D и D') f= 1,5.
Посадочные случаи нагружения самолета и их нормирова-
ние будет рассмотрено в разделе «Взлетно-посадочные устрой-
ства».
Траектория
Случай D
Случай А
Случай
D
Случай А
G
Случай С
тра-
Рис. 2. 10. Возможные
ектории полета для различ-
ных расчетных случаев
а
Нормы прочности устанавливают
также допустимые значения упругих
деформаций конструкции, ее жесткости
и других параметров.
Нормы прочности позволяют легко
определить расчетные нагрузки и оце-
нить прочность конструкции самолета
и его частей.
Самым надежным способом конт-
роля расчетов на прочность являются
испытания конструкции на прочность
в лабораторных условиях, называемые
статическими испытаниями самолета
на прочность. Испытаниям подвер-
гается один из самолетов опытной се-
рии. При испытаниях к самолету при-
кладываются последовательно возра-
стающие нагрузки до разрушения са-
молета. Цель испытаний состоит
в том, чтобы найти фактические раз-
рушающие нагрузки и сравнить их
с расчетными. Если самолет разру-
шился при нагрузках меньше расчет-
ных, значит, его прочность недоста-
точна, если при нагрузках больше
расчетных — значит, он перетяжелен.
Большое расхождение между фактиче-
скими и расчетными разрушающими
нагрузками недопустимо.
46
Одновременно при испытаниях проверяется отсутствие оста-
точных деформаций при эксплуатационных нагрузках, замеря-
ются деформации и распределение усилий по отдельным элемен-
там конструкции.
В процессе серийного производства проводятся контрольные
испытания, чтобы выяснить, не уменьшилась ли прочность само-
лета в результате некоторых изменений технологии производ-
ства и конструкции, которые обычно всегда вносятся в процес-
се производства самолета.
Кроме статических испытаний, самолет подвергается и дина-
мическим испытаниям. Самолет в целом или отдельные его де-
тали проходят лабораторные испытания на усталость.
Большой круг вопросов, связанных с фактической проч-
ностью конструкции самолета, выясняется в процессе летных ис-
пытаний, завершающих цикл мероприятий по оценке пригодно-
сти самолета к эксплуатации и соответствия его тактико-техни-
ческих данных заданным.
§ 5. ОГРАНИЧЕНИЯ ЛЕТНЫХ СВОЙСТВ САМОЛЕТОВ
ПО УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ
Скорости установившегося горизонтального полета самоле-
та на заданной высоте определяются равенством потребных и
располагаемых тяг (кривая 1
на рис. 2.11). Однако для
ряда самолетов скорости,
соответствующие полету с
использованием максималь-
ной тяги двигателей, оказы-
ваются недопустимыми, так
как разрешенные скорости
полета ограничиваются по
тем’ или иным соображе-
ниям.
Ограничения скоростей
полета вводятся в соответст-
вии с условиями статической
и динамической прочности
самолета и двигателя, ус-
тойчивости, управляемости
и балансировки самолета.
Необходимо также учиты-
ватывибрации, тряску, само-
колебания и пр.
К ограничениям по ста
тической прочности относят-
ся ограничения по условиям
полета в неспокойном воз-
Рис. 2. 11. Скорости установившегося
горизонтального полета и их ограниче-
ния:
/—ограничение из условия равенства потреб-
ных и располагаемых тяг; 2—ограничение ско-
рости по недопустимым перегрукам при полете
в неспокойном воздухе; 3—ограничение скоро-
сти по максимально допустимому скоростному
напору <7тах; 4—ограничение скорости по не-
допустимому нагреву конструкции самолета;
5—ограничение по числу М полета; 6—ограни-
чение по су доп
47
духе и по предельному скоростному напору. Ограничения по
числам М вводят из условий сохранения приемлемых характе-
ристик устойчивости и управляемости и по аэродинамическому
нагреву конструкции.
1.	Из условий полета в неспокойном воздухе ограничиваются
максимально допустимые скорости у неманевренных, а иногда и
у ограниченно маневренных самолетов, имеющих малые значе-
ния допускаемой эксплуатационной перегрузки п^ах. Эти огра-
ничения показаны на рис. 2.11 (кривая 2).
2.	Скоростной напор определяет нагрузки, действующие на
самолет и его части. От скоростного напора зависят /г^ах, на"
грузки крыла, оперения, фюзеляжа и все аэродинамические
поверхностные силы, действующие на внешнюю поверхность
самолета. Значение предельно допустимого скоростного напора
устанавливается при проектировании самолета из условия увяз-
ки противоречивых требований максимальной скорости и мини-
мального веса самолета при обеспечении необходимой прочно-
сти его конструкции. В настоящее время для истребителей мак-
симально допустимый скоростной напор принимается равным
примерно 8000—10 000 кгс/м2. У транспортных и пассажирских
самолетов grmax = 20004-3000 кгс/м2.
С совершенствованием конструкции и применением высоко-
прочных материалов предельное значение ^тах увеличивается.
По заданному значению ^тах можно построить кривую зависи-
мости предельных скоростей самолета от высоты (кривая 3).
3.	Максимально допустимое число полета Мпред определяется
из условия сохранения самолетом на этой скорости приемлемых
характеристик устойчивости и управляемости (отсутствием «за-
тягивания» в пикирование, сохранением путевой устойчивости и
др.), а также необходимых условий для безотказной работы
двигателя, входное устройство и компрессор которого рассчиты-
ваются на нормальные условия работы до определенного числа
М. Ограничение по числу М полета показано на рис. 2.11 (кри-
вая 5).
Наряду с этим *с увеличением числа М полета возрастает
нагрев самолета. При расчете самолета на прочность зада-
ются конкретными механическими свойствами материалов. Эти
механические свойства определяют предельную температуру, до
которой может нагреваться конструкция самолета без ущерба
для ее прочности. Эта температура и определяет соответствую-
щие ей предельные числа М полета по высотам (кривая 4). На
больших высотах, как правило, устанавливается общее ограни-
чение по Мпред.
У самолетов, летающих с большими скоростями, могут быть
дополнительные ограничения, связанные с возникновениями не-
желательных самоколебаний самолета или его частей, называе-
мых флаттером, которые приводят к разрушению самолета при
48
превышении им определенной скорости, называемой критиче-
ской скоростью флаттера.
Иногда скорость полета самолета ограничивается возникно-
вением в полете тряски и вибраций, резко снижающих динами-
ческую прочность конструкции самолета.
Рассмотренные выше ограничения относятся к общей проч-
ности самолета. Кроме того, могут быть ограничения, связанные
с местной прочностью конструкции. Например, ограничиваются
скорости, при которых можно выпускать щитки, закрылки, шас-
си, скорости, при которых можно летать с подвесными бака-
ми и пр.
ГЛАВА 3
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ
К АВИАЦИОННЫМ КОНСТРУКЦИЯМ
И МАТЕРИАЛАМ
§ 1.	ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ
К КАРКАСНОЙ ГРУППЕ
Каркасная группа самолета, состоящая из крыла с элерона-
ми и средствами механизации, оперения и фюзеляжа, является
несущей основой конструкции самолета.
Для правильного выбора тех или иных форм (размеров) и
типов авиационных конструкций, использованных в любом из
проектируемых или изготовленных самолетов, необходимо учи-
тывать влияние многих факторов (целевого назначения конст-
рукции, действующих на нее нагрузок и др.) и сформулировать
требования, предъявляемые к данной конструкции.
К авиационным конструкциям предъявляют следующие об-
щие требования:
1)	уменьшение аэродинамического сопротивления;
2)	обеспечение достаточной прочности и жесткости;
3)	уменьшение массы конструкции;
4)	технологичность изготовления конструкции;
5)	удобство эксплуатации и ремонта;
6)	обеспечение высокой боевой живучести и эксплуатацион-
ной надежности.
Уменьшение аэродинамического сопротивления. Внешние
формы самолета (планера) определяются в основном скоростью
его полета и назначением. Они должны быть такими, чтобы
самолет имел возможно малое сопротивление, способствующее
получению заданных летных свойств при меньших тяговоору-
женности, запасе топлива и, следовательно, массе самолета (тя-
говооруженностью называют отношение тяги двигателя к массе
Р .
самолета----).
т
Для большинства современных самолетов характерны впол-
не определенные внешние формы.
Важное значение имеют формы профилей крыла и оперения,
их относительная толщина, удлинение крыла, его форма, интер-
ференция с другими частями самолета, а также размеры, фор-
ма и удлинение фюзеляжа.
50
Особое внимание следует уделять качеству поверхности
точности обводов аэродинамических поверхностей.
Аэродинамические поверхности скоростных самолетов долж-
ны иметь минимальную высоту неровностей, так как наличие
неровностей приводит к значительному увеличению аэродинами-
ческого сопротивления из-за сокращения области ламинарного
обтекания поверхности.
Заклепочный шов на внешней поверхности при неровности
100 мкм может стать источником срыва и завихрения потока.
Поэтому на производстве предъявляют жесткие требования к
точности обводов аэродинамических поверхностей каркасной
группы и тщательности клепки. Например, у нервюр крыла при
использовании методов точной штамповки допускают отклоне-
ние не более 0,5 мм по поточному контуру на длине 1500—
3000 мм.
Сохранение в полете расчетных внешних форм частей кар-
касной группы (отсутствие прогибов и выпучивания обшивки)
обеспечивается достаточной местной и общей жесткостью кон-
струкции. Сохранению внешней отделки поверхностей также
придается большое внимание при эксплуатации самолета.
Для уменьшения сопротивления от перетекания воздуха во
внутренние части каркаса через стыки отсеков фюзеляжа, кры-
ла, лючки применяют тщательную подгонку частей, проклады-
вают уплотнительные жгуты.
Обеспечение достаточной прочности и жесткости. Надежная
и продолжительная работа каркасной группы определяется ее
прочностью и жесткостью: конструкция не должна разрушаться
при действии нагрузок меньших расчетных; она должна проти-
востоять деформированию и не иметь остаточных деформаций,
превосходящих допустимые значения; при действии повторных и
динамических нагрузок в элементах конструкции не должно
быть повреждений.
Первые два требования конструкторы самолетов удовлетво-
ряют правильным выбором расчетных нагрузок, схем конструк-
ций, видов испытаний. Выполнение третьего требования — одна
из важнейших проблем при проектировании, изготовлении и экс-
плуатации конструкции. Дело в том, что показатели усталостной
прочности авиационных материалов в 1,5—2,5 раза меньше их
статических показателей и весьма различны у всех материалов.
Усталостные разрушения в конструкции накапливаются по-
степенно; и этот процесс, начинаясь образованием трещин, их
распространением, заканчивается обычно полным разрушением
конструкции. Характерные места образования трещин: стыки и
соединения частей, узлы крепления крыла, киля, навески рулей,
края отверстий (окна, лючки и др.).
Задача обеспечения необходимой усталостной прочности кон-
струкции чрезвычайно сложна и ответственна, поэтому исполь-
3УЮт различные конструктивные и технологические приемы по-
51
вышения усталостной прочности авиационных конструкций.
Наиболее эффективными приемами являются: выбор материа-
лов с малой скоростью распространения трещин, снижение
уровня расчетных напряжений, применение форм деталей и тех-
нологических процессов, обеспечивающих уменьшение концепт-
раций напряжений.
Одним из приемов также является создание так называемых
конструкций «повышенной живучести» или «безопасного разру-
шения», которые не выходят из строя благодаря остаточной
Рис. 3. 1. Схемы конструкции с
ограничителями трещин
прочности при появлении местного усталостного разрушения
(трещин) в силовых элементах. Некоторые простейшие конст-
руктивные приемы по ограничению усталостных повреждений
представлены ниже. К ним относятся:
разделение нижней панели крыла на продольные полосы
(рис. 3.1, а), благодаря которому трещина, образовавшаяся в
одной полосе, распространяется только в ней;
разделение стенки лонжерона крыла на продольные и попе-
речные полосы (рис. 3.1, б). Трещина остается в той части, где
образовалась.
Применение клееклепаных конструкций (например, на само-
лете Як-40) также способствует увеличению выносливости, так
как склейка уменьшает концентрацию напряжения у заклепок
и задерживает распространение трещин.
Рассмотрим работу этих соединений.
В заклепочном соединении передача сил от листа на стрин-
гер происходит через заклепку (рис. 3.2, а), при этом и в листе,
и в профиле напряжения о возрастают как из-за ослабления се-
чения отверстием под заклепку, так и в результате возникнове-
ния концентрации напряжений у края отверстия.
52
Клеевое соединение надежнее не только из-за отсутствия
сверления в материале листа и профиля, но и вследствие более
равномерной передачи сил через всю площадь клеевой пленки
(рис. 3.2, б).
Следовательно, в клееклепаном соединении (рис. 3.2, в)
благодаря склейке можно значительно уменьшить число закле-
пок — концентраторов напряжений, а следовательно, сократить
площадь сечения, ослабленного отверстиями под заклепки.
Рис. 3. 2. Виды соединений:
а—заклепочное; б—клеевое; в—клееклепаное
Развитием соединения лист — профиль является монолит-
ная конструкция, в которой лист и профиль составляют одно
целое.
Для повышения усталостной прочности применяют дублиро-
вание отдельных силовых элементов конструкции. Например,,
сдваивают стенки лонжерона и панели, устанавливают титано-
вые прокладки 1 (рис. 3.3) в местах стыка обшивки с силовы-
ми элементами (например, усиленным шпангоутом 2 или стрин-
гером 3).
Уменьшение массы конструкции. При выборе типа конструк-
ции для каркасной группы следует особо учитывать требование
наименьшей массы при достаточной прочности конструкции.
Чрезмерное повышение прочности конструкции влечет за собой
Перетяжеление самолета, а это снижает его полезную нагрузку
53
и ухудшает летно-технические свойства, т. е. нарушает ряд
требований, предъявляемых к самолету. Требованию наимень-
шей массы отвечают тонкостенные конструкции и подкреплен-
ные оболочки.
Рис. 3. 3. Типовые стыки листов обшивки на силовых элементах каркаса:
/—прокладка титановая; 2—шпангоут; 3—усиленный стрингер
Масса каркасной группы определяется:
1)	уровнем «расчетных напряжений, запасом прочности;
2)	силовой схемой конструкции;
3)	применяемыми материалами.
В основном масса каркасной группы определяется ее проч-
ностью. Умелый выбор минимальных гарантированных запа-
сов прочности может явиться эффективным средством облегче-
ния конструкции. Точное определение массы агрегатов каркас-
ной группы при расчете самолета также способствует получению
более легкой конструкции.
Снижению массы конструкции планера самолета может спо-
собствовать квалифицированное проектирование силовой схемы
каждого агрегата, в которой
предусмотрены кратчайшие
пути передачи нагрузок по
его элементам и исключены
н ер а ботающи е э л ем е нты.
Оптимальные формы сече-
ний конструктивных элемен-
тов, соответствующих опре-
деленному виду нагруже-
ния (изгиб, кручение, сжа-
тие) показаны на рис. 3.4.
Рациональный выбор
Рис. 3.4. Целесообразные сечения эле-
ментов при различных нагружениях
внешних форм и параметров
частей каркасной группы также ведет к снижению массы кон-
струкции. При этом следует учитывать, что массы частей пла-
нера самолета взаимосвязаны. Так, размеры оперения влияют
не только на собственную массу, но и на массу фюзеляжа, хво-
стовая часть которого нагружается оперением и действующими
на него силами. Площадь оперения находится в определенном
соотношении с площадью крыла и зависит от его аэродинамиче-
ской компоновки. Обеспечение нормальной устойчивости и уп-
54
равляемости самолета с помощью минимальной площади опе-
рения также способствует созданию легкой конструкции.
Р К снижению массы приводит также наиболее полное исполь-
зование прочностных свойств материала: выбор соответствую-
щих форм и методов обработки деталей, видов нагружений (на-
пример, снижение концентрации напряжений в галтелях, в от-
верстиях путем снятия фасок, замены сжатия — растяжением
и т. д.).
На массу конструкции влияет технология изготовления час-
тей каркасной группы.
Рис. 3. 5. Образцы рам лонжерона центроплана, изго-
товленные разными способами:
—цельноштампованная; б—сборная (клепаная)
Большой выигрыш в массе получается от применения моно-
литных конструкций. Масса таких конструкций уменьшается в
два и более раза по сравнению с массой заклепочных или бол-
товых соединений.
Монолитными называют конструкции, изготовленные из одно-
го цельного куска материала. Например, лонжероны, цельно-
штампованные балки, прессованные или штампованные панели
крыла, фюзеляжа и т. д.
Применение таких конструкций, кроме большой экономии
массы, позволяет упростить изготовление и сборку, увеличить
жесткость по сравнению с многодетальными -конструкциями, со-
стоящими из отдельных последовательно соединенных звеньев.
На рис. 3.5 показаны рамы лонжерона центроплана самолета,
которые были изготовлены двумя способами.
На рис. 3.5, а показана рама массой 118 кг, изготовленная
ИЗ”одной заготовки, на рис. 3.5, б — рама сборная (из 22 дета-
лей и 1500 крепежных нормалей) и весит уже 180 кг.
Технологичность изготовления конструкции. Спроектировать
конструкцию так, чтобы ее было возможно построить скорее и
легче — это и означает придать ей хорошую технологичность.
ЛоР°шая технологичность может способствовать достижению
55
оптимальной массы конструкции и в конечном итоге уменыпе-
нию стоимости самолета и упрощению производства.
Высокой технологичности способствуют следующие общие
технологические мероприятия:
1)	простота форм частей планера самолета. Для этого в кон-
струкции максимально используются линейчатые поверхности
(плоские, цилиндрические, конические), допускающие примене-
ние высокопроизводительных процессов;
2)	членение конструкции на агрегаты, секции, панели и уз-
лы (рис. 3.6). Это расширяет фронт работ, позволяет применить
механизацию трудоемких работ, повышает производительность
труда и качество изделий. Однако опыт проектирования и изго-
товления самолетов показывает, что необходимо избегать из-
лишнего и необоснованного членения конструкции.
С целью уменьшения массы конструкции необходимо ограни-
чить число эксплуатационных разъемов, либо выполнять их пос-
редством клепки или сварки. Например, крылья тяжелых само-
летов (при размахе в 35—45 м) стыкуют только по оси самоле-
та или у борта фюзеляжа;
3)	широкое применение в конструкции нормализованных и
стандартных деталей и преемственности элементов конструк-
ции;
4)	ограничение чрезмерно высоких требований к точности
размеров, формы, расположения и к чистоте обработки поверх-
ностей элементов конструкции;
5)	правильный выбор конструкционных материалов с учетом
их технологических свойств и в первую очередь легкообрабаты-
ваемых материалов;
6)	выбор рациональной технологии для получения заготовок
и способов их обработки. При этом необходимо стремиться мак-
симально приблизить форму заготовки к форме изготовляемой
из нее детали. Например, прокатом получает профили и листы
переменного сечения. Литьем (в формы, кокиль, под давлением,
по выплавляемым моделям и др.) получают сложные крупнога-
баритные детали и заготовки почти любой формы, для которых
практически не требуется механической обработки. Таких же
результатов добиваются применением глубокого химического
травления для деталей, имеющих сложные формы, переменную
толщину стенок и др. (рис. 3.7).
При горячей штамповке на мощных гидравлических прессах
получают крупногабаритные детали (панели), имеющие слож-
ный продольный и поперечный набор подкрепляющих ребер
вместе с узловыми окончаниями (законцовками), которые могут
быть преобразованы в стыковые узлы после механической обра-
ботки (рис. 3.8, а).
Прессование — наиболее современный способ получения мо-
нолитных конструкций. При серийном производстве изделия,
56

/
Рис. 3.6. Членение конструкции самолета:
/—агрегаты; 2—секции-, 3—панели
полученные прессованием, дешевле, чем сварные, клепаные или
обработанные на металлорежущих станках. Промышленность
выпускает прессованные заготовки для монолитных панелей
Рис. 3.7. Технология изготовления заготовок:
а—прокатом (стрингер, обшивка); б—литьем (крышка люка);
в—химическим фрезерованием (панель)
длиной до 13 000 мм при ширине 800 мм. Полученные при прес-
совании поверхности требуют лишь местных доработок.
Прессование позволяет получать конструкции с высокими ме-
ханическими характеристиками, с благоприятным расположе-
нием волокон, но только с параллельными подкрепляющими реб-
рами различной конструкции (рис. 3.8, б);
Рис. 3. 8. Образцы монолитных панелей
58
7)	выбор рационального способа соединения элементов кон-
струкции. В самолетостроении, наряду с болтовыми, клепаны-
ми и сварными соединениями, все шире применяются клеевые,
клеесварные и паяные соединения. Применение их упрощает
сборку узлов и повышает производство сборочных операций.
Качество аэродинамических поверхностей при этом получается
более высоким, а также повышается усталостная прочность, так
как резко уменьшается число отверстий под заклепки. При раз-
работке технологии изготовления каркасной группы предусмат-
ривается приспособленность ее к удобной эксплуатации и ре-
монту.
Удобство эксплуатации и ремонта. Выполнение этих требо-
ваний помогает придать каркасной группе (самолету) высокие
эксплуатационные свойства, т. е. простоту и удобство эксплуа-
тации и ремонта и этим сократить стоимость эксплуатации
гражданских самолетов и повысить боевую эффективность воен-
ных самолетов.
Комплексное решение этой проблемы — эксплуатационной
технологичности самолета — практически осуществляется кон-
структорами, технологами и эксплуатационниками. Например,
эксплуатационная технологичность требует, чтобы для осмотра,
производства различных работ, связанных с обслуживанием и
ремонтом планера, агрегатов силовой установки и других кон-
струкций в них должны быть предусмотрены легкосъемные,
нужных размеров, эксплуатационные люки и нетрудоемкие
разъемы (с малым числом простых стыковых узлов). Для удоб-
ства производства работ при сборке (разборке) и транспорти-
ровке частей у планера должны быть предусмотрены узлы для
подъема краном и опорные поверхности для установки в места
крепления (стапеля, ложементы и др.). Для быстрой замены
при повреждениях и для удобства ремонта консоли крыла нуж-
но, чтобы элероны и рули были бы отъемными. Части и основные
детали каркаса следует изготовлять с учетом взаимозаменяе-
мости и с надежными защитными антикоррозионными покры-
тиями.
Конструкция планера должна быть приспособлена к приме-
нению унифицированного наземного оборудования при техно-
логическом обслуживании.
Обеспечение высокой боевой живучести и эксплуатационной
надежности. Боевая живучесть и эксплуатационная надежность
во многом определяется при проектировании и изготовлении
каркасной группы и всего самолета.
Боевой живучестью называется способность самолета про-
должить полет после полученных боевых повреждений.
Для обеспечения боевой живучести пользуются следующими
конструктивными приемами: дублированием элементов конст-
рукций, т. е. применением статически неопределимых систем;
применением конструкций с обшивкой, работающей на изгиб и
59
кручение; исключением сплошных перегородок, делящих внут-
ренние объемы на небольшие изолированные отсеки, крайне
опасные, например, при внутреннем взрыве и др.; резервирова-
нием наиболее важных систем и агрегатов.
Эксплуатационной надежностью называется способность са-
молета безотказно работать при сохранении заданных летно-
технических данных в течение установленного ресурса (нале-
та). Эксплуатационная надежность достигается повышением
надежности элементов, узлов, агрегатов конструкции, соблюде-
нием правил эксплуатации самолета в воздухе, периодическими
проверками, профилактическими работами по поддержанию кон-
струкции в исправном состоянии. Наилучшими формами конт-
роля состояния авиационной техники являются автоматический
контроль, осуществляемый с помощью наземных автоматических
устройств, и автоматический встроенный контроль, когда конт-
ролирующие устройства включены в конструкцию того или ино-
го агрегата конструкции.
Обеспечение высокой надежности конструкции дает возмож-
ность увеличить общий срок службы самолета и срок службы
между капитальными ремонтами.
Противоречивость требований к конструкции. Рассмотренные
требования к конструкции взаимосвязаны, логичны, но часто и
противоречивы. Например, увеличение толщины обшивки повы-
шает прочность и живучесть каркасной группы, улучшает каче-
ство ее аэродинамических поверхностей, но для этого требуется
увеличить массу конструкции. Необходимые в эксплуатации и
ремонте легкосъемные люки, капоты, разъемы также приводят
к утяжелению конструкции. Сварные соединения просты по тех-
нологии изготовления конструкции, но менее удобны при ее ре-
монте.
Из-за противоречий, обусловленных требованиями наимень-
шей массы, полное удовлетворение всех требований практичес-
ки невозможно и обычно принимают компромиссные решения.
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ
К МАТЕРИАЛАМ КАРКАСНОЙ ГРУППЫ
Знание свойств и возможностей применения материалов в
конструкции помогает правильно их выбрать. При выборе ма-
териала нужно стремиться к получению наименьшей массы кон-
струкции при сохранении необходимой статической и усталост-
ной прочности, а также прочности при аэродинамическом на-
греве.
Материалы каркасной группы должны удовлетворять сле-
дующим условиям:
. обладать высокими механическими свойствами при мини-
мальной плотности;
60
иметь хорошие технологические свойства;
быть устойчивыми к коррозии в атмосферных условиях;
иметь возможно меньшую стоимость.
Основные детали оболочки планера самолета изготовляют
из высокопрочных материалов — алюминиевых, магниевых, ти-
тановых сплавов и нержавеющих сталей. Детали каркаса изго-
товляют из высокопрочных сталей, алюминиевых и магниевых
сплавов. Из неметаллических материалов применяют различные
пластмассы с заполнителями и без заполнителей, а также орга-
ническое и силикатное стекло.
Рассмотрим кратко основные конструктивные свойства мате-
риалов и предъявляемые к ним требования.
1. Механические свойства материалов.
Области применения
При выборе материала не всегда легко определить его весо-
вую выгодность для данной конструкции.
Критерий весовой выгодности не может быть одним и тем
же при различных случаях нагружения элемента (на растяже-
ние, сжатие, изгиб, кручение). Покажем это на примере длин-
ного тонкого стержня.
Пусть на элемент конструкции длиной /, диаметром d, с
плотностью материала q действует растягивающая сила Р. Для
этого элемент должен иметь площадь сечения
F=—
и массу
tn = Qpl =-^~
’в/е
Масса элемента тем меньше, чем больше его удельная проч-
ность на растяжение —
Q
Условие эквивалентности по весовой выгодности для двух
материалов, работающих на растяжение, имеет вид
°в! _°в2
Q1 02
Материал, имеющий большее значение— при работе на растя-
жение, более выгоден в весовом отношении, так как конструк-
ция из этого материала будет иметь меньшую массу.
Определим критерий этого же элемента при продольном из-
гибе. Деформация элемента от действия продольных сжимаю-
щих сил, вызывающая потерю устойчивости или его прямоли-
нейной формы, называется продольным изгибом.
61
р ___сяР-EJ
кр	р' ’
где с — коэффициент заделки концов стержня;
J — момент инерции сечения стержня;
Е — модуль упругости материала.
Момент инерции и площадь поперечного сечения круглого стер-
жня соответственно равны:
j__itdA . р___nd^
~ IT ’	~~~
Исключив из этих формул d, получим Е = 2у nJ. Выразим
F через Ркр и подставим в формулу для определения массы эле-
мента
Тогда получим
2/P?PZ2
т=—-=—
у сл
1
где ЕЛ.— удельная прочность при продольном изгибе, харак-
теризующая весовую выгодность материала. Работающая на
продольное сжатие конструкция из материала, имеющего наи-
”	V Е
большее значение удельной прочности1—, имеет наименьшую
Q
массу. Удельная жесткость £/р характеризует устойчивость
элементов 'конструкции при сжатии и сдвиге.
Сравнение различных материалов по их стоимости произво-
дится с помощью выражения aim1 = a2m2,
где а — стоимость 1 кг материала;
т— масса конструкции элемента.
Выгодность материала по стоимости определяется отношением
соответствующей удельной прочности к стоимости материала,
например,
Ов/р^.
В табл. 3.1 для сравнения приведены механические характе-
ристики основных материалов каркасной группы.
С повышением температуры изменяются механические и
физические свойства материалов. Это объясняется структурны-
ми изменениями в материале при нагреве. Способность материа-
ла сохранять свои прочностные свойства при повышении темпе-
ратуры называется термостойкостью материала.
62
Таблица 3.1
Механические характеристики материалов
Материал	Предел прочности сгв-10—3, кгс/см2	Предел усталости* аш«10~3, кгс/см2	Модуль упругости £.1О-5, кгс/см2	Плотность р-103, кг/см3	1 Удельная проч-	ность при растя- жении —— • 10—5 Q		Стоимость 1 кг материала, р
Легированная сталь	16,0	6,0	21,0	7,85		2,04	0,27
Титановые сплавы	10,0		11,0	4,42		2,26	
Алюминиевые сплавы	4,4	1,1	7,5	2,80		1,58	1,30
Магниевые сплавы	3,0	1,3	4,3	1,80		1,67	4,30
* Определен для гладкого образца при периодическом знакопеременном
действии изгиба.
В конструкции, состоящей из различных деталей, с повыше-
ниехМ температуры, кроме уменьшения прочности материала,
возникают температурные напряжения, являющиеся следствием
неравномерного нагрева либо разницы коэффициентов линей-
ного расширения сочлененных деталей, выполненных из различ-
ных материалов.
Температурных напряжений может не быть, если одной из
сочлененных деталей обеспечить возможность свободной дефор-
мации (термокомпенсированные конструкции).
На рис. 3.9 приведены кривые зависимостей ов/р и E/q от
температур для основных материалов каркаса. Из графиков
видно, что у всех материалов удельная прочность и удельная
Жесткость падают с увеличением температуры.
63
Снижение удельной прочности уменьшает способность кон-
струкции сопротивляться разрушению от нагрузки.
Падение модуля упругости ухудшает упругие (жесткостные)
свойства конструкции.
При повышенных температурах, кроме обычного падения
прочности, наблюдается явление ползучести материала. Ползу-
честь — свойство материала непрерывно деформироваться
(ползти) при высоких температурах без увеличения нагрузки.
Остаточные деформации изме-
Рис. 3. 10. Области применения авиа-
ционных материалов. Границы приме-
нения сплавов:
1—алюминиевых; 2—теплопрочных алюми-
ниевых; 3—титановых; 4—нержавеющих
сталей
няются во времени и могуг
привести к недопустимому из-
менению форм агрегатов (кры-
ла, оперения) самолета, для
предупреждения которого при-
ходится снижать уровень допу-
скаемых напряжений и, следо-
вательно, увеличивать массу
конструкции, снижая весовую
отдачу.
Г рафиком	зависимости
удельной прочности от темпе-
ратуры определяются ориенти-
ровочные температурные обла-
сти применения материалов.
При температурах меньше
180—200° С (М=24-2,3) наибо-
лее выгодно применять алюми-
ниевые сплавы В95-Т и
Д 16-АТ. Сплавы В95-Т и Д16-АТ идут на изготовление всех эле-
ментов каркаса. Из стали изготовляют только массивные узлы
и пояса лонжеронных крыльев. Изготовлять обшивку, нервюры,
стенки лонжеронов из стали нерационально, так как они полу-
чаются тонкими и имеют низкие критические напряжения. При
дальнейшем повышении температур удельная прочность алюми-
ниевых сплавов резко падает и применение их в силовых элемен-
тах конструкции становится невыгодным.
В диапазоне температур 200—300° С (М = 2,5ч-3 на высоте
15—30 км) основными материалами становятся титановые спла-
вы и стали, при температурах 400—600° С — главным образом
различные сорта стали.
В диапазоне температур 400—800° С (М = 5ч-6 на высоте
15—30 км) целесообразно использовать нержавеющие жаропроч-
ные стали, затем кобальтовые и никелиевые сплавы, а также
композиционные материалы на основе графита и бериллия.
На рис. 3.10 для различных высот полета приведены кривые
зависимости средней температуры обшивки от числа М полета,
а также показаны границы предельно допустимых температур
64
из условий прочности для дюралюминия, титанового сплава и
нержавеющей стали.
Для совершенствования сверхзвуковых самолетов нужны
универсальные и узко специальные металлические сплавы, не-
металлические и композиционные материалы. Они должны
иметь по возможности меньшую плотность и сохранять высокие
механические свойства при повышенных температурах.
Рассмотренные свойства материалов имеют место при одно-
кратном статическом нагружении. Конструкция же самолета
Рис. 3.11. Изменение прочности при
повторных нагрузках у авиационных
материалов:
/—сплав Д16; 2—сталь ЗОХГСА
= 120 кгс/мм2); 3—сплав B95-T;	4—сталь
ЗОХГСА (ав = 180 кгс/мм2)
подвержена действию переменных по величине и знаку нагру-
зок, изменяющихся циклически. При повторных нагружениях
удельная прочность всех материалов существенно снижается, хо-
тя и в различной степени. Так, пластические материалы более
выносливы, чем хрупкие, высокопрочные при одинаковом нагру-
жении разрушаются при действии повторных нагрузок быстрее,
чем малопрочные, и более подвержены образованию трещин в
местах концентраций напряжений.
На графике (рис. 3.11) показан характер -изменения прочно-
сти основных авиационных материалов при повторных нагруз-
ках (здесь о — разрушающее напряжение при заданном числе
циклов М). Высокопрочный сплав В95-Г и сталь ЗОХГСА (хром-
ансиль), закаленная до сгв= 180 кгс/мм2, быстрее теряют проч-
ность чем дюралюминий Д16-АТ и сталь ЗОХГСА, закаленная
до ов = 1 Ю-? 120 кгс/мм2.
У деталей из сплавов В95-Т и хромансилевых сталей при на-
личии мест с концентрациями напряжений (отверстий, надрезов,
3	2^59	б5
перепадов сечений — галтелей) резко снижается прочность прд
повторных нагрузках (рис. 3.12).
В связи с этим нежелательно применять высокопрочные ма-
териалы в растянутых зонах конструкции. В сжатых зонах, где
усталостная прочность не является определяющей, использова-
Рис. 3. 12. Изменение прочности при
повторных нагрузках у авиационных
материалов при наличии концентра-
тора напряжения (отверстия):
/—сплав Д16;	2— сталь ЗОХГСА (ав =
= 120 кгс/мм2); 3—сплав В95-Т; 4—сталь
ЗОХГСА (<тв = 180 кгс/мм2)
ние высокопрочных сплавов позволяет принимать большие зна-
чения допустимых напряжений и получить более легкую кон-
струкцию.
По усталостной прочности лучшим материалом считается тот,
который отличается малой скоростью распространения усталост-
ных трещин и выдерживает наибольшее число циклов нагруже-
ния при данном уровне напряженного состояния.
2. Технологические свойства металлов
Размеры деталей самолета составляют от нескольких милли-
метров (крепежные детали) до нескольких метров (стрингеры,
полки лонжеронов, листы обшивки, монолитные панели, шпанго-
уты и др.). При изготовлении их применяются различные мате-
риалы и технологические процессы.
При выборе материалов для планера самолета по технологи-
ческим свойствам их сравнивают по деформируемости в холод-
ном и горячем состоянии, свариваемости, литейным свойствам,
способности к обработке резаньем. Именно эти свойства мате-
риалов определяют возможности применения высокопроизводи-
тельных процессов обработки (литье, штамповка, прессование,
сварка и др.) и обеспечивают сравнительно простую сборку эле-
ментов каркасной группы.
При выборе материала для изготовления детали предпочте-
ние с точки зрения технологичности (при равенстве других
66
свойств) отдают тому материалу, который обеспечивает наибо-
лее простой технологический процесс и высокие стабильные фи-
зико-механические свойства детали. Механические характерис-
тики и технологические свойства основных конструкционных ма-
териалов приведены в табл. 3.1.
3. Устойчивость материалов против коррозии
При выборе материала, очень важно знать степень его устой-
чивости против коррозии, т. е. способность сопротивляться воз-
никновению и развитию коррозии.
Коррозией называется разрушение металлов и сплавов вслед-
ствие химического или электрохимического взаимодействия их с
окружающей средой.
Во время эксплуатации самолеты постоянно подвергаются
воздействию внешней среды (лучей солнца, влаги, пыли и др.),
а также химически активных продуктов сгорания топлива. Кро-
ме того, конструкция самолета характерна многочисленными
соединениями деталей из разных металлов и сплавов. Все это
способствует развитию коррозии. Поэтому устойчивость против
коррозии для авиационных конструкций имеет первостепенное
значение.
Коррозионная стойкость определяет надежность и долговеч-
ность конструкции. У элементов, подверженных коррозии, умень-
шается механическая прочность, сопротивляемость удельным и
переменным нагрузкам и другие характеристики. Особенно бы-
стро развивается коррозия на деталях из магниевых сплавов.
Это объясняется тем, что на этих деталях не образуется защит-
ной окисной пленки. Коррозия ведет не только к ослаблению
сечений элементов, но и является дополнительным концентрато-
ром напряжений. Нагрев конструкции в полете снижает анти-
коррозионные свойства материалов. В среде ионизированного
воздуха окисление материалов происходит значительно актив-
нее.
К противокоррозионной защите материалов относится:
применение антикоррозионных металлов и сплавов, устойчи-
вых к данной среде (например, к морской воде);
применение специальных присадков и тщательной очистки от
вредных примесей;
создание защитных поверхностных пленок на элементах кон-
струкции (металлических, окисных, лакокрасочных и масля-
ных) ;
насыщение коррозионной среды жидкими ингибиторами
(замедлителями коррозии) и др.
3*
67
Таблица 3.2
Механические характеристики и технологические свойства основных конструкционных материалов
Марка]	Плотность Q • 10—3, кг/см3	Модуль упругости	Предел прочности на растяжение < кгс/сма при температуре				7в’	Технологические свойства	Коррозионная стойкость	Область применения
		Е,* кгс/сма	20 °C (293 К)	100 °C (373 К)	200 °C (473 К)	300 °C (573 К)	400 °C (673 К)			
						Стали				
20	7,85	2,1-106	4000- 5000					Высокая пластичность, хорошая свариваемость	Высокая	Сварные	и штампованные малонагруженные детали; заклепки
45	7,85	2,1-106	6400	6000				Хорошая обрабаты- ваемость резанием, пла- стичность удовлетвори- тельная, свариваемость плохая	Высокая	Крепежные де- тали
ЗОХГСА	7,85	2,0-106	18000			12100	10600	Хорошая	пластич- ность,	свариваемость, обрабатываемость реза- нием	Высокая	Ответственные сварные штампо- ванные детали; крепежные детали
ЗОХГСНА	7,85	1,95-106	16000	15600	15300	15000	13300	То же	Высокая	Наиболее ответ- ственные динами- ческие нагружен- ные детали
ЭИ-643 Я1ТН	7,80 7,90	1,9-106 1,8-106	19000 9300			17000 7500	16000 7300	Свариваемость, обра- батываемость резанием, удовлетворительная пла- стичность, высокая теп- лопрочность Удовлетворительная пластичность, высокая теплопрочность	Высокая Высокая	Ответственные узлы; узлы шас- си; болты Обшивка
Алюминиевые сплавы
Д16-Т	2,85	7,5-105	4200					Пластичность	сред-	Невысокая	Обшивка и кар-
								няя, свариваемость пло-		кас при нормаль-
								хая		ной температуре
Д19	2,85	7,5-105	4400	4200	3600	1900		То же	Невысокая	Обшивка, за-
										клепки, работаю-
										щие при /«250° С
										(523 К)
Д20	2,85	7,5-105	4200	3500	2600	1900		Пластичность средняя,	Невысокая	Листовые и ко-
								свариваемость плохая		ваные детали, ра-
										ботающие до t=
										=350° С (623 К)
Д21	2,85	7,5-105	4200	3800	3300			Пластичность	сред-	Невысокая	Кованые, штам-
								няя, свариваемое? пло-		пованные детали,
								хая		работающие до
										/=250° С (523 К)
В95-Т	2,85	7,5-105	5500	4800	2800	900		Пластичность средняя,	Невысокая	Ответственные
								свариваемость плохая		детали каркаса са-
										молета
В65	2,85	7,5-105	4200	3600	2700			Пластичность высокая,	Невысокая	Высокопрочные
								свариваемость плохая		заклепки
АЛ9	2,85	7,5-105	2000	1800	1500			Льется, свариваемость	Удовлетво-	Детали слож-
								хорошая	рительная	ной конфигурации
										средней нагружен-
										ности
АЛ19	2,85	7,5-105	3000	2700	2500	1100		Льется, свариваемость	Удовлетво-	То же, работаю-
								хорошая	рительная	щие при повышен-
ю										ной температуре
о
Продолжение
Марка	Плотность _0-10“3, кг/смэ	Модуль упругости Е, КГС/СМ1	Предел прочности на растяжение ав, кгс/сма при температуре					Технологические свойства	Коррозионная стойкость	Область применения
			20° С (293 К)	100° с (373 К)	200° С (473 К)	300° С (573 К)	400° С (673 К)			
АК4-1 АК6 АМцАМ	2,85 2,85 2,7	7,5-105 7,5-105 7,3-105	4200 4200 1100— 2200	3900	3300	1600	600	Пластичность высокая, свариваемость удовлет- ворительная То же Отличная	пластич- ность и свариваемость	Удовлетво- рительная Удовлетво- рительная Удовлетво- рительная	Кованые, штам- пованные детали средней нагружен- нссти, работаю- щие при повышен- ных температурах То же при нор- мальной темпера- туре Несиловые де- тали глубокой вы- тяжки:	сварные баки
					Т итановые сплавы					
ВТ1-2 ВТ-б ВТ-15	4,55 4,55	1,04-106 1,13.106	5500 10000		7200	2500 6700	1900 6000	Пластичность удовлет- ворительная, сваривае- мость, обрабатываемости резанием,	теплопроч- ность 1о же 1	Высокая Высокая /	Обшивка, про- фили, штампован- ные детали, ра- ботающие до =350° С (625 К) Обшивка, про- фили, штампован- ные, кованые и крепежные дета- ли, работающие до /^430° С2 (723 К)
Магни
МЛ4	1,8	4,3-IOS	2400		
Л1А2	1,8	4,3-105	2600		
МА8	,8	4,3-105	2000	2000	1600
МЛ5-Т4	,8	4,3-105	2500	2400	1500
евые сплавы
Льется, свариваемость удовлетворительная	Удовлетво- рительная	Малонапр ужен- ные литые дета- ли, арматура
Свариваемость плохая, высокая пластичность, обрабатываемость реза- нием	Невысокая	Малой а гружен- ные штампован- ные детали, ар- матура
Пластичность высокая, хорошая свариваемость, обрабатываемость реза- нием	Невысокая	Детали из лис- тов,	профилей, труб
Льется, свариваемость	Удовлетво-	Высокоиагру-
удовлетворительная	рительная	жениые литые де- тали (кронштей- ны, качалки, тор- мозные барабаны авиационных ко- лес 'И др.)
ГЛАВА 4
ОСНОВЫ СТРОИТЕЛЬНОЙ МЕХАНИКИ
САМОЛЕТА
§ 1.	ОСНОВНЫЕ понятия
ИЗ СТРОИТЕЛЬНОЙ МЕХАНИКИ САМОЛЕТА
ПРЕДМЕТ СТРОИТЕЛЬНОЙ МЕХАНИКИ.
РАСЧЕТНЫЕ СХЕМЫ
В курсе «Строительная механика самолета» рассматривают-
ся силовые схемы конструкций, их прочность, жесткость и ус-
тойчивость под действием различных нагрузок.
«Строительная механика самолета» является теоретической
базой для изучения курса «Конструкция самолетов».
Определение усилий в элементах любой авиационной конст-
рукции разбивается на три этапа:
1)	выбор рациональной расчетной схемы;
2)	расчет усилий в элементах принятой схемы — балках,
оболочках и системах, состоящих из стержней и пластин, по
методам строительной механики;
3)	испытание модели или конструкции с целью сравнения
расчетных данных с данными испытаний.
Рассмотрим первые два этапа расчета на прочность.
Авиационные конструкции обычно достаточно сложны и ча-
сто статически неопределимы. Для расчета таких конструкций,
кроме уравнений статики, необходимо дополнительно составлять
уравнения деформаций рассматриваемых элементов конструк-
ции. Поэтому непосредственные расчеты на прочность статиче-
ски неопределимых систем очень сложны. Для облегчения этих
расчетов в строительной механике принято рассматривать не са-
ми конструкции, а их расчетные схемы — упрощенные модели
реальных конструкций.
Для выбора правильной расчетной схемы надо хорошо пред-
ставить назначение каждого силового элемента, выяснить ха-
рактер нагружения этих элементов и особенности работы всей
конструкции. Число и характер вносимых упрощений определя-
ется требуемой степенью точности расчета.
Внешние нагрузки, действующие на реальную конструкцию,
представляют в упрощенном, удобном для расчета виде, исполь-
зуя принцип независимости действия сил. При этом учитывают
72
работу только основных силовых элементов, воспринимающих
расчетную нагрузку и пренебрегают работой элементов, в кото-
рых действуют заведомо малые усилия.
Так, например, считают, что стержни в узлах ферменных
конструкций имеют шарнирное закрепление и поэтому работают
только на растяжение и сжатие.
Рис. 4. 1. Расчетная схема отсека крыла
Свободно несущее крыло самолета рассматривается как кон-
сольная балка, жестко заделанная в фюзеляже.
Полагают, что продольные элементы крыла, фюзеляжа и опе-
рения воспринимают только нормальные усилия, а тонкие стен-
ки и обшивка — только касательные.
В расчетах сечения крыла обычно исключают носовую и хво-
стовую части крыла, а сечение средней части крыла считают
прямоугольным.
На рис. 4.1 показан отсек
•конструкции крыла, в кото-
ром в соответствии с приня-
тыми допущениями изгиба-
ющий момент М уравнове-
шивается только осевыми
силами S поясов (рис. 4.1,а),
л крутящий момент Л4К урав-
новешивается потоком каса-
тельных усилий в стенках
и обшивке отсека (рис.
4.1,6).
Рис. 4. 2. Расчетная схема стойки шасси
Изменение внешней нагрузки или характера закрепления
элемента конструкции изменяет и характер работы отдельных
ее элементов.
Стойку шасси самолета (рис. 4.2, а), например, под дейст-
вием составляющей силы Pi = Р cos а (рис. 4.2, б) следует рас-
сматривать как сжатый стержень, а под действием составляю-
щей P2=Psina (рис. 4.2, в) — как консольную балку, работаю-
щую на изгиб. Поэтому при расчете одной и той же конструкции
Может быть составлено и применено несколько расчетных схем.
73
КОНСТРУКЦИИ, ИЗУЧАЕМЫЕ СТРОИТЕЛЬНОЙ МЕХАНИКОЙ
САМОЛЕТА
Строительная механика самолета рассматривает главным
образом тонкостенные конструкции и их элементы, а также
стержневые и ферменные конструкции.
Основные части самолета: крыло, оперение и фюзеляж — ча-
ще всего выполнены как тонкостенные подкрепленные оболочки.
Оболочка — это конструкция, имеющая форму криволиней-
ной поверхности, обычно состоящая из обшивки и набора про-
дольных и поперечных элементов, подкрепляющих обшивку
(рис. 4.3). Например, обшивку фюзеляжа и криволинейную часть
Рис. 4. 3. Тонкостенная оболочка и ее элементы:
/—обшивка; 2—набор продольных элементов; 3—набор поперечных
элементов
крыла рассматривают как тонкостенную оболочку, которая, вос-
принимая изгибающие и крутящие моменты, обладает при ма-
лой массе наибольшей прочностью и жесткостью.
Открытая (незамкнутая) оболочка хорошо воспринимает
сдвигающие усилия, распределенные вдоль ее краев, и растя-
гивающие — действующие в ее плоскости (рис. 4.4, а, б). Замк-
нутая выпуклая оболочка, помимо этого, может воспринимать
крутящий момент и внутреннее давление (рис. 4.4, в, г), а так-
же изгибающий момент (при большой толщине оболочки или
достаточном ее подкреплении продольными элементами).
Тонкостенная балка, образованная из двух соединенных тон-
кой стенкой поясов, таврового или уголкового сечения, является
распространенным силовым элементом каркасной группы, рабо-
тающим на изгиб.
Форма сечения балки выбрана так, чтобы обеспечить наи-
большую изгибную жесткость ее в плоскости стенки (плоскости
балки) и наибольший момент сопротивления изгибу. Как пра-
вило, такие балки плохо работают на кручение, так как имеют
малый момент сопротивления кручению. При нагружении балки
изгибающим моментом (рис. 4.5) в ее поясах / возникают осе-
вые усилия S=—. Стенка балки, представляющая собой плас-
н
тину, обладает большой жесткостью на сдвиг в своей плоскости
74
и служит основным элементом конструкции каркасной группы,
воспринимающим распределенные сдвигающие силы. Под дейст-
вием перерезывающей силы Q в стенке 2 возникают сдвигаю-
щие (касательные) погонные усилия Qq = -~-
Рис. 4.4. Силы и моменты, нагружающие оболочку
Рис. 4.5. Схема на-
гружения балки:
/—пояс; 2—стенка
Стержневые системы (фермы) по своей конструктивной осно-
ве приспособлены к восприятию сосредоточенных (узловых) на-
грузок, и поэтому в качестве силовых элементов крыла, фюзе-
ляжа и других частей самолета, имеющих небольшую строи-
Рис. 4. 6. Примеры применения стержней в конструкции самолета:
2—раскос; 3—.подъемник; 4—пояс; 5—стойка; 6—раскос; 7, 8—тяги управления
75
тельную высоту, используются редко (только на отдельных
летательных аппаратах). Причина в том, что для таких систем
характерны: плохая аэродинамика внешних форм конструкции
недостаточная живучесть, нерациональное использование мате-
риала по сечению и пр.
Чаще всего стержневые системы применяются там, где кон-
струкция нагружена большими сосредоточенными силами, на-
пример, фюзеляж легкого вертолета, крепление двигателей, эле-
менты шасси и пр. Особенностью силовых элементов этих кон-
струкций является их способность воспринимать только
растягивающие и сжимающие усилия.
Примерами применения стержней в конструкциях самолетов
могут служить (рис. 4.6): подкосы 1, раскосы 2, шток и цилиндр
подъемника 3 стойки шасси, пояса 4, стойки 5 и раскосы 6 фер-
менного лонжерона, тяги 7, 8 управления самолетом и пр.
§ 2. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ
ТОНКОСТЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ
СПОСОБЫ ПЕРЕДАЧИ УСИЛИЙ ПО ЭЛЕМЕНТАМ
ТОНКОСТЕННЫХ конструкций
Распределенные усилия
Неподкрепленная тонкая оболочка под действием воздушной
нагрузки р легко деформируется, так как жесткость ее в плос-
кости действия нагрузки мала (рис. 4.7).
Если выполнить крыло самолета только из одной обшивки
толщиной 1,5—3,0 мм, то оно под действием воздушной нагруз-
ки потеряет свою первоначальную форму
(одни участки будут вмятыми, а другие —
выпученными).
Чтобы повысить несущую способность
тонкой оболочки, ее подкрепляют продоль-
ными и поперечными элементами, разбивая
этим оболочку на мелкие клетки. Продоль-
ные элементы называются стрингерами,
а поперечные — диафрагмами (рис. 4.8).
В таких оболочках воздушная нагрузка
с обшивки оболочки передается подкрепле-
нию.
Тонкая обшивка под действием воздупь
ной нагрузки работает на местный изгиб
(рис. 4. 8,а).
) стороны обшивки действует местная воз-
душная нагрузка. Они работают на поперечный изгиб с опора-
ми на диафрагмах, как многоопорные балки (рис. 4.8, б). Од-
нако основным видом нагружения стрингеров является продоль-
76
Деформирооанны
Рис. 4. 7. Деформация
сечения неподкреплен-
ной оболочки
На стрингеры
ное растяжение или сжатие, возникающее при работе их в
общей конструкции. Поэтому, как правило, стрингеры подбира-
ются из условия отсутствия потери устойчивости.
Диафрагмы, являясь опорами для обшивки и стрингеров, за-
гружаются ими соответственно погонной нагрузкой и сосре-
доточенными силами 7?д (рис. 4.8, в).
Под действием этих нагрузок диафрагма стремится пере-
меститься в направлении равнодействующей всей нагрузки AQ,
Рис. 4. 8. Силы, нагружающие элементы подкрепленной оболочки
которую в данном примере для упрощения полагаем проходя-
щей через центр жесткости (ц.ж.) сечения О. Под центром же-
сткости понимают такую точку в поперечном сечении, приложе-
ние поперечной силы в которой не вызывает закручивания се-
чения (крутящего момента). При этом в обшивке возникает
ответный поток касательных усилий A^q, который и уравнове-
шивает внешнюю нагрузку.
В общем случае, когда внешняя нагрузка AQ не проходит че-
рез ц. ж. сечения О, диафрагма под действием крутящего мо-
мента AAlK = AQc стремится повернуться вокруг ц. ж. Поворо-
ту сечения препятствует уравновешивающий постоянный поток
касательных усилий AqK (рис. 4.9). Таким образом, действую-
щая на обшивку воздушная нагрузка, направленная по норма-
ли к плоскости обшивки и отрывающая или прижимающая ее,
трансформируется поперечной диафрагмой в усилия сдвига, дей-
ствующие в плоскости обшивки. Обшивка от действия воздуш-
77

Рис. 4.9. Схема нагру-
жения диафрагмы
ной нагрузки испытывает местный поперечный изгиб и нагру-
жается сдвигом со стороны диафрагмы.
Отметим важную роль связей обшивки — заклепок с конст-
рукцией внутреннего набора. Работая на отрыв, заклепки пере-
дают воздушную нагрузку с обшивки на
диафрагмы и стрингеры и одновременно,
работая на срез, передают эту нагрузку
с диафрагм и стрингеров на обшивку.
В авиационных конструкциях подоб-
ные диафрагмы в крыле называются нер-
вюрами, а в фюзеляже — шпангоутами.
Воспринимая воздушную нагрузку со сто-
роны обшивки, они превращают ее в по-
ток касательных усилий, действующих
в плоскости обшивки.
Сосредоточенные силы
Приложение сосредоточенных сил непосредственно к непод-
крепленной оболочке недопустимо. Как показано на рис. 4.10,
действие сосредоточенной силы Pi перпендикулярно к обшивке
приводит к большим местным деформациям, а сосредоточенной
силы Р2 в плоскости обшивки — к разрушению обшивки обо-
лочки (местному вырыву). Причиной разрушения в этих -случа-
ях является то, что в работу включается не вся оболочка, а лишь
небольшие участки ее. Для того
сосредоточенных сил по всей обо-
лочке, применяют различные под-
крепления.
Рассмотрим примеры типич-
ных подкреплений оболочки.
Горизонтальная сила Р (рис.
4. 11, а) через местную на-
кладку 1 передается на участок
оболочки в виде распределенных
и Р
касательных усилии q = —
чтобы распределить действие
Рис. 4. 10. Действие сосредоточен-
ных сил на неподкрепленную обо-
лочку
Перпендикулярная к средин-
ной поверхности сила Р (рис.
4.11,6) распределяется с по-
мощью двух подкреплений: стой-
ки 2 и диафрагмы (зашивки) 3.
На стенку диафрагмы 3 через стойку 2 передается поток равно-
мерно распределенных усилий q. Стенка, работая на сдвиг, пере-
дает эти усилия поясам диафрагмы 4, оттуда — на оболочку
в виде потока распределенных усилий Здесь все сечение обо-
лочки участвует в восприятии сосредоточенной силы, уравнове-
шивая ее распределенными касательными усилиями в оболочке.
78
Для передачи на оболочку произвольно направленной со-
средоточенной силы Р устанавливают особое подкрепление
Рис. 4. 11. Действие небольших сосредоточенных сил на
подкрепленную оболочку
/—накладка; 2—стойка; 3—диафрагма; 4—пояс диафрагмы
(узел), обеспечивающее раздельную передачу составляющих
Р2 и Р3 по соответствующим осям оболочки (рис. 4.12).
Составляющая Pi действует в плоскости диафрагмы, на ее
пояс 1, стремясь при этом вызвать сдвиг стенки диафрагмы и
кручение контура оболочки.
Составляющая Р2 через
стойку 2, действуя на стенку
диафрагмы, передается на обо-
лочку, стремясь вызвать ее
сдвиг.
Составляющая Р3 передает
ся на обшивку непосредственно
через накладку 3, обеспечиваю-
щую равномерное распределе-
ние сосредоточенной силы (ана-
логично накладке 1 на рис.
4. Н,а).
Применение рассмотренных
конструктивных подкреплений
(продольного и поперечного
набора, местных подкреплений)
способность тонкостенной оболо1
в Целом.
Рис. 4. 12. Схема нагружения узла
для восприятия большой сосредото-
ченной силы:
/—пояс диафрагмы; 2—стойка; 3—накладка
позволяет повысить несущую
<и и самолетной конструкции
79
ВОЗНИКНОВЕНИЕ ОБЩИХ ДЕФОРМАЦИЙ
В ТОНКОСТЕННЫХ конструкциях
Работа тонкостенной балки
Элементы конструкции, работающие на изгиб, называются
балками. В качестве примера приведем консольную тонкостен-
ную балку, нагруженную на -свободном конце сосредоточенной
поперечной силой Q (рис. 4.13, а).
Для того чтобы выяснить характер усилий, возникающих в
балке при передаче поперечной силы, и их воздействие на основ-
Рис. 4. 13. Работа балки при поперечном изгибе:
4—пояс; 2—стенка; 3—стойка
ные элементы ее конструкции, рассмотрим равновесие отсечен-
ной части балки (рис. 4.13, б) и самих элементов. Стойка 3, ук-
репленная на стенке балки, воспринимает сосредоточенную по-
перечную силу Q и передает ее стенке, работая на растяжение.
Стойка 3 передает силу Q на стенку 2 в виде потока каса-
тельных усилий qcy=qQ = — (рис. 4. 13, в).
н
Поток касательных усилий qQ, передаваясь по стенке, вызы-
вает в сечении А—А потоки усилий, равные по величине, но про-
тивоположно направленные (рис. 4.13, б).
По закону парности касательных напряжений в продольных
сторонах (гранях) стенки возникнут потоки qQi = qq, что следу-
ет и из равновесия моментов: (qQxx)H = (qQH)x.
Стенка балки при этом работает на сдвиг (рис. 4.13, г).
Потоки касательных усилий, действующих вдоль верхнего и
80
нижнего поясов стенки qQl через заклепки, передаются на пояса
1 и 4, создавая в них нормальные усилия S=qQ1 х = — х. При
н
этом пояс 1 сжат, а пояс 4 растянут (рис. 4.13, д). Усилия S
переменны по длине балки и возрастают к ее заделке. Изгибаю-
щий момент сечения, равный Qx, уравновешен моментом со сто-
роны поясов, равным SH.
Итак, в тонкостенной балке, работающей на поперечный из-
гиб, поперечная сила воспринимается стенкой и в ней возника-
ют касательные напряжения, а изгибающий момент воспринима-
ется поясами, в которых возникают нормальные напряжения.
Работа тонкостенной балки коробчатого сечения
Рассмотрим работу балки коробчатого сечения. Сечение та-
кой коробки можно представить себе как сечение двухстеночной
балки (рис. 4. 14,а), стенки которой
раздвинуты достаточно далеко —
так, что пояса превращаются в го-
ризонтальные панели (рис. 4.14,6).
Сначала загрузим эту тонкостенную
коробку на конце поперечной си-
лой Q, проходящей через ось жест-
кости 1 (рис. 4. 15, а) и проследим
напряженное состояние горизон-
тальных панелей при ее изгибе.
Рис. 4. 15. Изгиб тонкостен-
ной коробки сосредоточен-
ной поперечной силой:
Рис.
Сечения тонкостенных балок:
2—стенка; 3—панель
/—панель;	2—стенка;	3—диа-
фрагма; 4—стойка
Сила Q, приложенная к стойке 4, передается диафрагме 3 в
виде потока касательных усилий ?ст=—, а затем граням сте-
нок 2 (рис. 4.15, б) коробки в виде потоков касательных уси-
лий Qq=~. Стенки работают на сдвиг и через свои продоль-
Ось жесткости — линия, соединяющая ц.ж. сечений.
81
иые грани передают на верхнюю и нижнюю панели переменные
по длине осевые усилия S (рис. 4.15, б).
Значения этих усилий найдем из равновесия отсеченной ча-
сти панели А—В—С—D
S = 2qQx=-^-
Следовательно, панели коробки, на которые действуют каса-
тельные усилия со стороны стенок Qq, работают на растяжение
Рис. 4. 16. Изгиб тонкостенной коробки си-
стемой поперечных сил
(нижняя панель) и сжа-
тие (верхняя).
Несущая способность
такой конструкции опре-
деляется устойчивостью
верхней панели, так как
(уКр меньше напряжений,
которые может выдер-
жать та же панель при
растяжении ов.
Разница между окр и
ов зависит от размеров
обшивки панели.
Если коробку подкре-
пить рядом диафрагм,
то можно передавать и
воспринимать не одну
силу, а систему сил AQi
(рис. 4. 16,а).
Торцевая диафрагма 1
местную силу AQi пере-
дает на прилегающие
участки стенок усилиями
а?1=4тГ’ диафрагма^
усилиями Д^2 + А?1,а диафрагма 3 соответственно Д^з + Д^г+Д^ь
Так, последовательно суммируясь, касательные усилия будут
накапливаться по стенкам к месту заделки. Величина суммарных
касательных усилий в произвольном сечении стенки равна
2/7
где 2AQi — поперечная сила (рис. 4.16, б).
В горизонтальных панелях, нагруженных продольными уси-
лиями со стенок, возникнут осевые усилия S.
82
Из равновесия отсеченной части 1—2—3—4 найдем, что 5 =
с 2
^2qiXi и после подстановки значения получим	.
Здесь 2Д<2г*г — изгибающий момент, действующий в рассмат-
риваемом сечении (рис. 4.16, в).
Действие сосредоточенного момента
Крутящий момент (в виде пары сил), приложенный к торце-
вой диафрагме коробки, через заклепочные соединения нагру-
жает ее стенки и обшивку
верхней и нижней панелей
одинаковым потоком каса-
тельных усилий (рис.
4,17), который может быть
найден из условия равнове-
сия диафрагмы относительно
какой-либо точки О
2^о=°;
Я-(<7кЯ)Я==0;
Мк = 2дкНВ;
qK—,
VK 2НВ
ТОМ
где 2НВ — удвоенная площадь, охватываемая контуром попе-
речного сечения коробки, обозначаемая обычно 2F0. Эту форму-
лу можно применять для различных форм поперечных сечений
замкнутых оболочек.
Действие системы крутящих моментов
Если коробка нагружена системой крутящих моментов ДЛ4кг-
(рис. 4.18), то по мере приближения к заделке в стенках и об-
шивке панелей коробки происходит последовательное суммиро-
Рп . 4. 18. Кручение тонкостенной коробки системой крутящих
моментов
83
вание потоков касательных усилий qK, передающихся с диаф.
рагм в соответствии с нарастанием крутящего момента Л4К==:
= S АЛ1кг = 2^к^?0-
Общая деформация кручения коробки складывается из эле*
ментарных деформаций сдвига обшивки.
Крутящий момент может передаваться по обшивке в виде
замкнутого потока qK лишь при соблюдении определенных конст-
руктивных условий:
1) обшивка должна быть замкнутой и не иметь значитель-
ных вырезов (разрезов);
2) обшивка обязательно должна быть заделана по контуру,
в нашем примере 1—2—3—4, иначе окончательное уравновеши-
вание крутящего момента в корне коробки в виде замкнутого
потока будет невозможно.
Оболочка произвольной формы поперечного сечения
Принцип распределения сил в балке прямоугольного короб-
чатого сечения считаем справедливым и для оболочки произ-
вольной формы (рис. 4.19, а).
Рис. 4. 19. Работа элементов тонкостенной оболочки:
/—боковина; 2—свод; <3—диафрагма
Касательные усилия в боковинах 1 сечения такой оболочки,
выполняющих роль стенок, уравновешивают поперечную силу
Q (рис. 4.19, б), продольные усилия 5Пан в верхнем и нижнем
сводах 2 уравновешивают изгибающий момент М (рис. 4.19, в),
а постоянный поток касательных усилий qK в замкнутом кон-
туре обшивки — крутящий момент 7ИК (рис. 4.19, г).
При действии на оболочку системы сил или моментов, как
и в коробке, происходит последовательное суммирование к за-
84
делке местных усилий моментов, снимаемых с промежуточ-
ных диафрагм 3.
Крыло самолета-моноплана представляет собой коробчатую
конструкцию, элементы которой под действием нагрузок рабо-
тают следующим образом (рис. 4.20)
Рис. 4.20. Работа элементов тонкостенной оболочки —
крыла самолета
Горизонтальные панели крыла, состоящие из обшивки и про-
дольных подкрепляющих элементов-стрингеров, находятся под
действием растягивающих и сжимающих усилий от изгибающе-
го момента М.
Передняя и задняя продольные стенки крыла работают на
сдвиг под действием поперечной силы Q и крутящего момента
А4К, когда стенки с обшивкой образуют замкнутый контур.
Обшивка, образующая поверхность крыла, воспринимает воз-
душную нагрузку и находится под действием нормальных и ка-
сательных усилий от изгиба и кручения.
§ 3. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
ТОНКОСТЕННЫХ конструкций
РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ТОНКОСТЕННЫХ СТЕРЖНЕЙ
Для продольного подкрепления оболочек широко применя-
ют тонкостенные стержни, так называемые стрингеры, различ-
ных поперечных сечений, работающие на растяжение и сжатие.
Изолированные тонкостенные стержни трубчатого сечения на-
ходят ограниченное применение — это тяги проводки управле-
ния самолетом, элементы крепления двигателей и пр.
Силовые конструкции, образованные из тонкостенных труб,
обычно называют фермами. Ферма — это геометрически неиз-
меняемая пространственная или плоская система, образованная
из прямолинейных тонкостенных стержней, шарнирно связан-
85
ных между собой. Иногда стержни приваривают друг к другу,
но тем не менее для упрощения расчетов их 'считают соединен-
ными шарнирно, т. е. передающими только силу, действующую
по направлению оси стержня. Способы определения усилий в
стержнях фермы изучаются в курсе теоретической механики.
При растяжении работа тонкостенного стержня аналогична
работе на растяжение любых других элементов конструкции,
Рис. 4.21. Деформация ежа
того тонкостенного стержня;
а—общая потеря устойчивости;
б—местная потеря устойчивости
подвергающихся этому виду дефор-
мации. Напряжения, возникающие
в стержне площадью поперечного
сечения F и растягиваемом силой Р,
определяются по обычной формуле
<3 = PjF и сравниваются с разрушаю-
щими напряжениями при растяже-
нии сгв.
При сжатии у длинного тонко-
стенного стержня может произойти
общая потеря устойчивости. При
этом стержень разрушается от
искривления его продольной оси
(рис. 4. 21, а).
У тонкостенных стержней, кроме
общей, возможна местная потеря
устойчивости (рис. 4.21,6). При
местной потере устойчивости нару-
шается прочность одного из конст-
руктивных элементов тонкостенного
стержня, например, выпучивается
часть его стенки и пр.
Существует сжимающая нагруз-
ка, называемая критической силой
Ркр, при которой стержень опреде-
ленных размеров, изготовленный из данного материала, в за-
данных условиях его нагружения и закрепления концов теряег
устойчивость. При этом продольная ось стержня искривляется
так, что при действии усилий, превышающих критические, стер-
жень остается деформированным даже после снятия нагрузки.
Напряжения, возникающие в элементах конструкции стерж-
ня при критической нагрузке, называют критическими оКр-
Критические напряжения потери устойчивости тонкостенных
конструкций обычно меньше разрушающих при растяжении. По-
этому действующие в тонкостенных стержнях напряжения при
сжатии стержней нужно сравнивать с соответствующими крити-
ческими напряжениями. При общей потере устойчивости они мо-
гут быть определены по формуле Эйлера, поэтому их иногда на-
зывают Эйлеровыми напряжениями оэ,
акр	S-
86
Здесь I — длина стержня;
Е — модуль упругости первого рода материала стержня;
/min — минимальный из главных моментов инерции попереч-
ного сечения стержня относительно центральной оси,
перпендикулярной плоскости изгиба стержня;
F— площадь поперечного сечения стержня;
с — коэффициент, учитывающий характер заделки концов
стержня. При шарнирной заделке концов с= 1, для за-
щемленного с обеих сторон стержня с = 4.
Отношение представляет собой квадрат минимального
радиуса инерции ZmIn сечения.
Обозначим отношение -— = Х. Тогда
Величина % называется гибкостью стержня и характеризует
сопротивление стержня потере устойчивости' при его сжатии.
Приведенные формулы применимы лишь в том случае, если
критические напряжения меньше напряжений предела пропор-
циональности материала или равны им аКр^Опц. Если же кри-
тические напряжения, подсчитанные по формуле Эйлера, оказы-
ваются больше предела пропорциональности материала стерж-
ня, то их определяют по эмпирической формуле
1 + V
а = а ----------
к₽ ’ 1+V + V2 ’
где ав — временное сопротивление материала стержня;
Со
v = — ;
аэ
оэ — критические напряжения, определенные по формуле
Эйлера.
Эта формула пригодна для приближенных расчетов, если
Опц.
На рис. 4.22 приведены подсчитанные теоретически критиче-
ские напряжения для стержней из стали (ов=12 000 кгс/см2) в
зависимости от гибкости стержня X. На этом же графике нане-
сены практически полученные критические напряжения для
трубчатых стальных стержней, опертых на шаровые опоры.
Для определения критических напряжений местной потери
Устойчивости тонкостенных стержней пользуются полуэмпириче-
скими формулами и графиками:
87
для трубчатого стержня
м °>3£
0м =—---- ,
кр D/b
где Е — модуль упругости первого рода материала стержня;
D — наружный диаметр трубы;
б — толщина стенки трубы;
Рис. 4.22. Зависимость критических напря-
жений общей потери устойчивости от гиб-
кости стержней
для тонкостенных стержней, составленных из профилей
°кр (/>/6)2 ka’
где b — ширина элемента сечения, местная устойчивость кото-
рого проверяется;
6 — толщина элемента сечения;
kQ —коэффициент, зависящий от условий опирания краев
рассматриваемого элемента сечения тонкостенного
стержня.
При выборе коэффициента ka пользуются графиком, приве-
денным на рис. 4.23, на котором значения ka даны в зависимо-
сти от отношения alb, где b — ширина рассматриваемого эле-
мента сечения профиля, а — ширина смежного элемента сече-
ния.
Для элемента, к краям которого примыкают два других эле-
мента, не имеющих свободных краев, используют кривую 1.
Для элемента сечения, поддерживаемого с одного конца эле-
ментом со свободным краем, используют кривую 2. В этих слу-
чаях принимают ka =4.
88
Для элементов сечения, имеющих свободный край, использу-
ют кривую 3. На рис. 4.23 заштрихована область практического
разброса значений коэффициента ka для этого случая. Обычно
для таких элементов принимают минимальное значение коэффи-
циента ka =0,45.
Анализируя графики на рис. 4.23, можно сделать вывод, что
отгиб свободного края элемента профиля значительно повыша-
ет устойчивость этого элемента, так как меняются условия его
Рис. 4.23. Зависимость коэффициента ka
от отношения размеров смежных элемен-
тов и от расположения рассчитываемого
элемента
Рис. 4.24. Критические напряже-
ния местной потери устойчивости
полки стрингера или ножки пояса
лонжерона, изготовленных из
дюралюминия Д16 или сплава В95
опирания и уже отсутствует свободный край. Как показывает
опыт, наивыгоднейшая ширина отгиба должна составлять 0,25—
0,30 ширины элемента, устойчивость которого повышают. Иног-
да вместо отгибов вдоль свободных краев делают утолщения
«бульбы», выполняющие ту же роль, что и отгибы. Для таких
профилей ka =4.
На рис. 4.24 приведен график для определения критических
напряжений местной потери устойчивости стрингера тонкостен-
ного уголкового сечения, выполненного из сплавов Д16 или В95.
Рассмотрим порядок расчета тонкостенного стержня, сжатого
силой Рсж, если заданы все размеры стержня и характеристики
его материала.
1.	Определяют /mIn = i f	и J—.
|/	*	^rnin
2.	Подсчитывают = и сравнивают их с пределом про-
порциональности материала сгпц~0,7ов- Если стэ<аПц, то
89
оэ = аКр, если нет, то рассчитывают критические напряжения об-
щей потери устойчивости тонкостенного стержня по эмпириче-
ской формуле
о = о
кр в
1 4- V
1 + V + V2
3.	Подсчитывают критические напряжения местной потери
устойчивости ^поментов сечения стержня
Рис. 4. 25. Пример сечения стойки:
1, 2, 3—стенки; 4—отгиб
“Р (b/ъу
4. Определяют действующие
РСЖ
напряжения <з = —
5. Сравнивают действующие
напряжения с меньшим из двух
критических напряжений — об-
щей оКр и местной окрм потери
устойчивости.
Условие прочности стержня
дюралюминиевой стойки длиной / = 70 см.
4.25. £=1,3 см2; imin=l,16 см; материал
сГпц=240О кгс/см2; сжимающая
Пример. Проверить прочность
Сечение стойки показано иа рис.
Д16; £=0,7 106 кгс/см2; пв=3600 кгс/см2;
сила Р с ж =2000 крс.
Решение. Для всех элементов сечения тонкостенного стержня, кроме от-
гибов, принимаем ka =4 (см. рис. 4.23). Для элемента 3
а
ka =4. Для элемента 2 у=0,3 принимаем с запасом kQ
=0,75 и ka =4.
а
- = 0,5 и по рис. 4.23
b
а
=4. Для элемента / ~ =
b
Определяем
2. Определяем
I 70
-----= —- == 60.
zmin 1 > 16
л2£	3,142-0,7-106
602
= 1930 кгс/см2, т. е.
~ С“Р ~ X2
°кр °ПЦ«
0,9£
3. Определяем (a” )i = -7— А
и (Ь/6)-
мента / (см. рис. 4. 23).
У остальных элементов о^р больше, так как у них отношение bJ6 мень-
ше. Для отгиба ^О=0,45 (элемент 4)
0,9-0,7 106.0,45
(а” к =---------------------= 11300 кгс/см2.
' КР'4 (0.5/0,1)2	'
0,90,7.106-4	х
---------------= 1580 кгс/см2 для эле-
(4/0,1)2
Рсж	2000
4. Определяем действующие напряжения а = —~— = —— = 1540 кгс/см2
г	1,3
и видим, что (У<оКр<> т. е. прочность стойки достаточна. Очевидно, что
элементом, быстрее всего теряющим устойчивость, является элемент 1. Было
бы рациональнее несколько уменьшить его ширину (например, до 30 мм),
90
это увеличит критические напряжения местной потери устойчивости. При
этом несколько уменьшатся сгэ и возрастут действующие напряжения а.
Это сделает стержень равноустойчивым и обеспечит более полное использова-
ние прочностных свойств материала стержня.
РАСЧЕТ СЖАТЫХ ТОНКОСТЕННЫХ ПАНЕЛЕЙ
В современном самолетостроении широко применяют тонко-
стенные конструкции с оболочкой (обшивкой), работающей на
изгиб и кручение. Такие элементы конструкции называют па-
нелями.
Тонкостенная панель представляет 'собой сборный конструк-
тивный элемент, состоящий из обшивки, подкрепленной продоль-
Рис. 4. 26. Сборная (клепаная) панель:
/—обшивка; 2—стрингеры; 3— пояс нервюры
ними элементами (стрингерами) и поперечными элементами
(нервюрами и шпангоутами). А в последнее время панели ча-
сто выполняют монолитными. Из одного куска металла (плиты)
выполняются и обшивка и подкрепляющие ее, обычно продоль-
ные элементы. Панель, как конструктивный элемент, работает в
плоскости ее обшивки и полностью включена в работу конструк-
ции самолета, часто составляя основу ее силовой схемы. Обшив-
ку панели можно рассматривать как пластину, опертую по всем
четырем кромкам на продольные и поперечные элементы. Под-
крепляющие обшивку продольные и поперечные элементы кон-
струкции повышают критические напряжения обшивки при ее
сжатии и воспринимают нагрузки, действующие на панель.
Рассмотрим работу панели, состоящей из обшивки, прикле-
панных к ней однорядным заклепочным швом продольных эле-
ментов — стрингеров и подкрепляющих поперечных элементов—
поясов нервюр (рис. 4.26).
Для простоты считаем, что все конструктивные элементы па-
нели выполнены из одного и того же материала.
91
При действии растягивающих нагрузок считаем, что напря-
жения, возникающие в элементах конструкции панели — обшив-
ке и стрингерах,— одинаковы и равны
= = ___£р___
°об °стр Q, Лстр + Ао6)0,95 ’
Рис. 4.27. Распределение напря-
жений в панели при увеличении
сжимающего усилия
где Рр—сила, растягивающая панель;
Fo6 — площадь поперечного сечения обшивки панели;
SFCTp — суммарная площадь поперечных сечений стрингеров.
Коэффициент 0,95 учитывает ослабление конструкции вслед-
ствие сверлений под заклепки. Часто растягивающие или сжи-
мающие усилия представляют
в виде погонной нагрузки qp или
7сж, т. е. нагрузки, приходящейся
Р
на единицу ширины панели q—
В
где В — ширина панели.
При сжатии панели силой Рс«
или погонными сжимающими уси-
лиями ^сж в зависимости от вели-
чины нагрузки сечение панели ра-
ботает по-разному. При неболь-
ших сжимающих усилиях в об-
шивке и стрингерах возникают
одинаковые напряжения сжатия.
При увеличении сжимающей
силы напряжения в обшивке и
стрингерах возрастают до крити-
ческих напряжений, соответствую-
щих потере устойчивости обшив-
ки Окр.об. При таких усилиях об-
шивка, расположенная вдали от
стрингеров и неподкрепленная
ими, теряет устойчивость. Об
шивка, расположенная вблизи от стрингеров и подкрепленная
ими, может воспринимать и большие усилия. Условно считают,
что стрингер подкрепляет обшивку на ширине, равной 30 6,
где б — толщина обшивки. На этом участке обшивка работает
вместе со стрингером и способна выдержать напряжения боль-
шие, чем критические напряжения неподкрепленной обшивки
близкие к критическим для стрингера (акр.стр>акр.об).
Когда сила РСж возрастает настолько, что напряжения в
стрингерах и прилегающих к ним участках обшивки достигнут
#кр.стр, то дальнейшее увеличение сжимающих усилий невозмож-
но, панель теряет устойчивость, несущие свойства ее исчерпа-
ны (рис. 4.27).
92
Для упрощения расчетов считают, что обшивка вблизи стрин-
геров на участке шириной, равной 306, работает вместе со стрин-
гером, а остальная часть обшивки в работе не участвует.
Участок обшивки, работающей совместно со стрингером, на-
зывают присоединенной обшивкой. Присоединенная обшивка
увеличивает несущую способность самого стрингера, так как
стрингер, подкрепленный обшивкой, теряет устойчивость только
в плоскости, перпендикулярной обшивке. Присоединенная об-
шивка смещает положение центра тяжести сечения, увеличива-
ет момент инерции сечения,
а это увеличивает критиче-
ские напряжения общей по-
тери устойчивости, которые
должны рассчитываться для
стрингера с присоединенной
обшивкой.
Считается, что подкреп-
ленная (присоединенная)
обшивка работает с напря-
Рис. 4. 28. Элемент панели, приходящей-
ся на один стрингер (306 — участок при-
соединенной обшивки)
жениями, равными напряжениям в стрингере, вплоть до напря-
жений местной потери устойчивости элементов стрингера. По-
этому несущую способность сжатой панели определяют критиче-
ские напряжения общей потери устойчивости стрингеров с при-
соединенной обшивкой (чаще всего) или критические напряже-
ния местной потери устойчивости элементов стрингеров (реже).
Поэтому если выделить элемент панели, приходящийся на
один стрингер (рис. 4.28), то такая конструкция может воспри-
нимать сжимающее усилие
Рсж ЭЛ = 3 К'стр + 3088] ’ где 3 = 3кр.стр< либо 3 = 3”р.стр.
Усилие, сжимающее панель на участке одного стрингера,
можно выразить следующей формулой:
Лж,л = 3[Лтр+^ *8]
Величина — показывает, какая доля площади обшивки на
ь
участке одного стрингера работает с напряжениями, равными
напряжениям в стрингере, и называется редукционным коэффи-
циентом обШИВКИ фоб-
Вся панель сможет воспринять силу Рсж — 3 ^стр+Тоб^об]
Введение редукционного коэффициента обшивки упрощает рас-
чет сжатой панели, приводя его к расчету прочности стрингера
с присоединенной обшивкой, работающей вместе с ним.
Редукционный коэффициент для обшивки, прикрепленный
стрингерам однорядным заклепочным швом Тоб = ~ Для °б-
93
шивки, соединенной со стрингером двухрядным швом (рИс
4.29)	, сроб= 305Если известны напряжения, действующие в
ь
стрингере, то редукционный коэффициент обшивки можно под-
19	/ Е *
считать по формуле сроб=:	/ ---
(W у °стр
Критические напряжения общей потери устойчивости стрин-
гера с присоединенной обшивкой зависят от расстояния между
его опорами /, т. е. между нервюрами или шпангоутами, на ко-
Рис. 4. 29. Участок присоединенной обшивки для стрин-
гера, соединенного с обшивкой двухзарядным заклепоч-
ным швом
стрин-
торые опирается панель, и от радиуса инерции сечения
гера с присоединенной обшивкой i и подсчитываются по изве-
стной формуле
_ т$Е
3Кр.сТр- (//.)2 •
Критические напряжения местной потери устойчивости эле-
ментов стрингера
0М
КР-СТР {b/ъу ст’
где b — ширина рассматриваемого элемента сечения стрингера;
б — его толщина. Значения коэффициента ka приведены ра-
нее. Считаем, что присоединенная обшивка работает вместе со
стрингером и ее местной потери устойчивости не происходит.
Рассмотрим порядок расчета панели, сжатой силой РС}К,
ли заданы все размеры панели и ее элементов и используемые
материалы.
1.	Подсчитывают площади стрингеров S/^ctp и обшивки Fo6-
2.	Вычисляют значение редукционного коэффициента об-
30S /	30S + d	'	•.
шивки <рсб=— или <роб=----------- для обшивки, соединенной
Ь \	ь
со стрингером двухрядным швом).
♦Обычно принимают ас1р равными о“РвСтр ^при а^р^2800— ? =
94
3.	Определяют напряжения, действующие в панели
_______Р сж______
1 Рстр "Т Тоб^об
4.	Сравнивают полученные действующие напряжения о с
критическими напряжениями общей потери устойчивости для
стрингера с присоединенной обшивкой и критическими напряже-
ниями местной потери устойчивости
стрингера, подсчитанными по приве-
денным выше формулам. Радиус
инерции I для стрингера с присо-
единенной обшивкой берут относи-
тельно оси, параллельной обшивке
и проходящей через центр тяжести
стрингера с присоединенной обшив-
кой, так как обшивка не позволяет
Рис. 4. 30. К определению несу-
щей способности сжатой па-
нели
стрингеру потерять устойчивость
в своей плоскости.
Условие прочности рассчитывае-
о	_ м
мои панели: а^акр^ зкр
Пример. Найти несущую способность панели, состоящей из дюралюминие-
вой обшивки толщиной 2 мм и пяти одинаковых стрингеров из сплава Д15
размером 20X20X2 мм, £’=0,7106 кгс/см2, если В=50 см, £=50 см, шаг нер-
вюр, являющихся опорами панели, /=25 см (рис. 4.S0).
1.	Подсчитываем площади Fcip = 0,76 см2, FCTp = 5-0,76 = 3,8 см2,
F()6 = 50-0,2 = 10 см2, £'пан=13,8 см2.
В	50	30-0,2
2.	Вычисляем <po6Z> = — = — = 12,5 см, <роб = ——- = 0,48. Площадь
4	4	12,5
10-0,48
присоединенной обшивки, приходящейся на один стрингер FC6.np = —-----=
,2 см2 и ЕЭ1 = F(;6jip 4- FCTp = 1,2 -1-0,76— 1,96 см2.
3.	Подсчитываем критические напряжения:
а) местной потери устойчивости полки стрингера как элемента сечения,
имеющего свободный край (&а=0,45),
0,9££
ам =-------------
кр-стР (Ь/ЪУ
0,9-0,7 106.0,45
(2,0/0,2)2
= 2840 кгс/см2.
Тогда (р, рассчитанное по критическому напряжению,
1,9 , / Е _	1,9	/~0,7 106
b/Ъ V acip ~ 12,5/0,2 |/	2840 “
б) общей потери устойчивости стрингера с присоединенной обшивкой.
Определяем момент инерции стрингера с присоединенной обшивкой. По-
ложение центра тяжести сеченая (рис. 4.31) находим из условия равенства
95
нулю статических моментов площадей всех элементов относительно оси k—b
Мк_к=0:	*
2,0-0,2-1,2 + 1,8-0,2-0,3 4-1,2 0,1
= 0,34 см;
0,76 + 1,2
0,2-2,03	1,8-0,23	6-0,23
—-------— +------+ 0,4-0,862 +
12	12	12
+ 0,36-0,042 + 1,2-0,242 = 0,5 см4.
7
Рис. 4.31. Сечение панели с разнородными
продольными элементами:
/—обшивка; 2— стрингер; 3—пояс лонжерона
Примечание. Если толщины обшивки и стрингера примерно равны,
то можно определить приближенно момент инерции только для стойки про-
филя стрингера относительно оси, проходящей по поверхности обшивки:
0,2-23
/цт = —-— = 0,53 см4,
о
= 0,5 см. В нашем случае Z = t\
t	25
X = — = — = 50;
i	0,5
л2£	3,142-0,7-106
°кр =	=--------ZT5-------= 2800 КГС/СМ2.
Панель теряет быстрее общую устойчивость, так как <*кр < акР-
4.	Определяем несущую способность панели
Рсж = aKpFliaH = 2800-13,8 = 38700 кгс.
Заметим, что критические напряжения местной потери устойчивости в
неподкрепленной обшивке, определяемые по формуле
ом _ 3’6£
кр-об (b/ъу
где b — расстояние между опорами обшивки;
6 — толщина обшивки;
(#ст=4), обычно гораздо меньше средних напряжений, действующих в обшив-
ке с учетом подкрепления ее стрингерами, при сжатии панели аСр.об=Фоб<Ткр-
В рассматриваемом примере
3,6-0,7.106
,р-°6	12,5/0,22
кгс/см2, а асрсб = 0,48-2800 = 1350 кгс/см2.
На практике панели иногда имеют разнородные продольные
элементы. По краям панелей часто ставят усиленные продоль
ные элементы, обычно являющиеся поясами лонжеронов (рис.
96
4.31). Для упрощения расчетов такой панели при сжатии пола*
гают, что все элементы ее работают с напряжениями, равными
критическим для поясов лонжеронов, которые являются самы-
ми мощными продольными элементами. При этом пояса участ-
вуют в работе всей своей площадью поперечного сечения 2ЕП,
а стрингеры и обшивка только частично. Для этого вводят ре-
дукционный коэффициент для стрингеров с присоединенной к
ним обшивкой фетр. Приближенно полагают, что фСТр =
= аКр.стрМкр.п, где Окр.стр— критические напряжения, выдержи-
ваемые стрингером с присоединенной обшивкой, а окр.п — кри-
тические напряжения пояса лонжерона.
В этом случае максимальная сжимающая сила, воспринимав
мая панелью
Рсж = акр.п [2	( 2 FcTP + <Роб/?°б) ] •
Если все элементы конструкции панели выполнены из одного
материала, то приближенно можно полагать фСТр=1 для прессо-
ванных профилей и фетр = 0,35 для стрингеров, выполненных из
гнутых профилей. Если материал полок лонжеронов отличается
от материала, из которого изготовлены обшивка и стрингеры,
то приближенно полагают
Лж	+	^стр+ ?об^об)
^етр , j-,
где срм =-----(Е —модуль упругости первого рода материала
Еп
стрингеров и поясов) учитывает различие материалов стринге-
ров и поясов лонжеронов и называется редукционным коэффи-
циентом по модулям. Он показывает, во сколько раз нужно
уменьшить площадь сечения дюралюминиевых элементов пане-
ли, чтобы заменить их эквивалентными из материала поясов,
например, стальными.
РАСЧЕТ ТОНКОСТЕННЫХ БАЛОК
В конструкции самолета большое применение находят тон-
костенные балки, представляющие собой удлиненную пластин-
ку, окаймленную поясными
стержнями. Такие тонкостен-
ные балки называют лонже-
ронами (рис. 4.32).
Лонжерон способен вос-
принять действующую на не-
го силу и изгибающий мо-
мент и передать их к местам
(узлам) закрепления прак-
тически только в своей плос-
кости. При этом стенка лон-
жерона работает на сдвиг
Рис. 4. 32. Тонкостенная балка — лон-
жерон:
/—стенка; 2—пояс
4	2659
97
от касательных усилий, вызванных действующей поперечной си-
лой, а пояса передают изгибающий момент.
Расчет стенки лонжерона
Стенка лонжерона воспринимает и передает к узлам задел-
ки лонжерона поперечную силу Q. Чтобы стенка лoнжepoнJ
могла воспринять действующую силу Q, эту силу надо распреде-
лить по всей высоте Н стенки в виде погонных касательных уси-
лий ^q=—. Распределяют поперечную силу по стенке специаль-
н
ны<е стойки, расположенные в местах приложения сосредоточен-
ных поперечных сил.
Схема работы такой стойки показана на рис. 4.13, б. Для
стойки сила Q является продольной, так как действует по оси
стойки.
Стенка при передаче силы Q работает на сдвиг. В ней воз-
никают касательные напряжения Xq = Q/F, где F = 6H — площадь
Q qQ г-г
поперечного сечения стенки, и Tq = — =—. При этом стенка
ЪН б
может потерять устойчивость, выпучиться, образуя диагональ-
ные складки — волны. Для предохранения стенки от потери ус-
тойчивости на ней устанавливаются стойки, мешающие образо-
ванию волн.
Критические касательные напряжения определяют по фор-
муле
г —г 1 + v
ХР в 1 + v + V2
где v = —, тв = 0,6, <зв — разрушающие напряжения среза Ware-
0,9£ <	/ «	\
риала; =	— критические (эйлеровы) касательные на-
пряжения при общей потере устойчивости стенки; &т = 5,6 +
+3,8 (b/а)2, где а и b — длинная и короткая стороны стенки, ог-
раниченной поясами и стойками.
Тонкостенная балка может работать и после потери стенкой
устойчивости и образования волн (деформаций). От поперечной
силы возникают растягивающие усилия, направленные вдоль
диагональных волн. Эти усилия направлены примерно под уг-
лом 45° к продольной оси балки и равны примерно удвоенным
действующим касательным усилиям. Поэтому тонкую стенку,
нагруженную пошеречной силой Q, рассчитывают и на разрыв
о 2Q
по условию % ~	= — Ов.
и ън
Элемент стенки k—I—т—п 1под действием поперечной силы
показан на рис. 4.33.
£8
Действие поперечной силы передается на пояса лонжеронов,
В них возникают потоки касательных усилий qQ, показанные на
рис. 4.33. Величина этих усилий зависит от поперечной силы, мо4
Рис. 4.33. Работа стенки лонжерона и элемента стенки при действий
на лонжерон поперечной силы:
/—заделка; 2—стенка; 3—стойки; 4—пояса
У
Рис. 4. 34. Распределение ка-
сательных усилий и напря*
жений в сечении лонжерона
при действии поперечной
силы
мента инерции площади поперечного сечения лонжерона Jx И
статического момента Sy части площади, лежащей выше сече*
ния, в котором определяют касательные усилия. При этом каса-»
QSy
тельные усилия qQy=~~r Таким образом, распределение каса-
J X
тельных усилий повторяет закон изме-
нения Sy — статического момента ча-
У
сти площади сечения	$у = ydF
6
Однако вследствие того, что площади
сечений поясов значительно больше
площади поперечного сечения стенки,
возникающие в поясах касательные
напряжения намного меньше касатель-
ных напряжений в стенке. На рис. 4. 34
приведена эпюра распределения каса-
тельных напряжений Tq в сечении дву-
таврового лонжерона, нагруженного
поперечной силой.
Это дает основание приближенно
считать, что поперечная сила практи-
чески воспринимается только стенкой лонжерона, а пояса не уча*
ствуют в работе по ее восприятию.
Расчет поясов лонжерона
Пояса лонжерона нагружены сжимающими и растягивающи-
ми усилиями, уравновешивающими изгибающий момент, дейст-
вующий на лонжерон в рассматриваемом сечении. Напряжения*
возникающие при этом в поясах =— ,
Wy
момент, действующий в данном сечении;
где М — изгибающий
Wy — момент сопро
4*
69
тивления изгибу сечения лонжерона. В общем случае Wy—Jjy*
где у — расстояние от оси, проходящей через центр тяжести се-
чения лонжерона (от нейтральной оси лонжерона) до рассмат-
риваемого по высоте лонжерона сечения пояса. Обычно опреде-
ляют наибольшие нормальные напряжения отах = — при у =
—Утах- Значения W для лонжеронов, имеющих нормализован-
ное, стандартное сечение, даны в справочниках.
Пример. Проверить прочность сечения тонкостенной балки — двухстеноч-
ного лонжерона (рис. 4.35), изготовленного из дюралюминия Д16, если в се-
чении действуют поперечная сила Q= 17500 кгс и изгибающий момент М =
=300000 кгс см (для Д16 ав=4000 кгс/см* 2 3 * * *, т££ = 1500 кгс/см2).
1. Определяем приближенно момент сопротивления сечения лонжерона,
учитывая только пояса (разделив сечение пояса
на два прямоугольника)
J = 2 (4-1-9,52 + 2-0,5-82) = 848 см«,
J 848
W =-----= — = 84,8 см3.
Л/2	10
2. Определяем максимальные напряжения
в поясах
М 300000
F==’84T = 3o5° кгс/см2<°в-
3. Определяем максимальные касательные
напряжения в стенках
Q 17500
XQ =----- = —------— = 1100 кгс/см2 <
Q НЪ 16-0,05-2	7 кр


,Л=0,05
а =
Рис. 4. 35. Пример се-
чения двухстеночного
лонжерона
В упрошенных расчетах напряжения в поясах определяют по формуле
(y—S/Fnt где S — осевое усилие, действующее вдоль пояса S=M/HCfi
(7/Ср — среднее расстояние между поясами; Fn — площадь пояса).
ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТОВ ТОНКОСТЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ
С НЕСКОЛЬКИМИ БАЛКАМИ - ЛОНЖЕРОНАМИ
Часто авиационные конструкции содержат несколько тонко-
стенных балок — лонжеронов, объединенных общим контуром
(обшивкой).
Типичное сечение такой конструкции (части крыла самоле-
та) показано на рис. 4.36. Оно представляет собой две тонко-
стенные балки (лонжероны 1 и 2), связанные между собой тон-
кой обшивкой, и таким образом образующие тонкостенный замк-
нутый контур, образованный стенкой переднего (первого) лон-
жерона, верхней обшивкой, стенкой заднего (второго) лонжеро-
на и нижней обшивкой.
Пусть в данном сечении действует поперечная сила Q, при-
ложенная в точке О. Для упрощения конструктивные элементы,
с помощью которых поперечная сила передается в данное сече-
ние (стойка, нервюра и др.), рассматривать не будем.
100
Удобно перенести поперечную силу из точки ее приложения О
в центр жесткости сечения, добавив при этом крутящий момент,
созданный переносом поперечной силы ME = Qc (здесь с — рас-
стояние от точки О до ц.ж.), и рассмотреть действие этих сило-
вых факторов раздельно.
Под действием поперечной силы, приложенной в центре же-
сткости сечения, в конструкции возникают переменные потоки
касательных усилий qQi и qQ^ определяемые
Яу
Они показаны стрелками переменной
по формуле
величины на
_ QSy
J
рис. 4.36.
Действие крутящего момента Л4К вызовет в сечении постоян-
ный поток касательных усилий qE, определяемый по формуле
qK = —- , где 2г0 — удвоенная площадь контура сечения.
2/7о
Поток qQi образован частью поперечной силы Q, восприни-
маемой стенкой переднего лонжерона 1 (Qi), а поток qQ2 обра-
зован частью силы Q, воспринимаемой стенкой заднего лонже-
рона 2 (Q2).
Если поперечная сила Q приложена в центре жесткости се-
чения, и сечение таким образом не испытывает деформаций кру-
чения, то деформации изгиба лонжеронов оказываются одинако-
выми. Если при этом изгибные жесткости лонжеронов разные,
то для равенства деформаций лонжероны должны воспринимать
и разные силы, пропорциональные их жесткостям.
Поэтому в этом случае поперечная сила распределяется меж-
ду лонжеронами пропорционально их изгибным жесткостям
(£7)1 и (£7) 2 или обратно пропорционально расстояниям лон-
жеронов от центра жесткости сечения. Поскольку сечение не за-
кручивается, то момент силы Qi относительно центра жесткости
сечения должен быть равен моменту от силы Q2. Последнее ус-
101
ловие позволяет определить координаты центра жесткости сече-
ния через изгибные жесткости лонжеронов:
а =----(££h----и ь=---------------(££)i---
(EJ)1 + (EJ)2 т	(EJ^+iEJh
Таким образом,
SL=t,la=<Sl>i
Qi	<£/>!
В рассматриваемом примере стенка переднего лонжерона
нагружена суммарным потоком 91+^к, а стенка заднего лонже-
рона разностью потоков —qK.
РАСЧЕТ ТОНКОСТЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ,
РАБОТАЮЩИХ НА КРУЧЕНИЕ
При работе самолетных конструкций часто встречаются слу-
чаи нагружения их крутящим моментом. Наилучшим образом
этот вид нагрузки воспринимается замкнутым тонкостенным
контуром. Разрез в замкнутом контуре повышает в десятки раз
действующие касательные напряжения. При этом сильно возра-
стают деформации конструкции: погонные углы закручивания
(приходящиеся на единицу длины конструкции оболочки) уве-
личиваются в сотни раз. Например, касательные напряжения,
возникающие в сечении замкнутой трубы, у которой радиус в 20
раз больше ее толщины, в 30 раз меньше касательных напряже-
ний, возникающих в сечении аналогичной, но разрезанной тру-
бы, а угол закручивания в 300 раз меньше.
Приближенная картина восприятия крутящего момента тон-
костенной замкнутой оболочки была рассмотрена в § 2, гл. 4.
Выведем более точно формулу для определения касательных на-
пряжений, возникающих при этом.
Предположим, что крутящий момент в сечении конструкции
(замкнутой оболочки) воспринимается в виде потока постоян-
ных касательных усилий приходящихся на единицу длины
параметра сечения, и при этом в конструкции возникнут каса-
тельные напряжения тк, которые будут тем больше, чем тоньше
толщина оболочки 6, воспринимающей действующий крутящий
момент, т. е. при qK = const тк = -у-
Выделим элемент сечения оболочки длиной dl и толщиной б,
находящийся на расстоянии, q от точки О (рис. 4.37).
Элементарная сила, действующая вдоль средней линии сече-
ния, равна qKdl. Момент от нее (относительно точки О) dM^ —
= qKdlQ. Произведение pdl численно равно удвоенной площади
треугольника, заштрихованного на рис. 4.37, 2dF = ^dl.
Сумма элементарных моментов всех участков контура сос-
тавляет действующий в сечении крутящий момент Л4К, который
102
может быть получен интегрированием элементарных моментов
по всему замкнутому контуру
qKQdl = qK (t±dl=2qK
MK=§dMK=j
9“-
Так как интеграл по замкнутому контуру от элементарной
площади ф^/7 равен площади Fo контура, ограниченного сред-
ней линией, то MK=2qKF0, qK=£f- и тк=-^- Последняя
2г 0	о2г 0
формула называется формулой Бредта.
Рис. 4.37. К работе тонкостенных конструкций на
кручение
Таким образом можно определить погонные касательные уси-
лия и действующие касательные напряжения.
Если тонкостенная конструкция состоит из нескольких свя-
занных между собой контуров (рис. 4.38), то действующий кру-
тящий момент распределяется между контурами (исходя из ус-
Рис. 4.38. Конструкция, состоящая из несколь-
ких замкнутых контуров
ло.вия одинаковости их углов закручивания) пропорционально
жесткости на кручение каждого контура Ci = GiJpif где G; —
модуль сдвига материала f-го контура, Jpi — полярный момент
инерции сечения /-го контура.
103
Приближенно можно считать, что
с (2Г0,-)2
1	(j) dl /G i ’
где 2F0i—удвоенная площадь, ограниченная гм контуром;
Gi — модуль сдвига материала /то контура;
6г — толщина стенки элемента контура dl.
Если материал и толщина элементов всех контуров одинако-
вы, то
с 0 8
№
где §idl— длина периметра f-го контура.
Пример. Определить касательные напряжения б обшивке и стенках от-
секав многолонжеронного крыла, сечение которого приведено на рис. 4.38, ес-
ли в сечении действует крутящий момент ЛГк==ч10000 кпс-м. Материал: дюра-
люминий Д16, G = 0,3 106 кгс/см2. Толщина обшивки и стенок одинакова б=
= 1 мм. Оценить прочность конструкции.
1. Определяем крутящие моменты, действующие в каждом контуре. Для
этого определяем жесткости на кручение контуров 1, 2 и 3. Считаем контур
1 полуэллипсом, а контуры 2 и 3 прямоугольниками. Удвоенная площадь 1-го
контура: 2F^ = nab (полуоси эллипса: а = 30, &=<10) и 2foi =3,14-30-10 =
= 940 см2. Удвоенная площадь 2-го контура 2Г02 = 2(35-20) = 1400 см2. Удво-
енная площадь 3-го контура 277оз=14ОО см2. Длина периметра 1-го контура
dl =	[1,5 (а 4- Ь) - /об] 4- 2Ь =
= у- [1 -5 (30 4- Ю) - КЗОЛО] 4- 20 = 87 см.
Длина периметра 2-го контура
<jj2d/ = 2 (35 4- 20) = 110 см.
Длина периметра 3-го контура
^dl = cj)2dZ -- ПО см.
Жесткость на кручение 1-го контура
(2F01)2	9402-0,1 ,
Ci =	-° -- 8G =----—— G = 1020G.
dl	87
Жесткость на кручение 2-го и 3-го контуров
14002 - 0,1
Со я =
110
G = 1780G.
Крутящий момент, действующий на 1-м контуре,
Л4КС j
1020-106
1020 4-2-1780
= 224000 кгс-см.
Крутящий момент, действующий во 2-м контуре,
^к2 =
Cj 4- С2 + С3
1780-106
4580
= 388000 кгс - см.
104
Крутящий момент, действующий в 3-м контуре,
2. Определяем в контуре 1	Л4к3 = Л4к2 = 388 000 кге • см. потоки касательных усилий, действующие в контуре / Л4К1	224000	Л ^К1 =	.	—237 кгс/см, 4 1	2Л01	940
в контуре 2 и 3	388000 л ?к2,з — 1400 — 277 кгс/см.
3. Определяем	напряжения, действующие в элементах контуров, Тк,-- s ,
в сбшивке контура 1
235
ик1 =	= 2370 кгс/см2;
в стенке, между контурасии 1 и 2,
277 - 237
^к1-2 = ——-------= 400 кгс/см2;
в обшивке контуров 2 и 3
277
тк2,з = — = 2770 кгс/см2;
в задней стенке контура 3
277
Тк3 = оЛ = 2770 кгс/см2;
в стенке между контурами 2 и 3 тК2_з=0, так как потеки qK и ^к3, дей-
ствующие в ней, равны и противоположны.
Таким образом, при воздействии крутящего момента стенка между кон-
турами 2—3 не нужна. Наличие ее в конструкции объясняется необходимо-
стью восприятия других силовых факторов (например, поперечной силы), а
также кон'структивно-компоновсчными соображениями.
4. Сравниваем действующие касательные напряжения с разрушающими
Для Д16 тв=2800 жгс/см2. Видим, что нее действующие напряжения меньше
разрушающих.
ВЫБОР РАСЧЕТНОЙ СХЕМЫ
И ПОРЯДОК РАСЧЕТОВ НА ПРОЧНОСТЬ
Самолетные конструкции обычно очень сложны по конфигу-
рации, их закреплению и соединению с другими элементами.
Это заставляет в приближенных расчетах рассматривать упро-
щенную картину работы конструкции. При этом сначала следует
четко выделить рассматриваемый элемент конструкции, схема-
тизировать его, отбросив неосновные конструктивные элементы.
Например, шпангоут сложной конфигурации представить круг-
лым (или в зависимости от его формы прямоугольным), нервю-
ру — прямоугольной и пр.
105
Затем следует оценить нагрузку, действующую на рассмат-
риваемый элемент конструкции. При этом часто приходится то-
же схематизировать ее, вводить определенные допущения. На-
пример, предполагать распределение нагрузки равномерным или
линейным, пренебрегать частью нагрузки, не влияющей сущест-
венно на работу этого элемента. Например, при рассмотрении
воздушной нагрузки в сечении крыла считать ее линейно изменя-
ющейся по хорде, пренебрегать нагрузкой на носок и хвостовую
часть крыла, не учитывать собственный вес конструкции и пр.
Иногда удобно представить нагрузку в виде суммы сил (напри-
мер, горизонтальных и вертикальных) и рассматривать работу
конструкции раздельно от каждой из составляющих нагрузки.
После этого нужно определить характер закрепления элемен-
та конструкции, т. е. характер соединения рассматриваемого эле-
мента с другими конструктивными элементами, препятствующи-
ми перемещению рассматриваемого элемента конструкции под
действием заданной нагрузки. При этом следует пренебречь не-
основными связями, по возможности упростить их, считая, напри-
мер, соединение чисто шарнирным или моментным и т. д. По
возможности следует добиться однозначности определения реак-
ций в местах закрепления рассматриваемого элемента конст-
рукции.
После того, как определены реакции, строят эпюры сил и
моментов, действующих в конструкции, по ним рассчитывают
действующие напряжения. По величине этих напряжений судят
о прочности рассматриваемого элемента конструкции, сравнивая
полученные значения напряжений с разрушающими.
ГЛАВА 5
КРЫЛО. ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ,
ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
Крыло является важнейшей частью любого самолета и в ос-
новном служит для создания подъемной силы, которая требует-
ся для преодоления силы тяжести самолета на всех режимах по-
лета и используется также для маневров.
Кроме того, крыло обеспечивает поперечную, а на самолетах
бесхвостовой схемы также продольную устойчивость и управ
ляемость самолета. На крыльях двух- или многомоторных само-
летов могут быть расположены двигатели. К крылу часто кре
пятся стойки шасси, подвески для вооружения. Внутренние его
объемы широко используют для размещения топлива. На долю
крыла может приходиться до 16% массы самолета и до 50%
его сопротивления
.^ = 0,07 = 0,16 и -(.Сл5)кр = 0,3 = 0,5.
^сам	(Сх^)сам
Форма и конструкция крыла должна удовлетворять ряду об-
щих и специфических требований. Основными из них являются:
аэродинамические, конструктивные и весовые, технологические
и эксплуатационные.
Аэродинамические требования: возможно мень-
шее сопротивление крыла на основных режимах полета; возмож-
ность получения наибольшего с^шах с применением механизации
И без нее; наибольшая величина максимального аэродинамиче-
ского качества Атах; обеспечение необходимой устойчивости
управляемости.
Конструктивные и весовые требования: до-
статочная прочность и жесткость конструкции крыла при мини-
мальной его массе, отсутствие остаточных деформаций при на-
грузках, не превышающих эксплуатационные; малое изменение
аэродинамических характеристик при деформациях конструкции;
Удобная силовая увязка с другими агрегатами (фюзеляжем,
шасси, двигательными установками); возможно большая уста-
107
лостная прочность конструкции; наличие в крыле свободных объ-
емов и возможность их максимального использования для раз-
мещения топлива и агрегатов (шасси, двигатели и др.).
Технологические требования: простота изготов-
ления и минимальная трудоемкость конструкции; возможность
механизации наиболее трудоемких работ и широкого примене-
ния стандартных, унифицированных и нормализованных дета-
лей; обеспечение использования наиболее производительных тех-
нологических процессов изготовления и сборки.
Эксплуатационные требования: удобство осмот-
ра, обслуживания и монтажа всех необходимых узлов и дета-
лей, удобство ремонта; возможность эксплуатации и хранения в
любых метеорологических условиях; взаимозаменяемость крыла
и его отдельных секций; высокая живучесть конструкции.
Анализ требований, предъявляемых к крылу, показывает, что
они в значительной мере противоречивы. Так, например, боль-
шинство требований противоречат требованию минимальной
массы. Поэтому для каждого типа самолета необходимо нахо-
дить оптимальные решения, которые наилучшим образом удов-
летворяют предъявляемым требованиям.
§ 2. ВНЕШНЯЯ ФОРМА КРЫЛА
Под внешней формой крыла подразумевают его вид в плане
и спереди, а также форму его поперечного сечения (профиль).
Для современных самолетов характерно применение крыльев
различных внешних форм.
Внешние формы крыла оказывают влияние не только на
аэродинамические, весовые и жесткостные характеристики кры-
ла, но и на характеристики всего самолета в целом.
Профиль крыла
Профилем крыла называется форма сечения его плоско-
костью, перпендикулярной размаху.
Геометрическими характеристиками профиля крыла (рис. 5.1)
являются: форма, относительная толщина (ё=стах/й), относи-
тельная кривизна (f=fmax/b), относительное положение макси-
мальной толщины (xCmax = ^cmax/6), радиус закругления носка
гн, координата расположения /тах. Наибольшее распространение
получили двояковыпуклые симметричные и несимметричные про-
фили. С ростом числа М полета для крыльев применяются более
тонкие профили, с меньшей кривизной, меньшим, радиусом нос-
ка и наибольшей толщиной у середины хорды. На очень боль-
ших, сверхзвуковых, скоростях полета можно применять остро-
носые чечевицеобразные, ромбические или клиновидные про-
108
фили. Относительная толщина профиля обычно выражается в
процентах и определяется формулой
- = £тах 100
Ь
где Стах — максимальная толщина профиля;
Ь — хорда профиля.
Профили, у которых относительная толщина больше 12%, назы-
ваются толстыми и применяются до М = 0,7 Профили с относи-
тельной толщиной от 7 до
12% называются средни-
ми и применяются при
М = 0,84-1,5.’ При относи-
тельной толщине профиля
менее 7% профили назьь
ваются тонкими и исполь-
зуются ДЛЯ крыльев само- Рис. 5.1. Геометрические, характеристики
летов, летающих на боль-	профиля:
ШИХ сверхзвуковых скоро-	/-Средняя линия; 2—хорда профиля
стях (М>1,5). Уменьше-
ние относительной толщины профиля с ростом числа М является
эффективным средством снижения волнового сопротивления
крыла.
Недостатком тонких профилей является уменьшение их несу-
щей способности и строительной высоты крыла. Это усложняет
получение хороших взлетно-посадочных характеристик и за-
трудняет обеспечение необходимой прочности и жесткости без
значительного увеличения массы крыла. Относительная кривиз-
на профиля / также выражается в % и для крыльев современ-
ных самолетов колеблется от 0 до 3%.
Форма крыла в плане
Геометрическими характеристиками крыла в плане являют-
ся: форма в плане, удлинение X, сужение т], стреловидность %.
Все многообразие крыльев самолетов по форме в плане может
быть сведено к трем основным типам: прямые, стреловидные,
треугольные (рис. 5.2). Каждый тип имеет разновидности.
Удлинение крыла X определяется по формуле
Х=/2/5кр,
где I — размах крыла;
SKp — площадь крыла в плане.
Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические
(А, Каэр), а также на весовые и жесткостные характеристики
крыла. Увеличение А, ведет к увеличению аэродинамического
качества крыла, но уменьшает его жесткость. Для крыльев сов-
109
ременных самолетов удлинение крыла X лежит в пределах от 2
до 10. Сужение крыла т] определяется по формуле
^корн
^конц
где &Корн и пц — соответственно корневая и концевая хорды
крыла.
Сужение т] крыла также влияет
К) на аэродинамические и весовые
(но в меньшей степени, чем
характеристики крыла. Ле-
Рис. 5. 2. Формы крыльев в плане:
/—прямые; //—стреловидные; ///—треугольные;
1—прямоугольные; 2—трапециевидное; 3—трапециевидное с прямой передней кром-
кой; 4—трапециевидное малого удлинения; 5—с прямой стреловидностью; 6—с пере-
менной стреловидностью; 7—со спрямленным участком; 8—с острыми концами;
9—со срезанными концами; 10—с обратной стреловидностью задней кромки; 11—
с переменной стреловидностью передней кромки (оживальное)
жит обычно в пределах от 2 до 4,5. Увеличение сужения г| ведег
к уменьшению массы крыла, но повышает склонность к конце-
вым срывам потока, особенно на больших углах атаки а.
Стреловидность крыла определяется углом /, замеряемым
между линией фокусов и перпендикуляром к плоскости симмет-
рии самолета. Стреловидность является одним из основных
средств затягивания и смягчения протекания волнового кризи-
са на околозвуковых скоростях.
Рассмотрим основные формы крыльев в плане, области их
применения, достоинства и недостатки.
110
Прямые крылья характеризуются нулевым или малым (до
15°) углом стреловидности. Они могут быть прямоугольной либо
трапециевидной формы в плане. Прямоугольные крылья сохра-
нились на легких поршневых самолетах (бипланы или подкос-
ные монопланы). Отличаются простотой устройства, но по срав-
нению с трапециевидными имеют большее индуктивное сопро-
тивление и большую массу.
Прямые трапециевидные крылья широко применяют на тран-
спортных самолетах, летающих при М<0,65. Они отличаются
значительными удлинениями (Х = 7,5ч-12) и сравнительно тол-
стым профилем. Прямое трапециевидное крыло иногда применя-
ют на сверхзвуковых самолетах, но при этом оно имеет малое
удлинение и набрано из тонких скоростных профилей.
Стреловидные крылья широко применяют на самолетах, ле-
тающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. По срав-
нению с прямыми, стреловидные крылья имеют большее критш
ческое число Мкр и, следовательно, меньшее волновое сопротив-
ление. У стреловидных крыльев существенно уменьшаются
неблагоприятные изменения характеристик устойчивости и управ-
ляемости в околозвуковой зоне. Увеличение числа М требует
увеличения стреловидности, уменьшения удлинения X и относи-
тельной толщины с. Если для М = 0,8-4-0,85 оптимальными явля-
ются значения % = 35-4-40°, Х = 6,54-7,5 и сСр= 10-4-12%, то увели-
чение стреловидности до % = 604-65°, уменьшение удлинения до
Z = 2,5-4-3,5 и применение тонких (с = 5-4-6%) профилей позволя-
ет успешно применять стреловидное крыло до чисел М= 1,84-2.
Стреловидным крыльям присущи и серьезные недостатки, воз-
растающие с увеличением стреловидности. Для них характерны:
меньшие значения сут^ и су , что наряду со снижением эффек-
тивности механизации ухудшает взлетно-посадочные характери-
стики самолета; более ранний срыв потока на концевых участ-
ках крыла, ведущий к снижению эффективности элеронов и
уменьшению продольной устойчивости; излишне большая попе-
речная устойчивость на больших углах атаки; увеличение мас-
сы и уменьшение жесткости.
Треугольные крылья применяют на самолетах больших сверх-
звуковых скоростей. Они имеют большую стреловидность по
передней кромке %гтк = 554-60°, малое удлинение Л= 1,54-2 и
большое сужение. В зависимости от аэродинамических и конст-
руктивных особенностей различают несколько видов треуголь-
ных крыльев (см. рис. 5.2). Треугольные крылья обладают ос-
новными аэродинамическими достоинствами стреловидного
крыла.
Кроме того, большие хорды в корневой части позволяют
применить профили с меньшей относительной толщиной, или при
той же относительной толщине иметь большую строительную
высоту крыла (рис. 5.3), что приводит к уменьшению массы и
увеличению жесткости.
111
Рис. 5.3. Влияние
бкорн на строи-
тельную высоту
крыла:
а—стреловидное; б—
треугольное крыло
Особенностью треугольных крыльев также является возмож-
ность использования больших внутренних объемов. Наряду с
этими достоинствами треугольные крылья обладают рядом серь-
езных недостатков, присущих крыльям малых удлинений в по-
лете при М<Мкр и при посадке. Основные из них:
медленный рост подъемной силы с увеличением угла атаки,
вследствие иего использование больших значений с^доп практи-
чески невозможно (акр = 254-30°);
аэродииамичесткое качество крыла неве-
лико во всех диапазонах скоростей (так как
значения су меньше);
небольшой размах крыла ограничивает
эффективное использование механизации и
для обеспечения требуемых взлетно-поса-
дочных характеристик приходится увеличи-
вать площадь крыла;
за треугольным крылом образуется боль-
шая зона возмущенного и сильно скошен-
ного потока, отрицательно влияющего на
работу хвостового оперения, особенно на
больших углах атаки.
Таким образом, преимущества треуголь-
ного крыла наиболее полно проявляются
на больших сверхзвуковых скоростях, когда особенно важными
факторами являются уменьшение волнового сопротивления и вы-
сокая жесткость крыла при малой относительной толщине.
На ряде впервые созданных сверхзвуковых пассажирских са-
молетов (советском Ту-144, англо-французском «Конкорд») при-
менено крыло сложной формы в плане (оживальное) с пере-
менной стреловидностью по передней кромке (см. рис. 5.2). Та-
кая форма в плане, в сочетании с кривизной крыла и круткой,
приводит к увеличению аэродинамического качества на сверх-
звуковом режиме (М = 2,2ч-2,5), который для этих 'самолетов
является крейсерским режимом. Как известно из аэродинамики,
на сверхзвуковых скоростях фокус смещается назад, что приво-
дит к возрастанию продольной устойчивости и ухудшению про-
дольной управляемости. Для продольной балансировки самоле-
та требуются более значительные отклонения элевонов, что
приводит к росту сх и, следовательно, к уменьшению аэродина-
мического качества (потеря качества на балансировку). Корне-
вые участки крыла, которым придана большая стреловидность,
обладают достаточно высокой несущей способностью только на
сверхзвуковых скоростях, что обеспечивает смещение фокуса
вперед, уменьшение продольной устойчивости и, следовательно,
потребных для балансировки при М>1 углов отклонения эле-
вонов. При этом уменьшается необходимость перекачки топлива
в хвостовые (так называемые балансировочные баки) для смеще-
ния центра тяжести самолета назад, чем обычно обеспечивается
112
уменьшение неблагоприятного увеличения устойчивости при
сдвиге назад фокуса (напомним, что продольная статическая ус-
тойчивость определяется разностью между положениями центра
тяжести и фокуса — тс2У =хт—xF).
Форма крыльев (вид спереди)
В виде спереди крыло (рис. 5.4) характеризуется углом ф, ко-
торый называется углом поперечного V и образуется плоскостью
хорд консоли крыла и перпендикуляром к плоскости 'Симметрии
самолета. Угол ф оказывает влияние на поперечную устойчи-
Рис. 5. 4. Форма крыла (вид спереди)
вость и может меняться в пределах от +7 до —7° Прямым
крыльям, как правило, придается положительное поперечное V
(рис. 5.4, а). Стреловидные крылья имеют отрицательное попе-
речное V (рис. 5.4, г) для уменьшения слишком большой попе
речной устойчивости на больших углах а, вызванной стреловид-
ностью.
Крылья типа «чайка» (прямая и обратная) (рис. 5.4, б, в)
уменьшают споротивление интерференции с фюзеляжем, но бо-
лее сложны в производстве.
§ 3.	КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРЫ,
ПРИМЕНЯЕМЫЕ ДЛЯ УЛУЧШЕНИЯ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК
СТРЕЛОВИДНЫХ И ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
Ряд (конструктивных мер позволяет в значительной степени
уменьшить недостатки крыльев самолетов, летающих на боль-
ших скоростях. Практически все меры сводятся к увеличению
различными способами несущих свойств концевых участков кры-
ла на больших углах атаки.
113
Основными конструктивными мерами являются установка
аэродинамических гребней, крутка крыла, постановка концевых
предкрылков и др.
Аэродинамические гребни уменьшают перетекание погранич-
ного слоя вдоль крыла (рис. 5.5), что устраняет утолщение это-
го слоя на концевых участках крыла, приводящее к его более
раннему отрыву по сравнению с прямым крылом.
Рис. 5.5. Аэродинамические греб
ни на стреловидном крыле
Рис. 5.6. Схема крыла с из-
меняемой стреловидностью
Крутка крыла может быть геометрической, когда хорды не
лежат в одной плоскости, либо аэродинамической, когда крыло
набрано из различных профилей. Закручивая концевые участки
крыла в сторону уменьшения углов атаки или применяя там
более несущие профили, можно значительно ослабить срывные
явления.
Концевые предкрылки, воздействуя на пограничный слой,
увеличивают его устойчивость. Хорошими аэродинамическими
характеристиками в широком диапазоне скоростей обладает
крыло изменяемой геометрии, у которого значительная часть
консоли может поворачиваться, меняя угол стреловидности
(рис. 5.6).
§ 4.	ВЗАИМНОЕ РАСПОЛОЖЕНИЕ
КРЫЛА И ФЮЗЕЛЯЖА
Положение крыла относительно фюзеляжа определяется его
расположением по длине и высоте фюзеляжа, а также углом ус-
тановки относительно его продольной оси.
Продольное расположение крыла определяется из условий
обеспечения заданного положения центра тяжести, которое зави-
сит от потребных характеристик устойчивости и управляемости
самолета. Поскольку положение центра тяжести задается отно-
сительно средней аэродинамической хорды (САХ) крыла, его
расположение на фюзеляже оказывается строго определенным.
Расположение крыла по высоте фюзеляжа может быть раз-
личным: высоким, средним и низким. В соответствии с этим са-
114
молет называют высокопланом, среднепланом и низкопланом.
Вариант расположения зависит от формы фюзеляжа, назначе-
ния самолета, типа и расположения двигателей, высоты шас-
си и др.
Угол установки ауст кры-
ла (рис. 5.7) выбирают так,
чтобы он был равен углу
атаки на наиболее харак-
терном режиме полета. При
этом фюзеляж расположен Рис. 5. 7 Установка крыла по отношению
по потоку и имеет наимень-	к фюзеляжу
шее сопротивление. Поэтому
чаще всего угол установки ауст>0, что кроме указанного нес-
колько улучшает взлетно-посадочные свойства самолета.
§ 5.	ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
Крыло любого самолета, обеспечивая создание практически
всей подъемной силы, является высоконагруженной его частью.
Правильное определение нагрузок крыла необходимо для раз-
работки его конструкции, проведения расчетов и испытаний на
прочность и жесткость. К основным нагрузкам крыла в полете
относятся аэродинамические и массовые силы. Для каждой из
них необходимо знать характер приложения, закон распределе-
ния, направление и расчетную величину.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ (ВОЗДУШНАЯ) НАГРУЗКА
Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимо-
действия крыла с воздушным потоком и является распределен-
ной. Приложена к обшивке в виде сил давления и разрежения,
Рис. 5. 8. Схема аэродинамических Рис. 5. 9. Погонная аэродинамиче-
сил крыла	ская нагрузка крыла
Действующих по нормали к ней. Равнодействующая аэродина-
мической нагрузки Раэр направлена под некоторым небольшим
углом 9 (рис. 5.8) к вектору подъемной силы Y Ввиду малости
Угла 0 можно принять, что РаЭр=Ур, а силой лобового сопротив-
ления Q для приближенных расчетов крыла на прочность можно
115
пренебречь (тем более, что она действует в плоскости наиболь-
шей жесткости крыла). Величина расчетной (разрушающей)
аэродинамической нагрузки определяется по формуле
Pa3P=Yp = Gn3f,
где G — сила тяжести самолета;
пэ — коэффициент эксплуатационной перегрузки;
f — коэффициент безопасности.
Обычно при рассмотрении нагружения и работы конструкции
крыла пользуются погонной аэродинамической нагрузкой qy—
нагрузкой, приходящейся на единицу длины крыла (рис. 5.9).
Эту нагрузку определяют по формуле
— h
Я У	^t/сеч^сеч 2
Рис. 5. 10. Распреде-
ление аэродинамиче-
ской нагрузки вдоль
размаха треугольного
крыла:
/—точно; 2—приближенно
где су сеч — коэффициент подъемной силы
в рассматриваемом сечении
крыла;
^сеч — хорда крыла в том же сече-
нии.
Рис. 5.11. Линии приложения аэро-
динамических и распределенных мас-
совых сил крыла
Для приближенных расчетов можно принять су сеч = су крыла ~
= const, тогда
Gn3f ,	, rP Gn3f
qy = -z— ^сеч. так как су	/= ——=—— -
*->кр	*	*^кр *^кр
При этом погонная аэродинамическая нагрузка распределяется
по размаху крыла пропорционально хордам. Такой закон доста-
точно точен для прямых и стреловидных крыльев, у которых
т)<3 и х^60°.
11 6
Для треугольных крыльев со срезанными концевыми участ-
ками можно принять, что qy по размаху постоянная, и, следо-
вательно,
Gn3f
где I — размах крыла.
Это объясняется увеличением су в концевых сечениях (рис.
5.10) такого крыла.
Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки
приложены по линии центров давления крыла (рис. 5.11), поло-
жение которых на хорде определяется по формуле
х^-т^Су,
где mz — коэффициент продольного момента крыла.
где Хф — относительная координата фокуса крыла.
У симметричных профилей mzO=0 и Тф = хд.
МАССОВЫЕ НАГРУЗКИ
Массовые нагрузки — это силы тяжести и инерции масс кон-
струкции самого крыла, топлива, грузов и агрегатов, располо-
женных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Инерцион-
ные силы возникают при появлении ускорений в криволинейных
полетах, в болтанку или при ударе о землю во время посадки.
Массовые нагрузки от конструкции самого крыла и размещен-
ного в нем топлива являются распределенными, нагрузки от
агрегатов — сосредоточенными.
Погонные массовые нагрузки конструкции крыла ^Кр распре-
деляются по размаху так же, как и его масса. Приближенно
можно считать, что масса крыла распределяется по размаху
пропорционально хордам как и аэродинамическая нагрузка, и
поэтому
где GKp — сила тяжести крыла с учетом распределенных в нем
грузов. Сосредоточенные массовые нагрузки от агрегатов опре-
деляем по формуле
^агр ~ ^агр^ f ’
где Garp —сила тяжести агрегата (или груза).
Равнодействующие погонных массовых сил приложены по линии
Центров тяжести крыла, которую можно считать проходящей че-
рез точки, лежащие на 42—45% хорд от носка.
117
Нагрузки от агрегатов Рагр приложены в их центре тяжести
(рис. 5.12). В большинстве расчетных случаев массовые нагруз-
ки направлены противоположно аэродинамическим и разгружа-
ют крыло в полете.
Рис. 5. 12. Схема приложения
сосредоточенных массовых сил
Рис. 5.13. Общая схема на-
гружения полукрыла
Равнодействующая нагрузок qy и 7кр
(или избыточной) погонной нагрузкой
называется суммарной
и определяется как их
разность
Gn3f 1 ^n3f
^s=^-^Kp = -z— b------b
_ (G —GKp)n3/ b
•^кр
С учетом всех нагрузок общая схема нагружения полукрыла
имеет вид, показанный на рис. 5.13. От действия внешних сил
крыло работает на сдвиг, изгиб и кручение.
§ 6. ЭПЮРЫ ПОПЕРЕЧНЫХ СИЛ,
ИЗГИБАЮЩИХ И КРУТЯЩИХ МОМЕНТОВ КРЫЛА
Для расчета сечений крыла на прочность необходимо знать
величину действующих в них поперечной силы Q, изгибающего
М и крутящего Л4К моментов. Для этой цели строят их эпюры.
Крыло при расчетах рассматривается как двухопорная балка
с консолями. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзе-
ляжу. Симметричность конструкции и нагрузок позволяют
строить эпюру сил и моментов для одного полукрыла, которое
можно рассматривать как балку, жестко защемленную в фюзе-
ляже (нагрузки на участке фюзеляжа относим к самому фюзе-
ляжу).
Построение эпюры поперечных сил
Предварительно строим эпюру суммарных погонных нагрузок
г/s, для чего выбираем ряд сечений на равном расстоянии од-
но от другого и для каждого из них подсчитываем значение q^
зная G, GKp, пэ, f и Ьсеч. Отложив полученные значения qz в оп-
ределенном масштабе, получаем ее эпюру.
118
Для стреловидных крыльев с углом %>20° эпюру q строят
для истинной длины полукрыла вдоль его средней линии.
Для этого заменяют стреловидное крыло равновеликим прямым
и распределяют нагрузку по его длине //cos/ (рис. 5.14)
Подсчет ведем по формуле
<1*
£cos X,
(G — GKp) n3f
•$кр
где b cos % — длина хорды, перпендикулярная передней кромке.
/
Рис. 5. 14. Распределение суммар- Рис. 5. 15. К построению эпюры Q
пой нагрузки по размаху стрело-	для крыла
видного крыла
Рассмотрим порядок построения эпюры поперечных сил Q-
Выделим на эпюре q^ элементарный участок dz (рис. 5.15).
Элементарная поперечная сила dQ = qz dz представляет собой
элементарную площадку эпюры q^.
Вся поперечная сила в сечении 1 (z = Zi) выразится как
Qi= \q-idz.
6
Интеграл представляет собой площадь эпюры q^ от конца
крыла до сечения 1. Следовательно, поперечная сила в любом
сечении крыла численно равна площади эпюры q^ от конца
крыла до данного сечения.
Интеграл можно приближенно вычислить графо-аналитичес-
ким способом (методом трапеций), заменяя участки эпюры q^
между сечениями трапециями. Для каждого участка между се-
чениями находим приращение поперечной силы и саму попе-
речную силу.
Если концевое сечение обозначено цифрой 0 и Qo = 0, го
Qi = Qo+AQi, где AQi	Дг; Дг — расстояние между сече-
ниями.
Таким образом,
Q„=Q„-i+aQ„; aq„= qn-' + qn-bz.
119
Таблица 5.1
Нохмера сечений	Qn-1	Уп-Г^Яп 2	Az	&Qn	Qn
	Чо	flo + ffl 2	Az	?о+<?1 Ьг 2	Qi
2	41	+ 2	Az	gl+<?2 Az 2	Qi
Результаты подсчетов удобно сводить в табл. 5.1. Откладывая
в определенном масштабе значения Q в течениях, строят ее эпю-
Рис. 5. 16. Эпюры Q и М при различном нагружении крыла
ру. При наличии на крыле сосредоточенных массовых сил в ме-
стах их приложения на эпюре Q имеются скачки величиной
^агр = ^агр^ f
Вид эпюры Q при различных вариантах нагружения крыла по-
казан на рис. 5.16. Как видно, агрегаты разгружают крыло в
полете.
Построение эпюры изгибающих моментов
Эпюры М строят методом графо-аналитического интегрирова-
ния эпюры поперечных сил Q (рис. 5.17). Площадь элементар-
ного участка эпюры Q, равная Qdz, представляет собой элемен-
тарный момент
dM = Qdz.
120
Изгибающий момент в данном сечении крыла, например в сече-
нии Л выразится интегралом
7И1= j Qdz.
о
Следовательно (по аналогии), М в любом сечении крыла чис-
ленно равен площади эпюры Q от конца крыла до данного се-
чения. Заменяя участки эпюры Q трапециями и последовательно/
суммируя их площади, определяем значения М в сечениях и
строим эпюру М. Так:
т. е.
Результаты подсчетов можно заносить в табл. 5.2. При нали-
чии на крыле сосредоточенных массовых сил эпюру М строят с
учетом этого, алгебраически суммируя эпюры от распределен-
ных и сосредоточенных сил (рис. 5.17). В местах приложения
сосредоточенных сил Рагр на эпюре М будет перелом.
Таблица 5.2
Номера сечений	Qn—1	Qn—1+Qn 2	Az	ДМиЗГ	M
	<?0	Qo+Qi 2	Az	Qo+Qi A 2	
2	<?1	Q1+Q2 2	Az	Q1+^- Az 2	M2
Вид эпюры М для различных вариантов нагружения крыла
показан на рис. 5.16.
При необходимости рассчитать только одно сечение крыла
(обычно корневое, где Q и М максимальны) значения Q и Л1,
действующие в нем, можно подсчитать (без построения эпюр)
по приближенным формулам, исходя из принятых ранее допу-
щений
_	V _Oc_V;W
Чсеч—	£	°очк	агР’ L сеч —
где 5очк—площадь отсеченной части крыла (ОЧК);
121
с — расстояние от центра тяжести площади ОЧК, где
приложена равнодействующая суммарной погонной
нагрузки до заданного сечения (его определение
показано на рис. 5.18)
Рис. 5. 17 К построению
эпюры М для крыла
Плоскость симметрии самолета
Рис. 5. 18. Определение центра тяжести
площади ОЧК крыла
Построение эпюры крутящих моментов
Наличие крутящих моментов 7ИК в сечениях крыла объясня-
ется тем, что центр давления и центр тяжести в сечениях крыла,
где приложены соответственно qy и ^Кр, не совпадают с центров
жесткости, вокруг которого происходит поворот сечения.
Прямая, соединяющая центры жесткости сечений крыла, на-
зывается линией центров жесткости (или осью жесткости) и в
общем случае не совпадает с линией центров давления и линией
центров тяжести (рис. 5.19). Положение линии ц.ж. зависит от
конструкции крыла. Приближенные формулы для определения
ее положения будут приведены далее в расчетах на прочность.
Для построения эпюры Л4К предварительно необходимо пост-
роить эпюру погонных крутящих моментов т, т. е. моментов от
погонных нагрузок qy и ^Кр
=	~г q к р л* ц.ж,
где Хц.ж — расстояние между ц.д. и ц.ж.
хц.ж — расстояние между ц.т. и ц.ж.
Вычислив для выбранных сечений значения т, строим их
эпюру (рис. 5.20). Эпюру крутящих моментов Л4К строим также
методом графо-аналитического интегрирования эпюры т. Так как
Z
dMK = mdz и Л4К = j* mdz, то крутящий момент в любом сечении
Q
крыла численно равен площади эпюры т от конца крыла до
122
Рис. 5. 19. Погонные крутящие моменты крыла
а—эпюра погонных крутящих моментов;
б—эпюра крутящих моментов
б)
Рис. 5.21. Влияние сосре-
доточенных сил на эпюру
Л4К крыла
123
данного сечения. Последовательно суммируя площади эпюры т,
получим значения М и строим эпюру (рис. 5.20,6).
Мк0=0; ЛГк1=тИк0+дЛ1к1; дМк1=^±^-' Дг,
т. е.
Подсчеты также удобно оформлять в виде таблицы, подоб-
ной табл. 4 и 5.
При наличии на крыле сосредоточенных массовых сил на
эпюре 7ИК будут скачки на величину Рагр я, где а—расстояние от
ц.т. агрегата до ц.ж. крыла. Вид эпюры Л1к для этого случая по-
казан на рис. 5.21. У стреловидных крыльев крутящий момент
в корневых сечениях намного больше, чем у прямых крыльев,
так как точки приложения воздушной нагрузки средних и кон-
цевых участков стреловидного крыла смещены назад по отноше-
нию к корневому. Особенности нагружения узлов крепления
стреловидного крыла к фюзеляжу будут рассмотрены в гл. 6.
ГЛАВА 6
КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ
§ 1. СИЛОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ
ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА КРЫЛА
Крылья самолетов отличаются большим разнообразием не
только внешних форм, но и конкретных конструкций. Во всех
случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким при
минимальной массе.
Характерным для всех крыльев является то, что они пред-
ставляют собой плоские тонкостенные балки с большой жестко-
стью в плоскости хорд. По-
этому работу крыла в этой
плоскости обычно не рас-
сматривают и напряжения-
ми в конструкции от сил со-
противления пренебрегают.
Передавая подъемную си-
лу на фюзеляж, крыло
подвергается деформациям
изгиба и кручения, которые
должны восприниматься со-
Рис. 6. 1. Конструкция крыла с основ-
ными силовыми элементами:
ответствующими СИЛОВЫМИ /—стенка; 2—лонжероны; 3—стрингеры; 4—нер-
элементами.	Поэтому	вюры; 5—обшивка
крылья различных типов
обычно представляют собой наборы однотипных элементов, уча-
ствующих в восприятии внешних нагрузок и составляющих его
конструктивно-силовую схему.
Требованиям наименьшей массы для относительно тонких
современных крыльев лучше всего отвечает тонкостенная конст-
рукция, состоящая из продольного и поперечного наборов и об-
шивки. к продольному набору относятся лонжероны, продоль-
ные стенки и стрингеры. Поперечный набор крыла обычно состо-
ит из нервюр. Типичная конструкция крыла с силовыми элемен-
тами показана на рис. 6.1.
Последовательная передача сил элементами крыла происхо-
дит так же, как и в любой тонкостенной оболочке, подкреплен-
ной каркасом из продольных и поперечных элементов. Аэроди-
125
намическая нагрузка в виде сил разрежения и давления прило-
жена непосредственно к обшивке (рис. 6.2, а). С обшивки через
силовые связи она передается на нервюры и стрингеры, кото*
рые обычно крепятся к нервюрам и поэтому каждая нервюра как
бы «собирает» распределенную аэродинамическую нагрузку с
участков обшивки и со стрингеров.
AQ}
ннер
5)

Рис. 6. 2. Передача аэродинамических сил крыла:
--отсек крыла; б—нагружение нервюры;
/—стрингер; 2—нервюра; 3—обшивка
sr
Рис. 6.3. Схема работы элементов крыла
на изгиб
Нагружение нервюры показано на рис. 6.2, б. Нервюра рабо-
тает как плоская балка-диафрагма, нагруженная в своей плос-
кости и опертая на стенки и обшивку. Нагрузка, действующая
на нервюру, стремится ее переместить и повернуть, так как ее
равнодействующая РПер приложена в центре давления, который
обычно не совпадает с центром жесткости сечения. Перемеще-
нию нервюры препятствуют
передняя и задняя стенки, к
которым она прикреплена и
в них возникают реакции
AQi и AQ2. Повороту нервю-
ры (под действием крутя-
щего момента ДЛ4К = Рцер^г
где с — расстояние от цент-
ра давления до центра же-
сткости сечения) препятст-
вует замкнутый контур, со-
стоящий из стенок и обшив-
ки, в 'котором возникает по-
ток касательных усилий •
Поскольку крыло закреплено на фюзеляже, то при передаче
поперечных нагрузок от всех нервюр к узлам крепления крыло
нагружается изгибающим моментом (рис. 6.3), воспринимаемым
продольными элементами (пояса, стрингеры и обшивка), в ко-
торых действуют осевые усилия сжатия и растяжения.
126
НАЗНАЧЕНИЕ И РАБОТА СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА
Лонжероны воспринимают изгибающий момент М и попереч-
ную силу Q. Изгибающий момент М воспринимают пояса лон-
жеронов, в которых возникают большие осевые усилия. Стенки
лонжеронов, воспринимая практически всю поперечную силу Q,
работают на сдвиг. Кроме того, стенки совместно -с обшивкой
образуют замкнутые контуры, воспринимающие крутящий мо-
мент. Так как задняя часть профиля (хвостовик) обычно выре-
зается для размещения элеронов и механизации, наличие зад-
ней стенки является обязательным.
У большинства крыльев, кроме стенок, как составных частей
лонжеронов, имеются так называемые продольные стенки, пояса
которых гораздо слабей поясов лонжеронов.
Стрингеры — продольные элементы, участвующие в восприя-
тии изгибающего момента. При этом в них действуют осевые
силы сжатия или растяжения.
Стрингеры подкрепляют обшивку, увеличивая ее устойчи-
вость, а также воспринимают местную воздушную нагрузку и пе-
редают ее на нервюры.
Нервюры составляют поперечный силовой набор крыла. Они
передают аэродинамическую нагрузку с обшивки на стенки.
Нервюры придают форму профилю, подкрепляют продольные
элементы и обшивку, увеличивая их устойчивость.
Под действием нагрузок нервюра работает на сдвиг и изгиб
в своей плоскости. Силовые (или усиленные) нервюры, кроме
того, воспринимают большие сосредоточенные нагрузки и рас-
пределяют их между основными силовыми элементами.
Обшивка образует гладкую, удобнообтекаемую поверхность,
герметизирует крыло.
Она не только воспринимает аэродинамическую нагрузку,
но работает на кручение, а часто и на изгиб. Степень участия
обшивки в восприятии изгибающего момента М зависит от ее
толщины и характера подкрепления (т. е. от конструкции
крыла).
КОНСТРУКЦИЯ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА
Лонжероны представляют собой продольные балки, состоя-
щие из поясов и стенок. Их доля в массе крыла может доходить
до 30—40%. Большая же часть массы самого лонжерона прихо-
дится на его пояса, в которых при изгибе возникают наиболь-
шие нормальные напряжения отах (рис. 6.4), так как их мате-
риал наиболее удален от нейтральной оси. Касательные напря-
жения tq весьма мало меняются по высоте стенки с постоянной
толщиной.
При такой простой конструкции лонжерона достигается наи-
более эффективное использование материала, а следовательно, и
минимальная масса.
127
Касательные усилия в стенках лонжеронов невелики, что поз-
воляет делать их тонкими. Для увеличения их устойчивости при
работе на сдвиг и обеспечения силовой связи с нервюрами на
них ставят стойки. Роль стоек могут выполнять отбортованные
участки стенок нервюр.
Общий вид балочного лонжерона показан на рис. 6.5. Такой
лонжерон представляет собой составную балку, поскольку поя-
Рис. 6.4. Распределение напряжений
в элементах лонжерона
Рис. 6. 5. Устройство составного
лонжерона:
/—стенка; 2—стойка; 3—пояс
са, стенка и стойки изготовляют отдельно и затем -соединяют в
одну конструкцию. В ряде случаев высоконагруженные лонже-
роны в тонких крыльях скоростных самолетов выполняют в виде
монолитных (цельноштампованных) балок, у которых пояса и
стенка выполнены как одно целое, а роль стоек выполняют реб-
ра, выштампованные на стенках (рис. 6.6).
Балочная конструкция лонжеронов является наиболее вы-
годной для крыльев -с малой и средней относительной толщиной
профиля. Масса лонжеронов при этом получается наименьшей.
Рассмотрим подробней уст-
ройство балочных лонжеронов,
состоящих из поясов и стенки.
Пояса лонжеронов пред-
ставляют собой катаные или
прессованные профили различ-
ного сечения (рис. 6.7), удоб-
ные для соединения с обшибкой
и стенкой. Из условия равно-
прочности площади сечения поясов к концу крыла должны
уменьшаться. Это может осуществляться, например, фрезерова-
нием поясов или использованием профилей различного сече-
ния. Для этого удобен профиль, составленный из двух уголков
и накладки (рис. 6.7, в). Сначала можно уменьшать толщину
накладки, затем срезать уголки (рис. 6.7, г) до оставления од-
ного уголка (рис. 6.7, д). Более прост в техническом отношении
тавровый пояс (рис. 6.7, а), но при соединении с обшивкой он
ослабляется отверстиями под крепежные элементы, поэтому
128
часто применяют профиль со специальными лапками для креп-
ления обшивки (рис. 6.7, б).
При большой строительной высоте крыла кроме балочных
лонжеронов могут быть применены ферменные в виде раскосно-
стоечных плоских ферм, у которых пояса связаны между собой
а)	6)	6)
Рис. 6.7. Типовые сечения поясов лонжеронов
решеткой. Общий вид ферменного лонжерона показан на рис.
6.8. Пояса представляют собой прессованные Т-образные про-
фили с высоким ребром жесткости. Между местами крепления
раскосов в ребрах жесткости делаются срезы для облегчения
конструкции. Раскосы и стойки выполнены из профилей швел-
лерного сечения с утолщением на концах ребер, что повышает
их жесткость. Раскосы и стойки крепятся к поясам при помощи
Рис. 6.8. Ферменный раскосный лонжерон:
1, 2—пояса; 3—раскос
болтов или заклепок. Наличие стоек упрощает крепление к лон-
жеронам нервюр. Кроме лонжеронов чисто балочного или фер-
менного типа могут быть применены ферменно-балочные лон-
жероны, у которых на корневом участке, где строительная вы-
сота крыла больше, используется ферменная конструкция, а на
концевом участке — балочная (с поясами и стенкой со стой-
ками).
5	2659	129
Применение различных профилей по длине пояса приводит к
наличию стыков, увеличивающих вес и усложняющих производ-
ство. Современная технология позволяет изготовить профили
переменных сечений по форме и размерам и избежать стыков.
Для подгонки обшивки точно по профилю крыла на поясах
лонжерона ставят специальные накладки или подгоняют его к
профилю крыла. Варианты соединения поясов лонжеронов с об-
шивкой показаны на рис. 6.9.
Рис. 6. 9. Типы соединения поясов лонжеронов с обшивкой

и
Пояса лонжеронов для сравнительно слабо нагруженных
крыльев выполняют из алюминиевых сплавов. Но при малой тол-
щине крыла более выгодным материалом в весовом отношении
оказывается сталь (например — хромансиль). В условиях зна-
чительного нагрева применяют титан и его сплавы и специаль-
ные жаропрочные стали.
Стенки лонжеронов также можно выполнять из разнообраз-
ных материалов (сплавы алюминия, титан, стали) толщиной
6ст=14-5 мм. В направлении к концу крыла толщина стенки
уменьшается, для чего применяют листы разной толщины, либо
листы с постепенно изменяющейся толщиной.
Стенки лонжеронов чаще всего соединяют с поясами лонже-
ронов при помощи заклепок. Сейчас для этого используют также
клеевые и клеесварные соединения.
Рис. 6. 10. Типовые сечения продольных
стенок
Корневые части лонжеронов заканчиваются мощными стыко-
вочными узлами, которые передают силы и моменты с консолей
крыла на подфюзеляжную часть (центроплан) или непосредст-
венно на фюзеляж.
Продольные стенки в конструктивном отношении аналогичны
лонжеронам крыла со слабыми поясами. Продольные стенки
передают поперечную силу и частично крутящий момент и обыч-
но соединяются с фюзеляжем шарнирными узлами. Типовые се-
чения продольных стенок показаны на рис. 6.10.
Стрингеры входят в продольный силовой набор любого кры-
ла клепаной конструкции.
Стрингеры представляют собой профили прессованные или
катаные из болванок, или гнутые из листового материала. Фор-
му сечения и расстояние между нервюрам'и выбирают так, чтобы
критические напряжения общей и местной потери устойчивости
стрингеров при их совместной работе с обшивкой были бы наи-
большими. Типовые формы сечений стрингеров показаны на
рис. 6.11. Лучше всего подкрепляют обшивку стрингеры, обра-
зующие с ней замкнутые профили. Недостатком их является
наличие двухрядного заклепочного шва.
Критические напряжения потери устойчивости прессованных
стрингеров больше, чем гнутых, и поэтому в крыльях с работаю-
е—профили, гнутые или катаные из листов-, б—профили, прессованные или катаные иэ
болванок и брусков
щей обшивкой они применяются наиболее широко. Для повыше-
ния местной устойчивости на кромках делают утолщения.
Стрингеры изготовляют из тех же материалов, что и пояса лон-
жеронов. Для соединения стрингеров с обшивкой применяют
заклепочные, клеесварные и сварные соединения (рис. 6.12).
По назначению и конструкции различают нервюры нормаль-
ные и силовые (или усиленные), по конструктивной схеме —
балочные, рамные и ферменные.
Нормальные нервюры балочного типа выполнены в виде
сплошных стенок из листового материала толщиной 0,5—1,5 мм.
Пояса их образуются путем отбортовки стенки в местах приле-
гания к обшивке, либо при помощи приклепывания уголков (мо-
жет быть и то и другое). Часто по технологическим соображе-
ниям толщину стенки принимают больше расчетной, а для об-
легчения в ней делают отбортованные отверстия. Устойчивость
стенок повышают уголковыми стойками или выштампованными
зиговками. Конструктивно нервюра состоит из трех частей (если
в крыле два лонжерона) — носовой, средней и хвостовой. Иног-
да нервюры делаются с разъемом по хорде, что увеличивает
Удобства изготовления крыла. Типовые нормальные нервюры по-
казаны на рис. 6.13.
Рамные нервюры состоят из двух половин, не связанных (не-
посредственно) одна с другой. При этом упрощается сборка
крыла и лучше используются внутренние объемы, но масса
5*	131
нервюры увеличивается из-за необходимости усиления каждой
половины нервюры.
Ферменные нервюры в тонких крыльях применяются редко.
Их изготовляют штамповкой, придавая отверстиям соответст-
вующую форму (рис. 6.14), либо путем склепывания поясов и
раскосов (в различном сочетании). Такая конструкция в крыль-
ях с несколькими стен-
ками оказывается более
легкой.
Соединения нормаль-
ных нервюр с обшивкой,
стрингерами и лонжеро-
нами показаны на рис.
6.15.
Силовые (усиленные)
Рис. 6. 12. Типы соединения
стрингеров с обшивкой:
Рис. 6. 13. Нормальные нервюры балочного
типа
а—заклепочное; б—клеесварное;
/—клей; 2—сварка
нервюры устанавливают в местах действия больших сосредото-
ченных сил и имеют мощные пояса и более толстые стенки.
Для крепления нагружающих их агрегатов предусмотрены
специальные узлы. На рис. 6.16 показано нагружение и работа
силовой нервюры, установленной в месте действия сосредоточен-
ной силы. Как видно, нервюра работает на изгиб и кручение
плоскости стенки. Ее пояса нагружаются осевыми усилиями сжа-
тия или растяжения.
Повороту нервюры препятствует контур, образуемый обшив-
кой и стенками. Поэтому силовые нервюры должны иметь хо-
рошую силовую связь с обшивкой и стенками лонжеронов.
132
Конкретная конструкция силовых нервюр зависит от характе-
ра их нагружения. Они могут быть балочными (рис. 6.17) или
ферменными, клепаной конструкции или цельноштампованными.
Материал стенок и поясов может быть одинаковым или разным.
При очень больших нагрузках пояса (при дюралюминиевой
стенке) выполняются из стали.
Рис. 6. 14. Ферменная штампованная нервюра
Обшивка может быть выполнена из листового материала
(однослойная) в виде монолитных панелей или в виде много-
слойной конструкции. На одном и том же крыле могут быть
применены все три типа конструкций.
Доля обшивки в общей массе крыла современного самолета
может значительно превышать 30%, поэтому она включается в
работу крыла на изгиб и кручение. Поверхность обшивки долж-
на быть гладкой, она не должна деформироваться под действи-
ем эксплуатационных нагрузок.
Рис. 6. 15. Соединения нормальных
нервюр:
а—со стрингерами; б—с обшивкой на ком-
пенсаторах; в—с лонжероном; /—стрингер;
2—нервюра; 3— стойка; 4—стенка лонже-
рона; 5—компенсатор
Листовая обшивка широко применяется для крыльев самоле-
тов на всех диапазонах скоростей. Ее изготовляют из отдельных
листов дюралюминия или более жаропрочных материалов, пред-
варительно выштампованных по форме профиля в данном месте.
Толщина обшивки 60бш колеблется в пределах от 0,8 до 8,0 мм
и зависит от конструкции крыла и действующих в данном сече-
133
нии нагрузок. В направлении к концу крыла толщина обшивки
обычно уменьшается, поэтому при ее изготовлении необходимо
применять листы разной
или переменной толщины
(последнее дает эконо-
мию в материале и сни-
жает массу конструкции).
Соединять листы об-
шивки можно встык, вна-
хлестку; внахлестку с
подсечкой (рис. 6.18).
Раскраивают листы так,
чтобы их соединения при-
ходились на силовых эле-
ментах каркаса. Листы
обшивки склепывают од-
но- и двухрядными за-
клепочными соединения-
Рис. 6. 16. Нагружение и работа силовой
нервюры
ми, с шагом, обеспечивающим устойчивость сжатой обшивки
между заклепками. Все шире применяют клеесварные и сварные
соединения, устраняющие ослабление обшивки (отверстиями под
Рис. '6. 17. Силовая нервюра балочного типа:
2—узлы крепления двигательной установки; 3—кницы крепления нервюры с пане-
лями; 4—стенка; 5—пояса
134
заклепки), повышающие качество ее поверхности, облегчающие
герметизацию и уменьшающие трудоемкость.
Кроме листовой, применяют обшивку, выполненную как одно
целое с подкреплениями в виде ребер, выполняющих функции
стрингеров и поясов нервюр. Такая конструкция получила назва-
ние монолитных панелей. Их ставят в наиболее нагруженных
зонах крыла.
а)
5) ®	б)
Рис. 6. 18. Соединения листовой обшивки:
а—встык с подкладкой; б—встык на силовом элементе; в—внахлестку с подсечкой
Монолитные панели применяют на крыльях ряда современ-
ных самолетов (Ил-62, Ту-154 и др.). Наиболее употребительные
формы сечений монолитных панелей показаны на рис. 6.19. Та-
кие панели улучшают качество поверхности, увеличивают жест-
кость крыла при меньшей массе, позволяют гораздо легче соз-
давать герметичные топливные отсеки. Особенно эффективны
монолитные панели для очень тонких крыльев.
Монолитные панели изготовляют методами прессования,
штамповки, механической обработки, глубокого химического
травления, прокатки, позволяющими получать панели различ-
ных габаритов и поперечных сечений.
Рис. 6. 19. Формы монолитных панелей
Рис. 6. 20. Соединение монолитных
панелей крыла
Стыковка монолитных панелей между собой и с поясами лон-
жеронов осуществляется винтовыми, болтовыми и реже закле-
почными соединениями. На рис. 6.20 показан пример соединения
монолитных панелей крыла крупного пассажирского самолета.
Многослойная обшивка состоит чаще всего из двух тонких
металлических листов — несущих слоев, между которыми рас-
положен заполнитель. В качестве заполнителя применяют пено-
пласты (в том числе армированные легкими профилями), сото-
вые конструкции (сотоблоки), выполненные из тонкой металли-
135
ческой фольги толщиной 0,05—0,2 мм или из стеклотекстолита,
а также гофрированные листы.
Для скрепления несущих слоев с заполнителем применяют
склеивание или пайку. Принцип устройства трехслойной обшив-
ки показан на рис. 6.21. Легкий заполнитель хорошо подкрепля-
а—сотовые заполнители; б—
пористые заполнители; а—
гофрированный заполнитель^
1—пенопластармированный;
2—пенопласт
ет несущие слои, что повышает их устойчивость в 50—100 раз.
Разнесение несущих слоев также повышает поперечную жест-
кость обшивки. Трехслойная обшивка обеспечивает гладкую по-
верхность крыла, лучшее сохранение аэродинамических форм,
уменьшение веса, улучшение теплоизолирующих свойств. Стати-
ческая и усталостная прочность трехслойной обшивки выше
прочности клепаной однослойной. Применение многослойной
обшивки позволяет умень-
Рис. 6.22. Конструктивные варианты
заделки торцов панелей трехслойной
обшивки:
шить количество нервюр и
отказаться от стрингеров.
Недостатками такой об-
шивки являются: сложность
контроля качества соедине-
ния несущих слоев с запол-
нителем, трудность осущест-
вления стыковых соедине-
ний, сложность восприятия
сосредоточенных нагрузок.
Разработано несколько
способов стыковки панелей
трехслойной обшивки между
а—накладкой; б—профилем; в—вкладышем;
г—профилем с вкладышем
собой и с силовыми элемен-
тами крыла. На торцах па-
нелей (рис. 6.22) устанавли-
вают накладки, окантовочные профили, вкладыши и др. Жела-
тельно избегать соединений, в которых требуется фрезерование
уступов для прокладок. Для заделки законцовок применяют
136
концевые профили (стрингеры) или сварку. В настоящее время
конструкции обшивок с заполнителями применяются не только
на опытных, но и на серийных самолетах.
§ 2. КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ
И КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТА
ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ
СХЕМЫ КРЫЛЬЕВ
Под конструктивно-силовой схемой подразумевается сово-
купность и взаимное расположение элементов конструкции, вос-
принимающих основные силовые факторы. К таким элементам
относятся лонжероны, стрингеры, нервюры, обшивка. Кроме
них, в конструкции крыла имеется ряд деталей, которые обычно
не включают силовую схему:
законцовки, носки, хвостови-
ки, зализы, аэродинамиче-
ские гребни и др.
Силовые схемы всех
крыльев принято подразде-
лять в зависимости от спо-
соба восприятия изгибаю-
щего момента — основного
силового фактора, так как
в работе на изгиб участвуют
элементы, масса которых мо-
жет быть более половины
Рис. 6.23. Принципиальные схемы
крыльев:
а—лонжеронного; б—моноблочного
массы конструкции крыла.
В соответствии с этим силовые схемы всех крыльев подразде-
ляют на два типа: лонжеронные и моноблочные (или кессонные).
Лонжеронным называется крыло, у которого изгибающий мо-
мент М воспринимается мощными поясами лонжеронов, а отно-
сительно слабые стрингеры служат для подкрепления тонкой
обшивки. Лонжеронные крылья стыкуются с фюзеляжем только
по лонжеронам, а стрингеры и обшивка у борта фюзеляжа об-
рываются.
Моноблочным или кессонным называется крыло, у которого
во всех сечениях изгибающий момент воспринимается верхней и
нижней панелями, состоящими из толстой обшивки, подкреплен-
ной набором мощных стрингеров. В отличие от лонжеронных
моноблочные крылья стыкуются всеми силовыми элементами
обшивкой, стрингерами и стенками, т. е. по всему контуру моно-
блока (кессона). Принципиальные схемы лонжеронного и моно-
блочного крыла показаны на рис. 6.23.
Обе силовые схемы можно применять на прямых, стреловид-
ных и треугольных крыльях. Выбор силовой схемы и конструк-
ции крыла определяются назначением самолета, диапазоном
137
скоростей, нагрузками, габаритами и формами крыла, а также
уровнем технологии. В некоторых случаях можно применять
конструкции, при которых одни части крыла выполняются по
лонжеронной схеме, а другие — по моноблочной.
КОНСТРУКЦИЯ прямых лонжеронных крыльев
Прямым считается крыло с нулевой или малой (х<15°)
стреловидностью. У прямых крыльев продольный силовой набор
подходит к борту фюзеляжа под прямым углом или близким к
нему.
Схема прямого лонжеронного крыла длительное время гос-
подствовала в авиации. Сначала полотняная, а затем и тонкая
металлическая обшивка, применяемая со времени получения
дюралюминия, не участвовали в восприятии основных силовых
факторов. Увеличение скоростей полета повлекло за собой при-
менение более толстой обшивки, которая уже могла работать на
кручение, а при дальнейшем увеличении толщины — включаться
в работу крыла и на изгиб.
В лонжеронном крыле может быть один, два или более лон-
жеронов. При однолонжеронной схеме лонжерон расположен в
месте наибольшей строительной толщины крыла, так как при
этом требуется наименьшая площадь поясов (они наиболее раз-
несены) и масса лонжерона будет наименьшей.
Для создания контура, воспринимающего кручение, а также
для крепления узлов навески элеронов и механизации на 60—
70% хорды устанавливается задняя стенка со слабыми поясами
Для крепления съемного носка впереди лонжерона на 10—15%
хорды ставится передняя стенка.
Площадь поперечного сечения стрингеров в лонжеронном
крыле невелика. Стрингеры устанавливаются с шагом 150—
200 мм. Шаг нормальных нервюр лежит в пределах 250—300 мм.
Часть нервюр делают усиленными (силовыми) для восприятия
и передачи сосредоточенных -сил. В разъемном крыле на корне-
вом конце лонжерона предусмотрен мощный моментный узел,
передающий весь изгибающий момент М на фюзеляж. Конст-
рукция однолонжеронного крыла показана на рис. 6.24.
В двухлонжеронном крыле изгибающий момент воспринима-
ется поясами обоих лонжеронов, располагаемых обычно на 15—
20% (передний) и 60—70% (задний) хорды. В этой схеме поста-
новка дополнительных стенок чаще всего не требуется. Высота
лонжеронов может быть одинаковой или разной, но меньше
наибольшей высоты профиля, что несколько ухудшает весовые
характеристики крыла. Зато свободная средняя часть может
удобно использоваться для размещения агрегатов, топлива и
шасси, тем более, что лонжеронная конструкция позволяет де-
лать в крыле значительные вырезы без нарушения целостности
основных силовых элементов.
138
Стрингеры и нервюры в двухлонжеронном крыле размещают-
ся, как и в однолонжеронном. Контур, работающий на кручение,
образуется обшивкой и стенками лонжеронов. Стыковка крыла
производится двумя моментными узлами, т. е. в четырех точках,
по поясам лонжеронов.
Рис. 6.24. Конструкция однолонжеронного крыла:
!—стыковые узлы; 2—лонжерон; 3—передняя	стенка;
4 — обшивка; 5 — задняя стенка; 6 — нервюры; 7 — стрин-
геры
Многолонжеронные прямые крылья в СССР были впервые
применены на самолетах ТБ-1 и ТБ-3 конструкции А. Н. Тупо-
лева, имевших скорость полета 200—300 км/ч. Однако по своим
аэродинамическим характеристикам прямое лонжеронное кры-
ло с удлинением Х>4 для современных цельнометаллических
средних и тяжелых самолетов (бомбардировщиков, пассажир-
ских, военно-транспортных), летающих в околозвуковом диапа-
зоне скоростей, оказывается неприемлемым.
КОНСТРУКЦИЯ ПРЯМЫХ МОНОБЛОЧНЫХ КРЫЛЬЕВ
Увеличение скоростей полета и нагрузок, опасность возник-
новения колебаний и другие факторы повысили требования к
жесткости конструкции крыла средних и тяжелых самолетов
различного назначения. Тонкая обшивка не обеспечивала сохра-
нения формы профиля крыла, достаточной прочности и жестко-
сти при малой массе на всех возможных режимах полета. При-
менение толстой хорошо подкрепленной обшивки привело к идее
использовать ее наряду со стрингерами для восприятия изги*
бающего момента М, так как материал этих конструктивных
элементов наиболее удален от нейтральной оси. Это позволило
резко уменьшить сечение и массу поясов лонжеронов и получить
наиболее легкое, жесткое и живучее крыло.
139
Основу силовой схемы прямого моноблочного крыла состав-
ляет кессон — силовая коробка, состоящая, как правило, из
верхней и нижней панелей обшивки со стрингерами и двух про-
дольных стенок.
Стенки расположены обычно в тех же местах, что и лонжеро-
ны в двухлонжеронном крыле. Они воспринимают поперечную
силу Q и крутящий момент AfK. Обшивка толстая (3—8 мм),
стрингеры мощные и поставлены часто. Их шаг 100—200 мм,
что обеспечивает высокие критические напряжения в сжатой
панели. К концу крыла сечение стрингеров уменьшается, а часть
их обрывается. Верхняя панель крыла обычно делается более
мощной, так как в наиболее тяжелых расчетных случаях А и Д'
она работает на сжатие.
Конструкции нормальных и силовых нервюр в моноблочных
крыльях практически такие же как и в лонжеронных. Шаг нер-
вюр колеблется в довольно больших пределах (300—800 мм) и
зависит от мощности стрингеров. Носок крыла делается съем-
ным на винтах и для обеспечения его жесткости число нервюр
(диафрагм) в нем может быть большим, чем в кессонной части
крыла.
Иногда стенки моноблочного крыла имеют довольно мощные
продольные профили-пояса. В этом случае их называют лонже-
ронами-стенками (или просто лонжеронами). Но сущность сило-
вой схемы при этом не меняется. На рис. 6.25 показана конст-
140
рукция моноблочного (кессонного) крыла самолета Ил-28,
разработанного конструкторским коллективом под руководством
С. В. Ильюшина в конце 40-х годов.
Применение разъема по хорде позволило, при небольшом уве-
личении массы, облегчить производство и повысить точность по-
лучения профиля благодаря применению нового метода сборки
крыла — базированию по обшивке.
В последующем прямые моноблочные крылья нашли широ-
кое применение на широко известных советских турбовинтовых
самолетах, таких как Ил-18, Ан-10, Ан-22 и др. На рис. 6.26
изображена конструкция отъемной части моноблочного крыла
самолета Ил-18, в котором кессонная часть герметизирована и
представляет собой топливный кессон-бак.
Разделение силовых схем современных крыльев на чисто лон-
жеронную и моноблочную является достаточно условным и
предназначено в основном для анализа работы конструкции
крыла. В лонжеронных крыльях скоростных самолетов обшивку
тоже делают толстой и она участвует в восприятии изгибающего
момента. В моноблочных крыльях стенки могут иметь усилен-
ные пояса, что позволяет считать их лонжеронами.
§ 3. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
СТРЕЛОВИДНЫХ И ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
И КРЫЛЬЕВ С ИЗМЕНЯЕМОЙ СТРЕЛОВИДНОСТЬЮ
СТРЕЛОВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ
Стреловидные крылья выполняются по тем же конструктив-
но-силовым схемам, что и прямые, т. е. могут быть лонжеронны-
ми или моноблочными. Существенные особенности их конструк-
ции имеются только на корневых, прилегающих к фюзеляжу,
участках; они вызваны наличием перелома продольных силовых
элементов, воспринимающих изгибающий момент М. Чаще всего
перелом продольных элементов осуществляется у борта фюзе-
ляжа, иногда по продольной оси самолета.
Устройство и работа средних и концевых участков стреловид-
ного крыла принципиально такие же, как и у прямого. Несколь-
ко отлично расположены нервюры: по потоку (рис. 6.27, а), ли-
бо перпендикулярно линии фокусов или передней кромке крыла
(рис. 6.27, б). В первом случае более точно выдерживается фор-
ма профиля, но в весовом и производственном отношении вто-
рой способ предпочтительней и применяется чаще.
Рассмотрим передачу нагрузок со стреловидного двухлонже-
ронного крыла (рис. 6.28) на фюзеляж. Усилия S, действующие
в поясах лонжеронов от М, раскладываем на две составляющие
Si и S2. Усилия Si (и моменты от них) перпендикулярны борту
фюзеляжа, лежат в плоскости фюзеляжных участков лонжеро-
нов (или замещающих их усиленных шпангоутов фюзеляжа) и
141
Рис. 6. 26. Отъемная часть моноблочного (кессонного) крыла-
—лонжероны-стенки; 3-стрингеры; .-нервюры; 5-бак-отсек; 3-узлы шздвески элерона; 7-стыковой болт; 3-крышка люка;
ице-
уравновешиваются такими же усилиями (или моментами) с
другой консоли крыла. Усилия же S2 и моменты от них парал-
лельны борту фюзеляжа и стремятся как бы скрутить фюзеляж-
ные участки лонжеронов. Этот эффект усиливается с увеличени-
ем стреловидности.
Для рациональной передачи изгибающего момента со стрело-
видного крыла на фюзеляж используют два способа: устанавли-
вают в корневой части крыла специальную подкосную балку
Рис. 6. 28. Схема передачи нагру-
зок со стреловидного крыла на
фюзеляж:
2—передний лонжерон; 3, 4—задний
лонжерон
Рис. 6.27. Распо-
ложение нервюр в
стреловидных
крыльях
(внутренний подкос), передающую изгибающий момент на фю-
зеляж, либо применяют усиленную бортовую нервюру, воспри-
нимающую усилия и моменты, лежащие в плоскости борта
фюзеляжа. Схема стреловидного лонжеронного крыла с внут-
ренним подкосом (рис. 6.29) была разработана в конце 40-х го-
дов конструкторским бюро под руководством А. И. Микояна
для реактивного истребителя.
В точке 4 лонжерон раздваивается: одна часть шарнирным
узлом екрепится в точке /, а другая — подкосная балка мощным
моментным узлом 2 передает Л4 на фюзеляж. Усиленная корне-
вая нервюра 5—4 служит для передачи крутящего момента Л4К
на опоры 1 и 2. При такой конструкции не требуется усиленная
бортовая нервюра, что позволяет делать внутри треугольника
1—2—4 вырез под нишу для уборки шасси. Конструкция лон-
жеронного крыла с внутренним подкосом показана на рис. 6.30.
143
Рис. 6.29. Схема стреловид-
ного крыла с внутренним
подкосом:
1—3—передний лонжерон; на
участке 1—4—передняя стенка;
2—4—внутренний подкос; 2—6—
задняя стенка; 5—4—корневая
нервюра
Эта схема менее удобна для панельной сборки и не обеспе-
чивает достаточной жесткости крыла (особенно на кручение) на
больших скоростях.
Стреловидное двухлонжеронное крыло с усиленной бортовой
нервюрой имеет перелом продольных элементов у борта фюзе-
ляжа. Применяется на легких скоростных самолетах. Схема та-
кого крыла показана на рис. 6. 31, а.
Составляющие S2, обозначенные здесь
Snep, нагружают усиленную бортовую
нервюру (рис. 6.31,6) большими со-
средоточенными изгибающими момен-
тами Л4б1 и Л1б2- Обшивка, участвую-
щая в восприятии части изгибающего
момента крыла, также нагружает ее
касательными силами q. Поэтому
в бортовой нервюре предусмотрены
усиленные пояса, связанные с поясами
лонжеронов, а также толстая стенка,
работающая на сдвиг. Конструктивно
усиленная бортовая нервюра может
принадлежать либо крылу, либо фюзе-'
ляжу.
Стреловидность крыла оказывает
влияние и на распределение изгибаю-
щих моментов по лонжеронам. Задний
лонжерон, как более короткий, обла-
дает большей жесткостью и поэтому
работает с большими напряже-
ниями.
Поперечная сила Q передается по
стенкам лонжеронов. Крутящий мо-
мент Мк с обшивки крыла восприни-
мается усиленной нервюрой 2—5, кото-
рая преобразует его в пару сил в точках 2 и 5. Сила в точке 2
воспринимается непосредственно стыковочным узлом фюзеляжа.
Сила в точке 5 догружает (или разгружает) изгибающим мо-
ментом передни^ лонжерон и передается на узел /.Примеркон-
струкции корневой части лонжеронного стреловидного крыла
с бортовой нервюрой показан на рис. 6.32. Бортовая нервюра
может быть клепаной или монолитной конструкции. Обшивка
более толстая, чем в крыле с подкосной балкой, участвует в ра-
боте крыла на изгиб. Конструкция крыла, особенно вдали от
корневой части, отходит от чисто лонжеронной и приближается
к моноблочной.
Недостатком конструкции является сложность уборки шасси-
внутрь крыла и фюзеляжа. Моноблочные (кессонные) стрело-
видные крылья широко распространены на средних и тяжелых
пассажирских и военных самолетах, где требуется сочетание
144
малой массы, достаточной жесткости, высокой живучести и хо-
рошего использования (внутренних объемов крыла.
Влияние стреловидности на .передачу нагрузок на фюзеляж
у них такое же, как и у лонжеронных крыльев. Перелом про-
Рис. 6.30. Конструкция стреловидного крыла с внутренним подкосом
дольных элементов делается чаще всего вблизи борта фюзеля-
жа, реже по оси самолета. В первом случае применяют усилен-
ные бортовые нервюры, во вто-
ром — добавляют усиленную цен-
тральную нервюру. Схема крыла
и нагружение бортовой нервюры
показаны на рис. 6.33.
Благодаря наличию средней
(внутрифюзеляжной) части кры-
ла с работающей обшивкой бор-
товая нервюра работает только на
сдвиг и поэтому имеет толстую
стенку без мощных поясов. Мо-
мент, поворачивающий бортовую
нервюру, уравновешивается мо-
ментом реакций и /?2, лежа-
щих в плоскости лонжеронов
средней части крыла.
Рассмотрим подробней вари-
анты конструкции моноблочных
крыльев на примерах реактивных
пассажирских самолетов. Суще-
ствуют различия в количестве
лонжеронов-стенок, конструкции
обшивки, способа герметизации.
Рис. 6.31. Схема стреловидного
крыла с усиленной бортовой нер-
вюрой:
а—схема крыла; б—схема нагружения
бортовой нервюры; 1—2—усиленная бор-
товая нервюра; 1—3—передний лонже-
рон; 2—4—задний лонжерон; 1—6, 2—6—
усиленные нервюры
145
Существуют два направления в создании конструкции таких
крыльев:
1) конструкция имеет две стенки с работающим на изгиб и
кручение контуром-кессоном. Обшивка переменной толщины хо-
Рис. 6.32. Конструкция корневой части стреловидного крыла
с усиленной бортовой нервюрой:
/—передний лонжерон; 2—усиленная бортовая нервюра; 3—задний лонже-
рон
рошо подкреплена стрингерами. Для повышения живучести до-
пускают некоторое снижение напряжений в силовых элементах,
а также применяют дублирование некоторых из них. По такой
схеме выполнены крылья самолетов Ту-104, Ту-114, Ту-124, Ту-
134, Боинг-707 и др.;
Рис. 6. 33. Схема стреловидного моно-
блочного крыла с бортовой нервюрой
Рис. 6.34. Соединение нервюр со
стрингерами при помощи фитингов:
/—обшивка; 2—фитинг; 3—нервюра-;
стрингер
2) конструкция имеет три (или более) стенки и образует кес-
сон из двух (или более) связанных контуров. Выход из строя
146
части элементов одного контура не приводит к разрушению кры-
ла. Однако более высокая живучесть достигается некоторым
увеличением массы крыла. Такую конструкцию имеют крылья
самолетов Ил-62, Ту-154, «Каравелла», Конвер-880, VC-10 и др.
Рис. 6.35. Конструкция моноблочного крыла с тремя стенками:
2, 3—стенки; 4—узел крепления пилона двигателя
Толщина обшивки в корневой части крыла на тяжелых самоле-
тах может доходить до 8—10 мм. Конструкция нервюр и стрин-
геров в этих крыльях не имеет существенных отличий от конст-
рукций этих элементов, рассмотренных ранее.
Создание в крыле герметизированных отсеков (кессон-баков)
требует высокой степени герметичности в местах соединений
Рис. 6.36. Варианты моноблочных
крыльев из слоистых панелей
Рис. 6.37. Типы жестких угловых
соединений:
/—угловой элемент; 2—панель обшивок;
3—стенка
элементов конструкции. Местная герметизация по всем швам
При помощи плотной клепки и специальных прокладок недоста-
точна и поэтому применяется общая герметизация кессон-баков,
при которой внутри их создается сплошная герметизирующая
147
пленка. Для деления кессона на отдельные баки-отсеки несколь-
ко средних частей нервюр также делают герметичными. Осталь-
ные нормальные нервюры доходят только до стрингеров и сое-
диняются с ними фитингами (рис. 6.34). Конструкция моноблоч-
ного крыла с тремя стенками показана на рис. 6.35.
Возросшие возможности технологии позволяют все шире
применять для панелей кессона монолитные конструкции. Все
больше применяют и слоистые конструкции. Имеются разработ-
ки моноблочных крыльев, выполненных целиком из трехслойных
панелей (рис. 6.36). Стрингеры отсутствуют, нервюр очень мало.
В местах соединения стенок и панелей обшивки должны быть
жесткие угловые элементы .(рис. 6.37).
Треугольные крылья
Треугольные крылья в большинстве случаев выполняются по
лонжеронной схеме, так как при этом фюзеляж не загромож-
дается внутрифюзеляжной частью крыла (центропланом) боль-
шой длины.
Рис. 6.38. Варианты однолонжеронной схемы тре-
угольного крыла:
1—лонжерон; 2—подкосная балка; 3— стенка
Лонжеронное треугольное крыло может иметь один или не-
сколько лонжеронов. На рис. 6.38 показаны варианты однолоп-
жеронных схем. Первая (а) аналогична схеме стреловидного
крыла с усиленной бортовой нервюрой, а вторая (б) — схема с
внутренним подкосом. Продольные элементы расположены по
образующим крыла и имеют прямолинейные формы.
Нервюры корневой части крыла, имеющие большую длину,
сильно нагружены. Расположены они по потоку. Диафрагмы
носка крыла обычно расположены перпендикулярно передней
кромке.
148
В третьей схеме (в) продольный набор расположен перпен-
дикулярно оси фюзеляжа, имеет меньшую длину. Здесь мощная
бортовая нервюра не нужна. Однако пояса лонжеронов и стрин-
Рис. 6.39. Пример конструкции однолонжеронного треугольного крыла*
/—лонжерон; 2—стыковой моментный узел лонжерона; 3—продольные стенки; 4—нер-
вюры; 5—шарнирные стыковые узлы
геры имеют криволинейные конфигурации, что усложняет их
производство. Нервюры также расположены по потоку. Изгибаю-
щий момент М передается через мощный моментный узел лон-
жерона. Остальные узлы шарнирные и передают только силы.
Конструкция однолонжеронного треугольного крыла показана
на рис. 6.39.
Многолонжеронные треуголь-
ные крылья могут быть выполне-
ны с параллельными (рис. 6.40,а)
или сходящимися (рис. 6.40,6)
лонжеронами. Первая схема бо-
лее выгодна по массе и жесткости
вследствие меньшей длины лон-
жеронов.
Каждый из лонжеронов пере-
дает нагрузки через свой момент-
ный узел, но так как длины их
различны (а следовательно, и же-
сткости), то имеется их взаимное
влияние, которое осуществляется
через нервюры и обшивку. Более
Длинные (задние) лонжероны
Рис. 6.40. Схемы многолонжерон-
ных треугольных крыльев:
а—с параллельными лонжеронами;
со сходящимися лонжеронами
часть действующих в них изгибающих моментов передают че-
рез обшивку крыла на более короткие.
На наиболее нагруженных участках крыла применяют моно-
литные панели обшивки, что позволяет проще создавать герме-
149
тизированные топливные баки-отсеки. На рис. 6.41 показана
конструкция многолонжеронного треугольного крыла.
На треугольных крыльях крупных скоростных самолетов ши-
роко применяют монолитные конструкции балок и обшивки, сло-
2
Рис. 6.41, Пример конструкции многолонжеронного треугольного крыла:
/—монолитные панели; 2—лонжероны; 3—задняя стенка; а—вырез под шасси
истые панели обшивки, клеесварные и сварные соединения. Ко-
личество лонжеронов (или стенок) может доходить до 15—18.
Моноблочные треугольные крылья могут иметь принципиаль-
но те же конструктивные схемы, что и стре-
ловидные, т. е. с переломом или без перело-
ма продольных элементов (рис. 6.42). В та-
ких крыльях силовые панели моноблока
занимают сравнительно небольшую часть
хорды, так как они установлены в местах,
где строительная высота крыла наибольшая.
Крыло с переломом оси силовых панелей
должно иметь усиленную бортовую нервюру.
В компоновочном отношении более вы-
годна схема, при которой силовые панели не
проходят через фюзеляж, но в этом случае
конструкция тяжелее.
Рис. 6.42. Схемы моноблочных треуголь-
ных крыльев
КРЫЛЬЯ с ИЗМЕНЯЕМОЙ СТРЕЛОВИДНОСТЬЮ
В ПОЛЕТЕ
Изменение стреловидности является наиболее перспективным
и уже применяемым способом изменения геометрии крыла в по-
лете. Целью изменения геометрии крыла в полете является по-
лучение хороших летных характеристик в широком диапазоне
скоростей.
При проектировании самолета с таким крылом необходимо
решить ряд вопросов, связанных с размещением узла поворота,
увеличением массы конструкции, сохранением жесткости и обес-
печением наименьшего изменения характеристик устойчивости и
управляемости на режимах с различной стреловидностью (она
может меняться в пределах 15—70°), изменением аэродинами-
ческого качества и др.
Возможно несколько конструктивных решений компоновочно-
го характера. Одним из наиболее удачных решений считается
расположение шарнира поворота консоли на неподвижном стре-
ловидном центроплане. При такой схеме масса конструкции
увеличивается меньше всего по сравнению с другими схемами,
а также снижается влияние положения консоли крыла на харак-
теристики продольной устойчивости самолета.
Основная конструктивная особенность крыла с изменяемой
стреловидностью в полете — наличие шарнирного узла, обеспе-
чивающего поворот консоли. Этот узел должен передавать все
нагрузки с поворотной части крыла, обеспечивать необходимую
жесткость, иметь малые габариты для установки внутри крыла,
не требовать сложных механизмов привода. Для уменьшения
трения в узле должен быть предусмотрен подшипник, способный
воспринимать изгибающий момент М, поперечную силу Q и кру-
тящий момент Л1К. Подшипник большого диаметра должен быть
невысоким, что позволяет применять его в тонких крыльях ско-
ростных самолетов.
На рис. 6.43 показана конструкция поворотного узла с под-
шипником, установленным в горизонтальных проушинах вилки
подвижной консоли крыла. Изгибающий и крутящий моменты
воспринимаются проушинами вилки центроплана, являющимися
опорами подшипника. Величина реакций опор зависит от тол-
щины профиля крыла (при тех же Л4 и Л4К). Конструкция обес-
печивает достаточную жесткость. Возможны и другие конструк-
тивные решения.
Наиболее рациональными конструктивно-силовыми схемами
поворотной части крыла в зоне поворотных узлов являются
двухлонжеронная (со сходящимися в районе узла лонжеронами)
и моноблочная. Конструкция средних и концевых частей особен-
ностей не имеет, В конструкции центроплана должно быть пре-
дусмотрено место для входящего в него участка поворотной
части.
Конструкция привода поворота должна иметь синхронизиру-
ющие устройства, обеспечивающие одинаковые повороты правой
и левой консолей. Должно быть также предусмотрено аварий-
ное устройство для поворота крыла в посадочное положение
(т. е. на малый угол стреловидности) при отказе основного при-
вода. Наряду с уменьшением угла стреловидности при посадке
на поворотной части крыла следует применять наиболее эффек-
тивную механизацию.
Рис. 6.43. Конструкция поворотного узла крыла с изменяемой в полете
,	стреловидностью:
/—центроплан: 2—поворотная консоль крыла; 3—узел поворота; 4—механизм пово-
рота; 5—вилка центроплана; 6—вилка консоли с проушинами; 7—прокладка; 8—флан-
цы; 9—подшипники; 10—обшивка
§ 4. КРАТКИЙ СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ
ЛОНЖЕРОННЫХ И МОНОБЛОЧНЫХ КРЫЛЬЕВ
Основными факторами, определяющими выбор той или иной
конструктивно-силовой схемы крыла, являются: масса, жест-
кость, компоновка, удобство эксплуатации, живучесть и др. Вли-
яние каждого фактора удобнее выявить, принимая, что матери-
ал, габариты, прочность и нагруженность крыльев одинаковы.
Сравнение по массе. При большой нагрузке и малой строи-
тельной высоте крыла усилия в поясах лонжеронов увеличивают-
ся настолько, что их приходится делать очень массивными.
В результате этого материал поясов приближается к нейтраль-
ной оси и используется хуже, чем у панелей моноблока, нахо-
дящихся на максимально возможном расстоянии от нейтраль-
ной оси.
В лонжеронных крыльях разрушающие напряжения поясов
близки к временному сопротивлению ов, но материал обшивки и
стрингеров используется гораздо хуже. В моноблочном крыле
материал силовых панелей 'используется равномерней, но разру-
шающие напряжения оКр<сГв- При средней толщине панели бСр>
>5 мм (обшивка-приэтом имеет толщину бОб = 2,5 мм) в весо-
вом отношении выгоднее моноблочное крыло, так как критиче-
ские напряжения сгКр в этом случае приближаются к пределу
прочности ов.
Сравнение по жесткости. Моноблочные крылья обладают
большей жесткостью на кручение и изгиб благодаря более тол-
стой обшивке и меньшим напряжением в стрингерах по сравне-
нию с поясами лонжеронов. Местная жесткость также больше,
а следовательно, деформации обшивки меньше, что лучше со-
храняет форму профиля в полете.
Сравнение по компоновке. С точки зрения компоновки пред-
почтительнее лонжеронное крыло, так как особенности его креп-
ления к фюзеляжу отдельными узлами позволяют внутрифюзе-
ляжную часть (центроплан) крыла заменить кольцевыми лонже-
ронами-шпангоутами. Моноблочное крыло стыкуется по всему
контуру кессона и чаще всего наличие центроплана обязатель-
но. В лонжеронных крыльях можно делать значительные вырезы
в обшивке (для размещения шасси, баков, люков для осмотра)
без существенного снижения прочности крыла. Вырезы могут
закрываться легкими панелями, работающими на сдвиг при кру-
чении, или даже крышками, не участвующими в работе. В моно-
блочном крыле вырезы в панелях кессона должны обязательно
закрываться силовыми панелями, что усложняет и утяжеляет
крыло.
Сравнение по удобству эксплуатации и живучести. В эксплу-
атации лонжеронное крыло удобнее, так как демонтаж отъем-
ных частей и крышек люков проще и требует меньше времени.
Живучесть у моноблочного крыла выше, ибо прочность
обеспечивается по большим числам элементов. Разрушение ча-
сти панели обычно не приводит к разрушению крыла. В лонже-
ронном крыле разрушение лонжерона (при двух лонжеронах)
выводит крыло из строя. Прочность обшивки на отрыв у лонже-
ронного крыла также ниже, чем у моноблочного.
§ 5.	РАЗЪЕМЫ КРЫЛЬЕВ. УСТРОЙСТВО ЦЕНТРОПЛАНОВ.
КОНСТРУКЦИЯ И НАГРУЖЕНИЕ
СТЫКОВЫХ УЗЛОВ И СОЕДИНЕНИЙ
РАЗЪЕМЫ КРЫЛЬЕВ
Практически на всех цельнометаллических самолетах крыло
состоит из нескольких частей и имеет по размаху разъемы, ко-
торые упрощают технологию его изготовления, сборку, эксплуа-
тацию и транспортировку. Однако деление крыла на части при-
водит к усложнению и, главное, к утяжелению его конструкции.
Поэтому в настоящее время в самолетостроении четко опреде-
153
лилась тенденция к максимально возможному сокращению чис-
ла разъемов по размаху, что обеспечивает существенный выиг-
рыш в массе конструкции и увеличении весовой отдачи самоле-
тов. По размаху разъемов может быть один, два, редко более
Большее число разъемов, как правило, встречается лишь на
старых самолетах, при проектировании которых меньше учиты-
валось влияние увеличения числа разъемов на увеличение массы
конструкции, а предпочтение отдавалось соображениям техно-
Рис. 6. 44. Разъемы крыла
логин и эксплуатации. Расположение разъемов 1 (и их количе-
ство) показано на рис. 6.44. Крылья легких самолетов (истре-
бители) чаще всего имеют два разъема у бортов фюзеляжа. На
средних и тяжелых самолетах иногда встречается один разъем
по оси самолета, но чаще их бывает также два (у бортов фюзе-
ляжа — центроплана), реже — четыре. Разъемы делят крыло
на центроплан и две консоли или на центроплан, две средних
части и две консоли. Центроплан может иметь размах, близкий
к ширине фюзеляжа или может быть гораздо большим. Так,
например, на самолете Ил-18 консоли начинаются за внешними
двигателями. Естественно, наиболее легким будет крыло вооб-
ще без разъемов по размаху, и такие крылья начинают появ-
ляться даже на очень крупных -самолетах, хотя это и может
несколько усложнить эксплуатацию.
УСТРОЙСТВО ЦЕНТРОПЛАНОВ
(ВНУТРИФЮЗЕЛЯЖНЫХ ЧАСТЕЙ КРЫЛА)
Конструкция внутрифюзеляжных частей крыла зависит от
таких факторов, как размещение двигателей, топливных баков,
воздухозаборников, кабин, а также от формы крыла в плане и
его конструктивно-силовой схемы.
Под центропланом следует понимать часть крыла, у которой
продольные элементы (лонжероны, стрингеры, обшивка или мо-
нолитные панели) продолжаются на участке внутри фюзеляжа.
Во многих крыльях продольные силовые элементы обрываются
у борта фюзеляжа, и центроплана нет.
154
Центропланы практически всегда имеются у прямых и стре-
ловидных моноблочных крыльев низкого расположения на сред-
них и тяжелых пассажирских самолетах, так как на них загро-
мождение нижней части фюзеляжа не вызывает особых трудно-
стей при компоновке самолета.
Конструкция центроплана аналогична конструкции корневой
части крыла. Имеются стенки, стрингеры, нормальные и усилен-
ные нервюры и обшивка. Количество стенок может отличаться
от количества их в крыле.
Рис. 6. 45. Конструкция центроплана тяжелого пассажирского самолета:
1— лонжероны центроплана; 2—фрезерованные законцовки лонжеронов; 3—монолитные
(фрезерованные) панели обшивки; 4—фрезерованные панели силовой нервюры; 5—узлы
стыка лонжеронов с силовыми шпангоутами
Например, на самолете Ту-114 размах центроплана равен
диаметру фюзеляжа, по бортам которого установлены* стенки
усиленных бортовых нервюр. Центроплан имеет хорошую сило-
вую связь с фюзеляжем (как бы встроен в него) и составляет
с ним законченный агрегат. Конструкция центроплана с приме-
нением монолитных панелей показана на рис. 6.45.
Если крыло прямое и нагружено симметрично, то осевые си-
лы от изгибающего момента М полностью уравновешиваются на
Центроплане и на фюзеляж не передаются. Фюзеляж нагружа-
ется усилиями в местах стыковки с центропланом от поперечной
силы Q и крутящего момента Л4К-
На самолетах со стреловидными и треугольными крыльями
лонжеронного типа, особенно если двигатель располагается
внутри фюзеляжа, лонжероны и внутренние подкосы на участке
155
фюзеляжа преобразуются в силовые шпангоуты — кольцевые
лонжероны. При этом освобождаются места для размещения ем-
костей для топлива, вооружения, прохода воздушных каналов
и пр. На некоторых самолетах кольцевые лонжероны могут со-
четаться с обычными, в поясах которых уравновешивается ос-
новная часть усилий от М крыла.
КОНСТРУКЦИЯ стыковых УЗЛОВ И СОЕДИНЕНИЙ
Стыковые узлы и соединения (или просто стыки) осущест-
вляют силовую связь между частями крыла, а также между
крылом и фюзеляжем. В сечениях крыла по стыкам передаются
очень большие силы и моменты. Конструктивными мерами не-
обходимо не допускать значительного увеличения массы крыла
из-за наличия стыков, а также резких изменений жесткости в се-
чении по стыку. Но при этом
Рис. 6.46. Схема передачи нагрузок
моментным и шарнирным узлами:
А—моментный узел; Б—шарнирный узел;
/—лонжерон; 2—стенка
стыки должны быть удобны-
ми в монтаже и демонтаже.
Конкретных конструкций
стыков (разъемов) довольно
много, но все они могут быть'
сведены к двум основным
типам: точечному и контур-
ному.
Точечный стык осуществ-
ляется при помощи стыко-
вочных узлов, которые сое-
диняют только лонжероны и
стенки отъемных частей с
центропланом или бортом
фюзеляжа. При контурном стыке силовая связь осуществляется
по всем силовым элементам кессона. Такой стык часто называ-
ют контурным соединением.
Стыковочные узлы бывают моментными и шарнирными. Мо-
ментный узел передает изгибающий момент М в виде пары сил
S и поперечную силу Q (в виде ее составляющих Qi и Qz в верх-
ней и нижней точках стыка). Шарнирный узел может переда-
вать только силы (рис. 6.46). Моментные узлы устанавливают
на лонжеронах; шарнирные — на продольных стенках. Стыко-
вочные узлы чаще всего имеют вильчатую конструкцию, основ-
ными элементами которой являются: накладки-башмаки, стойка
и стыковые болты (рис. 6.47). При большом числе проушин узел
называется гребенчатым.
Башмаки передают очень большие усилия, их изготовляют из
высокопрочной стали (ЗОХГСНА). Они должны иметь очень хо-
рошую силовую связь с поясами лонжеронов (обычно это бол-
товые соединения). Проушины работают на разрыв и смятие.
Оси отверстий под стыковые болты можно располагать верти-
156
кально или горизонтально (рис. 6.48). Нижние проушины, рабо-
тающие на разрыв в расчетных случаях А и A't делают более
массивными. Если лонжероны или внутренние подкосы моно-
литной конструкции, то проушины выполняются заодно с их
поясами (рис. 6.49).
Стыковые болты (цилиндрические) также выполняются из
легированной стали (хромансиль). В вильчатых и гребенчатых
стыках болты работают на срез и смятие. При малой относи-
Рис. 6.47. Типы стыковоч-
ных узлов:
а—вильчатый;	б—гребенчатый;
/—болт; 2—башмаки; 5—стойка
Рис. 6. 48. Проушины
Рис. 6.49. Проушины на
монолитных лонжеронах
тельной толщине крыла часто применяют сквозные вертикально
расположенные болты (рис. 6.50), что уменьшает массу и габа-
риты всего узла. Стойки лонжерона в месте стыка имеют угол-
ковую или П-образную форму сечения и должны. быть хорошо
связаны со стенками лонжеронов и башмаками.
Шарнирные вильчатые узлы особенностей конструкции нэ
имеют. Передачи нагрузки через стыковой моментный узел про-
исходит следующим образом: осевая сила от М передается с по-
яса лонжерона на башмак и далее через стыковочный болт и
ответный башмак на пояс лонжерона центроплана. Поперечные
силы со стенок лонжеронов передаются на стойки, от них на
башмаки и далее местным изгибом башмаков на стойки и стен-
ки лонжеронов центроплана.
Кроме вильчатых, применяют и другие типы стыковочных уз-
лов, например, фитинговые (рис. 6.51). Болты при этом работа-
ет на растяжение. Нижние болты, как более нагруженные рас-
тягивающими усилиями, имеют больший диаметр, чем верхние.
157
Контурные соединения применяют в стыках моноблочных
крыльев. Их конструкция напоминает фланцевое соединение»
Рис. 6.50. Стыковочный узел со
сквозными болтами
Рис. 6.51. Стык при помощи
фитингов:
/—стойка; 2—стыковой болт; 3—фи-
тинг
которое чаще всего образуется при помощи монолитных стыко-
вочных профилей (называемых иначе фитинговыми гребенками),,
стягиваемых болтами, расположенными в специальных колодцах
(рис. 6.52). Стыковочные профили хорошо соединяются с сило-
Рис. 6.52. Примеры конструкции контурных стыков (слева — с закладными
болтами и прорезями в стыковочных профилях (гребенках), справа — со
вставными болтами и удлиненными колодцами:
/—обшивка; 2—колодец; 3—съелмная лента; 4—стыковочный профиль; 5—стенка нервюры*»
6—накладка
выми элементами кессона (рис. 6.53). В монолитных панелях
кессона стыковочные профили выполняют как одно целое с са-
мой панелью.
158
Болты контурного стыка в растянутой зоне крыла работают
на разрыв от изгиба и на срез от кручения. В стреловидных
крыльях болты работают на срез и изгиб. Поперечная сила пе-
редается узлами продольных стенок. В сжатой зоне осевые силы
передаются через торцевые поверхности стыковочных профилей.
Рис. 6. 53. Пример силовой увязки стыковочного профиля с силовыми
элементами кессона:
1—накладка; 2— обшивка; 3—стрингер; 4—вкладыш; 5—стыковочный профиль
Стыковочные профили изготовляют из тех же материалов, что
и силовые элементы кессона (например, из В95-Т). Болты изго-
товляют из легированной стали. С верхней стороны болты обыч-
но имеют меньший диаметр, поскольку они нагружены меньши-
ми растягивающими силами (перегрузки в расчетном случае D
меньше, чем перегрузки в случае А').
Недостатком контурного соединения по сравнению с точеч-
ным является большая трудоемкость в производстве и эксплуа-
тации.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗОК (РЕАКЦИЙ)
НА СТЫКОВОЧНЫЕ УЗЛЫ И КОНТУРНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Нагрузки на стыковочные узлы
Рассмотрим этот вопрос на примере прямого двухлонжерон-
ного крыла с четырехточечным стыком (рис. 6.54, а). Исходны-
ми данными являются М, Мк и Q, действующие в сечении по
стыку, и габаритные размеры узлов.
б)
Рис. 6. 54. Нагружение четырехточечного стыка:
а—схема нагружения; б—полная нагрузка на один узел
159
Определим полную нагрузку 7? в одной точке (узле) стыка
в растянутой зоне по переднему лонжерону (рис. 6.54, б).
Осевую силу, действующую на узел, найдем из выражения
о _
Рис. 6. 55. Нагружение контур
кого стыка
где Мп — изгибающий момент, передаваемый передним лонже-
роном;
Я/— расстояние между осями стыковых болтов.
Суммарная поперечная сила, нагружающая узел стыка, опреде-
лится как
Qiict==—(Qu 4" QM )•
ЛЛ	АЛ
где QH и QJfKn = —---поперечные силы, приходящиеся
на узлы переднего лонжерона от
Q и Мк соответственно;
В — расстояние между лонжеронами.
Знак перед QM.n зависит от направления крутящего момента.
В итоге суммарная сила, нагружающая узел (одну точку),
равна
f^ = }/r Sn+Qn.CT.
Нагрузки на контурные соединения
Задача заключается в определении нагрузки, действующей
на один стыковой болт. Исходные данные те же. Схема нагру-
жения контурного соединения показана на рис. 6.55, в предло-
жении, что стыковочный профиль соединяет все силовые элемен-
ты кессона, включая и пояса лонжеронов стенок. Определим на-
грузки для такого расчетного
случая, когда растянуты ниж-
ние болты.
Осевую силу растяжения S7,
действующую на один (/-й)
болт, определяем, полагая, что
усилие S, нагружающее всю па-
нель, распределяется между
болтами пропорционально их
площадям разрыва:
s=™_ и
h
где _ расстояние между центрами тяжести сечения панелей;
h = 0,85Cmax;
160
fpi — площадь поперечного сечения одного болта (ьго) в рас-
тянутой зоне;
S/рг — суммарное сечение всех растянутых болтов.
Сила Л, срезающая один (f-й) болт, имеющий сечение Д,
возникает при передаче крутящего момента Л1к. Определяем ее
из соотношения
'р_0>5Л4к f i
h
где fi — площадь среза одного болта.
В выражении учитываем только половину Л1К, так как другая
его половина передается в виде касательных усилий по стенкам
и тогда, например, для передней стенки суммарная поперечная
сила
Qn±Q,K.n=(Qn±^
Влияние стреловидности на нагружение стыков
Для стреловидных (треугольных) крыльев, у которых про-
дольные элементы, передающие М> подходят под углом к плос-
кости стыка, нагрузки на узлы мо-
жно определять следующим обра-
зом. Изображаем моменты М и Л4К
(относительно оси жесткости крыла)
в виде векторов, складываем их гра-
фически и равнодействующую Ms
раскладываем на Mz и MKZ (рис.
6.56). Аналитически эти моменты
определяем по формулам
MZ=M cos/ — AfK-sin yj
7l4K2.=?Hsin x+AfK-cosx.
Найденные значения Mz и МК! Рис. 6.56. К определению наг-
подставляем В формулы для прямых рузок на стыковочные узлы с
крыльев М и Л4К. Для распределе- Учетом стреловидности крыла
ния М по лонжеронам также не-
обходимо определить положение центра жесткости. В случае
моноблочного крыла с контурным стыком в найденные величи-
ны Si нужно вносить поправки, учитывающие неравномерность
нагружения болтов.
§ 6.	ВЫРЕЗЫ В крыльях,
ИХ ВЛИЯНИЕ И КОМПЕНСАЦИЯ
Вырезы в элементах конструкции крыла (обшивке, стенках,
нервюрах) необходимы для подхода к агрегатам оборудования,
монтажа и демонтажа топливных баков, прокладки элементов
6	2659
161
управления и трубопроводов и др. Вырезы нарушают непрерыв-
ность силовых элементов и тем самым ослабляют их. Влияние
выреза зависит от его размеров, вида силового воздействия, кон-
структивного оформления.
В стенках нормальных нервюр имеются сквозные отверстия,
уменьшающие их массу. Отбортовка этих отверстий повышает
жесткость стенки.
В стенках лонжеронов небольшие вырезы компенсируются
путем их окантовки накладками из листового материала и про-
филями, образующими плоскую раму. Если необходимы очень
большие отверстия, например, для прохода воздушных каналов,
то эти участки лонжеронов заменяют цельноштампованными
рамами. В стенках монолитных лонжеронов вырезы усиливают
местными утолщениями.
Небольшие вырезы в обшивке усиливают накладками и за-
крывают легкосъемными крышками. Большие вырезы в обшивке
могут быть компенсированными и некомпенсированными.
Полная компенсация (т. е. восстановление прочности) боль-
ших вырезов достигается постановкой съемных силовых пане-
лей (рис. 6.57), равнопрочных с вырезанными участками. По
торцам и краям панель соединяется с силовой окантовкой выре-
за, соединенной со стрингерами, обшивкой и нервюрами с по-
мощью болтов и винтов, чем обеспечивается передача осевых и
касательных усилий.
Съемные силовые панели утяжеляют конструкцию крыла и
усложняют его эксплуатацию. Например, для съемки силовых
панелей необходимо устанавливать крыло в ненапряженное по-
ложение на специальные подъемники.
162
Если обшивка крыла относительно тонкая и не участвует в
работе на изгиб, то конструкция съемных панелей упрощается.
Они крепятся по контуру только винтами для передачи каса-
тельных сил.
Большие некомпенсированные вырезы делаются для разме-
щения шасси и в местах, требующих частого доступа. Они зна-
чительно ослабляют конструкцию и требуют ее усиления, так
как панели (или щитки), прикрывающие ниши, делаются неси-
ловыми, но достаточно жесткими и прочными для восприятия
лишь местной воздушной нагрузки. Вообще наличие больших
некомпенсированных вырезов может повлечь за собой серьезные
изменения в силовой схеме крыла-
§ 7.	НОСКИ КРЫЛА
И ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА.
ОБТЕКАТЕЛИ (ЗАЛИЗЫ). ЗАКОНЦОВКИ
применением достаточно толстой об-
Рис. 6.58. Конструкция съемного носка
крыла:
/—обшивка; 2—диафрагма; 3—профиль; 4—пояс
лонжерона крыла
Носок крыла в полете испытывает значительные аэродина-
мические нагрузки, а на больших сверхзвуковых скоростях так-
же и нагрев. Поэтому его конструкция должна быть жесткой и
прочной. Это достигается
шивки, подкрепляемой но-
сками нервюр-диафрагма-
ми, число которых часто
превышает число средних
частей нервюр. Носок
крыла для упрощения его
сборки обычно делается
съемным (рис. 6.58). Кре-
пят его при помощи ан-
керных болтов. В носках
крыла (а также оперения)
располагают элементы
противообледенительной
системы защиты передних
кромок.
В атмосфере часто содержится влага в переохлажденном
состоянии и при определенном соотношении влажности и темпе-
ратуры на поверхности самолета происходит интенсивное обра-
зование и отложение льда (обледенение). Наиболее подвержена
обледенению область передней кромки льда. Вид льда (глад-
кий, шероховатый, желобчатый), его слой и скорость нараста-
ния зависят от температуры, влажности и скорости полета. В от-
дельных случаях скорость нарастания льда может доходить до
25 мм/мин, а толщина слоя до 80—100 мм. Обледенение иска-
жает форму профиля, ухудшает аэродинамику крыла, увеличи-
вает полетную массу самолета, приводит к тряске. Полет ста-
новится опасным.
6*
163
Противообледенительные системы служат для предотвраще-
ния образования льда и для его уничтожения в случае образо-
вания. Наиболее широко применяют термический (тепловой)
способ, при котором область передней кромки нагревается либо
горячим воздухом (наиболее часто), отбираемым от компрессора
двигателя, либо электрическим током, проходящим по специаль-
ным шинам. Носок крыла с воздушно-тепловым противообледе-
нителем показан на рис. 6.59.
Рис. 6.59. Пример кон-
структивной схемы носка
крыла с противообледе-
нителем:
/—труба с насадками; 2—
смесительная камера; 3—
гофровые каналы; 4—внут-
ренняя обшивка
На самолетах с поршневыми двигателями и винтами часто
устанавливали механические противообледенители, .представляв-
шие собой резиновые камеры на передней кромке крыла, кото-
рые, расширяясь под действием сжатого воздуха, разрушали
слой льда, а воздушный поток уносил его обломки. Применяли
также и химический способ борьбы с обледенением, при котором
передняя кромка смачивалась (в полете) жидкостью с низкой
температурой замерзания (например спиртом). Этот способ до
сих пор применяют для защиты передних кромок воздушных
винтов, а также остекления кабин и входных устройств ТРД.
Рис. 6. 60. Зализ крыла в месте его соединения с фюзеляжем:
/—съемные части; 2—лючки; 3—обтекатель
Специальные обтекатели (зализы) применяют для уменьше-
ния сопротивления интерференции в местах соединения крыла с
фюзеляжем. Их обычно изготовляют из листового дюралюминия.
С внутренней стороны могут быть установлены диафрагмы и
уголки, что придает зализам необходимую жесткость. Для под-
хода к стыковым узлам крыла с целью их осмотра в зализах де-
лают специальные лючки. Пример зализа крыла приведен на
рис. 6.60.
Законцовки — концевые обтекатели улучшают обтекаемость
концов крыла. Выполняют их штамповкой из листового мате-
риала. Для сохранения жесткости обшивки устанавливают диаф-
164
рагмы или подкрепляют ее сплошным пористым заполнителем.
Законцовки соединяются с крылом по поясу крайней (торцевой)
нервюры винтами с анкерными гайками. Общий вид концевого
обтекателя показан на рис. 6.26 поз. 9.
§ 8.	МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
НАЗНАЧЕНИЕ. ТИПЫ. ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ
Механизация крыла является неотъемлемой частью большин-
ства крыльев современных самолетов. К ней относятся устрой-
ства, позволяющие менять аэродинамические характеристики
крыла при взлете и посадке с целью улучшения взлетно-поса-
дочных свойств самолета (посадочная скорость Упос, скорость
отрыва Уотр, длина пробега Адр, длина разбега £ра3б). Некото-
рые элементы механизации могут использоваться для улучше-
ния поперечной управляемости на больших углах атаки и для
улучшения маневренных свойств самолета.
Различают два вида механизации по выполняемым функ-
циям:
для увеличения несущей способности крыла cyS\
для увеличения лобового сопротивления сх.
Для увеличения несущей способности крыла существует две
группы средств механизации: аэродинамические и энергетиче-
ские. Различие между ними в основном заключается в степени
воздействия на пограничный слой для уменьшения интенсивно-
сти его отрыва.
Аэродинамические средства механизации
В эту группу включаются различного типа закрылки, щитки
и предкрылки (рис. 6.61) и их комбинации. Наиболее эффектив-
ными являются выдвижные многощелевые закрылки (рис.
6.61, г), при отклонении которых наряду с увеличением кривиз-
ны профиля и некоторым увеличением площади крыла, наибо-
лее полно проявляется щелевой эффект. Воздух, протекая через
профилированные каналы, увеличивает энергию пограничного
слоя на заднем скате крыла, что приводит к повышению его
устойчивости к отрыву. Увеличение разрежения над крылом, на-
ряду с ростом давления под крылом, и приводит к увеличению
€утах, а следовательно, суОтр и суПос (которые при взлете до-
пускаются в пределах до 0,7Сушах). Комбинация нескольких ви-
дов механизации на одном крыле дает еще больший эффект.
Так, например, применение на крыле самолета Ту-154 пред-
крылка и многощелевых закрылков (рис. 6.62) обеспечивает по-
лучение при посадке коэффициента Сутах = 2,94-3. На рис. 6.63
показаны зависимости cy=f(a) для случаев: механизация неот-
клонена — А, отклонена во взлетное положение — Б, отклоне-
на в посадочное положение — В.
165
У большинства современных самолетов аэродинамическими
средствами механизации обслуживается более 50% площади
крыла. Применение крыльев с переменной стреловидностью так-
Рис. 6.61. Примеры аэродинамической механиза-
ции крыла:
я—простой щиток; б—простой закрылок; в—выдвижной
щелевой закрылок; г—многощелевой выдвижной закры-
лок; б—предкрылок; е—комбинация предкрылка с мно-
гощелевым выдвижным закрылком
же можно отнести к аэродинамическому способу улучшения
взлетно-посадочных характеристик самолета. Установка крыла с
минимальной стреловидностью (%= 124-16°) при взлете и по-
Рис. 6.62. Схема высокомеханизиро-	Рис. 6.63. Графики cy=f(a) для раз-
ванного крыла самолета Ту-154:	личных положений механизации кры-
/—закрылки; 2—предкрылки; 3—интерцеп-	ла
торы
садке значительно увеличивают удлинение крыла и относитель-
ную толщину профиля (по потоку), что повышает значение
Су max-
166
Энергетические средства механизации
К энергетическим средствам механизации относятся устрой-
ства, которые производят активное воздействие на пограничный
слой при помощи подводимой к нему энергии воздушных или га-
зовых потоков. Эти устройства получили общее название систем
управления пограничным слоем (УПС). Их разновидностями
являются системы сдува и системы отсоса пограничного слоя:
Более простой в конструктивном отно-
шении является система сдува погра-
ничного слоя с крыла или закрылка
(рис. 6.64). Воздух отбирается от ком-
прессора двигателя и с большой ско-
ростью через узкую щель выдувается,
например, на переднюю кромку за-
Рис. 6.65. Графики зави-
симости Acy=f(c|lt, 63)
Рис. 6.64. Схемы сдува
пограничного слоя:
а—сдув пограничного слоя
с крыла; б—сдув погранич-
ного слоя с закрылка

крылка, уменьшая срыв потока. Особенно большие значения су
можно получить при сочетании сдува пограничного слоя с за-
крылков с механизацией передней кромки крыла (предкрылки,
отклоняемые носки крыла), так как при этом обтекание закрыл-
ка становится практически безотрывным.
Широко применяемые на современных самолетах турбовенти-
ляторные двигатели увеличивают возможности применения си-
стем УПС на самолетах, так как их эффективность зависит от
коэффициента импульса выдуваемой струи :
г _
11 qS ’
где	т=—— массовый расход воздуха в системе сдува;
Vc— скорость струи;
<7 =	скоростной напор невозмущенного потока;
5— площадь крыла.
167
Рис. 6. 66. Схема реактивного закрылка
На рис. 6.65 показана зависимость прироста коэффициента
подъемной силы Лсу от коэффициента импульса и угла от-
клонения закрылка д3.
Еще больший эффект ожидается от применения так называе-
мых реактивных закрылков. В этих устройствах струя газов, от-
бираемых от основных или дополнительных двигателей, выдува-
ется из узкой щели (рис.
6.66), расположенной сни-
зу крыла вблизи от задней
кромки под некоторым уг-
лом 0 к направлению дви-
жения самолета. При этом
газовая струя работает
частично как механичес-
кий закрылок, оказывает
благоприятное влияние на
весь поток, обтекающий
крыло, и создает реактив-
ную силу Rc = mVc, составляющая которой Ry = mVcsinQ увели-
чивает подъемную силу крыла.
К средствам механизации для увеличения лобового сопро-
тивления относятся тормозные щитки и интерцепторы, исполь-
зуемые как воздушные тормоза (в отличие от интерцепторов —
Рис. 6. 67. Вид самолета с отклоненной механизацией крыла:
/—внутренние закрылки; 2—внешние закрылки; 3—подфюзеляжный тормозной щиток;
4—интерцепторы
для управления по крену). С помощью этих устройств можно
резко увеличивать ’сопротивление самолета в полете, обеспечи-
вая эффективно торможение, управление крутизной траектории
168
при планировании за счет изменения аэродинамического каче-
ства, а также уменьшение длины пробега самолета при посадке.
Вид самолета с отклоненной механизацией различного назна-
чения показан на рис. 6.67.
Внешние нагрузки механизации крыла
Основными нагрузками механизации крыла являются аэро-
динамические силы. Массовыми нагрузками, ввиду их относи-
тельной малости, обычно пренебрегают.
Расчетную аэродинамическую нагрузку, действующую на щи-
ток-закрылок, определяем по формуле
^мех == Cnq мех^мехУ7»
где сп — коэффициент нормальной силы, который зависит от ти-
па механизации и угла отклонения (определяется по
продувкам);
^мех — расчетный для механизации скоростной напор;
Змех— площадь щитков-закрылков;
f — коэффициент безопасности.
Значениями сп и 9Мех задаемся в соответствии с нормами
прочности. Например, для одного из закрылков при угле откло-
нения 63=ЗО° сп = 1,3. Скоростной напор <yMex определяют для
/7 = 0 и V= (1,24-1,3) Умин (с убранной механизацией), что для
современных скоростных самолетов составляет примерно 500—
550 км/ч. Коэффициент безопасности f берем равным 2.
Аэродинамическая нагрузка, действующая на выдвинутый
предкрылок, принимается равной 15% погонной воздушной на-
грузки соответствующего участка крыла в расчетном случае А.
По размаху механизации погонная аэродинамическая нагруз-
ка ^мех распределяется пропорционально хордам закрылка,
щитка, предкрылка
— _^мех_ д
Ч мех « имех’
•^мех
По хорде нагрузка распределяется по треугольному (для за-
крылков) или по прямоугольному (для щитков) закону и центр
давления располагается в центре тяжести эпюры нагрузок по
хорде.
Конструкция элементов механизации крыла
Элементы механизации крыла по конструкции представляют
собой тонкостенные балки, опорами которых служат узлы их
подвески к крылу. Все профилированные элементы механизации
(закрылки, предкрылки) имеют продольный и поперечный сило-
вые наборы и обшивку, образующую замкнутый контур. Такая
конструкция, подобная конструкции крыла, способна восприни-
169
мать силу, изгибающий и крутящий моменты (соответственно
теми же силовыми элементами).
Такие же элементы механизации как простые щитки, воздуш-
ные тормоза и интерцепторы могут не иметь замкнутого контура
обшивки, работающего на кручение. В этом случае они пред-
ставляют собой пластины, подкрепленные с одной стороны про-
дольными и поперечными элементами. Общая отличительная
особенность конструкции элементов механизации заключается в
Рис. 6.68. Простой закрылок:
1—узел подвески; 2—лонжерон; 3—обшивка; 4—нервюра
наличии узлов подвески и управления, обеспечивающих их про-
стое отклонение (поворот) или отклонение с выдвижением. Рас-
смотрим конструкции элементов механизации крыла.
Простой закрылок представляет собой отклоняющий вниз
участок хвостовой части крыла (рис. 6.68). Его каркас состоит
из лонжерона — основного силового элемента (трубчатого или
швеллерного сечения), набора нервюр и обшивки. На крупных
закрылках могут быть и стрингеры. Лонжерон располагается
вблизи носка и к нему крепятся узлы подвески. Конструкция
клепаная, нервюры балочного типа штампованные из листового
материала. Для повышения эффективности невыдвижного за-
крылка он делается щелевым. При отклонении закрылка между
его носком и крылом образуется профилированная щель. На
скоростных самолетах с тонкими крыльями невыдвижные за-
крылки часто выполняются в виде конструкции, имеющей жест-
кий носок и хвостовую часть с сотовым заполнителем (рис. 6.69).
Выдвижные закрылки по своей конструкции подобны крылу.
На рис. 6.70 показана конструкция выдвижного закрылка, кото-
170
рый -состоит из двух лонжеронов швеллерного сечения, набора
нервюр и обшивки. К закрылку прикреплены роликовые карет-
ки, которые движутся по на-
правляющим рельсам. Каж-
дый рельс образован двумя
стальными профилями,
швеллерного сечения, кото-
рые крепятся к нервюрам
крыла в месте их соединения
с задней стенкой.
Выдвижные (откатные)
двух- или трехщелевые за-
крылки (рис. 6.71) широко
применяют на современных
пассажирских и транспорт-
ных самолетах. К носовой
Рис. 6.69. Схема конструкции закрылка
скоростного самолета:
/—узел навески; 2—носок; 3—обшивка; 4—
окантовка; 5—заполнитель; 6—рычаг
части закрылка жестко на диафрагмах прикрепляют дефлекто-
ры, образующие с носком закрылка дополнительную профилиро-
ванную щель. Некоторые схемы навески, выдвижения (отката)
и отклонения закрылков показаны на рис. 6.72. В качестве си-
Рис. 6. 70. Конструкция выдвижного закрылка:
1— закры	2—роликовые каретки; 3—цилиндр управления закрылком; 4—тяга
управления закрылком; 5—трос синхронизации; 6—рельс.
ловых приводов используются электромеханические или гидро-
механические -системы. Для крепления подъемников на закрыл-
ках имеются специальные узлы.
171
Предкрылок представляет собой
ней кромки, которая в выдвинутом
часть носка крыла у перед-
положении образует с кры-
Рис. 6.71. Конструкция выдвижного двухщелевого закрылка:
/—лонжерон; 2—нервюра; 3—обшивка; 4—стенка; 5—диафрагма; 6—деф-
лектор
лом профилированную щель. В большинстве случаев предкры-
лок выдвигается принудительно при помощи специальных меха-
Рис. 6.72. Системы навески (от-
ката) закрылков:
а—с цилиндрическими или винтовыми
рельсами; б—с фигурными рельсами
низмов. На некоторых легких
самолетах предкрылок жестко
прикрепляется к носку крыла в
выдвинутом положении или ав-
томатически выдвигается (от-
сасывается) силами разреже-
ния на больших углах атаки
при маневрах или заходе на по-
садку.
Предкрылок, изображенный
на рис. 6.73,а, состоит из лон-
жерона, переднего и заднего
стрингеров, нервюр (диаф-
рагм) и обшивки. Все эти эле-
менты выполнены из тонко-
стенных профилей и листов.
Для выдвижения предкрыл-
ков применяются кулисные ме-
ханизмы (рис. 6.73,6), меха-
низмы винтового типа и др. На
рис. 6.74 показан предкрылок,
который перемещается при по-
мощи винтового домкрата. На
172
этом же рисунке показана схема противообледенительного уст-
ройства предрылка и носка крыла.
Щитки являются наиболее простыми средствами механиза-
ции. Бывают простыми или выдвижными. Простой щиток (рис.
Рис. 6. 73. Предкрылок:
а—конструкция; б—механизм выдвижения
6.75) представляет собой отклоняемую часть нижней поверхно-
сти крыла у задней кромки. Подвеска чаще всего осуществляет-
ся при помощи многопетлевого (шомпольного) соединения. От-
личие конструкции 'выдвижного щитка от конструкции простого
щитка состоит в том, что обшивка между лонжеронами образу-
ет замкнутый контур, работающий на кручение. Особенность в
кинематике вызвана необходимостью обеспечить сдвижение
Рис. 6.74. Пример конструкции предкрылка с противообледе-
нительной системой и винтовым механизмом выдвижения:
/—обогреваемые области; 2—штанга; 3—винтовой домкрат; 4—трубопро-
воды горячего воздуха
щитка назад одновременно с отклонением вниз. К щитку кре-
пятся две или три каретки с роликами, которые катятся по на-
правляющим рельсам.
Тормозные щитки (воздушные тормоза) применяются для
увеличения сх самолета, что приводит к уменьшению аэродина-
мического качества. Это позволяет управлять крутизной траекто-
173
рии самолета при посадке, а также уменьшает длину пробега
Пример схемы установки тормозных щитков на крыле показан
на рис. 6.76. Иногда с той же целью используют интерцепторы,
Рис. 6. 75. Конструкция простого щитка:
1—нервюры; 2—обшивка; 3—петля шомпола; 4—лонжерон; 5—стрингер
применяемые как органы поперечной управляемости дополни-
тельно к элеронам или вместо них (самолет Конвер-880). При
одновременном отклонении интерцепторов на обоих полукрыль-
ях они выполняют функции воздушных тормозов. Кроме увели-
чения сх, при их отклонении уменьшается су и, следовательно, и
подъемная сила Y крыла, что позволяет более эффективно ис-
пользовать тормоза на колесах шасси. Пример устройства ин-
терцептора показан на рис. 6.77 На рис. 6.78 показана схема
Рис. 6. 76. Тормозные щитки
управления интерцептором. Все рассмотренные элементы меха-
низации крыла располагаются симметрично на обоих полукрыль-
ях и их отклонение, за исключением интерцепторов при их ра-
боте в режиме управления по крену, должно быть строго одно-
временным (синхронным), в противном случае могут возникнуть
опасные кренящие моменты. Для обеспечения синхронного от-
174
клонения механизации применяют тросы 5 (см. рис. 6.70) или
жесткие детали, соединяющие правые и левые элементы (за-
Рис. 6. 77. Интерцептор:
/—лонжерон; 2—обшивка; 3—усиленная нервюра; 4—законцовочный профиль; 5—петли
навески; 6—кронштейны навески управления интерцептором
крылки, щитки). В ряде случаев синхронизация обеспечивается
специальными агрегатами гидросистем, которые регулируют рав-
номерность подачи гидрожидкости в силовые цилиндры, осуще-
качалки; 5—кронштейн
ствляющие отклонение механизации на обоих полукрыльях. Та-
ким образом, способ синхронизации зависит от системы привода
механизации.
ГЛАВА 7
ПРИБЛИЖЕННЫЕ РАСЧЕТЫ НА ПРОЧНОСТЬ
КРЫЛА И МЕХАНИЗАЦИИ
§ 1. ПРИНЦИПЫ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ
СЕЧЕНИЙ КРЫЛА
Крыло самолета представляет собой сложную авиационную
конструкцию, и точные расчеты его на прочность весьма трудо-
емки. При проведении приближенных расчетов исходят из упро-
щенных представлений о работе конструкции крыла и ее схема-
тизации. Общие принципы работы и приближенных расчетов на
прочность тонкостенных конструкций с применением схематиза-
ции, а также допущений и упрощений были рассмотрены в гл. 2.
Применительно к крылу они могут быть сформулированы сле-
дующим образом. В качестве расчетной схемы крыла принима-
ют двухпоясную тонкостенную балку, жестко закрепленную в
фюзеляже. Основная часть изгибающего момента воспринимает-
ся силовыми элементами, наиболее удаленными от нейтральной
,оси. Работой на изгиб стенок лонжеронов, а также носовой и
хвостовой частей сечения крыла пренебрегаем, так как хвосто-
вая часть крыла практически полностью занята элеронами и эле-
ментами механизации. При восприятии вертикальной поперечной
силы в основном работают стенки (работу панелей обшивки не
учитываем). Принимаем также, что нормальные напряжения по
сечению поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров и касатель-
ные напряжения по сечению стенок и обшивки распределяются
равномерно.
Считаем, что часть крыла между передней и задней стенка-
ми представляет собой прямоугольник со средней высотой сече-
ния крыла. Принятые допущения значительно упрощают проч-
ностные расчеты, не внося больших погрешностей.
Расчеты крыльев на прочность могут быть проверочными и
проектировочными.
Проверочные расчеты сводятся к определению нор-
мальных и касательных напряжений в силовых элементах и
сравнению их с разрушающими (вывод о прочности). Исходны-
ми данными при этом являются: эпюры Q, М и 7ИК, геометриче-
ские параметры конструкции крыла (чертеж) и его элементов;
176
прочностные характеристики материалов (с учетом нагрева на
больших скоростях).
Проектировочные расчеты выполняют для подбо-
ра потребных сечений и форм силовых элементов. Исходными
данными являются: выбранная конструктивно-силовая схема,
эпюры Q, М и Л1К, некоторые геометрические размеры (высота
стенок и расстояние между ними), прочностные свойства выб-
ранных материалов. Практика проведения расчетов крыльев на
прочность показывает, что они чаще всего носят смешанный ха-
рактер, когда часть силовых элементов подбирается по катало-
гам (или прототипам) с последующей проверкой на прочность,
а сечения других подбираются в порядке проектировочного рас-
чета.
§2. ПРОВЕРОЧНЫЙ РАСЧЕТ
НА ПРОЧНОСТЬ ПРЯМЫХ КРЫЛЬЕВ
ПРЯМЫЕ ЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
В качестве примера рассмотрим расчет двухлонжеронного
крыла, схема нагружения которого показана на рис. 7.1. В каж-
дом сечении крыла действуют: поперечная сила Q, изгибающий
М и крутящий Мк моменты, значения которых берем из предва-
рительно построенных эпюр. Сначала производим расчет на из-
Рис. 7. 1. Схема нагружения двухлон-	Рис. 7.2. К определению положе-
жеронного прямого крыла	ния центра жесткости сечения
крыла
гиб — определение нормальных напряжения о, а затем расчет
на сдвиг и кручение — определение касательных напряжений г.
Предварительно определяем положение центра жесткости
рассчитываемого сечения, что необходимо для распределения по-
перечной силы по стенкам, а изгибающего момента по поясам
переднего и заднего лонжеронов крыла. Как было показано в
гл. 4, положение центра жесткости (ц. ж.) определяется жестко-
стями лонжеронов EJ. При одинаковой их жесткости ц.ж. рас-
полагается посередине, и Q и М делятся поровну между перед-
ним и задним лонжеронами. При разной жесткости лонжеронов
Ц.ж. смещается в сторону более жесткого из них. Если матери-
177
ал лонжеронов одинаков, расстояния от ц.ж. до лонжеронов
(рис. 7.2) а и 6 определяем по формулам
а=(а+6)_^_; b=<a+b)-^-
J И ~Т~ J 3	J II । J 3
где /п и /3 — моменты инерции сечений соответственно перед-
него и заднего лонжеронов.
Для приближенных расчетов можно считать, что площади
поясов лонжеронов одинаковы и моменты инерции лонжеронов
пропорциональны квадратам их высот Н2
тогда
а = (а-(-£)
Q„=Q —; Q3=Q —;
С	с
и b — (a-\-b)
’н^ + н}'
М„=М — ; М3=М —
С	с

В однолонжеронном крыле ц.ж. совпадает с лонжероном,
В многолонжеронном (например в трехлонжеронном) крыле по-
ложение ц. ж. в любом сечении
ния центра жесткости в многолон-
жеронном крыле
(рис. 7.3) определяем, считая,
что жесткости лонжеронов про-
порциональны их высотам, тог-
да
+ /7^ а2 + 7/з#з
*ц.ж= Н3 + И3 + И3 ’
где «1, а2, а3— расстояния от
носка до первого, второго и
третьего лонжерона соответст-
венно.
Расчет на изгиб
В двухлонжеронном крыле в сечениях по разъему и близких
к нему изгибающий момент М воспринимается только поясами
лонжеронов. Распределив М по лонжеронам, определяем осевые
силы сжатия 5СЖ и растяжения Sp в их поясах (см. рис. 7.1)
О ____ О __ О _____________ о __ М3
сж.п— р.п— 0,95Яп сж.з— р.з— 0,95Яз
Нормальные напряжения в поясе лонжерона получим, разде-
лив осевую силу в нем на площадь его сечения F^,	=
Для растянутой и сжатой зон условие прочности: ол^ов, так
как считается, что у таких мощных продольных элементов, как
пояса лонжеронов, общей или местной потери устойчивости не
Происходит, И ДЛЯ НИХ СГКр=СГв-
178
В однолонжеронном крыле весь изгибающий момент М вос-
принимается поясами лонжерона. В приближенных расчетах
прямых многолонжеронных крыльев принимают, что М и Q
распределяются по лонжеронам пропорционально кубам их вы-
сот. Например, для переднего лонжерона
Н*
М=М—±
1Г	X? и
Дальнейший расчет аналогичен расчету двухлонжеронного
крыла.
Расчет на сдвиг и кручение
В двухлонжеронном крыле поперечная сила Q воспринима-
ется стенками лонжеронов (см. рис. 7.1). Распределив Q по лон-
жеронам, определяем в их стенках напряжения сдвига tq, разде-
лив поперечные силы на площадь сечения стенок
__ Qu _____ Я И	__ Q3 ______ Уз
Q~0,95//п6,8Ц ^3~0,95//353 — 63 ’
где 0,95Я и б — рабочая высота и толщина стенок;
q — погонные касательные усилия в стенках.
Крутящий момент в двухлонжеронном крыле воспринимает-
ся контуром, состоящим из стенок лонжеронов и обшивки, в ко-
тором возникают потоки касательных усилий qK. Касательные
напряжения от кручения тк определяем по формуле
 Мк дк
где б — толщина элемента (обшивки или стенки), в котором оп-
ределяются напряжения.
Так как на стенки лонжеронов одновременно действуют попе-
речная сила Q и крутящий момент Л4К, то суммарные касатель-
ные напряжения в них равны =Tq±tk (см. рис. 7.1).
Найденные касательные напряжения сравниваются с пре-
дельно допустимыми Тпред, которые должны быть меньше крити-
ческих, так как потеря устойчивости стенок и обшивки не допус-
кается, поскольку при этом перегружаются другие элементы
конструкции
^пРед.ст И Тоб Т'пРед.об*
Оптимальные по массе конструкции получаются при тПред.ст =
= 1500 кгс/см2, а для обшивки тпРед.об= 1200 кгс/см2 (так как в
обшивке действуют и нормальные напряжения о).
179
В многолонжеронном крыле поперечная сила распределяется
по лонжеронам, как и изгибающий момент, т. е.
Рис. 7. 4. К работе многолонжерон-
ного крыла на кручение
лий смежных контуров (рис.
Qn~Q и т- д.
Крутящий момент воспринима-
ется контурами пропорционально
их жесткостям на кручение. Одна-
ко в промежуточных стенках дей-
ствует разность касательных уси-
7.4) и можно принять, что крутя-
щий момент воспринимается контуром, ограниченным крайними
стенками и обшивкой. Дальнейший расчет аналогичен расчету
двухлонжеронного крыла.
ПРЯМЫЕ МОНОБЛОЧНЫЕ (КЕССОННЫЕ) КРЫЛЬЯ
Расчет на изгиб
Изгибающий момент в моноблочных крыльях воспринимает-
ся обшивкой и стрингерами, образующими мощные панели кес-
сона (рис. 7.5), в которых возни-
кают осевые усилия сжатия и рас-
тяжения. Сечение поясов лонже-
ронов в этих крыльях мало отли-
чается от сечения одного стринге-
ра. Суммарные осевые силы, дей-
ствующие на панели 5Пан, опреде-
ляем по формуле	„	_ е ~
J	Рис. 7. 5. Схема нагружения моно-
.	блочного крыла изгибающим МО-
^пан н ’	ментом
м
где /7 = 0,85стах, Стах — максимальная толщина профиля в рас-
четном сечении. Нормальные напряжения аСж и сгр определяем
по формулам
„    *^пан
°сж	р
г пан
___________^пан___________
S + nFCTp + /%6<ро6
а
кр.стр»
•^пан
*^пан
(2 + л7?с'гр + F°e) °’9
где Fo6 —площадь обшивки, Fo6 = B-\6;
сРсб“_РеДУкДионный коэффициент обшивки, сроб=^^- > 1
ь
Для прессованных дюралевых стрингеров моноблочных
крыльев <рстр=1, а критические напряжения Окр.стр = 32004-
3600 кгс/см2.
180
Коэффициент 0,9 учитывает ослабление растянутой панели
отверстиями под заклепки.
Проверочные расчеты на изгиб современных лонжеронных
крыльев вдали от разъема (на расстоянии, большем В) можно'
вести по вышеприведенным формулам для расчета моноблоч-
ного крыла.
Расчет на сдвиг и кручение
Элементы конструкции моноблочного крыла под действием
поперечной силы Q и крутящего момента работают так же, как
и элементы лонжеронного крыла, поэтому расчет производится
по тем же формулам.
§ 3.	ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
ПРЯМЫХ КРЫЛЬЕВ
ПРЯМЫЕ ЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
Цель расчета — определение потребных площадей поясов
лонжеронов — элементов, воспринимающих изгибающий момент
М, а также -стенок лонжеронов и обшивки — элементов, воспри-
нимающих поперечную силу Q и крутящий момент Л4К.
Подбор поясов лонжеронов
Для определения площадей сечений поясов в двухлонжерон-
ном крыле вблизи разъема находим Мп и М3 по приведенным
выше формулам (предварительно расположив лонжероны в рас-
четном сечении). Площадь пояса лонжерона, например перед-
него, подсчитываем по формуле
В сечениях вдали от разъема в работе на изгиб участвуют
стрингеры с обшивкой, поэтому расчет ведем следующим обра-
зом.
1.	Определяем бОб из расчета на кручение (но не менее
0,8 мм)
<7К=~; 8об=-^-> так как 4=^-
0	тпред
2.	Выбираем шаг стрингеров в пределах & = 150—200 мм и
площадь одного стрингера (ЛСтр~1 см2 для легких самолетов).
3.	Определяем наибольшую осевую силу 5СЖ, воспринимае-
мую только стрингерами и обшивкой в сжатой зоне
5СЖ — акр.стр (^стр + 30ВОб)/г,
181
так как обшивку со стрингерами можно представить как п (чис-
ло стрингеров) участков приведенной ширины &Пр с площадью
каждого FcTp+ЗОдоб (рис. 7.6).
4.	Определяем силу, которую должна воспринять вся сжатая
панель, включая пояса лонжеронов
<? - м
^пан.сж гт ’
Н ср
где ЯСр — средняя высота межлонжеронной части крыла.
5.	Определяем суммарную потребную площадь поясов лонже-
ронов	(принимаем окр<л =
= 0,9сгв)
ь	^1- зо S г	X1 F — ^пан.сж ~ ^сж
%	ь ~ 30 Opff	Zj Л 0,9ав
___ -—! ।	------_	6. Распределяем получен-
ную площадь (двух поясов)
по лонжеронам пропорцио-
Рис. 7.6. К расчету лонжеронного крыла нально их высотам и подби-
вдали от разъема	раем профили.
Подбор толщины стенок и обшивки
1.	Распределяем поперечную силу по лонжеронам на QnnQ3
(предварительно определив геометрически Нп и Н3 на профиле
рассчитываемого сечения).
2.	Определяем погонные касательные силы q в стенках от Q
и Мк
q =—Qn— ; q = -®3 - ; q
4" 0,95/4 Чз 0,95/4 Чк 2F0
3.	Определяем суммарные погонные касательные силы в
стенке
4.	Определяем потребные толщины стенок и обшивки
X — _тл а — Ч*
^СТ	^об
Тцред ст	"пред-об
Для одно- или многолонжеронных крыльев порядок проектиро-
вочного расчета такой же.
ПРЯМЫЕ МОНОБЛОЧНЫЕ (КЕССОННЫЕ) КРЫЛЬЯ
Цель расчета — подбор сечений стрингеров и обшивки, сос-
тавляющих силовые панели кессона, которые воспринимают весь
изгибающий момент М, а также определение потребной толщи-
ны стенок. Применяем метод приведенной обшивки, для чего
182
где
равномерно распределяем материал стрингеров по обшивке, за-
меняя таким образом стрингерную панель обшивкой приведен-
ной толщины бпр (рис. 7.7)
81IP=8()6?O6+^L
Ь ’
30&сб	1
Тс«=— >>
Величина ВбПр = /?пр — приведенная площадь панели, где В—
расстояние между стенками кессона, т. е. ширина панели.
Рис. 7. 7. К определению приведенной толщины обшивки

Расчет проводим в следующем порядке.
1.	Задавшись величиной критических напряжений местной
потери устойчивости стрингера <з^р#стр =32004-3600 кгс/см2, опре-
деляем приведенную толщину сжатой панели бПр.сж по формуле
*	М	М
ог,о сж—	г» > так как	^кп сто*
п₽,сж 0,9ЯВа“.стр	сж ЯВ81ф. к₽’ст₽
Принимаем /7 = 0,85стах.
2.	Определяем приведенную толщину растянутой панели из
выражения
.	М	М .
, так как %=------------Ов.
пр,р 0,9//Вав	р 0,9//ВВ11р.р в
3.	Задаемся шагом стрингеров b в сжатой и растянутой зо-
нах (в учебном проектировании его можно брать одинаковым)
и принимаем толщины обшивок бОб.сж = 0,5бПр.сж и бОб.р =
= 0,656пр.р, определяем с?об =-сб4У_
ь
4.	Определяем количество стрингеров и их площадь для сжа-
той зоны. Количество стрингеров, без учета стрингеров, стоя-
щих по краям панели, где устанавливаются пояса стенок:
ясж = ——1.	Площади поясов продольных стенок Fn опре-
b
деляем по соотношению	так как обычно они состав-
ляются из двух стрингеров или равных им по площади профи-
лей нужного сечения. Поэтому площадь одного стрингера.
г-,	В (&пр ^об?)
Г —
стр.сж
Я с ж + 4
183
5.	По определенной площади из каталогов выбираем подхо-
дящий стрингер и профили для поясов продольных стенок. При
этом критические напряжения выбранных стрингера и поясов
°кр.стр не должны быть менее принятых ранее в расчете. В про-
тивном случае нужно изменить шаг стрингеров (или нервюр,
если критическими являются напряжения общей потери устойчи-
вости) .
6.	Определяем количество стрингеров и их площадь в растя-
нутой зоне. Считаем, что псж = пр, а пояса составляются из двух
р	В (&пр.р — &с,б.р)	.
стрингеров. Тогда гстр р=------------и выбираем подходящие
Лр + 4
профили по каталогу.
§ 4.	ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА
НА ПРОЧНОСТЬ СТРЕЛОВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ
Расчеты на прочность стреловидных крыльев имеют особен-
ности только на корневых участках. В остальном расчеты про-
водятся как и для прямых крыльев. В качестве примеров рас-
смотрим расчеты стреловидного однолонжеронного крыла с
внутренним подкосом и стреловидного моноблочного крыла.
СТРЕЛОВИДНОЕ ОДНОЛОНЖЕРОННОЕ КРЫЛО
С ВНУТРЕННИМ подкосом
Схема такого крыла показана на рис. 7.8. На участке от кон-
ца крыла до сечения 3—5 его можно рассчитывать как прямое,
ГГТтг^ м
Рис. 7.8. К расчету на проч-
ность стреловидного однолон-
жеронного крыла с внутренним
подкосом
поскольку сечение 3—5 достаточно
удалено от заделки крыла в фюзе-
ляж. Узел 3 должен соединять меж-
ду собой стенки и пояса лонжерона
1—3—4, внутреннего подкоса 2—3 и
корневой нервюры 5—3.
Эпюру суммарной погонной на-
грузки строим вдоль оси лонжерона
1—3—4 (который на участке 3—4
можно принимать за ось жесткости).
Опорные реакции лонжерона в точ-
ках 1 и 3 находим, рассматривая
равновесие сил
*1-2	*2—3
где Р—суммарная нагрузка на кон-
соль, приложенная в ее ц. д. (кото-
рый приближенно считаем лежащим
на оси жесткости). Строим эпюры Q
4
184
и М для лонжерона и внутреннего подкоса. Внутренний подкос
2—3 рассматриваем как консольную балку, закрепленную в фю-
зеляже и нагруженную сосредоточенной силой /?3. При наличии
на крыле крутящего момента Л1к его эпюра на участке 4—3 стро-
ится обычным методом. Работа на кручение корневой части
крыла является сложной вследствие большого количества свя-
зей между элементами ее конструкции.
МОНОБЛОЧНОЕ СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО
Как было отмечено ранее, у стреловидных моноблочных
крыльев имеет место догрузка (при изгибе) продольных элемен-
тов и обшивки у задней стенки и разгрузка их у передней. Это
приводит к неравномерному распределению нормальных напря-
Рис. 7. 9. К расчету стреловидного моноблочного крыла:
а—влияние стреловидности на распределение напряжений; б—за-
висимость aK=f(x) для различных углов стреловидности
жений Ок в корневом сечении (рис. 7.9, а). По мере удаления от
корневого сечения эта неравномерность уменьшается. Поэтому
расчет такого крыла без учета стреловидности (т. е. как прямо-
го) можно вести только начиная с некоторого удаления от кор-
невого сечения. Для расчета корневого сечения пользуются ос-
редненными кривыми зависимости ак = (Тк/сгок (где пОк — напря-
жения в корневом сечении без учета стреловидности) от относи-
тельного положения точки сечения х = х)В (рис. 7.9, б). Кривые
даны для различных углов стреловидности. Для проверки проч-
ности крыла на изгиб сначала определяются напряжения сгОк
185
о __
как для прямого моноблочного крыла. Затем по кривой для дан-
ного угла стреловидности % и ряда значений х находятся ок и
далее сгк = сТкПок, которые сравниваются с Окр.стр в данном месте
сечения.
Расчет на сдвиг и кручение корневого участка также сложен,
так как необходимо учитывать дополнительные касательные на-
пряжения, вызванные неравномерным распределением нормаль-
ных напряжений.
Проектировочный расчет моноблочного стреловидного крыла
на расстоянии В и далее от корневого сечения можно вести как
и прямого.
§ 5.	ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ
ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
Рассмотрим этот вопрос на примере крыла с лонжеронами,
расположенными перпендикулярно продольной оси фюзеляжа
(см. рис. 6.40, а). При малом удлинении % и значительной стре-
ловидности по передней кромке в таком крыле длина консолей
полукрыльев соизмерима с размерами бортовых хорд, лонжеро-
ны значительно отличаются один от другого по длине. Поэтому
крыло рассматривается как система совместно работающих ба-
лок (или участков) разной жесткости, что и обуславливает пере-
распределение изгибающих моментов между лонжеронами (уве-
личение у передних и уменьшение у задних).
Точный расчет треугольного многолонжеронного крыла сло-
жен, так как необходимо решать систему уравнений с большим
числом неизвестных для нахождения погонных касательных уси-
лий q в обшивке между лонжеронами. Приближенный проекти-
ровочный расчет бортового наиболее нагруженного сечения про-
водят, исходя из приближенного закона распределения изгибаю-
щих моментов по хорде. Изгибающий момент М и поперечную
силу Q для каждого лонжерона в бортовом сечении определяем
по формулам
М6= pcpL2 (1,83с2 - 2х3+ 0,67) дх;
Сб=/’ср 2, (1,1х —0,75х2-[- 0,8л3) дх,
где рСр — средняя интенсивность суммарной нагрузки в кгс/м2,
_ (О - GKP) n3f .
Р^~ з(1-0,4$ф) ’
относительная площадь фюзеляжной части крыла;
186
коэффициент 0,4 учитывает уменьшение су на корневых уча-
стках треугольного крыла (см. рис. 5.10);
L — длина консоли крыла (рис. 7.10);
L tgx
Ах — шаг лонжеронов.
При проверке подсчетов необходимо, чтобы суммы изгибаю-
щих моментов и поперечных сил лонжеронов равнялись соответ-
ственно
Мб = М = Pd = 0,22Лр A3 tg х;
2Q6=Q = ^ = 0,5ApPtgx,
где Р — суммарная нагрузка на кон-
соль крыла;
d — расстояние от точки прило-
жения Р до борта фюзеля-
жа.
Поток наибольших касательных
усилий в обшивке определяем по
формуле
<7обтах = 0,037^ tgx,
где Но — наибольшая высота борто-
вого сечения крыла.
Рис. 7. 10. К расчету на
прочность треугольного кры-
ла
По известным значениям Мб, Qq и ?Обтах подбираем потреб-
ные сечения поясов лонжеронов их стенок и обшивки, напри-
мер:
для третьего лонжерона
у? ___ ЛП3 . g _________ QS3
Л3—0,95//3°в’ СТЗ~ ^пред.ст
для обшивки крыла
а __ (7обшах
%б — --------
^пред.об
Поскольку расчет проводится только для бортового сечения, эпю-
ры Q, Л4 и Л4К для всего крыла не строим.
§6.	ПРИМЕР ПРОЕКТИРОВОЧНОГО РАСЧЕТА
КРЫЛА НА ПРОЧНОСТЬ
В качестве примера рассмотрим расчет на прочность сечения
моноблочного крыла, в котором при расчетном случае А' дейст-
вуют:
М = 485000 кгс-м, Q = 68000 кгс и Л4К= 12000 кгс-м.
187
Схема сечения показана на рис. 7.11. Хорда в расчетном
чении 6Сеч=5200 мм, расстояние между стенками В = 2600 мм,
высота стенок Нп=Н3=530 мм, максимальная толщина профиля
Лпах=650 мм. Материал обшивки и стенок — Д16-Т, стринге-
ров — В95 окр.стр =3400 кгс/см2. Стрингеры закрытого тип;
1. Определяем потребную приведенную толщину сжатой
(верхней) панели кессона
а	м
°пр.сж
*
°пр.сж
; //сР=0,85ст •
д/	’ СР ’ max’
^ср^кр.стр
48 500 000	.
----------------~ 1 см = 10 мм.
0,85.65-260.3400
2. Определяем приведенную толщину растянутой (нижней)
панели кессона бПр.р, принимая сгв=4200 кгс/см2:
М	48 500 000
1.СЖ — 0,5бпр.СЖ —
__30Ьоб _ 150 =
~ b ~ 160
8п00=----—-----=--------------------= 0,9 см = 9 мм.
пр,р 0,9ЯСрЯ°в 0,9.0,85-65-260.4200
3.	Задаемся шагом стрингеров 6 = 160 мм и определяем:
для сжатой зоны — толщину обшивки 60б.
= 0,5*10 = 5 мм и редукционный коэффициент <роб =
= 0,94;
для растянутой зоны — толщину обшивки 6об.р = 0,65дцр.р =
= 0,65*9 = 6 мм.
4.	Определяем количество стрингеров и их площадь (для
сжатой зоны)
В -	2600	.	. с-
^сж=—“1 =--------1 = 15;
сж Ь	160
р ______ 260(1 — 0,94*0,5)_у о 2
стр.сж	15 + 4
Определяем площадь пояса продольной стенки /?п =
= 2/?стр.сж = 2*7,3= 14,6 см2.
5.	По каталогам выбираем:
для стрингера профиль ПК-682-9, показанный на рис. 7.12;
188
для пояса два уголковых профиля, показанных на рис. 7.13,
Fn=17,2 см2(а“л =4250 кгс/см2, т. е. *“.п >°“.стр).
6.	Определяем площадь стрингера для растянутой зоны, счи-
тая, что их количество то же, что и в сжатой зоне, т. е. пр=15
И /*п = 2Fстр.р’
В (5пр.р-&об.р)_ 260(0,9-0,6) _41	2
-Р-Р-	_|_ 4	-
19
По каталогу выбираем стрингер Пр100 № 15 (рис. 7.14) F =
=4,28 см2 и их же используем для поясов стенок в растянутой
зоне.
Рис. 7. 12. Сечение стрингера
ПК-682-9
Рис. 7. 13. Сечение пояса продоль-
ной стенки
7 Определяем толщины стенок по касательным усилиям от
поперечной силы и крутящего момента. Ввиду того, что Нп = Н3у
то
гч ЛА Q 68000 О л ПАП
Qn=Q3=J?r=—^-=34000 кгс
Определяем погонные касательные усилия в стенке qQ и qK:
Qn 34000 л-уг /	-^4 к
q0=———=---------= 675 кгс/см, qK=—-
0,95Яп	0,95-53	7к 2F0
1 200 000
2-53-260
=43,5 кгс/см.
Так как центр давления расположен впереди центра жестко-
сти, то касательные усилия суммируются в передней стенке
= Vq+Vk = 675 + 43,5 = 118,5 кгс/см.
Принимаем для стенки из дюраля Тпред.ст= 1500 кгс/см2, опре-
ттл	718,5 л ло л о
Деляем толщину стенки 5СТ.П=--------=------=0,4о см = 4,8мм.
^пред.ст 1500
189
Толщину задней стенки определяем по разности погонных каса
тельных усилий
<7з=675-46,3=631,5 кгс/см2, 8СТ =—^ = 63h5 =
Т>прел.ст 1500
= 0,42 см = 4,2 мм.
л г
Пр 100 №15
Рис. 7. 14. Сечение
стрингера Пр 100
№ 15
Сечения стрингеров и их шаг в растянутой
зоне (нижней панели) дополнительно проверя-
ются из условий обеспечения устойчивости па-
нели при ее работе в расчетном случае D, т. е.
от сжимающих усилий в два раза меньших,
чем действующие в верхней панели.
В нашем примере в нижней панели
30S	30-6	. п .
<ро6 =—и в обшивке и стрингерах,
в расчетном случае D действуют сжимающие
напряжения
Л4/2	48 500 000
ЯВ&прфр	2-0,85-65-260-0,9
1875 кгс/см2.
Эти напряжения меньше критических напряжений потери
местной устойчивости-для выбранного стрингера ПрЮО № 15
°кр.стр =2900 кгс/см2. Поэтому дополнительного пересчета не тре-
буется.
§ 7.	ПРИБЛИЖЕННЫЙ РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Принципы расчетов на прочность элементов механизации ос-
таются теми же, что и для крыла. В качестве примера рассмот-
рим расчет на прочность выдвижного закрылка (или щитка),
схема которого и нагружение показаны на рис. 7.15.
Закрылок рассматриваем как двухопорную балку с консоля-
ми, нагруженную погонной аэродинамической нагрузкой ^Заю
постоянной по размаху (так как закрылок прямоугольный), и
нормальной составляющей силы S, действующей со стороны
подъемника Sn. Изгибом закрылка в плоскости его хорд, как и
на крыле, пренебрегаем
<7=^; S = 5 sin 8.
/3dK *	1 П
*зак
Величину реакции опор T?=/?i+^2 и силу S определяем гра-
фически. Со стороны рельсов на закрылок действуют реакции
RA и Rb, равнодействующая которых проходит через центр кри-
визны дуги АВ рельса — точку Ot (силами трения в роликах А
и В пренебрегаем). Поскольку силы S, Рзак и R находятся в рав-
новесии (при неподвижном закрылке), то они пересекаются в
190
одной точке — О. Отсюда направление реакции R пройдет через
точки 01 и О. Из построения силового треугольника находим
значения R и S. Сила Р3ак (подсчитанная заранее) перпендику-
лярна хорде закрылка и проходит через центр давления, распо-
ложенный в центре тяжести эпюры нагрузок по хорде (следова-
тельно, на расстоянии 6Сеч/3 от носка, так как нагрузка по хор-
де распределяется по треугольнику).
Рис. 7. 15. Схема нагружения закрылка
Далее определяем составляющие реакций Rln <и R2n (на рис.
не показаны), перпендикулярные плоскости закрылка (щитка)
п п _ Р зак + 5П
*<1п—	“---- •
Эпюры сил и моментов (рис. 7.16) строим известными мето-
дами. При построении эпюры 7ИК принимаем, что ц.ж. сечений
закрылка лежат на оси лонжерона. Плечи всех сил (с, /) нахо-
дим из графических построений
о
Если построить сразу суммарную эпюру AfKa затруднитель-
но, то можно сначала построить эпюру Мк от ^зак, интегрируя
эпюру (погонных кутящих моментов т
т=дззкс,
где с — расстояние от ц.д. до ц.ж.
191
Затем, построив эпюру AfK от реакций Rln, R2n и силы Sn и
сложив обе эпюры алгебраически, получаем суммарную эпюру
Мк. Напряжения в силовых элементах закрылка (щитка) опре-
Рис. 7. 16. Вид эпюр Q, М и Мк для
закрылка
деляем так же, как и для крыла соответствующей конструкции.
Проектировочный расчет на прочность также никаких отличий
не имеет от проектировочного расчета крыла аналогичной кон-
струкции.
ГЛABA 8
ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ
Оперением самолета называются аэродинамические (несу-
щие) поверхности, которые служат для балансировки его на за-
данных углах атаки и скольжения, а также для обеспечения
потребной устойчивости и
управляемости относительно
всех осей.
К оперению самолета
(рис. 8. 1) относятся непо-
движные и подвижные части
горизонтального и верти-
кального оперения. Распо-
ложенные на крыле эле-
роны служат для попереч-
ной управляемости (попе-
речная устойчивость обеспе-
чивается крылом). Горизон-
тальное оперение обеспечи-
вает продольную баланси-
ровку, устойчивость и управ-
Руль направления
Киль
У
Вертикальное
оперение
х
, Руль высоты
Горизонтальное I
оперение i Стабилизатор
Рис. 8. 1. Оперение самолета нормальной
схемы
ляемость, и на дозвуковых
самолетах состоит из неподвижного или малоподвижного стаби-
лизатора и руля высоты, а на сверхзвуковых самолетах — из
управляемого стабилизатора. Вертикальное оперение обеспечи-
вает путевую балансировку, устойчивость и управляемость и со-
стоит, как правило, из неподвижного киля и руля направления.
Однако уже имеются самолеты и с цельноповоротными килями.
На рис. 8.1 показан самолет нормальной схемы с хвостовым опе-
рением. Горизонтальное оперение самолета схемы «утка» распо-
ложено впереди крыла (рис. 8.2). На самолетах схемы «бес-
хвостка» горизонтальное оперение отсутствует (рис. 8.3). Про-
дольная устойчивость самолетов этой схемы обеспечивается
крылом, а продольная управляемость — отклонением специаль-
ных рулей у задней кромки крыла, которые могут отклоняться
7	2659
193
и как элероны — в разные стороны, и симметрично (оба вверх
или вниз). Такие рули называются элевонами. На некоторых
самолетах управляемые стабилизаторы обеспечивают также и
поперечную управляемость, для чего их половины (консоли)
могут отклоняться не только совместно, но и дифференциально.
Оперение самолета любой схемы должно обладать достаточ-
ной эффективностью и обеспечивать балансировку самолета на
Рис. 8. 2. Самолет схемы «утка»
Рис. 8.3. Самолет схемы
«бесхвостка»
всех возможных режимах полета, в том числе при несимметрич-
ной тяге (остановка двигателей с одной стороны), а также при
посадке с боковым ветром. Критическое число Мкр оперения
скоростных самолетов должно быть большим, чем у крыла.
К оперению в полной мере относятся прочностные, жесткостные,
весовые, эксплуатационные, технологические и другие общие
требования. Выполнение всех требований обеспечивается пра-
вильным выбором типа оперения, его расположения, геометри-
ческих параметров, конструкции.
§ 2.	ФОРМЫ, ТИПЫ И РАСПОЛОЖЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ
По своим внешним формам горизонтальное и вертикальное
оперения подобны крылу и их геометрические характеристики
(профили, формы в плане и в виде спереди) аналогичны. Выбор
форм и размеров оперения — сложная задача, которая решает-
ся на основе опыта (статистики) постройки существующих само-
летов и проверяется расчетом устойчивости и управляемости.
При этом во всех случаях должны быть обеспечены минималь-
но допустимые продольная устойчивость и управляемость (соот-
ветственно при предельно задней и предельно передней цент-
ровках).
На современных самолетах наибольшее распространение по-
лучили прямое и стреловидное оперения (рис. 8.4). Прямое опе-
рение применяется на дозвуковых самолетах, а стреловидное —
на околозвуковых и сверхзвуковых. Профили горизонтального
оперения чаще всего (а вертикального оперения всегда) симмет-
ричны.
Хвостовое оперение самолетов может быть однокилевое или с
разнесенными килями (двух- или трехкилевое). Однокилевое
194
оперение (рис. 8.5) ’применяется наиболее широко. Иногда для
увеличения эффективности вертикального оперения применяются
так называемые килевые гребни (форкили) или подфюзеляжные
кили. Разнесенное вертикальное оперение (рис. 8.6) применя-
а—прямое; б—стреловидное
Рис. 8.5. Однокилевое
оперение:
Г—киль; 2—руль направления;
3—руль высоты; 4—стабили-
затор; 5—килевой гребень;
6—подфюзеляжный киль
ется на некоторых сверхзвуковых самолетах с целью увеличе-
ния его эффективности (кили выносятся из области аэродина-
мической «тени» от носовой части фюзеляжа), а также на
тяжелых транспортных самолетах (например, Ан-22) для раз-
грузки хвостовой части фюзеляжа.
Рис. 8. 6. Расположение разнесенного
вертикального оперения на сверхзву-
ковом самолете:
/—вертикальное оперение; 2—горизонталь-
ное оперение; 3—крыло
Рис. 8.7. Схема работы рулей V-
образного оперения:
а—как рулей высоты-, б—как рулей на-
правления
Недостатками разнесенного оперения являются увеличение
массы, усложнение системы управления рулями, большая опас-
ность возникновения колебаний. На некоторых самолетах (и на
планерах) применяют V-образное хвостовое оперение (рис. 8.7),
выполняющее одновременно функции горизонтального и верти-
7*
195
кального оперения. Рули такого оперения могут отклоняться в
одну или разные стороны.
Важное значение имеет расположение частей хвостового опе-
рения относительно крыла и относительно друг друга. При по-
падании горизонтального оперения в завихренную спутную
струю крыла его эффективность сильно снижается, а возмож-
ность возникновения опасных колебаний увеличивается. Поэто-
му горизонтальное оперение устанавливается так, чтобы оно не
попадало в спутную струю крыла на основных режимах полета.
На самолетах, у которых двигатели (все или часть) установле-
ние. 8. 8. Схема оперения с выно-
сом стабилизатора на верх киля
Рис. 8.9. Расположение
элеронов на крыле:
/—интерцептор; 2—внутрен-
ний элерон; 3—внешний эле-
рон; 4—триммер
ны снаружи на хвостовой части фюзеляжа (Ил-62, Ту-154), го-
ризонтальное оперение приходится выносить на самый верх киля
(рис. 8.8). Такая схема (Т-образное оперение) приводит к зна-
чительному усложнению и утяжелению конструкции, так как ба-
за узлов крепления стабилизатора очень мала, что особенно
сказывается при несимметричном нагружении горизонтального
оперения. Кроме того, при полете на больших углах атаки воз-
можно попадание стабилизатора в область сильного срыва по-
тока с крыла и мотогондол, что приводит к потере продольной
устойчивости (явление «глубокого срыва»). Для предупрежде-
ния этого опасного явления на самолетах с Т-образным опере-
нием обычно предусматриваются специальные автоматические
устройства.
При однокилевой схеме кили чаще .всего устанавливают не-
посредственно на хвостовой части фюзеляжа. При двухкилевой
схеме вертикального оперения кили крепятся на концевых уча-
стках стабилизатора, либо на крыле (бесхвостка), либо по бор-
там фюзеляжа.
Элероны представляют собой отклоняющиеся участки крыла
у задней кромки. Для увеличения плеча до оси х они распола-
гаются у концов крыла. Эффективность элеронов зависит от ха-
рактера обтекания крыла и на больших углах атаки она замет-
но снижается. Кроме того, значительно влияют упругие дефор-
196
мации крыла, также снижающие эффективность элеронов
(вплоть до ее полной потери) при больших скоростных напорах.
Поэтому для обеспечения поперечной управляемости во всем
диапазоне скоростей на ряде современных самолетов (Ил-62,
Боинг-707 и др.) применяются внешние и внутренние элероны в
сочетании с интерцепторами (рис. 8.9).
§ 3.	ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ НА ОПЕРЕНИЕ
В полете на оперение действуют аэродинамические и массо-
вые силы. Ввиду малости массовых сил (особенно для элеро-
нов и рулей) по сравнению с аэродинамическими ими обычно
пренебрегают при проведении прочностных расчетов. Величина и
распределение аэродинамиче-
ских сил зависят от режима
полета.
Нагрузки на горизонталь-
ное оперение подразделяют на
уравновешивающие, маневрен-
ные и нагрузки при полете
в неспокойном воздухе. Рас-
смотрим первые два вида.
Уравновешивающая эксплуата-
ционная нагрузка на горизон-
тальное оперение Р?.0.ур опре-
Рис. 8. 10. Схема продольного уравно-
вешивания самолета
деляется из условия статиче-
ского равновесия моментов относительно оси z (рис. 8.10) при
прямолинейном или криволинейном полете с заданной пере-
грузкой пу
Pr.b.y^LrtQ = Mz б.г.о= Гк₽а,
где Лг.о — расстояние от ц.д. горизонтального оперения до ц.т.
самолета;
Жб.г.о — продольный момент самолета без горизонтального
оперения
^z6.r.o = mz ^САХ’
где mz — коэффициент продольного момента самолета без го-
ризонтального оперения;
^сах — средняя аэродинамическая хорда крыла;
qV2 Q_Gn3
2 су
Поэтому эксплуатационная уравновешивающая нагрузка на го-
ризонтальное оперение равна
рэ_________Gn9 ^САХ
* Г.О.ур 	\ЛГЬ	•
Су ^г.о
197
В летном диапазоне углов атаки функцию mz'=f(cy) можно
считать линейной (зависимость строится по продувкам).
Маневренная нагрузка АРг.о.ман возникает при дополнитель-
ном отклонении руля высоты для совершения маневра. Она яв-
ляется неуравновешенной и зависит от скоростного напора, пло-
щади Sr.o, характера (скорости) отклонения руля высоты и оп-
ределяется по формуле
Д^ г.о.ман— ktl —	5Г0,
•^кр
где k — коэффициент, учитывающий характер маневра.
Если уравновешивающая нагрузка велика по сравнению с
маневренной, то
Рг.о = ^г.о.урЦ- Д^г.о.ман*
При большой маневренной нагрузке уравновешивающей на-
грузкой пренебрегают, и Pf.0= Д^.о.ман при наибольшем значе-
нии коэффициента k.
Нагрузки на вертикальное оперение возникают при маневре,
несимметричной тяге, полете в неспокойной атмосфере. Наибо-
лее тяжелым случаем является резкий маневр (резкое отклоне-
ние руля направления) при большом скоростном напоре. При
этом нагрузка Р^о определяется по формуле
Л=0,37.
' 'max
Для определения расчетных нагрузок Р на оперение по нор-
мам прочности принимают значения коэффициента безопасно-
сти f= 1,85. Тогда
Р=/РЭ = 1,85РЭ
Между элементами оперения аэродинамическую нагрузку
приближенно распределяют пропорционально их площадям, т. е.
р	s	р	s
стаб (киля) стаб (киля)	р.в(р.н) р.в(р.н)
----------=------------- И -------=--------
Р	S	Р	S
г.о (в.о)	г.о (в.о)	г.о(в.о) г.о(в.о)
Погонная аэродинамическая нагрузка q по размаху элемен-
тов оперения распределяется (как и для крыла) пропорциональ-
но хордам
р
__ стаб (киля) 1
qстаб (киля) —  ------ ь'стаб (киля)»
*^стаб (киля)
______^РУля ,
(/руля о ^Руля’
•^руля
198
Нагрузки на элероны. Элероны нагружаются аэродинамиче-
скими силами как составные части крыла, а так же как рули
при их отклонении. Расчетным случаем для элеронов является
их отклонение при максимальном скоростном напоре 7тах- По
хорде элерона интенсивность расчетной нагрузки меняется по
Рис. 8. 11. Нагружение элерона
закону трапеции, причем если на передней кромке она прини-
мается равной Рэл = 0,647тахА то на задней кромке в три раза
меньше (рис. 8.11). Следовательно, в любом сечении элерона
расчетная погонная нагрузка определится по формуле
= Рэл + 1/Зрэл ь =_2_ ь
*7 ЭЛ	2	ЭЛ 3 Рэлиэл'
Величина <7тах==: “—I выбирается по нормам прочности в
\ /max
зависимости от класса маневренности самолета.
§ 4.	ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР СИЛ И МОМЕНТОВ
Для расчета на прочность элементов оперения необходимо
построить эпюры поперечных сил Q, изгибающих М и крутящих
7ИК моментов. Ввиду симметричности конструкции эпюры сил и
моментов строим для половины стабилизатора, которую рассмат-
риваем как консольную балку, жестко закрепленную в фюзеля-
же (или на киле) и нагруженную погонными аэродинамически-
ми силами #стаб, а также сосредоточенными силами, передаю-
щими на стабилизатор нагрузку руля высоты в узлах его
навески.
Расчетной схемой киля также является консольная балка,
жестко защемленная в фюзеляже и нагруженная аналогично
стабилизатору (<?Киля и силы от руля направления). Рули и эле-
роны рассматриваются как многоопорные балки, нагруженные
распределенными аэродинамическими силами.
199
Для определения реакций на опорах рулей и элеронов поль-
зуемся приближенным методом. В качестве примера рассмот-
рим трехопорный руль (элерон). Для нескольких сечений руля
определяем погонную воздушную нагрузку ^руЛя и строим ее
эпюру (рис. 8.12). Делим участки междуопорами пополам исчи-
таем, что каждая опора воспринимает
нагрузку двух смежных с ней отсеков,
которая равна площади эпюры q на
этом участке, например R\ = Fabcd- По-
добно определяем Т?2 и /?3 как площади
Fcdej и Fejgh (заменяя их приближенно
равновеликими трапециями).
Расчетные схемы и нагружение ста-
билизатора и киля показаны на рис.
8. 13, а. Сосредоточенные силы на ста-
билизаторе и киле Pi, Р2 и Рз равны
Рис. 8. 13. Нагружение и
эпюры сил и моментов ста-
билизатора (киля):
Рис. 8. 12. К определению реакции на
опорах рулей (элеронов)
реакциям на опорах соответствующих a-схема ^нагружения^ б-эпюры
рулей и направлены в ту же сторону,	’ ’ к
ЧТО и <7стаб(киля). Эпюры Q, М И Мк ДЛЯ
неподвижного стабилизатора или киля строим так же, как и для
крыла (см. § 6 гл. 5), т. е. графическим интегрированием эпюры
погонных нагрузок (для эпюры Q) и эпюры поперечных сил (для
эпюры М) с учетом сосредоточенных нагрузок. Для построения
эпюры Л4К необходимо также определить положение линий ц. д.
и ц. ж. (как и для крыла), построить эпюру погонных крутящих
моментов т, а затем эпюру 7ИК, графически интегрируя эпюру т
и прибавляя (алгебраически) Л1к от сосредоточенных сил R. Вид
эпюр Q, М, т и Л4К для стабилизатора (киля) показан
на рис. 8.13, б.
Эпюры Q, М и 7ИК для рулец и элеронов строим подобным
же образом. Сначала строим эпюру погонных нагрузок
^руля(элерона) и определяем опорные реакции. Графически, интег-
рируя эпюру q с учетом сосредоточенных сил (реакции па опо-
рах), строим эпюру Q, а затем и эпюру М, графически интегри-
руя эпюру Q.
200
Для построения эпюры Ми сначала строим эпюру т, считая
что линия ц.д. руля (элерона) проходит через ц.т. площади эпю-
ры нагрузок вдоль хорды. Вычисляем погонный крутящий мо-
мент в любом сечении руля (элерона)
m = qr,
где г — расстояние от ц.д. в данном сечении до оси вращения
(шарнира) руля.
Рис. 8. 14. Вид эпюр крутящих моментов руля (элерона)
Графически интегрируя эпюру т, ^получаем эпюру Л1к. Наи-
больший крутящий момент Л4К, равный всей площади эпюры т,
действует в сечении, где расположен рычаг отклонения руля
(элерона) и представляет собой шарнирный момент Л4Ш. Он
уравновешивается моментом от усилия S в тяге управления ру-
лем (элероном)
Л4К=Л4Ш=5Л.
Эпюры Л4К для руля (элерона) при различном расположении
рычага отклонения показаны на рис. 8.14.
§ 5.	КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ
Оперение самолетов по внешним формам, характеру нагру-
жения и работе подобно крылу. Поэтому оно состоит из тех же
конструктивных элементов, что и крыло. Исходя из этого, опи-
сание конструкции частей оперения излагается кратко. Более
подробно рассматриваются особенности их конструкции.
СТАБИЛИЗАТОРЫ И КИЛИ
Силовая схема стабилизатора и киля состоит из продольно-
го набора (лонжеронов, стенок и стрингеров), поперечного на-
бора (нервюр) и обшивки. Как и крылья, стабилизаторы и ки-
ли могут быть лонжеронными или моноблочными (кессонны-
ми). На малых и средних скоростных самолетах при малых
удлинениях стабилизатора и киля более выгодной оказывается
201
лонжеронная конструкция. Конструкция двухлонжеронного стре-
ловидного стабилизатора показана на рис. 8.15. Изображенный
на рис. 8.15 балансир руля высоты служит для борьбы с само-
возбуждающимися колебаниями оперения (подробней в гл. И).
Конструкция лонжеронного киля по сравнению со стабилиза-
тором отличий не имеет. На небольших сверхзвуковых самоле-
тах при большой стреловидности применяют лонжеронную схе-

Рис. 8.15. Конструкция лонжеронного стреловидного стабилизатора:
/—передний стыковой узел; //—центральный узел подвески рулей и балансира;
/—крепление тяги управления рулем высоты; 2— балансир; 3—кронштейн крепления
центрального узла руля высоты к стабилизатору; 4—ушки крепления кардана руля
высоты; 5, 6—лонжероны; 7—силовая центральная нервюра; S—нервюры; 9—стрингеры
му с внутренним подкосом (рис. 8.16). Лонжеронные стабилиза-
торы и кили крепятся к силовым шпангоутам фюзеляжа при
помощи стыковых узлов на лонжеронах (рис. 8.17). Силовые
шпангоуты могут быть установлены по нормали или наклонно к
оси фюзеляжа. Конструкция стыковых узлов такая же, как и у
лонжеронных крыльев.
На больших самолетах стабилизаторы и кили обычно выпол-
няются моноблочными с двумя или тремя лонжеронами-стенка-
ми. Конструкция моноблочного стабилизатора самолета Ту-104
с разъемом по бортам фюзеляжа показана на рис. 8.18. Отъ-
емные части стабилизатора стыкуются с его средней частью при
помощи угольников и фитингов. По краям средней части уста-
новлены мощные бортовые нервюры (как у моноблочного стре-
202
ловидного крыла с центропланом). Для соединения стабилиза-
тора с фюзеляжем имеются два передних и два задних стыко-
вых узла. Иногда применяется стабилизатор с разъемом в
Рис. 8. 16. Схема стреловидного киля с внут-
ренним подкосом:
/—лонжерон; 2—внутренний подкос; 3—стенки;
4— силовые нервюры; 5—узлы стыковки киля
плоскости симметрии самолета. В этом случае в разъеме уста-
навливается центральная нервюра с толстой стенкой, хорошо
работающей на сдвиг.
На самолетах с выносом стабилизатора на верх киля (Т-об-
разное оперение) центральная часть стабилизатора практически
отсутствует. Стабилизатор в этих схемах как на большинстве
Рис. 8. 17. Схема стыковки лонжеронных киля и стабилиза-
тора с фюзеляжем:
/—стыковые узлы; 2—силовой шпангоут фюзеляжа; 3—усиленный
продольный элемент
околозвуковых самолетов может менять угол установки в поле-
те (Ил-62, VC-10, Ту-154) и задние узлы его крепления к килю
делаются шарнирными. Передний узел связан со специальным
винтовым подъемником (рис. 8.19). Вследствие выноса стаби-
203
лизатора назад относительно узлов крепления киля к фюзеляжу,
через которые передается сила Рг.о, задний его узел является
наиболее нагруженным, и в плоскости киля возникает дополни-
Рис. 8. 18. Конструкция стрело-
видного моноблочного стаби-
лизатора:
/—средняя часть стабилизатора;
2—съемный носок; 3—бортовая нер-
вюра; 4—передняя стенка; 5—нор-
мальные нервюры; 6—панель кес-
сона; 7—узлы навески руля высоты;
8—задняя стенка
тельный изгибающий момент AfB.o (рис. 8.20). Пример конст-
рукции киля, на вершине которого устанавливается стабилиза-
тор, показан на рис. 8.21.
Особенности конструкции управляемых стабилизаторов. Как
известно из аэродинамики, уже на околозвуковых скоростях эф-
фективность руля высоты (и других рулей) начинает значи-
Рис. 8. 19. Управление стабилизатором:
/—киль; 2—стабилизатор; <3—передний узел с кронштейном; 4—качалка
управления стабилизатором; 5—винтовой подъемник; 6—датчик положения
стабилизатора
204
тельно уменьшаться, так как при его отклонении изменение дав-
лений происходит только в районе самого руля (т. е. позади ме-
ограничивающего сверхзвуковую
стного скачка уплотнения,
зону). На сверхзвуковых
скоростях продольная уп-
равляемость снижается не
только из-за малой эффек-
тивности руля высоты, но и
за счет смещения фокуса са-
молета назад, вследствие
чего сильно возрастает про-
дольная устойчивость само-
лета. Поэтому на скоростных
и высотных самолетах широ-
кое применение получило
цельноповоротное горизон-
тальное оперение — управ-
ляемый стабилизатор. Его
эффективность на сверхзву-
ковых скоростях в несколь-
ко раз больше, чем у руля
высоты. Конструктивно уп-
равляемый стабилизатор
Рис. 8.21. Конструкция киля:
/—передний лонжерон; 2—узлы крепления ка-
чалки управления стабилизатором; 3—задний
узел крепления стабилизатора; 4—задний лон-
жерон; 5—нервюра; 6—узлы крепления киля
к фюзеляжу; 7—обшивка; 8—бортовая нервюра
Рис. 8.20. Влияние стреловид-
ности киля на нагружение его
стыковочных узлов
представляет собой небольшое крыло, имеющее возможность
плавно менять свой угол установки. Чаще всего применяется
однолонжеронная конструкция со стенками, в которой корневая
часть лонжерона является осью вращения. Ось может быть не-
подвижной относительно стабилизатора (рис. 8.22, а) или фюзе-
ляжа (рис. 8.22,6). Силовая схема треугольного управляемого
стабилизатора показана на рис. 8.22, в.
205
Работу конструкции стреловидного управляемого стабилиза-
тора рассмотрим на примере схемы, изображенной на рис.
8.22, а. Силовая схема состоит из лонжерона 1—2—3, опертого
Рис. 8.22. Конструктивно-силовые схемы управляемых стабили-
заторов:
а, б—стреловидного: в—треугольного
Рычаг
на фюзеляж в точках 1 и 2, и силовых нервюр 2—4 и 6—5. На
участке стабилизатора до нервюры 2—4 воздушная нагрузка пе-
редается нормальными нервюрами на лонжерон в виде попереч-
ных сил. Изгибающий момент вдали от опоры 2 воспринимает-
ся обшивкой, стрингерами и лонжерО’
ном, а у опоры 2 он полностью пере-
дается на лонжерон. Крутящий момент
воспринимается контуром обшивки
и в узле 2 передается усиленными
нервюрами 6—5 и 2—4 на лонжерон.
Следовательно, все силовые факторы
(Q, М и Л4К), начиная от узла 2, вос-
принимаются лонжероном и он должен
иметь замкнутое (трубчатое) попереч-
ное сечение. Рычаг управления 7 кре-
пится к лонжерону стабилизатора.
В другой схеме (рис. 8.22,6) он кре-
пится к силовой нервюре, что выгодно
в конструктивном отношении.
Эпюры сил и моментов для консоли
и оси управляемого стабилизатора
строим по принятым ранее правилам.
Для стреловидного стабилизатора по-
гонную воздушную нагрузку по раз-
маху распределяем пропорционально
хордам, перпендикулярным лонжерону. На сверхзвуковой ско-
рости принимаем, что линия ц. д. проходит на 50% хорд. Крутя-
Рис. 8.23. Эпюры Q, А4
и Мк управляемого ста-
билизатора
206
щие моменты определяем относительно оси лонжерона (линия
ц. ж.). Расчетная схема и характер эпюр управляемого стабили-
затора с жестким его 'креплением на оси показаны на рис. 8.23.
При построении эпюр Q и М силу, приложенную к рычагу
управления стабилизатором, не учитываем.
Рис. 8. 24. Конструкция управляемого стабилизатора:
5—силовые шпангоуты; 2—рычаг управления; 4—гайка; 5, И—стенки;	нервюры;
7—лонжерон; 8, 10—подшипники; Р—втулка /2—стрингеры
На рис. 8.24 показана конструкция управляемого стабилиза-
тора с жестким креплением его на оси. Ось представляет собой
балку, лежащую на двух опорах, которыми являются подшипни-
ки 8 и 10, установленные на усиленных шпангоутах 1 и 3 фю-
зеляжа. Ввиду больших нагрузок применены игольчатые под-
шипники. Гайка 4 и конусная втулка 9 служат для выборки
люфтов. Рычаг управления стабилизатором 2 жестко закреплен
на оси. Стабилизатор состоит из одного лонжерона 7, передней 5
и задней 11 стенок, нескольких стрингеров 12 и нервюр 6. Тор-
цевая нервюра — усиленная.
РУЛИ И ЭЛЕРОНЫ
Конструкция рулей и элеронов однотипна и подобна конст-
рукции закрылков. С точки зрения строительной механики рули
и элероны представляют собой многоопорные балки, подвешен-
ные шарнирно к неподвижным частям и нагруженные аэродина-
мическими силами. Для увеличения жесткости (и живучести)
при большом руле количество опор не должно быть меньше трех
207
Наиболее часто применяется однолонжеронная конструкция.
На рулях (элеронах) больших размеров может быть еще и до-
полнительная стенка.
Назначение и работа силовых элементов (лонжерон, стрин-
геры, нервюры, обшивка) такие же, как и у однолонжеронного
Рис. 8. 25. Конструкция элерона скоростного самолета:
1—законцовка; 2—нервюра; 3—лонжерон; 4—стенка; 5—весовой балансир; /—средний узел
подвески; //—консольный угол подвески
крыла. Лонжерон обычно представляет собой тонкостенную,
сборную или штампованную из листа, балку швеллерного или
двутаврового сечения, которая может воспринимать изгибаю-
щий момент и поперечную силу. Крутящий момент воспринима-
ется контуром, образованным обшивкой и стенкой лонжерона.
Носки и хвостики нервюр штампованы из листового мате-
риала. В местах крепления узлов навески нервюры делаются
усиленными. У задней кромки обшивка соединяется при помощи
Рис. 8. 26. Конструкция руля направления
жесткого профиля-законцовки. Пример конструкции элерона
скоростного самолета приведен на рис. 8.25. При большой длине
элеронов они часто делаются разрезными, но отклоняются как
одно целое. Конструкция руля направления крупного самолета
показана на рис. 8.26.
Руль высоты обычно состоит из двух половин, отклоняемых
одновременно. На стреловидном горизонтальном оперении лоп-
208
жероны половин руля заканчиваются карданами, которые при-
водятся во вращение одним рычагом. Подобная конструкция ру-
ля высоты показана на рис. 8.27. На скоростных самолетах с ма-
лой относительной толщиной оперения все шире применяются
конструкции рулей и элеронов с заполнением хвостовой части
легкими пористыми или сотовыми заполнителями (рис. 8.28),
руля высоты:
2, 4—узлы под-
Рис. 8.27. Конструкция
1, 6—весовые балансиры; _ _______ _ __
вески руля к стабилизатору; 3—лонжерон;
5 — узел крепления лонжерона к трубчатой
оси привода руля; 7—каодан; 8—триммер;
9—нервюры
соединяемыми с обшивкой и нервюрами (без поясов) на клею.
Имеются также конструкции со слоистой обшивкой и сотовым
заполнителем (рис. 8.29), что повышает жесткость обшивки и ка-
чество поверхности по сравнению с клепаной конструкцией.
Конструкции узлов навески рулей и элеронов в большинст-
ве однотипны. Узлы эти состоят из двух кронштейнов и соеди-
нительного болта. Один из кронштейнов крепится (на болтах)
к лонжерону руля (элерона), а другой — к лонжеронам или
хвостовым частям нервюр соответствующей неподвижной части
(крыла, стабилизатора, киля).
В кронштейне руля устанавливается сферический подшипник,
позволяющий узлу нормально работать при наличии деформа-
ций рулей. Такой узел (рис. 8.30) фиксирует руль (элерон) от
209
Рис. 8.28. Элерон с за-
полнителем:
1—лонжерон; 2—нервюра;
3—заполнитель; 4—об-
шивка; 5—законцовка
перемещения вдоль размаха. Остальные узлы навески (два или
более) имеют дополнительный качающийся кронштейн (серьгу)
и работают подобно кардану (рис. 8.31), что
значительно снижает потребные точности
при монтаже узла. Для размещения кронш-
тейнов в носках рулей и элеронов делаются
вырезы, уменьшающие жесткость на круче-
ние, поэтому в сечениях с вырезами конст-
рукция должна быть усилена.
Аэродинамическая компенсация и весо-
вая балансировка рулей и элеронов. Аэроди-
намическая сила рулей (элеронов) создает
относительно оси вращения шарнирный мо-
мент 7ИШ. С увеличением размеров рулей и
ростом скорости полета шарнирные момен-
ты резко возрастают и управление самоле-
том становится затруднительным или вооб-
ще невозможным без применения специаль-
ных силовых приводов (гидроусилителей).
Шарнирный момент руля можно умень-
шить, применяя аэродинамическую компен-
сацию, т. е. создавая с помощью аэродина-
мической силы носового участка руля момент, противоположный
моменту от силы хвостового участка. Наиболее широкое распро-
странение получила осевая аэродинамическая компенсация
(рис- 8.32) —смещение оси вращения руля от его передней кром-
Рис. 8. 29. Конструкция руля со слоистой обшивкой
ки. Участок руля, расположенный перед осью вращения руля,
называется аэродинамическим _ компенсатором. Относительная
площадь осевой компенсации 5o.k=So.k/Sp колеблется от 0,1 до
210
0,3. При больших значениях 50К может наступить «перекомшен-
сация», когда знак усилия на командном рычаге меняется на об-
ратный, что недопустимо при управлении самолетом.
Рис. 8. 30. Узел навески руля
(элерон):
/—кронштейн на руле; 2—крон-
штейн на неподвижной части
Рис. 8.31. Узел навески
руля (элерона) с серьгой
Иногда аэродинамический компенсатор представляет собой
часть рулевой поверхности, вынесенной вперед только у края
руля, а не по всей длине. Такая разновидность осевой аэродина-
мической компенсации получила название роговой и применяет-
ся на легких тихоходных самолетах. На элеронах применяется
Рис. 8.32. Схема осевой аэродинамической компен-
сации рулей (элеронов):
а—роговая компенсация; б—осевая компенсация; в—принцип
действия
также и так называемая внутренняя аэродинамическая компен-
сация (самолеты МиГ-15, Ту-104 и др.), схема и принцип дейст-
вия которой показаны на рис. 8.33. Компенсатор находится в
пространстве 2 за задним лонжероном крыла и соединен с ним
211
герметичной гибкой перегородкой 1. Разность давлений, дейст-
вующая на компенсатор 3 через щели 4, создает необходимый
эффект. Внутренний компенсатор не выходит в поток и не уве-
личивает сопротивление. Так как толщина стабилизаторов и ки-
лей мала по сравнению с толщиной крыла, внутренняя компен-
сация на рулях не может применяться. При тонком крыле это
становится невозможным и для элеронов.
Рис. 8.33. Внутренняя аэродинамическая компенсация элерона:
а—схема устройства; б—принцип действия
На многих крупных самолетах, наряду с осевой компенсаци-
ей, применяются сервокомпенсаторы (или флетнеры), которые
являются частью руля, расположенной у задней кромки и откло-
няющейся при отклонении руля, но в противоположную сторону
(рис. 8.34). Момент от аэродинамической силы сервокомпенса-
тора противоположен 7ИШ руля, и, следовательно, общий шар-
нирный момент руля уменьшается.
Если на самолете для отклонения рулей используется мус-
кульная сила летчика (система управления с непосредственным
механическим приводом рулей без гидроусилителей), тошарнир-
Рис. 8. 34. Схема сервокомпенсатора (флетнера):
/—тяга управления рулем; 2—руль; 3—сервокомпенсатор
ные моменты рулей преодолеваются летчиком приложением к
рычагам управления соответствующих усилий. В этом случае
для уменьшения или даже полного снятия нагрузки с команд-
ных рычагов на данном режиме полета (особенно, если этот
режим должен поддерживаться продолжительное время) на ру-
лях и элеронах широко применяются специальные устройства —
триммеры, представляющие, как и сервокомпенсаторы, части
212
рулей у задней кромки (рис. 8.35). В отличие от сервокомпенса-
торов триммеры отклоняются на необходимые для снятия уси-
лий углы по желанию летчика независимо от отклонения руля.
Это обеспечивается специальной механической проводкой из
кабины экипажа к трим-
мерам или при помощи
управляемых из кабины
экипажа электромеханиз-
мов, расположенных, как
правило, в носках рулей.
На крупных самолетах на
руле могут быть два трим-
мера. Под действием мо-
мента от аэродинамиче-
ской силы триммера шар-
нирный момент руля
уменьшается или вообще
приводится к 0, и самолет
Рис. 8. 35. Схема действия триммера:
/—электромеханизм; 2—триммер
балансируется на данном режиме соответствующим отклонением
руля при нулевом (или близком к нему) усилии на командном
рычаге. Пример типовой конструкции триммера, состоящего ив
двух половин, показан на рис. 8. 36. Для навески триммера
в хвостовой части руля (элерона) имеется стенка. Функции сер-
вокомпенсатора и триммера могут быть объединены в одном
агрегате триммере-флетнере, который отклоняется автоматиче-
ски как флетнер (сервокомпенсатор) и может отклоняться до-
полнительно как триммер.
Рис. 8.36. Конструкция триммера
Для предотвращения самоколебаний типа флаттера (см.
гл. 11) на рулях и элеронах применяется весовая перебаланси-
ровка, при которой их центр тяжести располагается перед осью
вращения на расстоянии 3—5% хорды. Для этой цели в носках
рулей и элеронов приходится устанавливать специальные гру-
зы — весовые балансиры 5 (см. рис. 8.25), которые крепятся к
213
лонжеронам или дополнительным стенкам. Чаще всего приме-
няются грузы, распределенные по всей длине руля, реже сосре-
доточенные. В последнем случае грузы-балансиры выносятся
дальше вперед и могут иметь меньшую массу, но при этом уве-
личивается сопротивление руля и его сечения нагружаются до-
полнительным крутящим моментом. На управляемых стабили-
заторах крупные -балансиры обтекаемой формы устанавливают-
ся на концах (см. рис. 8.22).
На современных самолетах с необратимым гидроприводом
рулевых поверхностей вместо весовой балансировки все чаще
используют демпфирующие свойства гидроприводов рулей. При-
менение гидроприводов рулей позволяет также отказаться от
аэродинамической компенсации.
§ 6.	ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ОПЕРЕНИЯ
НА ПРОЧНОСТЬ
Расчет на прочность сечений стабилизаторов и килей не отли-
чается от расчета на прочность сечений крыла подобной формы
в плане. Значения Q, М и Мк берем из предварительно постро-
енных эпюр. Проверку прочности силовых элементов или под-
бор потребных сечений производим по разрушающим напряже-
ниям. Особенностью приближенного расчета на прочность сече-
ний рулей и элеронов является то, что к поясам лонжеронов
открытого профиля, воспринимающим М, прибавляются участки
обшивки приведенной ширины &Пр = 306Об, и формулы для расис-
та на изгиб приобретают вид:
для растянутой зоны
Fл 4“ ^пр^об
для сжатой зоны
о М
где S=------------
о,9//л
^л 4“ ^пр^об
акр.л’
При расчетах на кручение в сечениях по узлам навески бе-
рется контур, образованный стенкой лонжерона и обшивкой хво-
стовой части. В сечениях между узлами берется контур носка.
Лонжероны трубчатого сечения рассчитываются по известным
формулам сопротивления материалов. Приемы при проведении
проектировочных расчетов элементов оперения остаются теми
же, что и для крыльев.
При подборе сечений трубчатых лонжеронов принимается
значение наружного диаметра D, а искомым неизвестным будет
их внутренний диаметр d.
ГЛАВА 9
ФЮЗЕЛЯЖИ САМОЛЕТОВ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ
Корпус самолета в зависимости от его типа называется: фю-
зеляжем — у сухопутного самолета, лодкой — у гидросамолета
и гондолой — у самолета с корпусом без оперения (рис. 9.1).
а—фюзеляж; б—лодка; в—гондола
Рассмотрим только фюзеляжи.
Фюзеляж самолета связывает между собой в силовом отно-
шении основные части: крыло, оперение, шасси. В нем разме-
щается экипаж, пассажиры, топливо, оборудование, вооружение
и различные грузы, определяемые назначением самолета. Часто
внутри фюзеляжа располагают двигатели.
Фюзеляжи должны удовлетворять ряду требований, основ-
ные из которых следующие:
хорошая аэродинамика (меньший сх на характерном режи-
ме, минимальное сопротивление интерференции, минимальный
нагрев в полете);
достаточная прочность, жесткость и живучесть конструкции
при наименьшей массе;
215
высокая технологичность конструкции (простота изготовле-
ния, низкая 'Стоимость, разумная расчлененность, взаимозаменяе-
мость и др.);
хорошее использование внутренних объемов, удобство входа
и выхода, удобное размещение экипажа и пассажиров;
удобство загрузки и выгрузки с возможностью механизации
этих работ;
хорошая теплозвукоизоляция и герметизация, создающие на
высотных самолетах нормальные условия для экипажа и пасса-
жиров.
§ 2. ВНЕШНЯЯ ФОРМА ФЮЗЕЛЯЖА
Внешняя форма фюзеляжа определяется назначением само-
лета, диапазоном чисел М, расположением двигателей и други-
ми факторами. Идеальной формой фюзеляжа является тело вра-
щения, геометрические параметры которого зависят от скорости.
Для малых скоростей лучшая форма — каплевидное тело, для
Рис. 9. 2. Формы фюзеляжей
околозвуковых — сигарообразное, для сверхзвуковых — остро-
носое. Наличие фонарей кабин экипажа, боковых воздухозабор-
ников приводит к отклонению от идеальной формы. Поперечное
сечение фюзеляжа может быть различной формы. Прямоуголь-
ное (или близкое к нему) сечение удобно для грузовых самоле-
тов и проще в изготовлении. Круглое сечение наиболее рацио-
нально для высотных самолетов и технологически наиболее
выгодно. Применение овальных и более сложных форм продик-
товано стремлением уменьшить 'сопротивление при хорошем ис-
пользовании внутреннего объема.
216
Важной геометрической характеристикой фюзеляжа являет-
ся его удлинение
где Лф—длина фюзеляжа;
Оф — наибольший диаметр круглого фюзеляжа.
Если сечение фюзеляжа не круглое, то удлинение
^ф -^ф/^рав’
где £>Рав — диаметр круга равновеликового по площади миделе-
вому сечению.
У современных самолетов удлинение фюзеляжа 6ч-15.
Формы и расположение фонарей должны обеспечивать хоро-
ший обзор при взлете и посадке. Формы фюзеляжей в сечении
и в виде сбоку показаны на рис. 9.2.
§ 3.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ
НА ФЮЗЕЛЯЖИ САМОЛЕТОВ
Фюзеляж, как и крыло, является сильно нагруженной частью
самолета. Для анализа работы и расчетов на прочность конст-
рукции фюзеляжа необходимо знать характер распределения и
величины нагрузок. Все нагрузки, действующие на фюзеляж в
полете или при посадке, можно классифицировать следующим
образом:
1)	нагрузки от прикрепленных частей (крыло, оперение,
шасси и др.) — обычно сосредоточенные и действуют через уз-
лы крепления в различных местах;
2)	массовые силы от агрегатов, грузов, расположенных внут-
ри фюзеляжа. Они могут быть сосредоточенными или распре-
деленными;
3)	аэродинамические силы, распределенные по поверхности
фюзеляжа. В целом для фюзеляжа они невелики, но местные
аэродинамические силы вследствие больших местных разреже-
ний (например, на фонарях) могут быть очень большими;
4)	массовые распределенные силы от собственной конструк-
ции фюзеляжа. Как и аэродинамические силы они малы, так как
масса фюзеляжа невелика по сравнению с полетной массой са-
молета;
5)	нагрузки от сил внутреннего давления в герметичных от-
секах фюзеляжей. Величина этих нагрузок определяется пере-
падом давлений и может быть очень большой.
Нагружение фюзеляжа может быть симметричным или не-
симметричным. В первом случае нагрузки действуют в плоскос-
ти симметрии самолета, во втором — они перпендикулярны ей.
Примерами симметричного нагружения (рис. 9.3) являются на-
гружения: в горизонтальном полете, при криволинейных движе-
ниях в вертикальной плоскости (выход из пикирования или
217
планирования), при посадке; пример несимметричного нагруже-
ния — нагружение при полете с отклоненным рулем направле*
ния (рис. 9.4),
1 и ш
Рис. 9.3. Нагружение и расчетная схема фюзе-
ляжа
Для определения основных нагрузок нужно составить урав-
нение равновесия, принимая значения коэффициента перегрузки
по нормам прочности.
Массовые нагрузки, сосредоточенные и распределенные, оп-
Рис. 9.4. Несимметричное нагруже-
ние фюзеляжа
ределяем по формулам
^агр ^агр^ f ^агр^’
?м=7о«э/=?м«.
где Garp — вес агрегата или
груза;
qG — погонный вес;
п — коэффициент рас-
четной перегрузки.
Под действием внешних сил
фюзеляжи работают на сдвиг,
изгиб и кручение.
§ 4.	ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР СИЛ И МОМЕНТОВ
Эпюры Q, М и Л4К, действующие на фюзеляж, необходимы
для расчета его на прочность. Для их построения нужно знать
характер нагружения фюзеляжа. Фюзеляж обычно рассматри-
вается, как балка, опирающаяся на узлы крепления к нему кры-
ла. Фюзеляж условно делят на три части: переднюю I (от носка
до переднего основного узла крепления крыла), среднюю II (от
переднего до заднего узла крепления крыла) и заднюю III (до
конца фюзеляжа). Консоли передней и задней частей считаются
жестко соединенными со средней частью. Такая расчетная схе-
ма (см. рис. 2.3) значительно упрощает прочностные расчеты.
218
По нормам прочности фюзеляж рассчитывают на все расчет-
ные случаи, установленные для агрегатов самолета, крепящих-
ся к нему. Имеются и специфические для фюзеляжа расчетные
случаи.
В качестве примера рассмотрим построение эпюр поперечных
сил Q и изгибающих моментов М для самолета со стреловид-
ным крылом и горизонтальным оперением, расположенным на
стреловидном киле, совершающего криволинейный полет в вер-
тикальной плоскости (расчетный случай Лф'). Поскольку нагру-
Рис. 9. 5. Эпюры Q и М фюзеляжа для рас-
четного случая Аф'
жение симметрично, кру-
тящий момент Л4К отсутст-
вует. Массовыми силами
от собственной конструк-
ции фюзеляжа пренебре-
гаем. Массовые силы от
Рис. 9. 6. Эпюры Q, М и
для хвостовой части фюзе-
ляжа от силы Рв.о
агрегатов и грузов считаем сосредоточенными. Определяем рас^
четную нагрузку на горизонтальное оперение Рг,0. Эта нагрузка
передается на фюзеляж через узлы крепления к нему киля в виде
сил, величина и направление которых зависят от положения
точки приложения Рг.о (ц. д. г. о.) относительно узлов крепления
киля. Определяем массовые сосредоточенные силы, точками при-
ложения которых являются центры тяжести агрегатов и грузов.
Подсчитываем опорные реакции фюзеляжа, как для двухопорной
балки с консолями, и строим эпюры Q и М (рис. 9.5).
При несимметричном нагружении на фюзеляж действует
изгибающий момент в горизонтальной плоскости, а на хвосто-
вую часть, кроме того, еще и крутящий момент
МК = РВ.Л
где Рв.о — сила, действующая на вертикальное оперение;
h — расстояние от центра давления вертикального опе-
рения до оси фюзеляжа (ось жесткости).
Затем для этого случая строим эпюры Q, М и Л1К (рис. 9.6).
219
§5. КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ.
ОСНОВНЫЕ СИЛОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ.
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Сходство характеров нагружения фюзеляжа и крыла приво-
дит к сходству силовых схем и назначения силовых элементов
(рис. 9.7). Изучение конструкций фюзеляжей удобней начинать
Рис. 9.7. Сходство в устройстве балочного фюзеляжа и крыла:
а—фюзеляж; б—-крыло; /—работающая обшивка; 2—диафрагмы; 3—
стрингеры; 4— вертикальные стенки
с рассмотрения конструктивно-силовых схем, уделяя основное
внимание их особенностям.
По конструктивно-силовым признакам различают ферменные
и балочные фюзеляжи. Фюзеляжи ферменного типа широко при-
менялись в конструкциях самолетов, летавших с небольшими
Рис. 9. 8. Ферменный фюзеляж жест<
кого типа:
/—распорка; 2—стойка; 3—раскос; 4—пояс
скоростями. Они ВЫПОЛНЯЛИСЬ
в виде пространственных ферм
жесткого (рис. 9.8), жесткорас-
чалочного (рис. 9.9) и других
типов. В состав силовых эле-
ментов таких фюзеляжей вхо-
дят пояса ферм, стойки, рас-
порки, раскосы, расчалки и гиб-
кие ленты.
Изгибающий момент в та-
кой конструкции воспринима-
ется поясами, поперечная си-
ла— стойками, распорками и
раскосами, крутящий момент—
контуром, образуемым из четы-
рех плоских ферм.
Для придания такому фюзе-
ляжу обтекаемой формы необходимо применять несиловые над-
стройки (гаргроты), увеличивающие массу конструкции. В ка-
честве материала для обшивки применяется полотно, фанера или
220
тонкий листовой дюралюминий. Ферменные фюзеляжи имеют
большую массу, малую живучесть, не позволят хорошо исполь-
зовать внутренние объемы и поэтому применяются только на не-
которых легких поршневых самолетах (По-2, Як-18 и др.) раз-
личного назначения.
Рис. 9. 9. Ферменный фюзеляж жесткорасчалочного типа:
/—жесткие стержни; 2—расчалки
В настоящее вредоя в авиации широко применяют балочные
фюзеляжи. Они представляют собой тонкостенные пустотелые
балки, имеющие более или менее мощную, работающую обшив-
ку, а также продольный и поперечный силовые наборы. В зави-
симости от вида балочного фюзеляжа продольный набор может
состоять из лонжеронов или стрингеров. Поперечный набор со-
стоит из шпангоутов. Кроме того, имеются элементы вспомога-
тельного назначения, к которым относятся детали для местного
а)
Рис. 9. 10. Балочные фюзеляжи:
а—лонжеронный; б—стрингерный; в—обшивочный; 1, 5—стрингеры; 2, 6, 8—шпангоуты;
3—лонжероны; 4, 7, 9—обшивка
усиления основной конструкции, для установки грузов, оборудо-
вания и вооружения. К вспомогательным элементам относятся
также полы и различные перегородки.
Различают три разновидности балочных фюзеляжей: лонже-
ронный, стрингерный и обшивочный (или монококовый) (рис.
9.10). Лонжеронный балочный фюзеляж состоит из нескольких
221
мощных лонжеронов, набора силовых и нормальных шпангоу-
тов, а также относительно тонкой обшивки. В стрингерном ба-
лочном фюзеляже имеется набор часто расположенных стрин-
геров, набор шпангоутов (силовых и нормальных) и относитель-
но толстая обшивка. Обе эти разновидности балочного
фюзеляжа часто объединяются общим названием — полумоно-
кок, так как внешние силовые факторы воспринимаются
продольными элементами совместно с обшивкой. Обшивочный
фюзеляж (монокок) состоит из толстой обшивки, подкреплен-
ной шпангоутами. Имеются также местные продольные элемен-
ты. Основные силовые факторы в таком фюзеляже восприни-
маются только обшивкой.
КОНСТРУКЦИЯ БАЛОЧНЫХ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ.
НАЗНАЧЕНИЕ ОСНОВНЫХ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
Лонжеронные фюзеляжи. В таких фюзеляжах основные си-
ловые элементы — лонжероны, которые фактически являются
поясами своеобразной (объемной) балки. Они воспринимают
практически весь изгибающий момент, при этом в них возникают
осевые усилия сжатия и растяжения (т. е. работают подобно
поясам лонжеронов крыла). Имеющиеся в лонжеронном фюзе-
ляже стрингеры служат для подкрепления обшивки, окантовки
больших вырезов, крепления элементов оборудования.
Силовые (усиленные) шпангоуты составляют основу конст-
рукции фюзеляжа и служат для восприятий и передачи сосре-
доточенных сил и моментов на обшивку и продольный набор. Их
устанавливают в местах крепления к фюзеляжу крыльев, опере-
ния, шасси, двигательных установок, а также в местах разъемов
фюзеляжа. Нормальные шпангоуты (подобно нервюрам крыла)
придают форму фюзеляжу и подкрепляют обшивку.
Обшивка на современных лонжеронных фюзеляжах, кроме
обеспечения удобообтекаемых форм, включается в работу и вос-
принимает крутящий момент и поперечную силу.
Лонжеронные фюзеляжи успешно начали применяться в
30-х годах Н. И. Поликарповым, А. Н. Туполевым и другими
советскими конструкторами, на самолетах с поршневыми двига-
телями, расположенными в носовой части фюзеляжа. Лонжерон-
ная конструкция фюзеляжей оказывается выгодной и для совре-
менных скоростных самолетов типа истребителей, у которых ре-
активный двигатель расположен в хвостовой части фюзеляжа.
В фюзеляже такой конструкции удобно размещать узлы крепле-
ния двигателей, делать большое количество вырезов (на участ-
ках между лонжеронами) для размещения кабины экипажа, бое-
вой нагрузки, контейнеров под топливные баки без нарушения
основных силовых элементов.
Стрингерные фюзеляжи. Стрингерные фюзеляжи наиболее
широко распространены на современных самолетах различного
222
двери, люки, иллюминато-
силовых элементов и, сле-
Для усиления вырезов
(по их краям), местные
рамы и др. Устройство
назначения. Выполняют их в виде тонкостенной подкрепленной
оболочки.
Продольный силовой набор состоит из часто расположенных
(с шагом 80—250 мм) силовых стрингеров, которые, подкрепляя
обшивку, воспринимают вместе с ней весь изгибающий момент.
При этом в стрингерах возникают осевые усилия сжатия и рас-
тяжения. Поперечный набор состоит из нормальных и силовых
шпангоутов. Обшивка более толстая, чем в лонжеронных фюзе-
ляжах, воспринимает изгибающий и крутящий моменты и по-
перечную силу. Такая конструкция фюзеляжа обеспечивает вос-
приятие и передачу всех нагрузок при высокой его жесткости,
прочности и малой массе, так как материал, работающий на из-
гиб и кручение (обшивка и стрингеры), максимально удален от
продольной оси.	*
Стрингерный фюзеляж имеет большие внутренние свободные
объемы и допускает хорошее их использование, конструкция об-
ладает повышенной живучестью. Недостатком стрингерного фю-
зеляжа является то, что вырезы под
ры нарушают целостность основных
довательно, ослабляют конструкцию,
применяется более толстая юбшивка
лонжероны и усиленные стрингеры,
стрингерного фюзеляжа пассажирского самолета показано на
рис. 9.11.
Обшивочные фюзеляжи (монокок). Эти фюзеляжи представ-
ляют собой оболочку-обшивку, подкрепленную поперечными эле-
ментами — шпангоутами. Продольные усиливающие элементы—
только местные. Обшивка воспринимает все внешние силовые
факторы (Q, М и Л4К). Прочность фюзеляжа в сжатых зонах
определяется критическими напряжениями потери устойчивости
обшивки, для увеличения которых приходится увеличивать тол-
щину обшивки, а следовательно, и массу всей конструкции. По-
этому такой фюзеляж применительно к тяжелым самолетам
оказывается невыгодным. Однако на некоторых тяжелых пас-
сажирских самолетах (Конвер-880) применена конструкция,
близкая к данному типу. Обшивка фюзеляжа очень толстая (в
отдельных местах 4—5 мм), что позволяет снять стрингеры с
большей части фюзеляжа, оставив их только на верхнем и ниж-
нем участках (сводах), где действуют наибольшие напряжения
от изгиба. В такой конструкции снижается возможность появле-
ния усталостных трещин, повышаются звукоизолирующие свой-
ства. Более широкое внедрение монолитных панелей и слоистых
конструкций расширяет возможности конструкции типа монокок.
Все типы балочного фюзеляжа обладают и достоинствами, и
недостатками, поэтому на некоторых самолетах применяют фю-
зеляжи смешанной конструкции. Так, на самолете-истребителе с
лобовым воздухозаборником оказывается выгодной конструкция
фюзеляжа, у которой носовая часть выполнена из толстой об-
223
224
&
вин
Рис. 9. 11. Стрингерный фюзе-
ляж пассажирского самолета:
/—панель пола; 2—шпангоут; 3—об-
шивка; 4—стыковые шпангоуты; 5—
стыковая лента; 6—фитинги креп-
ления; 7—сферическое днище гер-
мокабины; 8—профиль жесткости на
днище; 9—стрингеры

шивки, средняя часть, где имеется значительное количества
крупных вырезов, выполнена по лонжеронной схеме, а хвосто-
вая — по стрингерной.
КОНСТРУКЦИЯ и РАБОТА СИЛОВЫХ
ЭЛЕМЕНТОВ ФЮЗЕЛЯЖА
Лонжероны (рис. 9.12) существуют основные и вспомога-
тельные. Основные лонжероны проходят вдоль всего фюзеляжа*
(или его лонжеронной части) и составляют силовую основу про-
дольного набора. От изгибающего момента (а также от осевых
сил фюзеляжа, если они значительны) в них возникают осевые
усилия сжатия и растяжения. Вспомогательные лонжероны ста-
вят на участках, требующих местного усиления. Количество
основных лонжеронов в балочных лонжеронных фюзеляжах ле-
жит в пределах 4—8. В отличие от поясов лонжеронов крыла^
Рис. 9. 12. Типовые сечения лонжеронов фюзеляжей.
которые опираются в двух взаимно перпендикулярных плоскос-
тях на обшивку и стенку, пояса — лонжероны фюзеляжа опи-
раются только на обшивку, и для них возможна общая потеря/
устойчивости. Поэтому их конструкция должна обеспечивать вы-
сокие значения критических напряжений екР и сгкр.
Для самолетов дозвуковых и умеренных сверхзвуковых ско-
ростей лонжероны изготовляют из высокопрочных алюминиевых
сплавов. В условиях значительных нагревов применяют сплавы
титана или легированные стали.
В местах пересечения лонжеронов с нормальными шпангоу-
тами в последних делаются вырезы. Лонжероны обрываются'
только в местах стыковки отсеков фюзеляжа или при пересече-
нии с особенно мощными шпангоутами. Местные лонжероны
(или бимсы) могут конструктивно состоять из одного профиля,
или иметь составную (клепаную) конструкцию.
Стрингеры по своему назначению, работе и конструкции по-
добны стрингерам крыла. В стрингерных фюзеляжах они явля-
ются основными силовыми элементами, воспринимающими сов-
местно с обшивкой изгибающий момент. Взаимное подкрепление
стрингеров и обшивки повышает устойчивость этих элементов.
Стрингеры представляют собой прессованные профили раз-
личного сечения (рис. 9.13). Количество стрингеров^зависит от
типа и габаритов фюзеляжа. На малых самолетах, шаг стринг
8
2659
225
геров равен 80—120 мм, на больших — 150—200 мм. Выпол-
няют стрингеры из тех же материалов, что и лонжероны.
Соединение стрингеров с другими силовыми элементами фю-
зеляжа зависит от его общей конструкции. В большинстве слу-
чаев стрингеры крепятся к обшивке заклепочными, клеесвар-
ным или сварным соединениями. Наиболее часто стрингеры
проходят через соответствующие прорези в шпангоутах и соединя-
ются с ними на заклепках при
помощи уголков (рис. 9.14,а)
или отбортовки материала
шпангоута в месте выреза. В от’
дельных конструкциях стринге-
ры могут проходить между об-
Рис. 9. 14. Соединения стрингеров
с нормальными шпнагоутами:
/—соединительный уголок; 2—стрингер;
3—шпангоут; 4—обшивка; 5—стрингер;
6—шпангоут
Рис. 9. 13. Типовые сечения стринге-
ров фюзеляжей
шивкой и шпангоутами (рис. 9.14,6). В этом случае шпангоуты не
имеют непосредственной связи с обшивкой, что устраняет попе-
речные заклепочные швы, ухудшающие аэродинамику фюзеляжа.
Шпангоуты составляют поперечный силовый набор фюзеля-
жа любого типа. Часть из них делается силовыми (усиленными),
большинство же является нормальными (или типовыми). Сило-
вые шпангоуты обеспечивают передачу больших сосредоточен-
ных сил и моментов (от крыла, оперения, двигательных устано-
вок) на обшивку в виде потоков касательных усилий. Следова-
тельно, они обязательно должны иметь хорошую силовую связь
с обшивкой.
Силовые шпангоуты разнообразны по конструкции, но в
принципе все они представляют собой мощные плоские рамы с
высокой прочностью на изгиб в своей плоскости.
На скоростных самолетах с лонжеронными крыльями (стре-
ловидными или треугольными), силовые шпангоуты в местах
крепления крыла выполняются в виде мощных кольцевых рам-
ных конструкций, соединяющих обе консоли. Они могут быть
226
клепаными или составленными из нескольких цельноштампо-
ванных участков. На рис. 9.15 показан силовой шпангоут с уз-
лами крепления к'нему гондол двигателей.
В местах крепления к фюзеляжу стреловидного ’вертикаль-
ного оперения силовые шпангоуты иногда располагаются на-
КЛОН НО.
При необходимости сило-
вые шпангоуты выполняют с
глухими стенками, подкреп-
ленными профилями. Такую
конструкцию имеют, напри-
мер, шпангоуты — днища
герметичных отсеков фю-
зеляжа. Для улучшения их
работы под действием пере-
пада давлений им придают
сферическую форму.
Нормальные шпангоуты т
придают заданную форму по-
перечного сечения фюзеляжу
и подкрепляют обшивку. Их
шаг выбирают с расчетом
наиболее эффективной рабо-
ты обшивки и лежит в преде-
лах 150—500 мм. Нормаль-
ные шпангоуты выполняют
из прессованных или гнутых
по контуру сечения фюзеля-
жа профилей. Они состоят
обычно из нескольких частей,
соединяемых стыковыми на-
кладками. В отличие от
Рис. 9.15. Силовой шпангоут фюзеляжа:
/—внутренний обод; 2, 5—узлы крепления гон-
дол двигателей; <3—внешний обод; 4—стенка;
6—поперечная балка; 7—стрингеры
большинства нервюр >крыла нормальные шпангоуты представ-
ляют собой тонкие рамы (рис. 9.16).
Для прохода стрингеров в нормальных шпангоутах делают
вырезы. Материал нормальных шпангоутов тот же, что и для
стрингеров.
Обшивка в стрингерных фюзеляжах воспринимает значитель-
ную часть изгибающего момента, практически полностью попе-
речную силу и крутящий момент, а также нагрузки от перепада
давлений между герметичными отсеками и атмосферой.
Чаще всего обшивку выполняют из листового материала пос-
тоянной или переменной толщины. Более толстую обшивку уста-
навливают в местах действия наибольших нагрузок, а также в
местах, где имеются вырезы. Толщина листовой обшивки фюзе-
ляжей лежит в пределах 1—3 мм.
Плоские листы подготовленной обшивки изгибаются под
прессом до нужной кривизны.
8*
227
Отдельные листы обшивки соединяют встык на поперечных и
продольных элементах. Продольные соединения можно выпол-
нять и внахлестку. В качестве материала дляГ обшивки применя-
Рис. 9.16. Типовой нормальный шпангоут пассажирского самолета:
fl—участок обода; 2—стыковая накладка; 3— стойка; 4—балка настила пола;
5—вырезы для прохода стрингеров
тот алюминиевые (редко магниевые) сплавы, титан и его спла-
вы, легированные стали. Для крепления обшивки к силовым
элементам каркаса применяют заклепочные, болтовые, клее-
сварные и сварные соединения.
ПРИМЕНЕНИЕ монолитных и слоистых конструкций.
СВЯЗЬ МЕЖДУ КОНСТРУКЦИЕЙ И ТЕХНОЛОГИЕЙ
Конструкция фюзеляжа с листовой обшивкой одной толщи-
ны (на данном участке), с приклепанными к ней усилениями и
окантовками проста в изготовлении, но имеет ряд недостатков.
Основные из них: увеличение массы, неравномерное распре деле-
228
ние напряжений, «сравнительно небольшая усталостная проч-
ность, большой объем сборочных работ, огромное количество то-
чек, требующих герметизации. Поэтому стали все шире приме-
нять механически (или химически) обработанные листы обшив-
ки переменной толщины от 1 до 10—12 мм. Максимальная тол-
щина применяется в местах больших вырезов. Такая обшивка
имеет меньшую массу и большую усталостную прочность (т. е.
сопротивляемость появлению трещин). Соединение ее с сило-
выми элементами, каркаса особенностей не имеет.
В наиболее нагруженных местах фюзеляжей применяют мо-
нолитные панели, в которых, например,
а)
обшивка выполняется
(механической обработкой
или прессованием) заодно с
ребрами-стрингерами, про-
дольные оси которых совпа-
дают со стрингерами клепа-
ных участков фюзеляжа. Мо-
гут быть и другие конструк-
Рис. 9. 18. Схема стыковки клепа-
ных панелей фюзеляжа:
/—панель; 2—усиленный стрингер
Рис. 9.17. Стыки монолитных панелей
фюзеляжа:
а—поперечный; б—продольный; /—стыкуемые
панели обшивки; 2—шпангоут; 3—ось стринге-
ра; 4—стыкуемые панели обшивки
ции монолитных панелей. Толщина полотна (обшивки) панелей
переменна. Продольные и поперечные стыки отдельных панелей
выполняются внахлест на болтах или заклепках с помощью
специальных законцовок (рис. 9.17). Применение монолитных па-
нелей значительно повышает усталостную прочность конструкции
фюзеляжа, облегчает его герметизацию и улучшает аэроди-
намику.
В последнее время ведется работа по разработке и приме-
нению в конструкции фюзеляжей многослойной обшивки. Прин-
ципы ее устройства были рассмотрены в гл. 6. Правильно спро-
ектированная слоистая панель обладает меньшей массой по срав-
нению с клепаной или монолитной при сохранении высокого
качества поверхности. В качестве материалов могут применяться
алюминиевые сплавы или стали. Соединение слоев осуществля-
ется при помощи склеивания или пайки.
При современном серийном производстве самолетов конст-
рукция фюзеляжей должна разрабатываться с учетом техноло-
гии их выполнения. Так, например, на ряде пассажирских само-
229
летов конструкция фюзеляжа разработана с учетом их панель-
ной сборки с широким применением прессовой клепки. Панели
собираются из участков обшивки, частей шпангоутов и стринге-
ров и соединяются между собой при помощи технологических
разъемов на усиленных стрингерах (рис. 9.18) и на шпангоутах.
Для уменьшения массы панели Bice более укрупняются, а число
стыков уменьшается.
§ 6. КОНСТРУКЦИЯ СОЕДИНЕНИЙ ФЮЗЕЛЯЖА
Для удобства производства, ремонта и эксплуатации фюзе-
ляжи выполняют из отдельных частей
эксплуатационного разъ-
фюэеляжа:
разъем; 2—двигатель;
Рис. 9. 19. Пример
ема
/—эксплуатационный
узлы крепления двигателя
и обслуживания двигателя
Рис. 9. 20. Стыковой узел соединения частей
лонжеронного фюзеляжа:
/—стыковой узел; 2—лонжерон; 3—хвостовая
часть фюзеляжа; 4—силовой шпангоут; 5—про-
резь в стыковом узле; 6—накидной болг;
7—передняя часть фюзеляжа
— отсеков, места сое-
динения которых на-
зываются разъемами.
Разъемы, обеспечи-
вающие нужды произ-
водства, называются
технологическими, а
разъемы, дающие воз-
можность подхода к
различным внутрен-
ним агрегатам, назы-
ваются эксплуатаци-
онными.
Количество и типы разъемов зависят от габаритов и компо-
новки фюзеляжа. У самолетов с двигателями, расположенными
в хвостовой части фюзеляжа, последний имеет эксплуатацион-
ный разъем для установки, снятия -------
(рис. 9.19). Фюзеляжи
крупных пассажирских
самолетов обычно состо-
ят из трех частей, из ко-
торых наибольшей явля-
ется герметичная кабина
для экипажа и пассажи-
ров. Фюзеляжи бомбар-
дировщиков могут состо-
ять из четырех-пяти от-
секов.
Разъемы фюзеляжей
должны обеспечивать на-
дежное соединение от-
дельных его частей при
небольшом увеличении
массы. Эксплуатационные
разъемы, кроме того, дол-
жны быть удобными для быстрого демонтажа и монтажа. Сты-
ковые соединения в разъемах нагружены теми же силовыми
230
факторами, что и сечения фюзеляжа, расположенные вблизи,
т. е. Q, М и Л4К- Могут действовать и непосредственно осевые
силы.
Работа стыка и передача нагрузок определяется его конст-
рукцией. Соединение частей (отсеков) фюзеляжа может осу-
ществляться при помощи сосредо-
точенных узлов или контурных
соединений. Первый способ при-
меняют в лонжеронных фюзеля-
жах, второй — при стыковке час-
тей стрингерного фюзеляжа. При-
мер быстроразъемного стыкового
узла приведен на рис. 9.20. Связь
верхних и нижних лонжеронов
в сопрягаемых отсеках осуществ-
ляется фитингами при помощи
накидных (поворотных) болтов,
которые передают осевые силы
лонжеронов, возникающие при
изгибе фюзеляжа, а также каса-
тельные силы от сдвига и круче-
ния через утолщеннные части
прямоугольного сечения. Боко-
вые узлы ушкового типа переда-
ют осевые силы от изгиба в гори-
зонтальной плоскости и верти-
кальную поперечную силу. Болты
Рис. 9.21. Соединение частей
стрингерного фюзеляжа
при этом работают на срез.
Контурные соединения осуществляются при помощи стыко-
вых усиленных шпангоутов. При этом на концах соответствую-
щих стрингеров дополнительно устанавливаются фитинги (рис.
9.21). Большая часть болтов в таком соединении воспринимает
только растягивающие усилия от изгиба фюзеляжа и поэтому
может иметь посадку невысокого класса (проще и дешевле).
Для восприятия поперечной силы и крутящего момента предус-
матривается несколько мест с точными посадками болтов или
штырей, работающих на срез.
§ 7. ПРИБЛИЖЕННЫЕ РАСЧЕТЫ СЕЧЕНИЙ
ФЮЗЕЛЯЖА НА ПРОЧНОСТЬ
Расчеты фюзеляжей на прочность в принципе подобны расче-
там крыльев. Например, при восприятии изгибающего момента
в вертикальной плоскости с наибольшими напряжениями, подоб-
но панелям кессона (или поясам лонжеронов) крыла, работают
его верхние и нижние участки (своды) фюзеляжа, как наиболее
удаленные от нейтральной оси. Боковые же участки восприни-
231
мают поперечную силу, работая подобно стенкам в крыле. Кру-
тящий момент воспринимается контуром обшивки.
Основные допущения и упрощения при проведении прибли-
женных расчетов фюзеляжей на прочность в принципе остают-
ся тем же, что и для крыла. Так, фюзеляж в целом рассматри-
вается, как балка на опорах с консолями (носовая и хвостовая
части), которые жестко прикреплены к средней части. Продоль-
ные силовые элементы (лонжероны, стрингеры) воспринимают
только изгибающий момент М, при этом в них возникают нор-
мальные напряжения о. Их собственной изгибной жесткостью
также пренебрегаем.
Расчеты фюзеляжей на прочность также могут быть прове-
рочными, проектировочными или смешанными. Исходными дан-
ными являются эпюры Q, М и /Ик, геометрические размеры сече-
ний, а также прочностные характеристики конструкционных ма-
териалов.
Расчеты силовых шпангоутов — основных поперечных эле-
ментов конструкции фюзеляжа — представляют довольно слож-
ную задачу. Однако применение некоторых допущений, приме-
няемых при проведении упрощенных расчетов на прочность, поз-
воляют сравнительно просто ее решать.
1. ПРОВЕРОЧНЫЙ РАСЧЕТ
Расчет на изгиб — определение нормальных напряжений
В качестве примера рассмотрим расчет сечения стрингерно-
го фюзеляжа для случая Лф', когда изгибающий момент М дей-
ствует в вертикальной плоскости. Характер нагружения и эпю-
ра распределения нормальных напряжений сг показаны на рис.
9. 22. Нормальные напряжения в любой точке сечения круглого
фюзеляжа определяются по формуле
М
где tji — расстояние от данной точки до нейтральной оси;
— момент инерции редуцированного сечения.
Приведем толщину обшивки стрингерного фюзеляжа к тол-
щине обшивочного бПр (рис. 9.23), как это было сделано при
расчетах моноблочного крыла на изгиб. Тогда
J = Л И О . = -----—--- У ; .
Максимальные напряжения действуют в точках Л и В, где
Уг=К
о av=---——<ом	; ом	= 3200-н 3600 кгс/см2.
л/?28пр кр.стр’ кр.стр	'
232
В более приближенных расчетах принимают: напряжения в
сводах распределены равномерно и в них при восприятии М
возникают суммарные осевые силы S (рис. 9.24):
а —5 —-	5	<~м	. „ _ 30В„б
2/3Z7 сж Г11р.св пЛстр + ЛобТоб К₽-СТР’ %б Ь ’
где 2/3D — расстояние между центрами тяжести сводов;
Лтр.св — приведенная (редуцированная) площадь сечения
свода.
Рис. 9.23. К определению
приведенной толщины об-
шивки
Рис. 9.22. Работа стрингерного фюзеляжа
на изгиб
Высоту свода .принимают равной '/4D (для овальных фюзе-
ляжей соответственно 2/з Н и 74 Я). При действии изгибающего
момента М в горизонтальной плоскости расчет проводят так
же, только высота Н заменяется шириной В.
Рис. 9. 24. К расчету на из-
гиб стрингерного фюзеляжа
Рис. 9. 25. К расчету на из-
гиб лонжеронного фюзеляжа
В лонжеронных фюзеляжах изгибающий момент М воспри-
нимается лонжеронами, в которых возникают осевые усилия 5Л
(рис. 9.25), определяемые (для одного лонжерона) по формуле
Q м
л 2//л
233
При действии изгибающего момента в горизонтальной плос-
кости будут попарно сжаты или растянуты лонжероны на боко-
вых участках фюзеляжа и
q _ м
Л 2ВЛ ‘
Напряжения определяем по формулам
где Fp и Fcw — площади сечения одного растянутого или сжа-
того лонжеронов.
Условия прочности:
3р<3в! 3сж = 3кр.л = °.9зв-
В обшивочных фюзеляжах также рассматриваем работу
двух сводов высотой 74 Н или 74 В. Нормальные напряжения в
обшивке определяем по формулам
ар	ав» *сж Т	акр.об*
* р.св	' СЖ’СВ
Расчет на сдвиг и кручение — определение
касательных напряжений
Распределение касательных напряжений сдвига tq по обшив-
ке стрингерного фюзеляжа показано на рис. 9.26. Их величина
в любой точке равна
а в точке О
Q
г0 = —-— sin а,
xQ =-^.
тах Л/?8О6
Наибольшее участие в восприятии поперечной силы Q при
нимают боковые участки обшивки размером 2/3D (или Н\
Принимаем, что касательные напряжения т по своду распреде-
ляются равномерно, тогда
Q
т	- Q
Q 2.2/3№сб	4/3//80б	й₽ел-°6’
Тпред.об^1500 кгс/см2(дюраль).
При горизонтальном действии поперечной силы вместо 2/з Н бе-
рем 2/3 В.
234
Нагружение сечения фюзеляжа крутящим моментом показа-
но на рис. 9.27 Касательные напряжения кручения тк опреде-
ляем по формуле
т
к 2F0b ’
где Fo — площадь, ограниченная контуром обшивки;
6 — толщина обшивки в месте, где определяются т.
Рис. 9. 26. К расчету на
сдвиг стрингерного фюзе-
ляжа
Рис. 9.27. К расчету
фюзеляжей на круче-
ние
Кручение сопутствует сдвигу при несимметричном нагруже-
нии хвостовой части фюзеляжа от Рв.о, поэтому расчет ведем по
суммарным касательным напряжениям т2:
Т'б	^пред.об*
При расчете лонжеронного фюзеляжа (например, четырех-
Рис. 9. 28. К расчету на сдвиг лонжерон-
ного фюзеляжа
лонжеронного) принимаем, что поперечная сила Q воспринима-
ется участками обшивки между лонжеронами (рис. 9.28), в ко-
торых действуют средние напряжения tq. Приняв это допуще-
ние, получаем
~ Q	Q
Тл =------- ИЛИ Тл=  --------.
2Ял*об Q 2ВЛб
Расчет на кручение фюзеляжа аналогичен расчету на кручение
крыла.
235
ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ
Для круглого стрингерного фюзеляжа можно принять сле-
дующий порядок проведения приближенного проектировочного
расчета.
1.	Выбираем материал и задаемся толщиной обшивки бОб и
шагом стрингеров Ь. Толщина обшивки может быть выбрана по
прототипу, по технологическим соображениям (для потайной
клепки 6об>0,8 мм) или по расчету на сдвиг и кручение.
2.	Приняв значение °кр.стр’ определяем приведенную толщину
обшивки из соотношения
а =______—___□ -В =---------------------—-----
тах л/?25пр	кр’стр’ “р лЯ2акмр.стр ‘
3.	Определяем потребную площадь сечения одного стрин-
гера
Л=тР=Жр-^об);
Количество стрингеров определяем по формуле п=-.
ь
4.	По каталогам (или известным конструкциям) подбираем
профиль стрингера и определяем его
ми обшивки
Сравниваем
с принятым. При необходимости увели-
чить акр.стр увеличиваем сечение стринге-
ра F стр.
5.	Проверяем прочность обшивки на
сдвиг по формуле
'кр.стр совместно с участка-
Ьпр = ^ф, если 6об^1 мм.
найденное значение кр.стр
Рис. 9. 29. К определению
числа лонжеронов в сво-
де
Q
tQ Л/?28с6 <Т"Ре,.об-
При расчетах хвостовой части фюзеляжа,
когда совместно действуют Q и Л4Ю тол-
щину обшивки подбираем по суммарным
потокам касательных напряжений q^
। Q । мк
Я* — ^<?-Г7к = _-^-+т7_; 8об~ ----------
ПК	0	Т'пред.об
Проектировочный расчет лонжеронного фюзеляжа выполняем
следующим образом.
1.	Определяем толщину обшивки по qv
2.	Выбрав общее количество лонжеронов, определяем их чис-
ло в своде на ширине равной 2/3 D (или В) Например, при вось-
ми лонжеронах в свод попадет три (рис. 9.29).
236
3.	Определяем суммарные осевые лия & лонжеронам
свода
H = 2i3L>.
Н
4.	Из соотношения ?==———0,9?в определяем потоео-
// /глЛл
ную площадь сечения одного лонжерона
F — м
Л ~ Я/?л0,9<
5.	Выбираем форму сечения (профиль) лонжерона.
§ 8. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
СИЛОВЫХ ШПАНГОУТОВ
Силовые шпангоуты нагружены сосредоточенными силами от
частей самолета (крыло, оперение и др ), а также прикреплен-
ных к ним отдельных агрегатов (например, двигателей). Эти
силы, как правило, лежат в плоскости шпангоутов (в против-
ном случае в конструкции фюзеляжа должны быть предусмот-
рены специальные продольные элементы).
В
Рис. 9.30. Схема нагружения силового
шпангоута
Рис. 9.31. На-
гружение сече-
ний силового
шпангоута
Расчетная схема силового шпангоута зависит от его конст-
рукции. В качестве примера рассмотрим приближенный расчет
силового шпангоута, изображенного на рис. 9.15, который мо-
жет устанавливаться в местах крепления к фюзеляжу двигате-
лей (расположенных снаружи) или лонжеронов крыла. Нагру-
жение шпангоута показано на рис. 9.30. В узлах крепления лон-
жерона от изгибающего момента крыла М возникают усилия
S = M/H. При среднем расположении крыла по высоте фюзеля-
жа в сечениях А и В действуют одинаковые по величине усилия
SA и Sb

SH
2R

Ввиду малости изгибающих моментов в сечениях А и В мож-
но рассматривать шпангоут состоящим из двух половин, соеди-
ненных шарнирно в сечениях А и В. При этом условии конструк-
ция шпангоута становится статически определимой. Рассматри-
вая отдельно каждую по-
ловину, можно найти ве-
личины действующих в
сечениях шпангоута изги-
бающих 1моментов Ms, по-
перечных Qs и нормаль-
ных сил М, (рис. 9.31).
Для сечений, где углы
P<Pi, подсчет этих вели-
чин ведем по формулам:
Рис. 9.32. Эпюры Ms, Qs и Ns для си-
лового шпангоута
М5 = 5л/?(1-СО5Й);
Q$=5Asin?;
cos р.
Максимальная поперечная сила действует между узлами креп-
ления крыла и определяется по формуле
QSmax = 5-5A=5(l
так как Н
Определив в ряде сечений шпангоута Afs, Qs и Ns, строим
эпюры (рис. 9.32). По значениям Ms и Qs можно подобрать пот-
ребные сечения силового шпангоута, считая, что изгибающий
момент Ms воспринимается его поясами, а поперечная сила Qs
стенкой. В сечениях А и. В действует только нормальная сила
Ns, a Ms и Qs равны нулю, поэтому эти сечения проверяются
только на сжатие. В сечениях, расположенных вдали от Л и В,
нормальной силой Ns при расчетах можно пренебречь.
§ 9. КАБИНЫ САМОЛЕТОВ
И ОСОБЕННОСТИ ИХ КОНСТРУКЦИИ
Кабины самолетов представляют собой участки — отсеки
фюзеляжа, в которых размещается экипаж, пассажиры, грузы.
Конструкция кабины может быть негерметичной (невысотной)
или герметичной (высотной). Если практический потолок само-
лета превышает 5000 м, кабина делается герметичной.
Общие требования, предъявляемые к кабинам самолетов:
рациональная компоновка оборудования и мест для экипажа
и пассажиров;
наличие дверей и специальных люков, удобных для входа и
выхода из самолета (с учетом аварийной обстановки);
обеспечение нормальных условий для экипажа и пассажиров
(достаточный объем, удобные сиденья, хорошая освещенность и
238
теплозвукоизоляция, необходимое давление, температура и
влажность) в соответствии с научно обоснованными нормами.
Кроме того, из кабины экипажа должен быть хороший обзор
(особенно при взлете и посадке), достаточный для обеспечения
летчикам видимости взлетно-посадочной полосы на выравнива-
нии самолета перед посадкой и при приземлении с максимально
допустимым посадочным углом. Углы обзора в различных нап-
равлениях (вперед — вниз, вперед — вверх, в стороны) уста-
навливаются общими тактико-техническими требованиями.
В настоящее время в связи с ростом интенсивности воздушных
сообщений требования к обзору из кабины экипажа возросли.
Должны быть защитные средства на случай аварийной разгер-
метизации и средства аварийного покидания в воздухе экипа-
жей военных самолетов.
В пассажирских кабинах должны быть: индивидуальная вен-
тиляция и освещение, хорошо оборудованные помещения для
туалетов, гардеробов, кухонь-буфетов. Грузовые кабины долж-
ны иметь люки и оборудование, обеспечивающее удобство за-
грузки и выгрузки с применением средств механизации, а также
устройство для крепления грузов.
Кабины экипажа
Кабина экипажа (или служебная кабина) располагается в
передней части фюзеляжа.
В кабинах экипажа размещаются рабочие места членов
экипажа и различное оборудование. Размеры кабин, их компо-
новка определяются типом самолета и составом экипажа.
Экипаж крупного пассажирского самолета обычно состоит из
четырех человек: первого (левого) летчика-командира корабля,
второго (правого) летчика, бортинженера и штурмана. За счет
автоматизации самолетовождения число членов экипажа на
современных самолетах стремятся уменьшать, так как это дает
большую экономию в эксплуатации. Возможные варианты раз-
мещения экипажа из четырех человек в кабине показаны на
рис. 9.33. В экипаж самолетов межконтинентальной дальности
(7000—10000 км) обычно включают также специального ра-
диста. Экипаж самолета средних линий сокращается до трех
человек (нет штурмана).
Оборудование кабины экипажа весьма многочисленно и раз-
нообразно. Оно включает в себя приборы контроля режима поле-
та и работы агрегатов и систем самолетов, рычаги управления
рулями и режимом работы двигателей, пульты управления сред-
ствами навигации и связи и другими автоматическими система-
ми (например, автопилотами). Для удобства работы с этими
многочисленными элементами оборудования они группируются
по назначению и устанавливаются в определенных местах на
пультах и приборных досках. Так, например, основные приборы
239
‘Бортинженер
Рис. 9. 33. Варианты размещения экипажа в служебной кабине
Бортинженер
Второй летчик
Штурман
Первый,
летчик
Рис. 9. 34. Компоновка кабины экипажа:
f—культ первого пилота; 2—пульт второго пилота; 3—штурвал управления; 4— педали
управления рулем поворота; 5, 6—пилотажно-навигационные приборы; 7—рычаги управ-
^енин двигателями; 8—лульт системы автоматического управления полетом; 9—прибор-
ная доска бортинженера и летчика
240
самолетовождения устанавливаются на приборных досках пря-
мо перед пилотами, а рычаги управления двигателями на цент-
ральном пульте между пилотами. Пример компоновки оборудо-
вания кабины экипажа пассажирского самолета большой даль-
ности показан на рис. 9.34.
Фонарь кабины должен обеспечивать потребный обзор и ее
освещение в дневное время. Форма и размеры фонаря в значи-
тельной степени зависят от назначения самолета и состава эки-
пажа. Так, например, на самолетах-истребителях фонарь имеет
каплевидную форму и значительно выступает за обводы фюзе-
ляжа (для обеспечения хорошего обзора). На тяжелых самоле-
тах фонарь меньше выступает за обводы фюзеляжа и выполня-
ется в виде остекленных участков его передней части. Во всех
случаях форма и размеры фонаря выбираются из условий обес-
печения необходимого обзора и минимального увеличения лобо-
вого сопротивления. С этой целью на некоторых сверхзвуковых
самолетах применяются отклоняемые вниз обтекатели лобового
стекла фонаря (СПС «Конкорд» Франция — Англия) или даже
отклоняемые вниз при взлете и посадке заостренные носовые
части фюзеляжа (СПС Ту-144 СССР).
Фонарь кабины состоит из металлического каркаса и остек-
ления, в качестве которого используется органическое и силикат-
ное стекло. На пассажирских самолетах фонарь кабины экипа-
жа жестко связан с фюзеляжем и является частью конструкции
(рис. 9.35). Имеются только отдельные подвижные участки
форточки, которые служат для связи с наземным персоналом и
могут использоваться для аварийного выхода экипажа. На са-
молетах-истребителях для входа и выхода летчика и для ава-
рийного покидания фонарь делается сдвижным или откидным
и крепится на специальных замках. Пример фонаря кабины лет-
чика на истребителе со сдвижением средней части назад пока-
зан на рис. 9.36.
Пассажирские кабины
На малых пассажирских (или специального назначения) са-
молетах местных линий пассажирские кабины, вмещающие нес-
колько пассажиров, обычно являются продолжением кабин
экипажа. На магистральных самолетах различной дальности
пассажирские кабины, называемые салонами, представляют со-
бой отсеки фюзеляжа. Их размеры определяются количеством
перевозимых пассажиров и объемом, установленными соответ-
ствующими нормами на одного пассажира в зависимости от
класса самолета по его комфорту и времени полета (0,9—2 м3)
Для советских магистральных и межконтинентальных само-
летов приняты четыре класса по обеспечению комфорта: «люкс»,
«первый класс», «туристский», «экономический». В самолетах
класса «люкс» обеспечиваются наибольшие удобства при наи-
241
Б~Б
Рис. 9.35. Фонарь кабины экипажа пассажирского самолета:
/—лобовые стекла с электрообогревом; 2—боковые стекла; 3—рамки каркаса фонаря;
4—прокладка; 5—рамки крепления стекол; 6—элементы герметизации стекол
4. Л	в-в
Б
Рис. 9. 36. Фонарь кабины летчика на истребителе:
/—переднее стекло; 2—боковые стекла; 3— каркас; 4, 5, 6, 8, 9—элементы герметизации;
7—сдвижная часть фонаря; 10—ручка замка; //—замок
242
меньшей плотности пассажиров. При необходимости оборудо-
вание кабин позволяет делать перекомпоновку с переходом в
другой класс или в грузо-пассажирский вариант.
Пассажирские кабины обычно делятся на несколько сало-
нов. Между салонами или по краям их размещаются буфеты-
кухни, гардеробы, туалеты. Примеры компоновки пассажирских
кабин и служебных помещений показаны на рис. 9.37.
Для перевозки багажа и коммерческих грузов под полом
пассажирских кабин и в отсеках фюзеляжа предусматриваются
багажные отделения. Силовой каркас пола пассажирских кабин
(рис. 9.38) опирается на шпангоуты и состоит из поперечных и
продольных балок, которые при большой длине поддерживаются
стойками. Каркас пола закрывается панелями, часть из которых
делается съемными. Панели пола чаще всего выполняют в виде
слоистых конструкций.
Багажные отделения должны иметь наружные загрузочные
люки, внутренние (аварийные) люки и устройства для закреп-
ления багажа и грузов.
Грузовые кабины
Грузовые кабины — это кабины транспортных самолетов,
служащих для перевозки по воздуху разнообразных грузов.
Они представляют собой отсеки фюзеляжа большого размера
(рис. 9.39). Для удобства загрузки и выгрузки имеются люки,
соответствующие габаритам перевозимых грузов. На некоторых
самолетах применяются отклоняющиеся хвостовая или носовая
части фюзеляжа.
Характерным для конструкции грузовых кабин является уси-
ление пола путем установки более мощного поперечного и про-
дольного наборов, а также наличие различного рода шварто-
вочных узлов, трапов и подъемно-транспортных устройств. Гру-
зовые кабины могут быть негерметичными и герметичными.
Двери, окна и люки
Фюзеляжи пассажирских и транспортных самолетов имеют
много вырезов для дверей, окон (иллюминаторов), люков. Выре-
зы усложняют конструкцию фюзеляжей (особенно герметичных)
и требуют местных усилений.
Входные двери размещаются обычно на левом борту фюзе-
ляжа из расчета одна дверь на 40—50 пассажиров. Размеры
дверей зависят от размеров самолета и числа пассажиров. Фор-
ма дверей чаще всего прямоугольная со скругленными углами.
Имеется несколько кинематических схем открывания дверей.
Для герметичных фюзеляжей (с точки зрения простоты гермети-
зации) лучше всего подходит схема, при которой дверь откры-
вается внутрь, так как в полете под действием избыточного дав-
243
244
Рис. 9. 37 Примеры компоновки кабин магистральных пассажирских самолетов:
а—
две
вариант- 1, 5—туалет; 2—буфет-кухня; 3—задняя кабина; 4—спальня; 6, 10—входная
кабина;' 9—гардероб; //—кабина запасного экипажа; 12—передняя пассажирская ка-
бина
ления она плотно прижимается к герметизирующим окантов-
кам. Пример конструкции входной двери показан на рис. 9.40.
Каркас двери состоит из чашки, отштампованной из листа, и
Рис. 9. 38. Каркас пола пассажирской кабины:
1—обшивк 2—шпангоут; 3—стрингеры; 4—поперечные балки; 5—продольные балки
подкрепляющих профилей. На двери (выше середины) имеется
замок с ручками и двухшарнирная панель (снизу), направляю-
щая дверь по рельсу в сторону при открывании. Такая дверь
более безопасна в аварийной обстановке, чем дверь, просто от-
крывающаяся внутрь. Вырез под дверь окантован специальным
Рис. 9. 39. Транспортный самолет большой грузоподъемности
профилем. Предпочтительными являются конструкции, в которых
дверь открывается наружу, что повышает безопасность в ава-
рийной обстановке. В настоящее время разработаны конструк-
ции, в которых при открывании дверей наружу обеспечивается
245
их прижатие к окантовкам в полете силами внутреннего избы-
точного давления в кабине.
Окна (иллюминаторы) в пассажирских кабинах разнообраз-
ны по форме (рис. 9.41) и габаритам. На советских самолетах
Рис. 9.40. Входная дверь пассажирского
самолета:
/—каркас двери; 2—чашка; 3—рельс; 4—шарнирная
панель; 5—замок; 6—направляющий стержень; 7—
шпангоуты; 8—стрингеры
Рис. 9.41. Формы окон
(иллюминаторов)
применяются круглые и эллиптические окна, так как вырезы под
них дают наименьшую концентрацию напряжений. Они распола-
гаются между шпангоутами по обоим бортам фюзеляжа. Окна
содержат два или три органических стекла. Обычно одно из
Рис. 9.42. Примеры конструктивного оформления заделки стекол в окнах:
слева — с тремя стеклами; справа — с двумя;
/—внутреннее стекло; 2—наружное стекло; 5—окантовка; 4—прижимы
246
стекол делается более толстым и рассчитывается на полное из-
быточное давление с повышенным коэффициентом безопасности.
Окантовка выреза под окно выполняется в виде штампованной
рамы (окантовки) или образуется при помощи значительного
увеличения толщины обшивки в месте выреза. Примеры конст-
рукций окон и заделки стекол показан на рис. 9.42.
Для ускорения выхода пассажиров из кабин в аварийных
случаях, помимо дверей, предусматриваются специальные, ава-
рийные, люки (рис. 9.43), которые размещаются по бортам и
наверху, в средней части фюзеляжа (в районе крыла).

Рис. 9. 43. Аварийный люк:
/—стрингеры; 2—чашка; 3—шпангоуты; 4—рама
крышки люка: 5—ручка замка; 6—окно
Рис. 9. 44. Блок из трех пассажир-
ских кресел:
/—кронштейны; 2—узлы крепления крес-
ла к трубе; 3—труба блока; 4—направ-
ляющие рельсы
Кресла
Удобство кресла является важным элементом комфорта.
Утомляемость сидящего в кресле пассажира зависит от разме-
ров сидения, наклона спинки и упругости подушки. Сидение
должно быть мягким и удобным. Кресла обычно объединяются
в блоки по два, три или четыре сидения.
Конструкция блока из трех сидений показана на рис. 9.44.
Шаг кресел, ширина и угол отклонения спинки кресла назад
зависят от класса пассажирского оборудования, но база креп-
ления кресел делается стандартной, что позволяет их заменять.
Теплозвукоизоляция
К требованиям комфорта относится и теплозвукоизоляция
кабин. Основными источниками шума на самолете являются:
247
двигатели, струи выхлопных газов, вибрирующие части само-
лета и его оборудования, пограничный слой обтекающего фюзе-
ляжа воздушного потока. В кабину шум передается по элемен-
там конструкции, проникает через фонари, окна, вентиляцион-
ные каналы. Уровень шума в кабине не должен превышать
допустимых пределов (90—100 дБ). Для снижения шума приме-
няют глушители шума на соплах ТРД, эластичное крепление
Рис. 9. 45. Теплозвукоизоляция пассажирских кабин:
/—декоративная обшивка; 2—стеклянная вата; 3—уплотненная стеклян-
ная вата; 4—нейлоновая вата
ПД и ТВД, удаление воздушных винтов от фюзеляжа, звуко-
изоляцию вентиляционных каналов, увеличение толщины обшив-
ки. Эффективное глушение шума на всех частотах довольно
сложно. На современных самолетах широко применяется звуко-
изоляция, которая совмещает в себе и теплоизоляцию.
Теплозвукоизоляция (рис. 9.45) состоит из нескольких слоев
звукоизолирующего материала, воздушных промежутков между
ними и декоративной отделки. Широкое применение получили
такие материалы, как нейлоновая вата с плотностью ^50 кг/м3,
стекловолокно с плотностью ^25 кг/м3 и другие легкие мате-
риалы и сотовые конструкции. Применение двойных или трой-
ных стекол в окнах также уменьшает шум в кабине.
Обеспечение герметизации высотных кабин
При полетах на высоте в герметичной кабине создается и
поддерживается избыточное давление определенной величины.
24 8
Для этого необходимо обеспечить нужную степень герметиза-
ции.
Местами утечки воздуха являются: соединения силовых эле-
ментов кабины (фюзеляжа), остекление фонарей и окон, двери
и люки, вводы и выводы из кабины подвижных элементов уп-
равления (тяги, тросы), трубопроводы, электропроводки и пр.
1 в)
Рис. 9.46. Герметизация соединений конструктивных элементов
фюзеляжа:
а—в продольных стыках; б—в поперечных стыках обшивки; в—на днище гер-
мокабины; /—обшивка; 2—шпангоуты;	стрингеры; 4—герметик; 5—уплотни-
тельные ленты
Для обеспечения герметичности швов крепления обшивки к
продольным и поперечным силовым элементам применяются уп-
лотнительные ленты и замазки, а также герметики (рис. 9.46)
Окна, двери и люки герметизируются при помощи резиновых
прокладок или надувных профилей трубчатого сечения. Сдвиж-
ные части фонарей герметизируются при помощи резиновых на-
дувных шлангов (см. рис. 9.36, сечение Г—Г), а остекление фо-
нарей при помощи резиновых прокладок, замазки и герметика.
Для проверки герметичности кабины она надувается возду-
хом. Падение давления во времени регистрируется контрольным
манометром и сравнивается с допустимым.
§ 10. СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ
НОРМАЛЬНЫХ УСЛОВИЙ РАБОТЫ ЭКИПАЖА
И СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖА
В АВАРИЙНЫХ СЛУЧАЯХ
ГЕРМЕТИЧЕСКИЕ КАБИНЫ САМОЛЕТОВ
Современные самолеты, летающие на больших скоростях и
больших высотах, нуждаются в специальных средствах обеспе-
чения нормальных условий для работы экипажа, пассажиров, а
также ряда агрегатов и систем.
Полеты на больших высотах значительно уменьшают вредное
аэродинамическое сопротивление и нагрев самолета, увеличива-
ют экономичность двигательных установок, позволяют произво-
249
дить полет в наиболее благоприятных условиях малой турбу-
лентности воздуха, практически исключают возможность обледе-
нения самолета. Однако при полете самолета на больших
высотах ухудшаются условия для нормальной работы ряда аг-
регатов самолета, например, электрооборудования, топливной и
гидравлической систем.
Одной из сложных технических задач при полетах на боль-
ших высотах является обеспечение нормальных условий жизне-
деятельности экипажа и пассажиров.
На больших высотах у человека проявляется «высотная бо-
лезнь», возникающая из-за кислородного голодания, обусловлен-
ного падением парциального давления кислорода. Работоспособ-
ность даже тренированных членов экипажа (начинает заметно
ухудшаться с высоты 5000 м. Только несколько минут может
провести нетренированный человек на высоте 7000 м. Если же
снабдить членов экипажа специальными кислородными масками
и подавать через них для дыхания чистый кислород, это может
повысить границу работоспособности человека до 11000—
12000 м.
С увеличением высоты падает и давление воздуха. Пониже'
ние давления вызывает ряд явлений, нарушающих нормальную
жизнедеятельность человека, связанных с выделением из крови
растворенных в ней газов и возможной закупоркой и даже раз-
рывом кровеносных сосудов, особенно если понижение давления
(перепад давления) происходит достаточно быстро.
К этому надо добавить, что уже на высоте 10 км температу-
ра наружного воздуха достигает —50° С, и нужно заботиться о
создании в кабине экипажа и пассажиров нормальных темпера-
турных условий.
Тренированный экипаж самолета может до высот 4000—
5000 м совершать полет в негерметичной кабине и без кисло-
родного прибора; до высоты примерно 12000 м — в негерметич-
ной кабине, но с использованием специального кислородного
прибора; на больших высотах (начиная с 12000 м) — в герме-
тической кабине, причем, как правило, экипаж должен быть в
специальной высотно-компенсирующей одежде и иметь кисло-
родные приборы, подающие кислород в маску. Для продолжи-
тельного полета на очень больших высотах (более 30000 м) не-
обходимы специальные скафандры для всех членов экипажа.
Для обеспечения хорошего самочувствия пассажиров в каби-
нах пассажирских самолетов приходится поддерживать более
высокое давление, чем это было бы нужно для тренированных
членов экипажа. Поэтому, как правило, «высота в кабине» в та-
ких самолетах не поднимается выше 2400—2500 м, т. е. в них
поддерживается давление, равное 0,75 атмосферного давления
на уровне моря, соответствующее высотам полета не выше
2400—2500 м, при котором человеческий организм функциони-
рует нормально.
250
Рис. 9.47. Герметическая кабина
вентиляционного типа:
/—фильтр; 2—терморегулятор; 3—регу-
лятор подачи воздуха; 4—регулятор
давления воздуха; 5—обдув стекол ка-
бины
Современные самолеты, летающие на больших высотах, име-
ют герметические кабины для экипажа и пассажиров и инди-
видуальные кислородные приборы (маски).
В настоящее время существуют герметические кабины трех
типов: вентиляционного, регенерационного, смешанного.
При полетах на высоте 0—25000 м используют кабины вен-
тиляционного типа. В таких кабинах создается непрерывный
приток воздуха (рис. 9.47). Воздух поступает в кабину от комп-
рессора двигателя или специальных нагнетателей. По пути в
кабину он фильтруется, подогревается или охлаждается, в зави-
симости от необходимости,
в специальных установках под
определенным давлением и че- .
рез регулятор подачи посту-
пает в кабину.
Одновременно с постоянной
подачей воздуха все время
происходит и его утечка через
специальный регулятор давле-
ния, поддерживающий опреде-
ленный перепад давления меж
ду давлением в кабине и
в окружающей атмосфере,
а также за счет наличия неко-
торой допускаемой негерметич-
ности кабины. Вытекающий
воздух уносит с собой из кабины
вую человеком при дыхании.
В герметических кабинах регенерационного типа в кабину по-
дается сжатый кислород из специальных установок. Продукты
дыхания удаляются с помощью специальных поглотителей или
путем пропускания воздуха через регенерационную (восстано-
вительную) установку, которая поглощает углекислый газ и во-
дяные пары. Эти кабины употребляются для полетов на высо-
тах, больших 25000 м.
Герметические кабины смешанного типа питаются как возду-
хом от компрессора, использующего атмосферный воздух, так и
кислородом от специальных установок, и имеют регенерацион-
ные устройства. Этим достигается экономное расходование име-
ющегося на борту самолета запаса кислорода. Поэтому они мо-
гут использоваться для продолжительных полетов, протекающих
как в относительно плотных, так и разреженных слоях атмос-
феры.
В отличие от кабин регенерационного типа, требующих
тщательной герметизации из-за необходимости экономить кис-
лород и поэтому относительно тяжелых, кабины вентиляционно-
го типа требуют менее тщательной герметизации и допускают
углекислоту и влагу, выделяе-
251
утечки воздуха из нее. В силу этого такие герметические каби-
ны получаются легче (по массе) и проще в производстве.
Характер изменения давления в кабине пассажирского само-
лета приведен на рис. 9.48. Как уже было отмечено, «высота в
кабине» пассажирского самолета не может превышать 2400—
2500 м. Это требование определяет величину перепада между
давлением в герметической кабине самолета и атмосферным
давлением Др. Кроме того, скорость изменения давления в пас-
сажирской кабине должна быть не более 0,18 мм рт. ст./с. Быст-
Рис. 9. 48. Зависимость давления в ка-
бине вентиляционного типа пасса-
жирского самолета от высоты полета
Рис. 9.49. Изменение давления
в кабине:
/—негерметичной; //—вентиляционного
типа; ///—регенерационного типа
рое изменение давления в кабине подвергает пассажиров и эки-
паж большой физиологической опасности. Это условие застав-
ляет, например, ограничивать значение вертикальной скорости
самолета до 2,0—2,5 м/с, если с увеличением высоты полета дав-
ление в кабине уменьшается так же, как изменяется атмосфер-
ное давление (кривая А—Б). Это невыгодно, так как значи-
тельно затягивает набор высоты. Поэтому давление в кабине
пассажиров сохраняют до некоторой высоты равным атмосфер-
ному или близким к нему (кривые А—В или А—Г). Это позво-
ляет производить набор высоты с максимальной или необходи-
мой скороподъемностью. С дальнейшим ростом высоты полета
давление в кабине начинает уменьшаться до тех пор, пока оно
не достигнет величины, соответствующей высоте в кабине, рав-
ной 2400—2500 м. В последующем полете давление в кабине
сохраняется постоянным (кривая Г—Д). При этом перепад дав-
лений Д/? будет меняться. Например, на высоте 10000 м оц ра-
вен ^0,5 кгс/см2, а на высоте 14000 м около 0,6 кгс/см2.
Закон изменения «высоты в кабине» у военных самолетов не-
сколько отличается от описанного выше. Пример изменения дав-
ления в кабине вентиляционного типа у военного самолета по-
казан на рис. 9.49.
252
Давление в кабине сначала падает, как и атмосферное дав-
ление, а затем, начиная с высоты Hif сохраняется постоянным.
Вообще говоря, лучше было бы сохранить его постоянным и в
дальнейшем, так как это позволило бы экипажу обходиться без
кислородных приборов до тех пор, пока компрессор двигателя
сможет его поддерживать (высота Я3). Однако при этом пере-
пады давления в кабине и атмосфере достигнут недопустимой
величины и при внезапной разгерметизации, например, при бое-
вом повреждении обшивки или фонаря, экипаж может погиб-
нуть.
Поэтому при достижении принятого для военных самолетов
допустимого перепада давлений 0,3—0,4 кгс/см2 (высота Н2)
специальный автомат поддерживает перепад постоянным. Дав-
ление в кабине при этом падает эквидистантно падению атмос-
ферного давления до тех пор, пока компрессор двигателя еще в
состоянии создавать необходимое давление в кабине, т. е. до
высоты Яр. Обычно характеристики двигателя выбирают такими,
что его компрессор обеспечивает сохранение заданного перепада
на всех высотах, на которых может летать данный самолет.
Теоретически кабина вентиляционного типа применима до
тех пор, пока высота в кабине военного самолета не достигнет
величины 10—12 км (высота полета при этом равна Я4). Для
полетов на больших высотах необходима кабина регенерацион-
ного типа.
Конструктивные и технологические способы герметизации ка-
бин были разобраны в § 9 этой главы.
ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ И РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ
ГЕРМЕТИЧЕСКИХ КАБИН
Силовые элементы герметических кабин нагружены, как и
элементы других участков фюзеляжа, поперечной силой Q, из-
гибающим М и крутящим Л4К моментами. При полете на высо-
те гермоотсеки нагружены избыточным давлением, равным пе-
репаду давлений в кабине и атмосфере Др, доходящему на
пассажирских самолетах до 0,60—0,65 кгс/см2.
Схематически гермокабину можно представить в виде ци-
линдрического тонкостенного сосуда с днищами, нагруженно-
го изгибающим моментом и внутренним давлением, равным пе-
репаду давления Др (рис. 9.50), что соответствует расчетному
случаю при полете на высоте.
Кроме нормальных напряжений ом сжатия и растяжения от
изгибающего момента М, действуют поперечные и продольные
растягивающие напряжения оч и сг2 от Др. При сложении оч с
<тм суммарные напряжения огБ увеличиваются в растянутой зоне
и уменьшаются (или даже превращаются в растягивающие) в
сжатой зоне, что благоприятно сказывается на устойчивости кон-
струкции.
253
Величину ста определяют по формуле
М	Др/? z	f kpR ,
es —°м + °i =-----------— J так как ’i = —-J ——-—f.
- 1	л/?28пр - 28, б 7	2л/?6 7	28 7
Напряжения п2 определяют по формуле
Др/? , л	Др2/?/	. &pR f
’> = ^Г/ = 2°‘'Та™
Если напряжения и <т2 разных знаков (ст2 всегда растя-
гивающие), то условие прочности ста +сГ2^ов.
Рис. 9. 50. Нагружение гермокабины
При одинаковом знаке напряжений сгЕ и о2 берется большее
из них. Благодаря действию напряжений от Др масса конструк-
ции герметической кабины увеличивается в основном из-за уве-
личения толщины обшивки.
Наиболее нагруженным является место сопряжения стенки
кабины с днищем, где действует местный изгиб. Для его ос-
Рис. 9.51. Нагружение нормального шпангоута
гермокабины
лабления днища делают сферическими. Нормальные шпангоуты
в гермокабинах нагружены разрывающими силами (рис. 9.51) и
рассчитываются на разрыв
°р = ~7—
шп
где Ршп=Др^ — погонная разрывающая сила;
25 4
a— шаг шпангоутов;
Лпп — площадь сечения шпангоутов;
f— коэффициент безопасности.
В некоторых случаях при быстром снижении самолета дав-
ление в кабине может оказаться меньше, чем давление в атмос-
фере. Кабина при этом нагружается внешним перепадом давле-
ний Ар и работает в более тяжелых условиях. По существую-
щим нормам внешний перепад давлений не должен превышать
величину Ар = 0,05 кгс/см2 (^35 мм рт. ст.).
КАТАПУЛЬТНЫЕ УСТАНОВКИ
Особую проблему на военных самолетах представляет обес-
печение возможности спасения экипажа в случае аварии само-
лета. С увеличением скорости полета из-за больших аэродина-
мических сил, действующих на
Г*
7
ио
3 2
X
6 5 4
Рис. 9.52. Схема принудительного
покидания кабины военного самолета
с помощью катапультируемого си-
денья:
/—заголовник; 2—катапульта; 3—пиропа-
трон; 4—ролики; 5—сиденье; 6—подножка;
7—захваты ног; 8—упоры для рук с руко-
яткой включения катапульты и ограничи-
телями разброса рук
состоянии с
(Мускульной
из самоле-
те лета пре-
летчика при покидании им ка-
бины самолета, процесс поки-
дания самолета летчиком ста-
новится очень затруднитель-
ным, а при больших скоростях
и просто невозможным. Если
скоростной напор, создавае-
мый ураганным ветром, на ма-
лой высоте составляет 50 кгс/м2,
то на скорости 500 км/ч он ра-
вен 1200 кгс/м2, а на скорости
1200 км/ч скоростной натер
встречного потока воздуха,
действующего (на человека,
составляет 7000 кгс/м2. Поэто-
му летчик не в
помощью только
силы выбраться
та, если скорость
вышает 500 км/ч.
Для покидания кабины при
больших скоростях полета при-
ходится либо принудительно выбрасывать летчика вместе с си-
дением из кабины (катапультировать летчика), либо применять
отделяемые от самолета кабины экипажа со специальными тор-
мозными устройствами и приспособлениями для спасения эки-
пажа вместе с ними или с помощью индивидуальных парашютов.
Для принудительного выбрасывания летчика из кабины при-
меняют специальные катапультируемые сидения (рис.
Сразу же после покидания летчиком кабины при помощи
пультируемого сидения поступательная скорость летчика
нает уменьшаться вследствие действия на него встречного
9.52)
ката-
начи-
пото-
255
ка воздуха, создающего силу аэродинамического сопротивления.
Самолет начинает обгонять летчика. Траектория, описываемая
центром тяжести летчика, определяется скоростью полета само-
лета в момент катапультирования (V), скоростью, с которой
летчик выбрасывается катапультой из кабины (и0), массой и
размерами летчика с сидением. На рис. 9.53 показаны траекто-
рии движения сидения с летчиком относительно самолета после
катапультирования: а — при различных скоростях полета, б —
при различных выбрасываниях.
Рис. 9. 53. Траектории, описываемые центром тяжести летчика
при катапультировании на различных скоростях полета и
с различными скоростями выбрасывания летчика
С увеличением скорости полета самолета или уменьшении
скорости катапультирования uQ летчик может удариться об об-
гоняющий его самолет. На рис. 9.54 приведены расчетные траек-
тории при катапультировании под углом 18° к вертикальной
оси и скорости выбрасывания и0=15 м/с. Из рисунка видно, что
эта скорость катапультирования не обеспечивает безопасности
покидания самолета на скорости полета 1000 км/ч.
Для безопасного катапультирования при такой скорости по-
лета начальная скорость движения сидения с летчиком при от-
делении их от самолета должна быть ц0=18—22 м/с. Эта ско-
рость приобретается сидением с летчиком на пути So (см. рис.
9.52) пока сидение движется по рельсам кабины самолета, путь
этот ограничен габаритами кабины и практически невелик. При
этом на летчика действует ускорение Jy ———.
2о0
Так, например, если ио = 2О м/с, a S0= l м, то /у = 200 м/с2 и
в момент катапультирования на летчика действует перегрузка
пу =  = jylg=<2Q, в течение времени t = \ f	с
Ол 4" ^сид	j у
(здесь РКат — сила, с которой катапульта выбрасывает летчика
с сидением, вес которых 0л+6Сид).
256
Человеческий организм по-разному переносит перегрузки,
действующие в различных направлениях (рис. 9.55).
Только благодаря кратковременности действия катапульты,
летчик переносит столь значительные перегрузки при катапуль-
тировании.
При попадании летчика в воздушный поток на него начинает
действовать аэродинамическая сила сопротивления, оказываю-
щая силовое воздействие (особенно на лицо) и создающая пере-
грузку пх, однако эта перегрузка действует на организм летчика
чика с сидением при катапультировании под
углом 18° и Wo =15 м/с
носимых летчиком перегру-
зок от направления и вре-
мени их действия
в благоприятном направлении грудь — спина и поэтому легко
им переносится. Поэтому при попадании летчика с сидением в
воздушный поток желательно стабилизировать положение лет-
чика с сидением, близкое к вертикальному, хотя бы в начальный
период катапультирования.
Конструктивно катапультная установка состоит из сидения,
направляющих, стреляющего механизма, защитных и стабили-
зирующих устройств (см. рис. 9.52). Нажимая на ручку ката-
пультирования, летчик производит воспламенение порохового
заряда (пиропатрона), помещенного в цилиндре с поршнем и
штоком (стреляющий механизм). Поршень со штоком соединены
с сидением летчика, а цилиндр закреплен на фюзеляже само-
лета. Образующиеся газы своим давлением открывают шарико-
вый замок, фиксирующий положение штока относительно
цилиндра катапульты, и выталкивают поршень со штоком из ци-
линдра. Вместе со штоком движется и сидение с летчиком, при-
обретая в конце работы катапульты начальную скорость дви-
жения Uq. При этом разгоне на летчика действует большая пере-
грузка. Для улучшения восприятия этой перегрузки в момент
катапультирования летчик плотно притягивается ремнями к
9	2659	257
спинке сидения. Специальные захваты предохраняют от травм
руки, ноги и голову летчика, ограничивая возможности их пере-
мещения.
Уменьшить действующие на летчика перегрузки можно пу-
тем увеличения пути разгона So. Это достигается применением
раздвигающихся, телескопических цилиндров катапульт и уста-
новкой на сидении специальных дополнительных ракетных уско-
рителей, действующих после оставления летчиком кабины само-
лета и сообщающих сидению с летчиком дополнительную верти-
кальную скорость. Последнее приспособление позволяет летчику
катапультироваться в случае необходимости даже на взлете или
посадке самолета.
Перед катапультированием специальное устройство сбрасы-
вает фонарь кабины, отбрасывает вперед штурвал управления
самолетом, чтобы летчик не задел за них ногами, и выпускает
тормозные щитки, уменьшая скорость полета самолета. Лицо
летчика в момент катапультирования закрывается специальным
щитком (забралом), предохраняя его от удара потоком воздуха.
Одновременно с выходом сидения с летчиком в поток воздуха
выпускаются специальные устройства в виде створок или не-
большого стабилизирующего парашюта, стабилизирующие полет
сидения с летчиком.
Расстояние, на котором летчик с сидением пролетает над
килем самолета, зависит от характера движения самолета после
оставления летчиком кабины. Когда самолет движется с поло-
жительной перегрузкой, это расстояние увеличивается, так как
киль «уходит» вниз, а когда самолет движется с отрицательной
перегрузкой, это расстояние уменьшается. Поэтому перед ка-
тапультированием желательно уменьшить скорость самолета и
перевести его в режим набора высоты.
Величина действующих при катапультировании перегрузок
пу и пх в настоящее время достигла высшего допустимого пре-
дела. Летчик переносит такие перегрузки только благодаря то-
му, что они действуют сотые доли секунды. Тем нс менее при
катапультировании летчик может на какое-то время потерять
сознание. Поэтому отделение летчика от сидения (открытие при-
вязных ремней, освобождение захватов рук и ног и др.) про-
исходит автоматически, спустя несколько секунд после момен-
та катапультирования. Автоматически на определенной высоте
раскрывается и парашют. Этот процесс показан на рис. 9.56.
При значительных сверхзвуковых скоростях полета катапуль-
тируемое сидение уже не обеспечивает возможности спасения
экипажа вследствие значительности величин потребных и воз-
никающих перегрузок пу и пх. Поэтому спасение экипажа мо-
жет происходить в несколько этапов. Сначала от самолета отде-
ляется и тормозится кабина с экипажем. После чего члены эки-
пажа покидают кабину при помощи катапультирования и
спасаются на парашютах. Разрабатываются конструкции само-
258
летов, у 'которых отделяемая ‘кабина опускается до самой земли
при помощи собственной парашютной системы.
Для спасения экипажа на малых высотах, например, при
возникновении аварийной ситуации при взлете или на посадке
Рис. 9. 56. Процесс катапультирования летчика из
самолета-истребителя:
/—катапультирование; 2—выпуск первого стабилизирую-
щего парашюта; 3—торможение первым стабилизирую-
щим парашютом; 4—отстрел первого стабилизирующего
парашюта и ввод в поток второго стабилизирующего
парашюта. Автоматическое открытие захватов рук и ног;
5—стабилизированный спуск летчика до заданной высоты;
6—автоматическое отделение сидения и открытие основ-
ного парашюта; 7—спуск на основном спасательном
парашюте
самолета, используются специальные катапультные сидения с
установленными на них ракетными двигателями-ускорителями.
Парашют выбрасывается и открывается принудительно, с по-
мощью специальных пиропатронов, сразу же после катапульти-
рования.
ГЛАВА 10
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
САМОЛЕТОМ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ
Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управле-
ние движением самолета и управление различными агрегатами
и частями самолета, называют системой управления самолетом.
Система управления самолетом может быть неавтоматиче-
ской, полуавтоматической или автоматической. Если процесс
управления осуществляется непосредственно летчиком, т. е. лет-
чик посредством мускульной силы приводит в действие органы
управления и устройства, обеспечивающие создание ;и 'изменение
управляющих движением самолета сил и моментов, то система
управления называется неавтоматической (прямое управление
самолетом). Если процесс управления осуществляется летчиком
через механизмы и устройства, облегчающие и улучшающие ка-
чество процесса управления, то система управления называется
полуавтоматической. Если создание и изменение управляющих
сил и моментов осуществляется комплексом автоматических
устройств, а роль летчика сводится к контролю за ними, то си-
стема управления называется автоматической. На большинстве
современных скоростных самолетов применяются полуавтомати-
ческие и автоматические системы управления.
Комплекс бортовых систем и устройств, которые дают воз-
можность летчику приводить в действие органы управления са-
молетом для изменения режима полета или для балансировки
самолета на заданном режиме, называют основным управлени-
ем самолета. Устройства, обеспечивающие управление различ-
ными агрегатами и частями самолета (шасси, закрылками,
створками), называют вспомогательным управлением,
В данной главе наибольшее внимание уделено основному
управлению, так как рассмотрение этой наиболее ответственной
и сложной системы позволяет осветить большинство вопросов,
относящихся к системам вспомогательного управления.
В систему основного управления входят:
а)	командные рычаги, на которые непосредственно воздейст-
вует летчик, прикладывая к ним усилия и перемещая их;
260
б)	проводка управления, соединяющая командные рычаги с
управляемыми агрегатами;
в)	специальные механизмы, автоматические и исполнитель-
ные устройства.
Отклоняя командный рычаг (ручку или колонку штурвала)
на себя или от себя, летчик осуществляет продольное управле-
ние, т. е. изменяет угол тангажа, отклоняя руль высоты или уп-
равляемый стабилизатор. Отклоняя командный рычаг вправо
или влево, летчик отклоняет элероны, осуществляет поперечное
управление, накреняя самолет в нужную сторону. Для отклоне-
ния руля направления, т. е. управления скольжением самолета,
летчик воздействует на педали. Педали используются также при
управлении движением самолета по земле.
Летчик является важнейшим звеном в неавтоматической и
полуавтоматической системах управления. Он воспринимает и
перерабатывает информацию о положении самолета, действую-
щих перегрузках, положениях рулей, вырабатывает решение и
создает управляющее воздействие на командные рычаги. Поэто-
му ряд специальных требований к основному управлению учиты-
вает возможности и особенности работы летчика, как звена этой
системы.
Рассмотрим требования к основному управлению самолетом.
1.	При управлении самолетом движения руки и ног летчика
для отклонения командных рычагов должны соответствовать ес-
тественным рефлексам человека при сохранении равновесия.
Перемещение летчиком командного рычага в определенном нап-
равлении должно вызывать нужное перемещение самолета в
том же направлении.
2.	Реакция самолета на отклонение командных рычагов
должна иметь незначительное запаздывание, определяемое усло-
виями устойчивости контура управления «летчик — самолет».
3.	При отклонении органов управления (рулей, элеронов и
др.) усилия на командных рычагах должны возрастать плавно,
быть направлены в сторону, противоположную движению ко-
мандных рычагов ('препятствовать перемещению их летчиком),
а величина усилий должна согласовываться с режимом полета
самолета. Последнее необходимо для обеспечения летчику «чув-
ства управления» самолетом, способствующего пилотированию
самолетом. Предельные усилия на командных рычагах оговари-
ваются соответствующими нормами.
4.	Должна быть обеспечена независимость действия рулей:
отклонение, например, руля высоты не должно вызывать откло-
нения элеронов, и наоборот.
5.	Углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечи-
вать возможность полета самолета на всех требуемых полетных
и посадочных режимах, причем должен быть предусмотрен не-
который запас отклонения рулей.
261
6.	Для надежного функционирования и удобства обслужи-
вания основного управления должны быть выполнены следую-
щие эксплуатационные требования:
вс	е сочленения и механизмы управления должны быть дос-
тупны для осмотра и обслуживания;
крайние положения рулей, а также предельные отклонения
командных рычагов должны быть ограничены упорами. По спо-
собу воздействия основное управление подразделяют на ручное
и ножное.
§ 2.	КОМАНДНЫЕ РЫЧАГИ СИСТЕМЫ
УПРАВЛЕНИЯ
Командные рычаги системы управления устанавливаются в
кабине летчика и включают ручное управление (ручку или
штурвал с колонкой) и ножное (педали).
р рулю бьюоты
Рис. 10. 1. Варианты кинематических схем приводов ручного управления:
О—0—ось вращения ручки; /—ручка управления; 2—тяга управления по тангажу;
3—шарнирное звено, обеспечивающее возможность поворота наконечника тяги;
4—тяга управления по крену; 5—ось-кронштейн установки ручки
Ручка управления, применяемая на легких маневренных са-
молетах, представляет собой рычаг, имеющий две степени сво-
боды. Шарнирное крепление нижней части ручки позволяет ей
отклоняться вперед — -назад при управлении рулем высоты или
горизонтальным оперением и вправо — влево при управлении
элеронами. На рис. 10.1 показаны кинематические схемы рыча-
гов ручного управления, а на рис. 10.2 — типовая конструкция
ручки управления самолетом.
262
Штурвал с колонкой применяется на
ных самолетах (рис. 10.3). Он выполняет
тяжелых неманеврен-
те же функции, что и
Рис. 10.2. Типовая
конструкция ручки
управления	самоле-
том:
/—стандартная рукоятка;
2—рычаг торможения ко-
лес шасси; 3—возвратная
пружина управления тор-
мозами;	4—кронштейн;
5—трубка проводки к тор-
мозам колес; 6—хомут
с крючком фиксатора
ручки при стоянке; 7—
трос; 8—нижний стакан;
9—труба
Рис. 10.3. Штурвал с вертикальной
колонкой:
/—секторная качалка; 2, 5—опоры; 3—ка-
чалка; 4—рычаг управления рулем высо-
ты; 6—колено; 7—труба; 8—переключатель
управления триммерами руля высоты; 9—
кнопка быстрого отключения автопилота;
10—штурвал; 11—головка; 12—кнопка само-
летного переговорного устройства (СПУ);
13—кнопка включения радиостанции; 14—га-
шетка
ручка управления. При наклоне колонки вперед или назад обес-
печивается продольное управление самолетом, а при вращении
штурвала вправо или влево поперечное управление самолетом.
263
На ручке и штурвале часто крепятся рычаги и кнопки управ-
ления различными агрегатами, например, тормозами колес, тор-
мозными щитками, вооружением, радио и другими устройствами.
Иногда для освобождения пространства в кабине и повышения
удобства колонки штурвального управления располагают гори-
зонтально и пропускают их через приборную доску.
Рис. 10.4. Рычажно-параллелограммный механизм ножного
управления:
1—основной рычаг; 2—ремешок крепления ног летчика; 3—поступа-
тельно движущаяся педаль; 4—тяга подсоединения проводки управле
ния; 5—рычаг параллелограммного механизма
Педали ножного управления служат для управления рулем
поворота. Они выполняются в виде рычажно-параллелограммно-
го механизма (рис. 10.4) или качающихся педалей (рис. 10.5).
Параллелограммный механизм обеспечивает поступательное пе-
ремещение педалей без их разворота. Педали должны регулиро-
Рис. 10. 5. Качающиеся педали ножного управления:
1—вал; 2—педаль; 3—палец; 4—сектор; 5—рычаг; 6—штанга; 7—ось; 8—рычаги тягв
управления рулем поворота; 9—тяги; 10—рычаг сектора педали; //—защелки регулиро-
вочного устройства под рост летчика
264
ваться по росту летчика. Педали с рычажно-параллелограмм-
ным механизмом расставлены достаточно широко, чтобы обес-
печить потребное плечо для управления и чтобы ноги летчика
не мешали ручке управления отклоняться в стороны.
На самолетах с большой дальностью и продолжительностью
полета, а также на учебных самолетах устанавливают двойное
управление, т. е. дублируют командные рычаги, позволяя тем
самым пилотировать самолет одновременно двум летчикам. На
легких учебных самолетах сидения летчиков и командные рыча-
ги двойного управления располагают обычно одно за другим.
На тяжелых самолетах, независимо от их назначения, двойное
управление и сидения располагают в кабине рядом по ее ши-
рине.
§ 3.	ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ
Проводка управления связывает командные рычаги непосред-
ственно с рулями или с усилительными устройствами привода
рулей. К ней подключаются исполнительные механизмы систем
автоматизации управления. Конструкция проводки управления
может быть гибкой, жесткой и смешанной.
Гибкая проводка управления выполняется в виде тросов, а на
прямых участках — в виде лент или проволоки. Преимущест-
вом гибкой .проводки является ее малая масса и удобство ком-
поновк! проводки. Тросовую проводку можно разместить с по-
мощью роликов и направляющих в удобных и безопасных мес-
тах, например, под полом кабины, по борту фюзеляжа, в носке
крыла. Недостатками гибкой проводки является большое тре-
ние и износ в местах перегибов троса, а также необходимость
размещения двух тросов для передачи поступательных, противо-
положно направленных движений (т. е. гибкую проводку при-
ходится делать двухпроводной).
Трос вытягивается в процессе эксплуатации под нагрузкой и
нуждается во внимательном уходе, контроле и смене из-за из-
носа. Вследствие различного теплового удлинения стального
троса и дюралевой конструкции самолета гибкая проводка до-
полнительно нагружается. Натянутый трос обладает малой бое-
вой живучестью.
Стальные тросы (диаметром 4—7 мм) сплетены из несколь-
ких прядей. Каждая прядь состоит из 7—19 тонких оцинкован-
ных проволок диаметром 0,2—0,4 мм, изготовленных из нагар-
тованной углеродистой стали.
Тросы предварительно вытягивают, нагружая усилием, сос-
тавляющим 50% от разрушающего, в течение 30—50 мин. Для
обеспечения достаточной долговечности тросов желательно, что-
бы действующие в тросе при управлении самолетом усилия сос-
тавляли не более 10% от усилия, разрушающего трос.
265
Тросовую проводку обычно укладывают на ролики, изготов-
ленные из текстолита или дюралюминия, которые служат для
поддержания троса и для изменения направления тросовой про-
водки. Ролики устанавливают на шариковые подшипники. Иног-
да тросовую проводку закрепляют в текстолитовых направляю-
щих, прикрепленных к конструкции самолета.
Части тросов состыковывают между собой специальными
соединительными тандерами. Концы тросов запрессовывают в
наконечники, имеющие резьбу. Муфта тандера свинчивает два
наконечника, имеющих резьбы разного направления, позволяя
регулировать натяжение троса (рис. 10.6).
Рис. 10. 6. Тандер:
/—наконечник с правой резьбой; 2—муфта; 3—наконечник с левой
резьбой
В гибкой проводке обязательно осуществляется предвари-
тельное натяжение тросов, чтобы исключить зазоры. Для умень-
шения изменений натяжения тросов проводки при изменении на-
ружной температуры в цепь проводки включают специальные
секторы с пружинными компенсаторами, поддерживающими на-
тяжение тросов в проводке в определенных пределах.
Жесткая проводка управления состоит из тяг и качалок.
Движение тяг может быть поступательным или вращательным.
Наиболее часто 'используют жесткую проводку в виде тяг с пос-
тупательным движением. Так как тяга может работать на рас-
тяжение и на сжатие, то для обеспечения управления достаточ-
но одной линии тяг (т. е. жесткая проводка однопроводна).
Жесткая проводка по сравнению с гибкой более удобна в
эксплуатации, обладает большей боевой живучестью, но имеет
большую 'массу и требует для своего размещения значительных
объемов на самолете.
Элементами жесткой проводки являются тяги, качалки, ры-
чаги, валы, направляющие устройства и кронштейны. Элементы
конструкции жесткой проводки показаны на рис. 10.7 и 10.8.
В жесткой проводке с вращательным движением тяг для
преобразования вращательного движения в поступательное ис-
пользуются винтовые шариковые преобразователи, которые име-
ют достаточно высокий КПД благодаря замене трения сколь-
жения в винтовых парах трением качения шариков по винтовым
канавкам.
На практике с целью компенсации недостатков обеих систем
чаще всего используют смешанную проводку управления в виде
266
сочетания жесткой и гибкой проводок. Обычно гибкую часть
проводки применяют в местах, где нет многократных изгибов и
там, где для размещения жесткой проводки не хватает места.
Рис. 10.7. Жесткая проводка
управления:
/—тяга; 2—качалка
Рис. 10.8. Роликовые направляю-
щие жесткой проводки управле-
ния:
/—тяги; 2—ролики
В местах перехода с тросовой проводки на жесткую и обрат-
но применяют секторы с профилями или канавками на ободе
для троса, изготовленные заодно с узлом качалки, к которой
присоединяются тяги жесткой проводки управления (рис. 10.9).
Тяги обычно изготовляют из
дюралевых или стальных труб.
Наконечники тяг делают шарнир-
ными, а один из них, как пра-
вило, и регулируемым по длине.
Все вращающиеся части (качал-
ки, втулки, ролики, шарниры и
пр.) ставятся на специальных под-
шипниках, чтобы снизить трение
и устранить люфты.
Важным устройством в систе-
ме проводки управления на со-
временных самолетах являются
выводы тяг и тросов из гермети-
ческих кабин и отсеков.
Рис. 10.9. Конструкция сектора
для перехода от тросовой провод-
ки к жесткой:
/_Трос; 2—сектор; 3—тяга
Обычно это делается с по-
мощью специальных коробок гер-
метизации, в которых поступа-
тельное движение тяг преобра-
зуется с помощью качалок-рыча-
гов во вращательное, а поворачивающиеся валы легко гермети-
зируются с помощью кольцевых уплотнений (рис. 10. 10). В ста-
рых конструкциях с целью герметизации в местах вывода на
тяги иногда надевались гофрированные чехлы, но при этом на
267
тягу действовало дополнительное усилие от перепада давлений,
что изменяло характеристики управляемости самолета. Поэтому
Рис. 10. 10. Узел вывода качалок управления из герметической
кабины:
/—днище герметической кабины; 2—уплотнительное кольцо (из ре-
зины); 3—коробка; 4—фетровое кольцо; 5—качалка в герметической
кабине; 6—вал; 7—качалка вне герметической кабины
Рис. 10.11. Пример герметиза-
ции тросов:
/—пластина; 2—прокладка; <3—трос;
4—резиновое уплотнение; 5—болт;
6—текстолитовый вкладыш
в настоящее время такие конструкции не применяются. Тросы
обычно пропускают через резиновые сердечники, закрепленные
в стенке гермокабины (рис. 10. 11).
§ 4.	ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
СКОРОСТНЫМИ САМОЛЕТАМИ
С ростом скоростей полета интенсивно увеличиваются уси-
лия, потребные для отклонения рулевых поверхностей. Летчик,
летящий на самолете с непосредственным, неавтоматическим
управлением, замечает это по значительному возрастанию уси-
лий, требуемых для отклонения командных рычагов. На боль-
ших скоростях и высотах значительно изменяются углы откло-
нения рулей, потребные для балансировки самолета. С ростом
268
скорости полета они уменьшаются, а с ростом высоты полета—
увеличиваются. Изменение характеристик устойчивости и управ-
ляемости самолета при переходе к сверхзвуковым скоростям
полета требуют специальных мер для обеспечения 'нормаль-
ного пилотирования самолета. Усилия на командных рычагах
в случае сохранения системы непосредственного отклоне-
ния рулей летчиком при сверхзвуковых скоростях настолько
увеличились бы и изменялись бы в столь широких пределах,
что такое управление рулями и элеронами оказалось бы
Рис. 10. 12. Схема работы гидроусилителя:
/—золотник; 2—силовой цилиндр; 3—крепление силового цилиндра; 4—исполнительный
шток с поршнем
невозможным. Поэтому в систему управления скоростного само-
лета включают специальные механизмы и приводы, позволяю-
щие преодолеть эти затруднения.
Рулевые поверхности современного самолета отклоняются с
помощью специальных приводов и механизмов, из которых чаще
всего используются гидравлические, называемые гидроусилш
телями.
Гидроусилитель (бустер) представляет собой гидравличе-
скую следящую систему и состоит из исполнительного меха-
низма — силового цилиндра двойного действия, исполнительно-
го штока с закрепленным на нем поршнем и распределитель-
ного, следящего механизма, чаще всего золотникового типа
(рис. 10.12). Отклоняя командные рычаги, летчик воздействует
на связанный с ними проводкой управления золотник, для от-
клонения которого требуются незначительные усилия. Золотник
распределяет поток жидкости, подаваемой специальным насосом
под большим давлением, направляя его в ту или иную полость
силового цилиндра. Рабочий ход золотника, необходимый для
перепуска жидкости, обычно очень невелик и измеряется нес-
колькими миллиметрами. Поэтому практически сразу после на-
чала перемещения летчиком командного рычага начинает пере-
мещаться и исполнительный шток гидроусилителя. Исполни-
269
тельный шток силового цилиндра непосредственно или через
промежуточные элементы проводки отклоняет рулевую поверх-
ность, которую обслуживает данный гидроусилитель. Гидроуси-
лители желательно устанавливать возможно ближе к обслужи-
ваемой рулевой поверхности, чтобы сделать короче (а лучше
вообще устранить) часть проводки управления между гидроуси*
лителем и рулем, нагруженной большими усилиями от аэроди-
намических шарнирных моментов.
Движение исполнительного штока гидроусилителя должно
«следить» за движением командных рычагов летчика, обеспечи-
вая потребное направление и скорость перемещения отклоняе-
мой рулевой поверхности. Это обеспечивается наличием обрат-
ной связи в конструкции гидроусилителя, для осуществления
которой золотник размещают на подвижном выходном элемен-
те гидроусилителя (например штоке, как на рис. 10.12*); к этому
же элементу подсоединяют управляемую рулевую поверхность
(непосредственно, или с помощью промежуточных элементов).
Если командный рычаг, управляющий золотником гидроуси-
лителя, неподвижен, то золотник находится в нейтральном поло-
жении и жидкость не поступает в силовой цилиндр, надежно за-
крепленный в конструкции самолета. Исполнительный элемент
гидроусилителя (в данном случае — шток) неподвижен и за-
фиксирован в данном положении жидкостью, запертой золотни-
ком в обоих полостях силового цилиндра.
Перемещая командный рычаг, летчик сдвигает золотник.
При этом одна из полостей силового цилиндра (см. рис. 10.12)
соединяется с питающей магистралью гидросистемы, а другая—
со сливной магистралью. Под действием разности давлений в
полостях силового цилиндра, действующей на поршень, испол-
нительный шток начнет перемещаться, отклоняя рулевую по-
верхность. Одновременно с этим шток перемещается относи-
тельно золотника, удерживаемого летчиком посредством меха-
нической проводки.
Если летчик перестанет перемещать командный рычаг, то зо-
лотник остановится, а перемещающийся шток при своем движе-
нии надвинется на золотник. Золотник снова перекроет отвер-
стия гидромагистралей, и движение штока прекратится. Рулевая
поверхность остановится в новом, заданном летчиком, поло-
жении.
Если летчик начнет перемещать командный рычаг в противо-
положном направлении, то сдвинувшийся золотник подаст жид-
кость под давлением в другую полость силового цилиндра и
обеспечит слив жидкости из первой полости. Исполнительный
* Существуют различные конструкции гидроусилителей, в которых может
быть подвижен шток (как на рис. 10.12) или корпус. В последнем случае зо-
лотник устанавливается на корпус, который связывается с рулевой поверхно-
стью, а шток закрепляется неподвижно.
270
шток при этом начнет перемещаться в противоположном на-
правлении.
Скорость перемещения исполнительного штока зависит от
количества жидкости, поступающей в единицу времени в по-
лость высокого давления силового цилиндра, т. е. фактически от
площади сечения для прохода жидкости из магистрали высоко-
го давления, созданного при перемещении золотника от нейт-
рального положения. Чем больше скорость перемещения ко-
мандного рычага, тем дальше отойдет золотник от нейтрального
положения, тем больше будет сечение для прохода и выхода
жидкости из силового цилиндра и тем быстрее будет переме-
щаться исполнительный шток.
Рис. 10. 13. Необратимая схема включения гидроусили-
теля:
/—командный рычаг: 2, 7—тяги; 3—загрузочная пружина; 4—зо-
лотник гидроусилителя; 5—силовой цилиндр; 6—шток гидроуси-
лителя; 8—рулевая поверхность
Усилие, создаваемое гидроусилителем, зависит от величины
сил, действующих на рулевую поверхность и препятствующих
ее отклонению, а также от скорости перемещения исполнитель-
ного штока или скорости отклонения рулевой поверхности.
Фактически усилие, создаваемое воздействием воздушного
потока на отклоненную рулевую -поверхность, уравновешивается
давлением жидкости на поршень силового цилиндра и передает-
ся через узлы крепления силового цилиндра на конструкцию са-
молета.
При такой схеме включения гидроусилителя усилия, дейст-
вующие со стороны рулевой поверхности, на командные рычаги
летчика не проходят. Поэтому эта схема включения гидроусили-
теля называется необратимой. Иногда гидроусилитель включают
в систему управления так, что через дополнительные тяги и ка-
чалки часть усилий с рулей может проходить на командные ры-
чаги и восприниматься летчиком в виде нагрузки, действую-
щей на командные рычаги. Такая схема включения гидроусили-
теля называется обратимой. В настоящее время гидроусилители
271
в подавляющем большинстве случаев включают по необратимой
схеме, показанной на рис. 10.13.
Если гидроусилитель включен по необратимой схеме, то
летчик, управляя рулевыми поверхностями, перемещает только
золотник гидроусилителя, что не требует сколь-нибудь значи-
тельных усилий. Это лишает летчика определенной информации
о режиме полета самолета по усилиям на ручке управления.
Кроме того, свободно перемещая командные рычаги, летчик мо-
жет, особенно на больших скоростях полета, отклонить рулевые
поверхности так, что возникнут перегрузки, недопустимые для
него и самолета. Поэтому в проводку управления современного
скоростного самолета включают специальные загрузочные ме-
ханизмы для имитации усилий на командных рычагах, возрас-
тающих по мере увеличения угла отклонения руля и при увели-
чении скорости полета.
Загрузочные устройства в простейшем случае представляют
собой пружину, сжимаемую летчиком при отклонении команд-
ного рычага. Схема включения в проводку управления простей-
шего загрузочного механизма приведена на рис. 10.13. В более
сложных загрузочных устройствах величина усилий, действую-
щих на командные рычаги при их отклонении, изменяется в за-
висимости от скорости и высоты полета самолета. Принципиаль-
но это достигается установкой механизма, автоматически из-
меняющего величину плеча а качалки к загрузочному механиз-
му в зависимости от высоты и скорости полета самолета. С уве-
личением высоты полета это плечо уменьшается, имитируя
уменьшение загрузки командных рычагов с ростом высоты поле-
та. С увеличением скорости полета величина изменяемого плеча
увеличивается, при этом увеличивается и загрузка командного
рычага. На рис. 10.14 приведена принципиальная схема включе-
ния в проводку управления такого автомата загрузки рычагов
управления. К загрузочному устройству обычно присоединяется
так называемый механизм триммерного эффекта (МТЭ). При
включении этого механизма по желанию летчика снимается уси-
лие, действующее на командный рычаг при его отклонении, пу-
тем изменения длины тяги к узлу крепления загрузочного меха-
низма и конструкции самолета. Это особенно необходимо при
длительном полете самолета. Получаемый при этом эффект рав-
ноценен действию триммера на рулевой поверхности при непос-
редственном ее отклонении.
Специальные устройства системы управления улучшают ха-
рактеристики устойчивости и управляемости самолета, особен-
но на больших высотах полета. С увеличением высоты полета и
при сохранении скорости полета ухудшается ответная реакция
самолета на отклонение рулей. Это затрудняет пилотирование
самолета, ухудшает характеристики его устойчивости, ослабля-
ет эффект затухания колебаний самолета. Летчик, пытаясь па-
рировать возникшие колебания, может усилить их. Поэтому в
272
цепи управления устанавливают специальные автоматы демпфи-
рования и стабилизации полета, которые автоматически, без
участия летчика, воздействуют на рулевые поверхности, откло-
няя их так, чтобы улучшить эти характеристики.
Переменное плечо на загрузку
( Загружа/пель МТЭ
\ т—
Рычаг
"Электромеханизм ЩР7
<з--------б---‘—
Регулятор
загрузки
Гчдроусилитель
Электрические сигналы
Рис. 10. 14. Схема включения и работы
автомата загрузки ручки летчика и меха-
низма триммерного эффекта (Z — перемен-
ное плечо качалки)
Исполнительные механизмы таких автоматов часто выполня-
ют в виде раздвижных тяг. Длина такой тяги автоматически
изменяется при перемещении ее штока в зависимости от поведе-
Рис. 10. 15. Принципиальная схема управления рулем направления самолета
Ту-134:
/—педали ножного управления; 2—тяги проводки управления; 3—загрузочный механизм;
4—механизм триммерного эффекта (МТЭ); 5—сигнал управления МТЭ от летчика; 6—ру-
левая машина автопилота (РМАП); 7—сигнал управления РМ от блоков АП; 8—раздвиж-
ные тяги демпфера рыскания; 9—управляющие блоки демпфера; 10—датчики угловых
скоростей; //—золотник гидроусилителя; 12—силовой цилиндр гидроусилителя; 13—руль
направления
ния самолета, оцениваемого специальным чувствительным уст-
ройством (например, датчиками угловых скоростей вращения
самолета и др.). На рис. 10.5 приведена для примера прин-
ципиальная схема управления рулем направления самолета
273
Ту-134, содержащая перечисленные устройства. В систему управ-
ления этим самолетом включен и автопилот, который через ру-
левую машину 6 воздействует на распределительное устройство
(золотник 11) гидроусилителя. При включенном автопилоте
демпфер рыскания 9 отключается, так как его функции выпол-
няет автопилот.
Для управления самолетом на очень больших высотах, по-
мимо обычных аэродинамических, применяют специальные газо-
вые и струйные рули, поворачивающиеся двигатели и другие
устройства, позволяющие управлять самолетом в условиях очень
разреженной атмосферы.
Рис. 10. 16. Простейший дифференциальный ме-
ханизм
Специальные кинематические механизмы, включаемые в
проводку управления, предназначены для обеспечения заданных
закономерностей отклонения рулевых поверхностей или вспомо-
гательных агрегатов (например, интерцепторов, предкрылков и
пр.). Иногда требуется при одинаковом отклонении командного
рычага в обе стороны обеспечить различные отклонения рулевых
поверхностей. Это обеспечивается специальными устройствами,
которые называют дифференциальными механизмами. Диффе-
ренциальные механизмы изменяют передаточное число управле-
ния, т. е. величину приращения отклонения руля, приходящуюся
на единицу приращения отклонения командного рычага. Закон
изменения передаточного числа управления задается конструк-
тором, исходя из желаемых характеристик устойчивости и уп-
равляемости самолета. Простейшим дифференциальным меха-
низмом является двуплечая качалка (рис. 10.16), дифферен-
циальность которой зависит от угла между рычагами качалки
и угла подхода к ней тяг управления.
Специальные кинематические механизмы обеспечивают вы-
пуск и уборку интерцепторов при отклонении элеронов, ограни-
чивают возможности выпуска закрылков, например, на самолете
с крылом с изменяемой стреловидностью.
274
Вспомогательные системы управления значительно проще
основной системы, они включают только часть ее агрегатов.
Обычно это командные рычаги, проводка и исполнительные ме-
ханизмы, приводящиеся в движение гидравлическими, электри-
ческими, пневматическими устройствами или механическими при-
способлениями.
§ 5.	АВТОМАТИЗАЦИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
САМОЛЕТОМ
Управление полетом современного самолета обеспечивается
летчиком и специальными автоматическими системами, служа-
щими для облегчения пилотирования, улучшения качества управ-
ления и повышения эффективности применения самолетов.
В предыдущем параграфе рассматривалось в основном руч-
ное управление самолета летчиком с включением некоторых эле-
ментов автоматики — автоматов загрузки командных рычагов,
простейших автоматов стабилизации полета и демпфирования
нежелательных колебаний самолета в полете.
Стремление автоматизировать управление полетом возникло
одновременно с появлением летательных аппаратов. Вначале при
автоматизации преследовали только одну цель — облегчить труд
летчика, освободить его от выполнения отдельных операций.
С развитием авиации задачи автоматизации значительно рас-
ширились.
Трудности пилотирования и недостатки характеристик устой-
чивости и управляемости современных сверхзвуковых самолетов
послужили причиной введения автоматизации в их управление.
Появление самолетов с неудовлетворительно изменяющимися в
значительных пределах характеристиками устойчивости и управ-
ляемости (например, самолетов с вертикальным взлетом и по-
садкой) сделали автоматизацию управления их полетом обяза-
тельной.
Недостаточная чувствительность современных сверхзвуковых
самолетов на отклонение рулей, большое (по современным поня-
тиям) запаздывание реакции самолета на отклонение летчиком
командных рычагов ухудшает маневренные свойства самолета и
его управляемость.
Действительно, если летчику необходимо срочно совершить
какой-то маневр, например, в вертикальной плоскости, то он
должен переместить командный рычаг. Это произойдет с опре-
деленным запаздыванием с момента принятия решения на ма-
невр из-за естественного отставания реакции самого летчика.
После этого, тоже с некоторым запаздыванием, должен откло-
ниться руль. Затем самолет начнет поворачиваться вокруг по-
перечной оси (для рассматриваемого случая вертикального ма-
невра) до тех пор, пока крыло не встанет на необходимый угол
275
атаки и не появится дополнительная подъемная сила для совер-
шения маневра. Это тоже займет некоторое время.
За время, в течение которого произойдут все перечисленные
события, сверхзвуковой самолет может пролететь такое расстоя-
ние, что намеченный маневр может оказаться неэффективным.
Для ускорения этого процесса на современных самолетах
вводят так называемое непосредственное управление подъемной
силой крыла путем непосредственного воздействия на поток,
обтекающий крыло. Это делают с помощью отклоняющихся нос-
ков крыла (так называемых носовых щитков), интерцепторов
и закрылков с быстродействующим приводом, а также с по-
мощью непосредственного управления пограничным слоем кры-
ла.
Использование этих средств механизации крыла и их эффек-
тивность в свою очередь зависит от высоты и скорости полета
самолета. Поэтому прямое управление подъемной силой крыла
практически невозможно без автоматизации этого процесса.
Обеспечение безопасности полетов современных самолетов
требует проведения целого комплекса мероприятий, невозмож-
ных без их автоматизации. Например, сигнализация летчику и
автоматическое ограничение перемещений органов управления
при выходе самолета на предельно допустимые в полете режи-
мы (по V М, пу, углам атаки, крена и скольжения) с помощью
так называемых автоматов опасных режимов полета. Для по-
вышения безопасности полета вводится автоматическое управ-
ление самолетом на некоторых ответственных режимах полета:
система автоматической посадки; управление полетом на малых
и -предельно малых .высотах; автоматический вывод самолета на
аэродром посадки, автоматическое управление рулением и т. п.
Автоматика обеспечивает также безопасность полета боль-
шой группы самолетов в строю, предупреждает возможности
столкновения самолетов в воздухе.
Управление двигательной установкой современного самолета
тоже должно быть автоматизировано. Точное соблюдение задан-
ной траектории полета требует точного выдерживания скорости
полета, а управление скоростью полета осуществляется измене-
нием тяги двигателей. На самолетах устанавливаются специаль-
ные автоматы тяги, используемые для повышения точности вы-
держивания самолетом заданной траектории при заходе на
посадку, выброске парашютного десанта, сбрасывании грузов и
других маневрах.
В связи с тем, что крылья современных сверхзвуковых само-
летов имеют небольшую толщину, их жесткость оказывается
относительно небольшой. Поэтому в полете могут возникнуть
нежелательные упругие деформации конструкции, возможно
возникновение опасных колебаний. Поэтому в систему управле-
ния самолетом начинают включать специальные автоматы, пред-
отвращающие возникновение излишних упругих деформаций, а
276
также парирующие нежелательные колебания конструкции са-
молета, например, активно борющиеся с флаттером и др.
По этим причинам в систему управления современным само-
летом включают специальную систему автоматического управ-
ления (САУ), обеспечивающую без участия летчика или под его
контролем выполнение следующих функций:
пилотирование самолета по заданному заранее или рассчи-
танному в полете маршруту, на заданной высоте и с заданной
скоростью;
улучшение характеристик устойчивости и управляемости са-
молета;
управление двигательной установкой;
повышение безопасности полета и эффективности применения
самолета.
Современная САУ представляет очень сложный комплекс
устройств, одним из звеньев которого является автопилот. На-
пример, САУ современного сверхзвукового пассажирского са-
молета состоит из шести подсистем:
повышения устойчивости самолета;
балансировки самолета по углу тангажа;
стабилизации угловых движений и траекторного управле-
ния (разворотов, навигации и посадки);
автоматического управления тягой двигателей;
полуавтоматического управления (при пилотировании само-
лета летчиком);
вычисления командных сигналов для взлета и ухода на вто-
рой круг.
Основными требованиями, предъявляемыми к САУ, являются:
обеспечение высокой надежности при небольших габаритах и
массе. Создание современных САУ стало возможным только
вследствие использования высоконадежных составных элемен-
тов, входящих в нее. Замена схем на электронных лампах тран-
зисторными в десятки раз повысила надежность аппаратуры
САУ, это позволило применить многократное резервирование и
дублирование наиболее ответственных подсистем.
С развитием микроминиатюризации и созданием микросхем
на модульных элементах радикально уменьшились масса и габа-
риты оборудования, входящего в САУ, значительно улучшились
характеристики надежности и энергетические характеристики.
САУ современных самолетов постоянно развиваются и совер-
шенствуются, а диапазон выполняемых ею функций непрерыв-
но растет.
ГЛАВА
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ
УСТРОЙСТВ. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
К взлетно-посадочным устройствам (ВПУ) самолета отно-
сятся: приспособления для улучшения взлетно-посадочных ха-
рактеристик самолета (уменьшения длины разбега и пробега,
скорости отрыва и посадки, взлетной и посадочной дистанций)
и система опор самолета, служащая для обеспечения устойчиво-
го передвижения его по земле при взлете и посадке и амортиза-
ции ударов о землю при посадке (шасси).
У сухопутных самолетов для передвижения по земле исполь-
зуются колеса, и тогда шасси называют колесным, или лыжи —
тогда шасси называют лыжным. У гидросамолетов роль шасси
выполняют поплавки или фюзеляжи — лодки, со специально
профилированным днищем.
Взлетно-посадочные устройства самолета должны обеспечи-
вать:
наименьшие взлетно-посадочные скорости;
необходимые ускорения при разбеге и пробеге;
возможность передвижения самолета, руление по земле
(или воде);
достаточную устойчивость и проходимость по аэродрому;
амортизацию ударных нагрузок при посадке и передвижении
по аэродрому.
Конструкция и основные параметры ВПУ оказывают большое
влияние на взлетно-посадочные характеристики самолета. Улуч-
шение этих характеристик у самолетов повышает безопасность
полетов, уменьшает потребные размеры взлетно-посадочных по-
лос и стоимость аэродромов.
Для уменьшения длины разбега и пробега, взлетной и по-
садочной дистанций на самолетах устанавливают:
1)	аэродинамические устройства для уменьшения взлетно-по-
садочных скоростей (см. гл. 5);
“278
2)	устройства для увеличения абсолютных значений ускоре-
ний самолета в процессе взлета и посадки;
3)	устройства для создания вертикальной составляющей
тяги силовой установки.
§ 2.	УСТРОЙСТВА ДЛЯ УВЕЛИЧЕНИЯ
АБСОЛЮТНЫХ ЗНАЧЕНИЙ УСКОРЕНИЙ САМОЛЕТА
В ПРОЦЕССЕ ЕГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Увеличение ускорения /хср.разб самолета при взлете приво-
дит к уменьшению длины разбега и взлетной дистанции, а уве-
личение ускорения /х ср.проб (замедления) при посадке — к
уменьшению длины пробега и посадочной дистанции. Такой вы-
Рис. 11.1. Силы, действующие на самолет при взлете
вод можно сделать, рассмотрев уравнения равноускоренного в
равнозамедленного движения самолета, определяющие длины
разбега и пробега:
Т ____ взл , j _________ пос
^разб	’ ^проб	’
z/хср.разб	^/хсрпроб
Проследим, какими устройствами обеспечивают увеличение
ускорений (замедлений) самолета.
На самолет при разбеге действуют: в направлении движения
сила тяги Р двигателя, а в противоположном направлении си-
ла лобового сопротивления Q и сила трения F колес о поверх-
ность ВПП (рис. 11.1, а).
Ускоряющая сила Р—(Q-}-F) сообщает самолету ускорение
•	P-(Q + F)
-/хср.разб ь	q
С увеличением скорости разбега самолета увеличивается си-
ла лобового сопротивления Q (рис. 11.2), уменьшается сила тре-
ния колес F из-за роста подъемной силы, но сумма Q+F меня-
ется незначительно.
Так как тяга Р двигателя на взлете изменяется незначитель-
279*
самолетах нередко устанавливают
Рис. 11.2. Характер изменения сил, дей-
ствующих на самолет при разбеге:
Q—аэродинамическое сопротивление самолета;
Г—сила трения колес; Q + F—суммарная сила;
Р—сила тяги
но, то движение самолета близко к равноускоренному. Среднее
ускорение зависит от тяговооруженности и может меняться у
самолетов различных типов в достаточно больших пределах.
Рост ускорения в процессе разбега приводит к уменьшению вре-
мени и длины разбега самолета. Поэтому для сокращения дли-
ны разбега, на взлете часто применяют так называемый взлет-
ный (форсированный) режим работы двигателя.
Для значительного уменьшения длины разбега на военных
дополнительные двигатели
одноразового использова-
ния — стартовые ускори-
тели.
В качестве стартовых
ускорителей применяют
главным образом ракетные
двигатели твердого топлива
(РДТТ), подвешиваемые под
фюзеляж или крыло само-
лета и сбрасываемые пос-
ле взлета. В этом случае
значительно повышается тя-
говооруженность самолета
Р~ р + 2Руск COS ауск
G ’
так как тяга ускорителя со-
измерима с силой тяжести
самолета (см. рис. 11.1, б).
Кроме того, вертикальная
составляющая 2Руск sin ауск увеличивает подъемную силу, умень-
шая при этом потребную скорость отрыва самолета.
Для уменьшения силы лобового сопротивления во время раз-
бега на большинстве современных самолетов закрывают створ-
ками отсеки шасси, а щитки, закрылки механизации крыла от-
клоняют на меньшие углы, чем при посадке.
При пробеге самолета сила тяги двигателя Р невелика и зна-
чительно меньше суммы замедляющих сил — силы трения ко-
лес при торможении F и лобового сопротивления Q.
От действия тормозящих сил появляется отрицательное уско-
рение (замедление)
/хср.проб S
F+Q-P
G
Приближенно считаем, что сумма сил (F+Q) на пробеге по-
стоянна, а следовательно, постоянна и величина замедляющего
ускорения.
280
Среднее замедление на пробеге составляет
/хсР.„роб = 2,О-н2,6 м/с2.
Для сокращения длины пробега на самолетах применяют
тормозные колеса, тормозные парашюты, тормозные щитки,
интерцепторы и устройства реверсирования тяги двигателей.
При применении этих устройств происходит торможение дви-
жения самолета за счет силы трения ко-
лес о ВПП, силы аэродинамического со-
противления и силы обратной тяги дви-
гателя (воздушного винта). На рис. 11.3
показаны зависимости относительных
сил торможения от скорости пробега. За
единицу силы торможения (сопротивле-
ния Qo) принято аэродинамическое соп-
ротивление самолета при приземлении
со скоростью 60 м/с.
Учитывая характер изменения тормо-
зящих сил от скорости, на первой поло-
вине пробега применяют аэродинамиче-
ские средства торможения, а далее ис-
пользуют торможение колес и реверс
тяги.
Колесные тормоза. Основной тормозя-
щей силой во второй половине пробега
самолета является сила торможения ко-
лес, благодаря которой длина пробега
сокращается примерно в 2 раза, при этом
кинетическая энергия движения само-
лета превращается в тепловую, рассеи-
ваемую тормозами.
Эффективность торможения колес зависит от состояния ВПП
и ограничивается энергоемкостью тормозов — способностью рас-
сеивать тепловую энергию при больших посадочных скоростях.
Тормозные парашюты. Дополнительным средством торможе-
ния самолета при посадке является тормозной парашют, выпус-
каемый сразу же после касания колесами ВПП.
Этот вид торможения очень эффективен при больших скоро-
стях движения. Площадь тормозного парашюта (или парашю-
тов) выбирается примерно равной половине площади крыла.
Преимуществом парашюта являются его малая масса, неза-
висимость действия от состояния ВПП и способность создавать
большое торможение в начале пробега, когда колесные тормоза
мало эффективны. При скоростях пробега 25—30 м/с парашют
становится неэффективным, и его отцепляют (сбрасывают) от
самолета.
Недостатками парашюта являются его недолговечность
опасность применения при боковом ветре.
V, м/с
Рис. 11.3. Характер из-
менения относительных
сил торможения при
пробеге самолета:
F—относительная сила тормо-
д
. „ колес х
жения колес (Д= —7^---- )
Vo
Q—относительное аэродина-
мическое сопротивление са-
молета; QT~ относительная
сила сопротивления тормоз-
ного парашюта; Р — относи-
тельная реверсивная (обрат-
ная) тяга
)
281
Реверс тяги. В последнее время на пассажирских и военно-
транспортных самолетах стали применять весьма совершенное и
эффективное средство торможения — реверсирование тяги
двигателей или винтов.
Рис. 11.4. Схема работы реверсивного устройства ТРД:
а—прямая тяга; б—обратная тяга; /—лопатки направляющей решетки реверса;
2—ось створок; 3—силовые цилиндры; 4—створки
Максимальная обратная тяга турбореактивных двигателей
(ТРД) может составлять 30—40% прямой тяги, что дает воз-
можность уменьшить длину пробега самолета на 20—25%.
Реверсивное устройство включается при посадке и работает
до полной остановки самолета. Реверс тяги весьма эффективно
Рис. 11.5. Схема работы сервомотора
для перестановки лопастей винтов ВИШ:
/—лопасть; 2—кулиса: 3—поршень
отражается на уменьшении
величины пробега самолета
независимо от состояния по-
верхности аэродрома и на-
правления ветра.
На рис. 11.4 показана
схема работы реверсивного
устройства ТРД. Отклоне-
ние реактивной струи газов
ТРД поизводится створка-
ми 4, которые вращаются на
осях 2, и лопатками направ-
ляющих решеток реверса 1.
Реактивная сила, создавае-
мая отклоненной струей, яв-
ляется обратной (реверсив-
ной) тягой. Поворот ство-
рок осуществляется при по-
мощи силовых цилиндров 3,
соединенных тягами со
створками.
На рис. 11.5 показана схема работы гидравлического порш-
невого сервомотора для перестановки лопастей винта изменяв-
282
мого шага (ВИШ), устанавливаемого на отдельных самолетах с
ТВД. Преобразование поступательного движения поршня 3 во
вращательное движение лопасти 1 производится при помощи ку-
лисы 2.
При некоторых значениях угла установки лопастей ср, окруж-
ной скорости вращения винта и и поступательной скорости V
элементы лопасти винта начнут работать на отрицательных уг-
лах атаки, т. е. на режимах отрицательной тяги.
§ 3.	УСТРОЙСТВА ДЛЯ СОЗДАНИЯ
ВЕРТИКАЛЬНОЙ СОСТАВЛЯЮЩЕЙ ТЯГИ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
4- Г
\ сопло
Рис. 11.6. Самолет с отклоняемым
вектором тяги при взлете и посадке
Для резкого сокращения взлетной и посадочной дистанций
наиболее эффективным средством является применение верти-
кальной составляющей тяги силовой установки, позволяющей
уменьшить потребную для отрыва подъемную силу крыла. Сле-
довательно, и скорость, до которой требуется разогнать самолет
для получения такой подъемной силы, будет меньше, а значит, и
длина разбега до отрыва са-
молета уменьшается. Одна-
ко при таком уменьшении
скорости отрыва приходится
заботиться об обеспечении
достаточной эффективности
органов управления само-
лета. Поэтому на самолетах
с уменьшенной за счет вертикальной тяги скоростью отрыва
чаще всего, помимо обычных аэродинамических рулей, прихо-
дится применять дополнительные струйные (в которых для со-
здания управляющих сил и моментов используются силы реак-
ции вытекающих из специальных сопел струй воздуха или
газов).
Вертикальная составляющая тяги может быть получена от-
клонением реактивных сопел на определенный угол, отклонени-
ем двигателей, установкой дополнительных двигателей в верти-
кальном положении или под углом к оси самолета и др.
По принятой в СССР классификации самолеты с устройством
для создания вертикальной составляющей тяги относятся к са-
молетам укороченного взлета и посадки (СУВП). При наличии
вертикальной составляющей тяги двигательной установки взлет-
ная дистанция может уменьшиться в 3—4 раза, а длина пробега
в 4—5 раз по сравнению с самолетом, имеющим только горизон-
тальную тягу двигателя. На рис. 11.6 показан самолет, у которо-
го при взлете и посадке отклоняется вектор тяги маршевого
двигателя с помощью дефлектора (кольца, расположенного в
области среза сопла двигателя).
283
§ 4.	ШАССИ САМОЛЕТА
НАЗНАЧЕНИЕ ШАССИ И ОСОБЫЕ ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ
Система опор самолета, служащая для обеспечения взлета и
посадки самолета, маневрирования по аэродрому и стоянки при
хранении, называется шасси. Рассмотрим шасси только сухопут-
ных самолетов.
Шасси включают в себя элементы, непосредственно опираю-
щиеся на поверхность аэродрома (колеса, лыжи) и элементы,
передающие нагрузки от них на планер самолета. Для смягчения
и поглощения ударных нагрузок при посадке и маневрировании
самолета в шасси имеются упругие элементы — пневматики ко-
лес и амортизаторы. Для маневрирования самолетом по ВПП
в шасси предусматриваются тормозные и управляющие устрой-
ства.
Почти на всех самолетах шасси убирается в полете. Шасси
самолета должны удовлетворять общим требованиям, предъяв-
ляемым к авиационным конструкциям, а также обладать необ-
ходимой устойчивостью и управляемостью движения самолета
при взлете, посадке и передвижении по аэродрому; эффектив-
ным поглощением и рассеиванием кинетической энергии удар-
ных нагрузок самолета в момент посадки и движения по аэро-
дрому, а также необходимой проходимостью по покрытию аэро-
дрома.
ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
Схема шасси определяется количеством и расположением
опор относительно центра тяжести самолета. В настоящее время
на самолетах применяются следующие схемы шасси:
1)	трехопорное шасси с передней свободноориентирующейся
или управляемой опорой. У самолетов с таким шасси основная
нагрузка приходится на две основные стойки, расположенные
сзади центра тяжести самолета (рис. 11.7, а);
2)	трехопорное шасси с задней ориентирующейся при руле-
нии опорой. Основная нагрузка приходится на две стойки, рас-
положенные впереди центра тяжести (рис. 11.7, б).
3)	двухопорное (велосипедное) шасси со вспомогательными
опорами на концах крыла. У самолетов с шасси этой схемы вся
нагрузка приходится на две стойки, расположенные под фюзеля-
жем впереди и сзади центра тяжести самолета. Задняя стойка,
как правило, является несколько более нагруженной. Передняя
стойка — управляемая (рис. 11.7, в). На концах крыльев уста-
навливаются подкрыльные стойки, предохраняющие от опроки-
дывания на стоянке.
Трехопорное шасси с передней стойкой является наиболее
распространенной схемой на современных военных и пассажир-
ских реактивных самолетах, которая наиболее удачно решает
284
вопросы безопасности при посадке самолета: экипаж самолета
имеет хороший обзор из 'кабины: горизонтальное положение по-
ла создает удобство пассажирам при движении самолета по тер-
ритории аэродрома; струя горячих газов выходит из двигателя
почти параллельно ВПП и не портит ее.
Рис. 11.7. Основные типы шасси:
1—передняя опора; 2—главные опоры; 3—задняя опора; 4—подкрыльные опоры
Недостатком этого типа шасси является несколько большая,
чем у шасси с хвостовой опорой, масса тш= —— =0,034-0,05 и
т
возможность зарывания колеса передней стойки при движении
по слабому грунту, что ухудшает проходимость самолета.
Движение самолета с трехопорным шасси с носовой опорой
оказывается достаточно устойчивым как в продольном, так и в
путевом отношении.
Рис. 11.8. Движение самолета по земле:
а—при вертикальном ударе; б—со сносом
При вертикальном ударе самолета с таким шасси основными
колесами на посадке возникает пикирующий момент, уменьша-
ется угол атаки (и подъемная сила крыла) и самолет не взмы-
вает (рис. 11.8, а) Наличие передней стойки практически устра-
няет опасность переворота самолета через нос (капотирование)
при энергичном торможении или наезде на неровность ВПП.
285
Нарушение направления движения автоматически устраняет-
ся моментом боковых сил трения основных колес относительно
центра тяжести (рис. 11.8, б). Это одно из основных преиму-
ществ этой схемы шасси перед шасси с хвостовым колесом, поз-
воляющее повсеместно применять шасси с носовым колесом на
скоростных самолетах, благодаря которому устранен часто при-
водивший к авариям и катастрофам неуправляемый разворот.
Основные параметры трехопорного шасси (рис. 11.9).
База шасси b выбирается из условия обеспечения хоро-
шей маневренности самолета по
Рис. 11.9. Параметры трехопорного
шасси с носовым колесом
аэродрому и принимается рав-
ной 0,30—0,35 длины фюзеля-
жа. При недостаточной базе
самолет при движении колеб-
лется в вертикальной плос-
кости.
Вынос основных сто-
ек е обычно составляет 0,10—
0,12 базы шасси. При таком
соотношении передняя стойка
легко отрывается при взлете
от грунта.
Угол выноса у основ-
ных стоек. Этот угол прини-
мается на 2—3° больше поса-
дочного угла фпос, что преду-
преждает опрокидывание само-
лета на хвост. Обычно у =
= 12—15°
Ширина колеи В дол-
жна обеспечивать путевую
устойчивость движения самолета. При большой ширине колеи
обеспечивается путевое управление самолетом, но это же делает
его чувствительным к лобовым ударам в колеса. Ширину колеи
принимают 0,15—0,25 размаха крыла для предотвращения боко-
вого опрокидывания.
Зазор между низко расположенными элементами, частями
самолета и землей принимают равным ПО—160 мм при полно-
стью обжатой амортизации шасси.
Трехопорное шасси с задней стойкой применяют только на
нескоростных винтовых самолетах. Такой самолет во время ско-
ростной посадки при энергичном торможении колес или лобо-
вом ударе в главные колеса может перевернуться через них
(скапотировать), а при вертикальном ударе взмыть вверх. Рас-
положение главных колес впереди центра тяжести делает его
движение неустойчивым в путевом отношении.
Сравнивая первые два типа шасси, необходимо заметить, что
шасси с передней стойкой (колесом) обеспечивает путевую ус-
тойчивость, но не обеспечивает продольной устойчивости при
286
движении на основных стойках (колесах). В шасси с хвостовым
колесом — наоборот. Однако продольную неустойчивость летчи-
ки могут преодолеть, а путевую на больших скоростях — нет.
Это и приводит к неуправляемым разворотам при разбеге или
пробеге самолетов с хвостовым колесом.
Двухопорное шасси велосипедной схемы применяют на от-
дельных самолетах, у которых убирать стойки в тонкое крыло
невозможно, а убирать в гондолы под крылом невыгодно из-за
требований аэродинамики. Самолет с таким шасси имеет плохую
поперечную устойчивость, так как стойки не разнесены по раз-
маху крыла, а большая нагрузка на переднюю стойку (40—50%
веса самолета) приводит к плохой проходимости как по грунту,
так и по бетону и затрудняет отрыв от земли передней стойки
при взлете. Поэтому у самолетов с велосипедной схемой шасси
для облегчения взлета применяется «вздыбливание» передней
или «приседание» задней стоек.
Проходимость и устойчивость движения по аэродрому во мно-
гом определяют взлетно-посадочные свойства самолета и воз-
можности передвижения его по земле.
Под проходимостью самолета понимают его способность пе-
редвигаться по грунтовой (бетонной) ВПП и взлетать, не раз-
рушая покрытие полосы. Проходимость самолета с колесным
шасси определяется габаритами, конструкцией и характеристи-
ками колеса (колесных тележек). Для повышения проходимости
тяжелых самолетов часто применяют многоколесные (четыре и
более) тележки шасси. Применение лыжного или колесно-лыж-
ного шасси улучшает проходимость самолета по слабому грунту.
ДЕЛЕНИЕ ШАССИ ПО ТИПУ ОПОР
В зависимости от конструкции элемента, непосредственно
опирающегося на поверхность аэродрома, шасси подразделяют
на колесное, лыжное и колесно-лыжное.
Колесное шасси самое распространенное. Оно обладает хоро-
шими амортизирующими свойствами, обеспечивает высокие уп-
равляемость и проходимость самолета по аэродрому.
Недостатками колесного шасси являются невысокая эксплуа-
тационная живучесть колес, недостаточная энергоемкость колес-
ных тормозных устройств, а также ухудшение проходимости са-
молета при увеличении давления зарядки пневматиков колес.
Лыжное шасси образуется при замене колес лыжами. Оно
снижает давление на поверхность и значительно улучшает про-
ходимость самолета.
При давлении 1,5—2,0 кгс/см2 допускается эксплуатация са-
молета в любое время года с грунтовых аэродромов, а при
давлении 0,2—0,3 кгс/см2 и с малоподготовленных снежных аэро-
дромов. Определяющим недостатком этого типа шасси являют-
ся плохие тормозные свойства, затруднение в обеспечении ма-
287
невренности самолета по аэродрому, а также невозможность
уборки лыж.
В колесно-лыжном шасси одновременно используются полез-
ные качества колесного и лыжного шасси.
Такое шасси образуется установкой рядом с колесом лыжной
приставки (рис. 11.10) или между колесами тележки небольшой
подъемной лыжи.
Рис. 11. 10. Конструктивная схема колесно-
лыжного шасси:
/—стойка; 2—колесо; 3—гидроподъемник; 4—лыжа;
5—предохранительный трос; 6—двухзвенник; 7—
стабилизатор
Колесно-лыжное шасси допускает эксплуатацию самолетов
на колесах (на аэродроме с твердым покрытием) и на лыжах
или совместно на лыжах и колесах (на аэродроме с мягким
грунтом или снежным покрытием), обеспечивая возможность
достаточного торможения движения колесными тормозами и ма-
невренность самолета при его передвижении по аэродрому.
§ 5.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ШАССИ
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВНЕШНИХ НАГРУЗОК
При движении самолета по аэродрому на все стойки шасси
действуют опорные нормальные реакции Ргл и >°пер и касатель-
ные силы — силы трения Ггл иРПер (см. рис. 11.1).
Величина сил трения зависит от нагрузки на колесо, состоя-
ния и вида покрытия ВПП.
В процессе разбега при достижении определенной скорости с
помощью руля высоты переднюю стойку отрывают от ВПП, при
этом резко увеличивается угол атаки, подъемная сила крыла
возрастает и разгружает стойки. При отрыве Y=G и нагрузки
на стойки шасси равны нулю. Нагрузки, действующие на шасси
при взлете, невелики, поэтому прочность элементов шасси обыч-
но не определяют.
При посадке в начале пробег самолета совершается на ос-
новных колесах при большой скорости и на большом угле атаки.
Э'Ьим полнее используется аэродинамическое торможение для
гашения посадочной скорости и разгрузки шасси.
288
Во время пробега начинается торможение самолета устрой-
ствами для уменьшения длины разбега и пробега, взлетной и по-
садочной дистанций. После опускания передней стойки подъем-
ная сила крыла резко падает и всю нагрузку воспринимает шас-
си. Вертикальная нагрузка на главные стойки определяется зна-
чением вертикальной скорости опускания центра тяжести само-
лета Vy.
Так как самолет в момент касания земли основными колеса-
ми начнет опускать нос, то это увеличивает скорость опускания
передней стойки и на нее в этом случае могут подействовать
слишком большие нагрузки.
При наезде колесами на неровности грунта (стыковки плит
искусственного покрытия ВПП), а также при посадке с нерас-
крученными колесами могут возникать передние удары.
При посадке самолета со сносом главные колеса нагружают-
ся еще и боковыми горизонтальными силами реакций и fa.
При этом внутренняя стойка, в сторону которой происходит*
скольжение, нагружается больше, поскольку на нее действует
дополнительная сила, с помощью которой уравновешивается мо-
мент боковых сил (см. рис. 11.11, в).
рэ=2_ . Rth
1	2 ' В
Большие боковые нагрузки па шасси могут также возникать
при резких разворотах самолета на большой скорости с малым
радиусом.
Таким образом стойки шасси при взлете, посадке и движении
самолета по аэродрому нагружаются различными внешними
нагрузками, величина которых зависит от многих факторов. По-
этому расчетные нагрузки, действующие на шасси, специально
задаются нормами прочности самолетов, учитывающими все
возможные случаи нагружения.
ОСНОВНЫЕ РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ ШАССИ
Для каждого расчетного случая нагружения шасси в соот-
ветствии с нормами прочности задаются направлением внешней
нагрузки на стойку, коэффициентом эксплуатационной перегруз-
ки шасси ишэ и коэффициентом безопасности f.
Величины нагрузок определяют по следующим формулам.
Стояночные нагрузки для трехопорного шасси с передней
стойкой, (см. рис. 11.9):
главная стойка Рсг,гл = 0,5С —~ g ;
ь
передняя стойка Рст>пер=(?—.
ъ
10	2659
269
Внешние нагрузки для главной стойки:
эксплуатационная нагрузка Рэ = ишэРсттл;
расчетная нагрузка Pv=fP\
Коэффициент безопасности принимают несколько меньшим,
чем для узлов крепления шасси к самолету, для того чтобы при
ненормированных нагрузках на шасси при посадке не разру-
шать конструкцию самолета.
Рассмотрим характерные расчетные случаи, соответствующие
наиболее тяжелым случаям нагружения шасси в процессе экс-
плуатации.
а)
Рис. Нагрузки на шасси при движении самолета по ВПП:
а—случай £ш; б—случай Gm; в—случай
Случай Еш — грубая посадка с максимально допустимым зна-
чением вертикальной скорости t^max называется вертикальным
ударом (рис. 11.11, а). На главные стойки действуют макси-
мальнодопустимые вертикальные нагрузки Р?Е = /п3ЕР^,гл-
Допустимые значения коэффициента эксплуатационной пере-
грузки пЕ*\
для самолетов истребителей	2,5—3,5
для бомбардировщиков, пассажирских и транспортных самолетов 2,0—2,5
Случай Ош — передний удар в колеса обеих главных стоек
(рис. 11.11, б). На стойку действует сила PG, которая дает вер-
тикальную и горизонтальную составляющие. Для расчетов при-
нимают, что сила/эр =Рр приложена к центру колеса спереди
И снизу под углом а.
Случай /?ш. Действие на стойку максимальной боковой силы
(боковой удар) (рис. 11.11, в).
При посадке со сносом принимают следующее распределение
внешней нагрузки между главными стойками:
внутренняя стойка (в сторону сноса)
вертикальная нагрузка P? = (),6nvRG
боковая нагрузка Р^р^Рр
29Q
внешняя стойка
вертикальная нагрузка Pp = 0,4/z^O
боковая нагрузка ^?2=Цбок^2р.
Допустимые значения:
коэффициента эксплуатационной перегрузки плэ=1,5;
коэффициента трения скольжения Цбок = 0,20.
При определении нагрузок на переднюю стойку принимают
коэффициент эксплуатационной перегрузки основного расчетного
случая п£э = 44-5 и коэффициент безопасности f= 1,65.
§ 6. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ СТОЕК
Совокупность всех элементов, передающих нагрузки от ко-'
лес к планеру самолета, называется стойкой шасси.
В зависимости от назначения, характера нагружения и вьр
полняемой работы различают следующие основные элементы
стойки:
силовые элементы, элементы кинематики и управления й
амортизирующие устройства; отдельные элементы стойки могу г
выполнять как те, так и другие функции.
Рассмотрим работу элементов стойки шасси на примере пе-
редней стойки самолета Як-40 (рис. 11.12).
Силовые элементы воспринимают и передают внеш-
ние нагрузки на планер самолета. К ним относятся цилиндр
амортизационной стойки 7, подкос со звеньями 2 и 4 (с фикса-
цией замком 5), вилка колеса 9 и узлы крепления стойки к фю-
зеляжу.
Элементы кинематики и управления производят
подъем и выпуск стойки и поворот колеса. Уборка и выпуск
производятся гидроподъемником 6.
В выпущенном положении стойка удерживается складываю-
щимся подкосом 2 и 4 и фиксируется замком 3. После уборки
стойка фиксируется замком 1. Поворот колеса производят гид-
равлические цилиндры поворота 8.
Амортизирующие устройства (амортизационная стой-
ка 7, пневматик колеса 9, гасители колебаний 8, совмещенные с
цилиндром поворота) поглощают и рассеивают энергию ударов
самолета о землю, уменьшают действующие нагрузки и препят-
ствуют возникновению колебаний при посадке и движении само-
лета.
СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
Взаимное расположение основных силовых элементов, отно-
сительно стойки, образует ее силовую схему.
Силовая схема (и конструкция) стойки в основном опреде-
ляется внешними нагрузками, компоновкой шасси на самолете,
кинематикой уборки и выпуска шасси и др.
10*
291
Наиболее распространенными схемами являются балочная
консольная, подкосная и ферменно-балочная.
Балочное консольное шасси представляет собой консольную
балку (стойку), заделанную верхним концом в узле на планере
самолета, а на нижнем конце ее подвешено колесо.
Если на нижнем конце такой стойки приложено произвольно
направленная сила, то под действием ее составляющих Р, Т> R
стойка сжимается и изгибается в двух плоскостях (рис.
11.13, а). Изгибающие моменты увеличиваются к месту задел-
ки и при большой длине стойки становятся значительными. Кро-
ме того, такой вид закрепления стойки не обеспечивает ей
жесткость в продольном и поперечном направлении, что способ-
ствует появлению различных колебаний при движении самолета
по аэродрому. Поэтому шасси данной схемы применяются на
небольших нескоростных самолетах.
Если консольную стойку подкрепить подкосом (обычно уста-
навливается подкос-подъемник), то образуется балочная подкос-
ная схема (рис. 11.13, б). В такой схеме верхняя часть стойки
292
разгружается от изгибающего момента, создаваемого силой Т
за счет момента от горизонтальной составляющей реакции под-
коса — 5п.г^1- При установке бокового подкоса происходит ана-
логичная разгрузка стойки от момента, создаваемого баковой
силой /?.
На практике нередко, особенно на легких самолетах, уста-
навливают один подкос, но располагают его под острым углом
Рис. 11. 13. Схема нагружения элементов балочного шасси:
а—балочная консольная схема; б—балочная подкосная схема
к плоскости симметрии самолета. Шасси, выполненное по этой
схеме, получается меньшей массы и большей жесткости, чем кон-
сольное при равных нагрузках.
В настоящее время подкосно-балочная конструкция шасси
является наиболее распространенной на самолетах различных
типов.
Если стойку подкрепить в разных плоскостях несколькими
подкосами-стержнями, то можно образовать пространственную
ферменно-балочную конструкцию, что дает возможность значи-
тельно уменьшить величину изгибающих моментов, действующих
на стойку, и увеличить жесткость конструкции.
Ферменно-балочные шасси довольно широко применяют на
тяжелых самолетах при многоколесных главных и передних
стойках шасси.
293
Как показано на рис. 11.14, подкосы стойки работают на
сжатие от силы Р и на растяжение и сжатие от силы R.
При графическом сложении в точке О усилий в подкосах Sn
получим, что их горизонтальные составляющие 5П.Г действуют в
Рис. 14. Схема нагружения элементов шасси ферменно-
балочного типа
одну сторону, создавая в заделке траверсы стойки изгибающий
момент М =—2Sn_rh.
Этот момент значительно разгружает верхнюю часть стойки,,
что приводит в итоге к уменьшению массы конструкции.
КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ СТОЕК
Характер силового нагружения стойки зависит от того, где
конструктивно размещен амортизатор и как подвешено колесо
к нижней части стойки. В зависимости от способа крепления
колеса (или тележки колес) различают стойки телескопические,
полурычажные и рычажные.
В телескопической стойке амортизатор размещен внутри
стойки, а ось колеса неподвижно укреплена на конце штока
(рис. 11.15, а), что обеспечивает рациональное использование
внутреннего объема, компактную конструкцию. Основным сило-
вым элементом, передающим нагрузки от колеса к планеру
самолета, являются стойка и амортизатор 1. Для передачи кру-
тящего момента, со стороны колеса, служит двухзвенник 4. Пе-
ремещение оси колеса \у равно обжатию амортизатора ASaM;
V	Ду
передаточное число стоики	—-—при действии внешних нагру-
Д*$ам
зок не меняется. В таком же соотношении находятся усилие в
амортизаторе Рам и вертикальная нагрузка на колесо Р, т. е.
_£ам_
Т Р
Поперечные нагрузки, приложенные к штоку 3, вызывают из-
гиб штока, реакции на его опорах (силы прижатия поршня и
294
букс Л?1, Т?2) и силы трения поршня и букс Л и F2. Несимметрич-
ное нагружение штока ухудшает условия работы уплотнений
амортизатора.
Телескопические стойки устанавливают на самолетах, экс-
плуатируемых на бетонных и хорошо укатанных ВПП.
У стоек с рычажной подвеской колеса нагрузки с колеса на
шток амортизатора передаются через промежуточный подвиж-
ной элемент — рычаг 5.
Рис. 15. Передача нагрузок по элементам стоек в различных схемах:
а—телескопическая; б—рычажная с вынесенным амортизатором; в—рычажная с встроен-
ным амортизатором; г—полурычажная с встроенным амортизатором; 1—стойка; 2—пор-
шень и букса; 3—шток; 4—двухзвенник; 5—рычаг; 6—шатун; 7—амортизатор; 8—подвиж-
ное звено (серьга); 9—двойной шарнир
При этом ось колеса, неподвижно укрепленная на конце ры-
чага, может перемещаться по отношению к стойке при поворо-
те рычага за счет обжатая амортизатора. Такая стойка может
амортизировать не только вертикальные, но и передние удары.
Перемещение оси колеса Д//Оси из-за наличия рычага полу-
чается больше обжатия амортизатора ДЗам, и передаточное от-
ношение стойки ф меняется по ходу обжатия. Практически пере-
даточное отношение принимается равным ф = 2-?3. В схеме с
вынесенным амортизатором (рис. 11.15, б) стойка от лобовых и
поперечных нагрузок работает на изгиб, а амортизатор только
на сжатие (растяжение) Отсутствие сил прижатия букс и сил
трения в буксах обеспечивает благоприятные условия для рабо-
ты уплотнений амортизаторов. Поэтому давление зарядки азо-
том амортизатора в этой схеме может составлять до 100 кгс/см2
и более против 30—40 кгс/см2 в телескопических стойках.
Рычаг подвески колеса является сильно нагруженным эле-
ментом, передающим на стойку изгибающие и крутящие момен-
ты и силу сжатия.
295
Такие стойки устанавливают на самолеты, эксплуатирующие-
ся с плохо подготовленных аэродромов.
При переезде колеса через неровности возникают лобовые
силы, которые вызывают обжатие амортизатора и перемещение
колеса вверх, что способствует плавному 'преодолению неровно-
стей.
В стойке с внутренним амортизатором (рис. 11.15, в) как и в
телескопической, цилиндр, являющийся одновременно и стойкой,
работает на изгиб.
Шток также работает на изгиб, хотя в меньшей степени, чем
в телескопической стойке.
Только в полурычажной схеме со встроенным амортизатором
(рис. 11.15, г) шток последнего не работает на изгиб в плоско-
сти колеса благодаря применению подвижного рычага 5 и серь-
ги 8.
Рассмотрим типовые конструкции стоек шасси.
На рис. 11.16 показана главная стойка подкосно-балочной
конструкции с рычажной подвеской колеса и вынесенным амор-
тизатором самолета-истребителя. Стойка 5 шарнирно крепится
на крыле (вид Л) и подпирается подкосом-подъемником 12.
Стойка представляет собой толстостенный цилиндр из стали
ЗОХГСНА. Верхний узел стойки 11 имеет развитую базу, что
обеспечивает жесткость крепления стойки на крыле. К стойке
с помощью вильчатых ушков крепится верхний кардан аморти-
затора Р, рычаг 3 и шкворень подкоса-подъемника 12.
Амортизатор жидкостно-газового типа соединяет стойку и
рычаг посредством двойных шарниров, что исключает нагруже-
ние его боковыми силами со стороны полувилки колеса. Рычаг
вместе с полуосью колеса 1 образует полувилку, на которой под-
вешивается тормозное колесо 2.
Гидравлический поршневой подъемник служит для уборки и
выпуска главной стойки и выполняет роль силового подкоса,
для чего имеет внутри шариковый замок выпущенного поло-
жения.
На рис. 11.17 показана главная стойка тяжелого самолета
ферменно-балочной конструкции с колесной тележкой.
Стойка 2 на цапфах траверсы 4 шарнирно крепится к кры-
лу, подпирается задним лобовым подкосом 9 и двумя боковыми
подкосами-раскосами 3.
Траверса воспринимает со стойки и боковых подкосов вер-
тикальные и боковые усилия и крутящий момент.
Задний лобовой подкос усиленной трубчатой конструкции.
Нижним концом подкос крепится к цилиндру стойки 2 с по-
мощью кардана, а верхним — к серьге 7, которая запирается
в замке выпущенного положения 6.
Боковые подкосы изготовлены из стальных труб. На кон-
цах подкосов приварены наконечники, которыми они крепятся
к ушкам на цилиндре и траверсе. Гидроподъемник 8 служит
296
только для выпуска и уборки стойки шасси. Двухзвенник 10 из-
готовлен из двух стальных штампованных звеньев и закреплен
шарнирно на штоке и цилиндре.
На конце штока амортизатора шарнирно подвешена четы-
рехколесная тележка. Силовую часть тележки (рис. 11.17, б)
составляет рама 13, выполненная в виде трубы, сваренной из
трех горячештампованных частей.
Рис. 11. 16. Главная стойка подкосно-балочной конструкции с рычажной под-
веской колеса:
а—стойка; б—вид на стойку со снятым колесом; /—ось колеса; 2—колесо; 3—рычаг;
4—буксировочное ушко; 5—стойка; б—лонжерон; 7—узел подвески стойки; 8—полуось под-
вески стойки; 9— амортизатор; 10—серьга подвески стойки в убранном положении; 11—
верхний узел стойки; 12— подкос-подъемник; 13—механический указатель положения
стойки шасси; 14—замок убранного положения
Посредине рамы расположен мощный узел с проушинами 14
для крепления ее к штоку, а на концах проушины 19 — для
осей тормозных колес 20.
В конструкции тележки предусмотрен механизм передачи
тормозного момента, обеспечивающий равномерное нагружение
колес при движении и торможении самолета. Механизм состоит
из заднего и переднего тормозных рычагов 17, нижних 16 и
верхних 18 тормозных тяг. Тормозные рычаги жестко соедине-
ны с корпусами тормозов колес, установленных свободно на
297
осях 20. Стабилизирующий амортизатор 11 соединяет тележку
со штоком амортизатора, выполняет роль ее демпфера при дви-
жении самолета по аэродрому, при взлете удерживает тележку
параллельно продольной оси самолета и при уборке поворачива-
ет ее так, что передние колеса приближаются к стойке, а зад-
ние — составляют ее продолжение.
zO
стойка
Рис. 11. 17. Главная
ферменно-балочной конструк-
ции с колесной тележкой:
а—главная стойка; б—тележка стой-
ки; /—амортизатор; 2—стойка; 3—
подкосы; 4—траверса; 5—штанга;
6—замок выпущенного положения;
7—серьга; 8—гидроподъемник; 9—
задний лобовой подкос; 10—двух-
звенник; //—стабилизирующий амор-
тизатор; 12—тормозное колесо; 13—
рама; 14—узел подвески тележки;
/5—детали крепления колеса; /6—
нижняя тормозная тяга; 17—тормоз-
ной рычаг; 18—верхняя тормозная
тяга; 19—проушина рамы; 20—ось
тормозного колеса; 2/—тяга
11
12
Передние стойки шасси состоят из тех же элементов, что и
главные стойки, но имеют ряд характерных особенностей в кон-
струкции.
Эти особенности в первую очередь связаны с условиями на-
гружения и работы передних стоек и креплением их к самолету.
Колеса передних стоек на легких самолетах — часто, а на
тяжелых — практически всегда могут разворачиваться относи-
тельно оси стойки (на угол до ±50—55°), обеспечивая путевое
управление от педалей летчика, при движении самолета по
земле.
298
Наряду с этим колеса передних стоек, как правило, выпол-
нены самоориентирующимися относительно оси стойки, чем обес-
печивается реализация весьма важного свойства схемы трех-
опорного шасси с носовой стойкой — путевой устойчивости при
движении по земле.
Передние стойки снабжены также специальным механизмом
установки колес в направлении полета (в нейтральное положе-
ние) при отрыве самолета от земли в процессе уборки. Этим
обеспечивается возможность уборки передней стойки в предус-
мотренное внутри фюзеляжа пространство и совпадение плоско-
сти вращения колеса при посадке с направлением движения
самолета.
Применение самоориентирующихся колес передних стоек
привело к появлению нового не встречающегося ранее вида
самовозбуждающихся колебаний передней стойки, получившего
название «шимми».
Эти колебания, вызываемые взаимодействием сил трения
катящегося и поворачивающегося относительно оси стойки са-
моориентирующегося колеса и сил упругости стойки, при росте
скорости самолета на ВПП быстро увеличиваются по амплитуде
и легко приводят к разрушению стойки (подробнее см. гл. 12).
Поэтому в конструкциях передних стоек предусматриваются
устройства для борьбы с этим явлением, называемые демпфе-
рами «шимми». Часто эти устройства конструктивно совмеща-
ются с цилиндром управления разворотом стойки (см. рис. 11.2)
Кроме того, для повышения критической скорости возникно-
вения колебаний «шимми» ось колеса размещается позади оси
передней стойки (предусматривается «вынос» колеса).
Рассмотрим устройство передних стоек шасси.
На рис. 11.18 представлена передняя стойка магистрального
самолета Ту-134, выполненная по ферменно-балочной схеме с
элементами системы управления поворотом колес.
Передняя опора самолета состоит из телескопической амор-
тизационной стойки Л спаренных колес 14, поворотно-демпфи-
рующего устройства (поз. 19, 17, 16), двухзвенника 12, заднего
складывающегося подкоса 8 и 10, механизма распора 9, гидрав-
лического цилиндра уборки и выпуска стойки 7 и др.
Посредством цапф на кронштейнах 4 амортизационная стой-
ка 1 шарнирно закрепляется на продольных балках фюзеляжа
и подпирается задним складывающимся подкосом 8, 10.
Складывающийся подкос выполняет роль силового элемента
при выпущенной стойке и кинематического — при уборке стойки
гидравлическим подъемником.
Механизм распора 9 (силовой гидравлический цилиндр с си-
ловыми пружинами) удерживает складывающийся подкос в рас-
прямленном состоянии и обеспечивает устойчивость его при дей-
ствии сжимающих продольных усилий.
299
Поворотно-демтфирующее устройство служит для управле-
ния поворотом колес, а также для гашения их колебаний при
движении самолета то ВПП. Управление поворотом колес проиЗ’
водится при помощи педалей ножного управления 3' самолетом
совместно с управлением рулем направления.
Рис. 11. 18. Передняя стойка ферменно-балочной конструкции и элементы
системы управления поворотом колес:
/—амортизационная стойка; 2—боковые подкосы; 3—педали ножного управления само-
лета с тягами; 4—кронштейны; 5—золотниковый распределитель гидроцилиндра; 6—зо-
лотниковый пульт управления поворотом колес; 7—гидравлический цилиндр подъема
и выпуска стойки; 8—верхнее звено подкоса; 9—механизм распора; 10—нижнее звено
подкоса; // — рычаг; 12 — двухзвенник; 13 — поворотный хомут; 14 — колеса; /5 — шток
амортизатора; /^ — горизонтальная тяга: /7 — вертикальная тяга; 18 — вал гидропривода
поворота колес; 19 — гидропривод; 20 — кран переключения; 2/— жиклер
300
Для поворота колес, например, вправо, жидкость АМГ-10 под
давлением 210 кгс/см2 поступает в среднюю полость корпуса
гидропривода 19 (по стрелке), поршни перемещаются и через
кривошипношатунный механизм поворачивают вал гидропри-
вода 18.
Крутящий момент с вала передается на вертикальную тягу
17, а от нее на горизонтальную тягу 16, закрепленную на ци-
линдре амортизационной стойки. Перемещение горизонтальной
качалки вызывает поворот хомута 13, который с помощью двух-
звенника 12 поворачивает колеса относительно неподвижной
амортизационной стойки вправо.	,
Двухзвенник служит также для передачи крутящего момен*
та от колес к поворотно-демпфирующему устройству при вос+
приятии боковой нагрузки.
Энергия колебаний колес гасятся благодаря гидравлическому
сопротивлению при перетекании жидкости из одной полости
гидропривода в другую через малое сечение жиклера 21.
Кран переключения 20 служит для переключения режимов
управления и самоориентирования колес.
Передняя стойка пассажирского самолета Як-40 (см. рис.
11.12) тоже управляемая с демпфирующим устройством для га-
шения колебаний колеса (управляется от педалей ножного уп-
равления). Поворот колеса производят гидравлические цилинд-
ры 8, установленные на стойке 7, штоки которых шарнирно сое-
динены с кронштейном на подвижной нижней части стойки
(амортизаторе).
При отключенном управлении поворотом колеса цилиндры
поворота начинают работать как гидравлические гасители коле-
баний поршневого типа.
Конструктивно-силовая схема шасси принципиальных отли-
чий от ранее приведенных схем не имеет.
Для предохранения конструкции крыла или фюзеляжа от
повреждений о поверхность ВПП при неправильной посадке
(взлете) или на стоянке при загрузке задних багажников или
салонов самолета, имеющего слишком заднюю центровку, суще-
ствуют дополнительные опоры.
К дополнительным опорам самолетов относят подкрыльные
стойки самолетов, имеющих велосипедное шасси, и предохрани-
тельные хвостовые опоры самолетов с передней стойкой шасси.
Подкрыльные стойки выполняются по балочной схеме. Стой-
ка обычно телескопического типа, с большим ходом амортиза-
тора, с колесом, установленным на конце штока или на рычаге.
Убирают стойку в гондолу на крыле или в крыло. Конструк-
ция хвостовых опор более разнообразна.
На легких самолетах опоры (небольших размеров с газово-
жидкостным или пружинным амортизатором) устанавливают в
подфюзеляжный гребень. Иногда функции опор выполняют греб-
ни, для чего их делают жесткими и съемными.
301
На тяжелых самолетах предохранительные опоры, обычно
балочного консольного типа, с жидкостно-газовыми амортизато-
Рис. 11.19. Схема размещения предо-
хранительной опоры на пассажирском
самолете:
А—отсек хвостовой опоры
рами. Опоры убирают и вы-
пускают синхронно с шасси
самолета.
На рис. 11.19 показана схе-
ма размещения предохрани-
тельной опоры с амортизаци-
онной стойкой и двумя ориен-
тирующимися колесами на са-
молете Ил-62. При выпущен-
ной опоре обеспечивается на-
дежная устойчивость самоле-
та при любой последователь-
ности загрузки багажников
или салонов и управление
незагруженным самолетом при
движении по аэродрому (при
повышении давления в опоре).
При взлете и посадке предох-
ранительная опора находится
в убранном положении.
УБОРКА И ВЫПУСК ШАССИ
Главные стойки шасси на легких самолетах обычно убира-
ются в крыло или частично в крыло и фюзеляж, а на тяжелых
самолетах в специальные гондолы на крыле, на борту фюзеля-
жа или в фюзеляж. Передние стойки убираются ® носовую часть
фюзеляжа.
На рис. 11.20 и 11.21 представлены схемы уборки стоек шас-
си различных самолетов соответственно главных и передних.
Убранное положение шасси определяется в большей степени
общей компоновкой самолета, наличием свободного объема внут-
ри планера, расположением его силовых элементов и др.
Убирают стойки вращением их в основном относительно од-
ной оси и редко относительно двух-трех осей (уборка с разво-
ротом). Колесные тележки практически всегда, а теперь нередко
и колеса при убирании поворачиваются относительно стойки, так
чтобы в убранном положении занимать наименьший объем. На
рис. 11.22 представлена кинематическая схема уборки главной
стойки шасси с движением ее назад и поворотом тележки.
При уборке жидкость из гидросистемы поступает в подкос-
цилиндр 6 уборки и выпуска шасси.
Шток 1подкоса-цилиндра, выдвигаясь, убирает амортизаци-
онную стойку 7 в отсек гондолы шасси. При этом тележка по-
ворачивается на 180° вокруг оси подвески и помещается над
302
Рис. 11.20. Основные схемы уборки главных стоек шасси:
а—колеса убираются в фюзеляж, главные стойки крепятся к крылу;
б—шасси убираются в крыло; в—шасси убираются в фюзеляж
Рис. 11.21. Основные схемы
уборки передней стойки
шасси:
а—против полета: б—по полету
303
Рис. 11.22. Кинематическая схема уборки главной стойки шасси:
/—тормозное колесо; 2—тележка; 3—упругая тяга (двойная пружина одностороннего
действия); 4—качалка; 5—стабилизирующий амортизатор (^зарв13° кгс/см2); 6—под-
кос-цилиндр уборки и выпуска шасси; 7—амортизационная стойка
I ОЬдоды (р^зеляжа
I у задней, стойка
Рис. 11.23. Схема уборки
шасси тяжелого транс-
портного самолета:
а, б—главные стойки; в—пе-
редняя стойка
304
амортизационной стойкой. В убранном положении стойка фик-
сируется замком убранного положения.
Схемы уборки передних стоек менее сложны. На большинст-
ве самолетов передние стойки убираются в носовую часть фю-
зеляжа движением вверх — вперед (против потока), реже
вверх — назад. В аварийном случае способ вверх — вперед
обеспечивает выпуск передней стойки под действием ее силы
тяжести и скоростного напора потока воздуха.
На рис. 11.23 показан пример уборки шасси тяжелого
транспортного самолета. Главные стойки (по три с каждой
стороны) убираются назад с поворотом на 90° в боковые гондо-
лы шасси, а передняя стойка вперед — вверх.
В крайних положениях (убранном и выпущенном) стойки
должны жестко фиксироваться для предотвращения складыва-
ния при движении самолета по аэродрому или самопроизвольно-
го выпадания стоек при действии перегрузок в полете.
Фиксация стойки в'выпущенном положении осуществляется
посредством специальных механических замков (рис. 11.12 поз.
3 и рис. 11.17 поз. 6) или гидравлических замков цилиндров-
подъемников.
В убранном положении фиксировать стойку проще всего
механическими замками бомбового типа, установленными на
силовых элементах планера (рис. 11.12 поз. Л рис. 11.16 поз. 14).
Уборка и выпуск шасси производятся специальными сило-
выми системами (см. гл. 14) за 10—15 с, плавно без больших
ударных нагрузок.
Для контроля фиксированных положений стойки в кабине ус-
тановлены световая электрическая сигнализация и механиче-
ские указатели на крыле, фюзеляже (рис. 11.16 поз. 13).
После уборки стоек в вырезы в крыле (гондоле, фюзеляже)
под шасси они закрываются створками с помощью специальных
подъемников и удерживаются замками, створок.
§ 7. АВИАЦИОННЫЕ КОЛЕСА
УСТРОЙСТВО КОЛЕСА И ЕГО НАЗНАЧЕНИЕ
Основными частями колеса являются (рис. 11.24): барабан 1,
авиашина-пневматик 8 и тормозное устройство поз. 9, 7, 19, 2
и др.
Носовые колеса легких самолетов, а также колеса, устанав-
ливаемые на подкрыльные и задние предохранительные опоры,
обычно не имеют тормозов. У скоростных самолетов передние
колеса, как правило, выполняются тормозными.
Барабан колеса изготовляют литым из магниевого, алюми-
ниевого или титанового сплавов, что обеспечивает прочность и
жесткость при малой массе.
Барабан нагружается большими радиальными силами и под-
вергается значительному тепловому нагреву при торможении.
305
Отвод тепла от тормозов обеспечивается высокой теплоемкостью
материала барабана и наличием ребер для охлаждения на его
Рис. 11.24. Устройство колеса с дис-
ковым тормозом:
/—барабан; 2—узел растормаживания; 3—
фланец тормозного рычага; 4—головка
штока амортизационной стойки; 5—шестер-
ни привода датчика автомата торможения;
6—датчик автомата торможения; 7—тормоз-
ной цилиндр;	8—авиашина-пневматик;
9—металлокерамические диски; 10—диско-
вый тормоз; 11—сальник; 12—ось; 13—рас-
порная втулка; 14—гайка; 15, 2/—щитки;
16—шпонка; 17—съемная реборда; 18—креп-
ление биметаллических дисков; 19—прижим-
ной диск; 20—зажим втулки регулятора
зазора
поверхности. Колесо на оси
12 вращается на .подшипни-
ках. Для удобства монтажа
пневматика реборду 17 де-
лают съемной.
Пневматик 8 состоит из
покрышки и камеры, накачи-
/7 ваемой воздухом, или толь-
ко покрышки в бескамерном
72 колесе. Покрышка имеет си-
ловой каркас (корд), выпол-
ненный из ряда слоев капро-
новых или нейлоновых ни-
15 тей. Защитным слоем ее яв-
ляется протектор из высоко-
прочной вулканизирован-
ной резины. Заряжают пнев-
матик воздухом через шту-
77 цер с ниппелем. В работе
колесо сильно нагружается.
Пневматик испытывает де-
формацию растяжения от
действия внутреннего давле-
ния воздуха и центробежных
сил при качении колеса. По-
крышка испытывает знако-
переменный изгиб при ка-
чении и сдвиг при тормо-
жении.
Авиационные колеса по
типу применяемых пневма-
тиков (сечению) делятся на
полубаллонные с предель-
ным давлением зарядки ро=
= 5 кгс/см2, арочные — р0 =
= 7 кгс/см2; высокого давле-
ния ро= 15 кгс/см2 и сверх-
высокого давления р0>
> 17 кгс/см2.
Габариты колес характе-
ризуются шириной (диамет-
ром) d пневматика и наружным диаметром D колеса.
Удельное давление колеса на грунт равно, примерно, внут-
реннему давлению в нем, поэтому с увеличением внутреннего
давления ухудшается проходимость самолета. Для получения
хорошей проходимости давление в пневматиках должно быть не
306
более 3—3,5 кгс/см2 для мягкого и мокрого грунта и 5—6 кгс/см2
для ‘сухого грунта.
Авиационные колеса должны обеспечивать хорошую прохо-
димость самолету, маневрирование самолета по аэродрому при
пользовании тормозами колес и амортизацию ударов при по-
садке, движении самолета.
Тормоза колес должны обеспечивать плавное и быстрое тор-
можение и растормаживание. Иметь значительные тормозные
моменты при малых габаритах и массе и обладать достаточной
энергоемкостью для поглощения и рассеяния кинетической энер-
гии самолета при его торможении.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОЧНОСТИ КОЛЕС.
ПОДБОР КОЛЕС К ПРОЕКТИРУЕМОМУ САМОЛЕТУ
При статической радиальной нагрузке колеса происходит об-
жатие пневматика и работу, совершенную пневматиком, можно
изобразить диаграммой (рис. 11.25), характеризующей его амор-
Рис. 11.25. Диаграмма работы пневматика
тизациояные свойства. На диаграмме P=f(b) характерной точ-
кой является Рразр.рад — разрушающая радиальная нагрузка
колеса. Остальные значения сил Р зависят от соответствующих
им обжатия д и начального давления pQ: Sn.o, Рп.о — полное об-
жатие (пневматика и соответствующая нагрузка: бтах = 0,95бп.о,
Ртах — максимально допустимое обжатие и максимально до-
пустимая нагрузка в эксплуатации; 6Ст, Per — обжатие н нагруз-
ка при стоянке самолета на земле.
307
Графически максимальная работа, поглощенная пневмати-
ком в процессе обжатия, определяется площадью диаграммы
^i!h~
0,9
*max врпах
2
где коэффициент 0,9 учитывает отличие заштрихованной пло-
щади диаграммы от площади треугольника.
Поглощенная пневматиком работа затрачивается на сжатие
в нем воздуха и деформацию покрышки и практически почти
вся эта работа отдается при распрямлении обратно.
Способность колеса воспринимать нагрузки характеризуется
коэффициентом грузоподъемности
и	^тах
/4гр —
Рст
В табл. 7 приведены характеристики авиаколес, которыми
можно пользоваться при расчете амортизации шасси.
При подборе колес к проектируемому самолету надо вы-
полнить следующие условия:
^ст ^стшах’ 1/взл ^взл.тах’ ^пос rtoc.max»
где Рст, Лзт.тах — стояночная нагрузка на колесо и максималь-
но допустимая стояночная нагрузка для данного колеса по ката-
логу колес (заводским данным);
Увзл, Vnoc — взлетная и посадочная скорости проектируемого
самолета соответственно;
Увзл.тах, Vnoc.max — максимальные взлетная и посадочная ско-
рости, допустимые по каталогу колес.
Колеса для главных стоек шасси подбираются по их стояноч-
ной нагрузке при взлете Рст.взл- Колеса передних стоек из-за
ударной нагрузки при посадке и торможении самолета подбира-
ют по нагрузке в полтора-два раза больше стояночной. Для со-
хранения стояночного обжатия при неизменной взлетной массе,
когда Рст.взл <^ст.тах, потребное давление зарядки колеса долж-
но быть
ст.гпах
где р'отах — давление зарядки в колесе (по каталогу).
Пример. Подобрать колеса к самолету с взлетной массой 36 т. Самолет
предназначен для эксплуатации с бетонной ВПП при взлетной скорости
280 км,/ч и посадочной — 220 км/ч. База шасси 6=14 м, вынос главных стоек
е=1,4 м. Число колес на главной стойке z=4, а на передней z=2.
1. Определим стояночные нагрузки на колеса. Главная стойка
1	1	b — e	1	1	14—1,4	л
Рс взл =-------------G = — — ---------------36 = 4,05 тс.
С1,взл 2	z Ь	2	4	14
308
Передняя стойка
1 е 114
Лт.вэл = — VG=V"14 36= 1,8 ТС-
Для подбора колес нагрузку принимаем равной
Рпер = 1»5Рст.взл = 1,5*1,8 = 2,7 тс.
2. Пс табл. 6 и расчетом подбираем:
главные колеса — тормозные, размером 800X230; давление зарядки
ст.взл . jq = 8,35 кгс/см2;
5,10	1
Ро — A) max р
'ст.тах
коэффициент грузоподъемности
Р max
15,5 о n
ПгР~ р ~4 05 “3’8;
^ст.взл
передние колеса — тормозные, размером 660X160; давление зарядки
Л.ер „ 2,7
= 9-—=8,4 кгс/см2;
2,9
Ро — Ротах &
ст.тах
коэффициент грузоподъемности
max
...^	8,3
ЛГ₽“ Риер " 2,7-3’1,
Выбранные колеса удовлетворяют требуемым скоростям качения.
ТОРМОЗНЫЕ УСТРОЙСТВА КОЛЕС
Тормоза авиационных колес позволяют значительно сокра-
щать длину пробега самолета, маневрировать на рулении и про-
верять работу двигательной уста-
новки на стоянке, не подклады-
вая тормозные колодки под ко-
леса.
В авиационных колесах при-
меняют тормоза фрикционного
типа — камерные и дисковые.
В камерном тормозе (рис. 11.26)
торможение обеспечивается пода-
чей в камеру 5 сжатого воздуха
или жидкости. При этом тормоз-
ные колодки 3, размещенные
в шлицах 6 по всей окружности
тормозного барабана, неподвиж-
но закрепленного на оси колеса,
перемещаются в радиальном на-
правлении и прижимаются к тор-
мозной рубашке 2 вращающегося
колеса. Тормозной момент со-
здается силами трения, возникаю-
щими на тормозной рубашке.
Рис. 11.26. Конструктивная схема
камерного тормоза:
/—реборда; 2—тормозная рубашка с ба-
рабаном;	3—неподвижные тормозные
колодки; 4—возвратная пружина; 5—ре-
зиновая камера; 6—шлица; 7—зарядный
штуцер; 8—покрышка
309
310
Характеристики авиаколес
Таблица 7
ДиаметрХ X ширина, мм	Индекс колеса	Стояночная нагрузка при взлетной массе самолета Р ст.взл.» КГС	Стояночная нагрузка при посадочной массе самолета Р СТ.1ЮО кгс	Рабочее давление в шине Ръ кгс/см2	Максималь- но допусти- мая нагрузка Р max» кгс	Усадка шины при макси- мально допусти- мой нагрузке ^тах» ММ	Работа, поглоща- емая ши- ной при макси- мально допусти- мой на- грузке ^тах, КГС*М	Предельная радиальная нагрузка ^нред.» КГС	Взлетная скорость ^взлшах» км/ч	Поса- дочная скорость Упсстха» км/ч
Тормозные авиаколеса под шины высокого давления
570Х140В	Кт51	1200	950	7	5250	85	190	7800	240	240
600X155В	Кт44	2100	1940	6,8	5800	91	245	15000	280	210
660X160В	Кт28	2900	2175	9	8300	89	315	17000	275	205
660X160В	КтбЗ	2900	2200	9	8300	89	315	20700	320	225
660X200В	Кт37	3600	2710	9	9300	107	430	19500	315	240
800 Х200В	Кт50	4250	3350	9	13000	132	720	25100	300	240
800X225В	Кт39	4200	2980	9	14200	132	800	20800	300	220
800 Х225В	Кт52	4200	3000	9	14200	132	800	25400	300	215
800X230В	Кт69	5100	3900	10,5	15500	130	900	28000	360	270
950Х250В	Кт59	4600	3800	9	14000	130	820	25300	340	250
1000 Х280Б	Кт72	5265	4600	8	17500	155	1200	29000	300	220
1050Х300В	Кт77	5800	5400	5,5	16000	188	1370	315С0	185	154
1100Х330В	Кт16/2	9500	6800	9	32000	197	2680	52300	300	250
1150Х355В	Кт36/3	12000	11000	8,5	36000	212	3220	60000	260	200
1160Х 390В	Кт76	10000	7000	12,5	31800	160	2150	" 55000	360	280
1260Х390В	Кт42	12000	9500	8	37700	233	3880	61000	340	280
1500Х500В	Кт25	20000	13000	9,2	68000	305	8900	81000	300	210
1500Х500В	Кт43	26000	15000	И	81500	312	10900	78000	320	230
1500Х500В	Кт58	25000	13000	И	81500	312	10900	78000	320	230
1700Х550В	Кт31	23000	14000	9,5	28000	313	10000	93000	300	230
Тормозные авиаколеса под шины полубаллонного типа
500X150	К141-Т141	480	480	2,5	1800	88	60	5000	120	105
595X185	К134-Т334	630	630	2,5	2550	106	140	4200	105	84
600X180	К142-Т342	1300	1300	4,5	4500	104	200	8400	155	140
800X260	К163-Т163	2800	2800	4,5	8900	105	670	14200	160	150
900X300	К145-Т545	3830	3830	4,7	12300	187	1055	21300	160	140
1200X450	7755-774	6000	6000	3,8	20800	271	2600	33500	125	ПО
Нетормозные авиаколеса под шины полубаллонного типа
	200X80	41-3	165	165	3,5	465	32	6	790	169	90
	300X125	К350	370	500	3,5	1340	65	36	2190	200	150
	400X150	44-1	925	1050	4	3000	99	130	6170	205	205
	470X210	К353	1150	1600	3,5	4500	115	200	7500	185	175
	500X125	К250	575	670	3,5	1800	64	50	2920	165	150
	600X180	К277	810	1700	4,5	4500	104	200	7150	255	234
	600X250	45-	1300	1750	2,5	4470	159	315	7650	125	ПО
со	700X150	39-7	925	1300	3,5	3300	94	135	6750	165	150
При уменьшении давления воздуха или жидкости в камере под
давлением возвратных пружин 4 колодки от тормозной рубашки
отжимаются и колесо растормаживается.
Дисковый тормоз состоит из набора дисков, поочередно сое-
диненных (через один) с барабаном колеса и вращающихся
вместе с ним, и дисков, сидящих неподвижно на оси колеса.
Тормозной момент создается силами трения между дисками
при их прижатии друг к другу. Прижимаются диски при помощи
йис. 11.27. Схема дискового тормоза:
/—корпус тормоза; 2—нажимной диск; 3—поршень; 4—барабан колеса;
5—металлокерамические диски; 6—биметаллические диски; 7—шлица
силовых цилиндров, расположенных по окружности неподвиж-
ной части колеса, в которые подается давление жидкости или
воздуха из системы торможения колес.
При уменьшении давления в прижимном устройстве диски
расходятся по шлицам с помощью ряда возвратных пружин,
расположенных между силовыми цилиндрами.
На рис. 11.24 дисковый тормоз колеса состоит из корпуса, в
котором размещен пакет дисков, включающий четыре металло-
керамических диска 9 и три биметаллических диска, блока с во-
семью гидравлическими тормозными цилиндрами 7, инерционно-
го датчика 6 и других деталей. Схема дискового тормоза пред-
ставлена на рис. 11.27
При подаче жидкости в тормозные цилиндры 7 поршни пере-
мещаются в осевом направлении и прижимными дисками 19
сжимают весь пакет с дисками — колесо затормаживается.
При сообщении полостей под поршнями со сливной гидро-
магистралью возвратные пружины узлов 2 разводят прижимные
312
диски в исходное положение, поршни смещаются в обратном на-
правлении и колесо растормаживается.
Рассмотрим, как тормозятся многоколесные тележки. При
торможении тележки (рис. 11.28, а) силами трения передних и
задних колес и Т2 создается момент относительно шарнира О
Мо= (Г1+Г2)//, который догружает передние и разгружает зад-
ние колеса силами ДР.
(
^-7
L	L

Рис. 11.28. Схема сил при торможении колес те-
лежки:
/—амортизационная стойка; 2—3—рама тележки;
4—6—тормозные	рычаги;	6—7—уравнительная
4—5—тормозная тяга
Из условия равновесия относительно шарнира О определим
силу
(Г1 + Г2)Я
2Z
Сила ДР может составлять 0,3—0,8 от стояночной нагрузки
на колеса. Неравномерное нагружение колес нормальными си-
лами вызывает соответственно различные силы торможения ко-
313
лес Л>Т2 и неравномерный износ покрышек. Для того чтобы
не было повышенного износа перегруженных передних колес
тележки, устанавливают уравнительный механизм.
На рис. 11.28, б показана схема тележки с таким механиз-
мом, а на рис. 11.17 — конструкция.
Тележка через рычаг 4—6, расположенный на оси передних
колес посредством тяги 6—7 (рис. 11.28, б), соединена со што-
ком амортизационной стойки. Направление продольной оси тя-
ги 6—7 выбрано так, чтобы при тормо-
жении колес не возникал момент, раз-
ворачивающий тележку вокруг оси
подвески тележки к стойке (точки О).
Момента не будет только в том слу-
кае, если вектор суммы всех сил, дей-
ствующих на тележку, пройдет через
точку ее подвески. Для этого все силы
(усилие в тяге S6_7, тормозная сила
J и реакция в шарнире О—/?) должны
s.r пересекаться в одной точке (О'), сле‘
довательно, в эту точку и должно быть
направлено продолжение тяги 6—7
Рис. 11.29. Схема сил и мо- Заметим, что полная равномерность
ментов при торможении ко- нагружения колес при действии сил Г
леса	происходит только при определенной
величине обжатия пневматика.
По мере увеличения тормозного момента в месте контакта
колеса с поверхностью ВПП возрастает сила трения (сцепле-
QP
ния) ------- (рис. 11.29). Чем больше тормозной момент, тем
Д)б
больше сила трения и тем сильнее торможение самолета. Одна-
ко сила трения не может быть больше силы трения покоя Ттах =
= Цтр.покЛ где Цтр.пок — коэффициент трения покоя. Поэтому
величина Ттах является предельной силой, которую может обес-
печить тормозное устройство колеса.
Если же создать тормозной момент Мгор>7тах#об, то колесо
начнет проскальзывать («юзить») по ВПП. При этом неравно-
мерно изнашивается покрышка (на ней образуется «лыска»),
она быстро выходит из строя.
Если же будет создан тормозной момент Мгор<Гтах/?об, то
колесо оказывается недостаточно заторможенным, и эффект
торможения снижается.
На современных колесах для исключения проскальзывания
покрышки применяют автоматическое регулирование тормозно-
го момента на пределе «юза».
На рис. 11.30 показана схема антиюзовой автоматики колес
с камерными тормозами легкого самолета. Основные элементы
314
системы: инерционный датчик 1, электрофильтр 2 и электромаг-
нитный клапан 3.
При торможении воздух поступает в тормозные камеры коле-
са через электромагнитный клапан 3. Если в процессе тормо-
жения происходит замедление вращения колеса и появляется от-
носительное проскальзывание его относительно поверхности
ВПП (т. е. появится «юз»), то чувствительный элемент датчика
(маховичок) реагирует на (возникшее изменение скорости вра-
щения колеса и подает сигнал в виде электрического импульса
27В
п
В атмосферу
Рис. 11.30. Схема антиюзовой автоматики колес легкого
самолета:
1—инерционный датчик; —электрофильтр; 3—электромагнитный клапан
Сжатый Воздух из
тормозной системы
электрическому фильтру. Если сигнал заданной продолжитель-
ности, то он проходит через электрофильтр к электромагнитно-
му клапану, который стравливает часть давления из тормозного
устройства колеса, и тормозной момент уменьшается. Проскаль-
зывание колеса исчезает, и оно опять раскручивается, в резуль-
тате чего датчик размыкает электроцепь.
В тормозное устройство колеса вновь подается под давлени-
ем воздух, тормозной момент снова увеличивается. Таким обра-
зом, инерционный датчик импульсами обеспечивает поддержа-
ние давления в тормозе близким к максимально допустимому.
В тех случаях, когда от инерционного датчика поступает сигнал,
продолжительностью менее заданной, то сигнал не проходи^
через электрофильтр, и растормаживания не происходит.
Таким образом, схема дает возможность отфильтровать лож-
ные сигналы, которые могут возникать, например, при наезде
колес на стыки плит ВПП, наледи и пр.
Основными недостатками колесных тормозов являются:
зависимость коэффициента торможения от состояния поверх-
ности ВПП;
ограниченная энергоемкость, т. е. ограниченная способность
рассеивать энергию при торможении.
При перегревании тормозов колес падает тормозной момент,
тормоза становятся малоэффективными и возникает опасность
их возгорания и разрушения.
315
УПРАВЛЕНИЕ ТОРМОЗАМИ
Работу тормозов колес обеспечивают системы торможения —
основная и аварийная, в которых используются гидросмеси, на-
пример АМГ-10, или воздух (азот).
Рабочее давление в системах:
при диско-вых тормозах	65—75 кгс/см2 (для жидкости)
при камерных тормозах	8—12 кгс/см2 (для воздуха)
В зависимости от способа приведения тормозов в действие
управление ими может быть ручное, ножное и комбинированное.
На легких самолетах системы торможения кинематически связа-
ны с педалями ножного управления. Это позволяет разворачи-
вать самолет поочередным торможением одного из колес. При
нажатии на тормозной рычаг (обычно устанавливаемый на руч-
ке управления самолетом — поз. 1 на рис. 14.6) и движении впе-
ред правой педали растормаживается левое колесо — самолет
разворачивается вправо, и наоборот. Система торможения
обычно незамкнутая и при растормаживании воздух стравлива-
ется из тормозных камер колес в атмосферу.
На тяжелых самолетах торможение осуществляется гидро-
системой, а тормоза колес включают нажатием чашек педалей
(подножек), движением ступней ног (общее и раздельное тор-
можение). Системы торможения замкнутые и при растормажи-
вании расхода жидкости нет.
Для контроля работы системы торможения в кабине уста-
новлены приборы и световая сигнализация.
§ 8. АМОРТИЗАТОРЫ СТОЕК ШАССИ
НАЗНАЧЕНИЕ АМОРТИЗАЦИИ ШАССИ.
СПЕЦИФИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К НЕЙ
В момент приземления самолета, а также при переезде на
большой скорости через неровности ВПП, вертикальная скорость
движения центра тяжести самолета и его кинетическая энергия
резко изменяются.
Изменение кинетической энергии (в кгс*м) самолета равно
работе средней силы реакции со стороны грунта Ргр.Ср 'на пути
Н опускания центра тяжести за период гашения вертикальной
скорости
откуда
V2 р
XjL = L^H = n*H.
2g G„	Е
Максимально допустимое значение вертикальной скорости са-
молета при посадке ^ = 3-4-4 м/с. Гашение вертикальной скоро-
316
сти должно происходить на пути опускания центра тяжести са-
молета Н (обжатия или хода амортизации шаюси).
Потребный ход амортизации обеспечивают упругие элементы
шасси — амортизаторы и пневматики колес, в энергию дефор-
мации которых и превращается кинетическая энергия самолета
и вертикальные колебания его затухают.
Кроме общих требований, к амортизации шасси предъявляют
особые требования:
поглощение энергии посадочного удара с минимальными пе-
регрузками и плавным нарастанием нагрузки на стойки шасси;
рассеивание возможно большей части энергии удара для
уменьшения последующего подскока самолета;
малое время возвращения в исходное положение для вос-
приятия повторных ударов;
малая зависимость от колебаний температуры наружного воз-
духа, от изменения скорости движения и других эксплуатацион-
ных условий.
Амортизатор воспринимает основную долю энергии удара са-
молета о землю и его свойства в основном определяются выбо-
ром рабочего тела.
В соответствии с типом рабочего тела амортизаторы бывают
газовые, жидкостно-газовые (несжимаемое масло и азот) и жид-
костные (специальное сжимаемое масло). В настоящее время на
большинстве самолетов применяются жидкостно-газовые амор-
тизаторы (ЖГА).
УСТРОЙСТВО И РАБОТА
ЖИДКОСТНО-ГАЗОВЫХ АМОРТИЗАТОРОВ
В жидкостно-газовом амортизаторе жидкость и трущиеся де-
тали рассеивают энергию удара, а газ служит упругим элемен-
том. Рассмотрим, как работает газ и жидкость в таком аморти-
заторе.
Работа газа (азота). Заполним цилиндр амортизатора газом
с начальным давлением pQ для увеличения воспринимаемой ра-
боты и будем двигать шток с поршнем в цилиндр, совершать так
называемый прямой ход (рис. 11.31).
Для того чтобы начать обжимать амортизатор, надо прео-
долеть результирующую давления газа на поршень Рг° и силу
трения частей амортизатора Ртр. По мере обжатия амортизато-
ра объем газовой камеры уменьшается, давление в ней увели-
чивается, и соответственно возрастают усилия, потребные для
дальнейшего движения поршня.
Усилие в амортизаторе Рг связано с ходом поршня SaM зако-
ном политропы
/Л/« = р0У'>,
где Vo, V — соответственно начальный и текущий объемы газа
в цилиндре;
317
Ро, Р — соответственно начальное и текущее значение давле-
ния газа;
п — показатель политропы.
Работа, поглощенная амортизатором при его обжатии, чис-
ленно равна площади диаграммы Аг (вертикальная штриховка).
Кривая сжатия газа вогнута, что уменьшает площадь диаграм-
Рис. 11.32. Диаграмма работы
жидкости:
/—поршень; 2—отверстия; 3—шток;
уплотнение
а—прямой ход; б—обратный ход; /—цилиндр;
2—ЖИДКОСТЬ; 3— шток с поршнем; 4— букса; 5—
уплотнение; 6—плунжер; 7—зарядный штуцер-
Рис. 11.33. Устройство и работа жид-
костно-газового амортизатора:
мы, и вид кривой не зависит от скорости движения поршня. По
окончании сжатия начинается обратный процесс — распрямле-
ние амортизатора (обратный ход).
Это процесс, в котором работу совершает сам амортизатор.
Практически вся энергия, поглощенная амортизатором на
прямом ходе при сжатии газа, за вычетом малой доли на прео-
доление сил трения его подвижных частей, на обратном ходе
возвратилась бы самолету и подбросила бы его вверх, вызывая
318
его достаточно опасное подпрыгивание (так называемое «козле-
ние»), если бы в амортизаторах не предусматривались специаль-
ные конструктивные меры противодействия.
Чтобы устранить это подпрыгивание, необходимо рассеять
как можно большую часть энергии удара самолета о землю. Для
этих целей в амортизатор и вводится жидкость.
Работа жидкости. Если в тот же цилиндр амортизатора, в
поршне которого сделаны небольшие сквозные отверстия, залить
жидкость и начать обжимать амортизатор (рис. 11.32), то в этом
случае усилия затрачивают на преодоление гидравлического
сопротивления при протекании жидкости через отверстия в пор-
шне (Рж) и сил трения подвижных частей амортизатора (Ртр).
Величина усилий сильно зависит от скорости обжатия амор-
тизатора, так как гидравлическое сопротивление перетеканию
жидкости через отверстия пропорционально квадрату скорости
этого перетекания, а скорость при обжатии амортизатора, в
свою очередь, пропорциональна скорости движения поршня.
Из этого следует, что усилие на проталкивание жидкости опре-
деляется в каждый момент скоростью обжатия амортизатора.
Сила Pw в начале и конце хода поршня равна нулю, так как
начальная и конечная скорости движения тоже равны нулю.
Изменение силы по ходу обжатия SaM и сил трения Ртр
представлена на диаграмме работы на рис. 11.32. Кривая II со-
ответствует меньшим отверстиям для перетекания жидкости в
поршне, а кривая III — большим. Работа, затрачиваемая на
проталкивание жидкости на прямом ходе, численно равна пло-
щади под кривой сжатия Арас. Эта работа вызывает напрев ра-
бочей жидкости и рассеивается в виде тепла через стенки амор-
тизатора. Для возвращения деталей амортизатора в исходное
положение нужно к штоку приложить усилие в обратном на-
правлении.
В жидкостно-газовом амортизаторе поршень со штоком воз-
вращаются в исходное положение под действием силы сжатого
на прямом ходе газа. В таком амортизаторе жидкость и газ ра-
ботают совместно.
Амортизатор (рис. 11.33) состоит из стального цилиндра 1,
в котором размещен поршень 2 со штоком 3. У поршня-буксы
размещено уплотнение 5 из кожаных (резиновых) манжет.
В дальнейшем такое размещение назовем схемой 1, а при раз-
мещении уплотнения неподвижно относительно цилиндра — схе-
мой 2. В нижней части цилиндра установлена букса 4У служа-
щая опорой штока.
Внутри цилиндра укреплена трубка с отверстиями — плун-
жер 6. В донышке его имеется калиброванное отверстие пло-
щадью f. Через зарядный штуцер 7 в амортизатор заливают
мерное количество жидкости и заряжают газом (чаще всего —
азотом) с начальным давлением pQ. В эксплуатации с помощью
319
этого же штуцера проверяют правильность зарядки амортиза-
тора.
Работа амортизатора происходит следующим образом. На
прямом ходе шток входит в цилиндр, а плунжер — в полость
штока. При этом уменьшается внутренний объем газовой полос-
ти, что сопровождается увеличением давления и активным пе-
ретеканием жидкости вверх через калиброванное отверстие f в
донышке плунжера.
Рис. 11.34. Диаграмма работы жидкостно-
газового амортизатора
При обратном ходе под давлением газа шток выходит из
цилиндра, жидкость менее энергично перетекает через отверстие
в донышке плунжера вниз.
В общем случае сила обжатия амортизатора Рам складыва-
ется из сил, преодолевающих давление газа Рг, трение Ртр и со-
противления протоку жидкости Рж (рис. 11.33, а):
Лм = + £*тр +	•
При обратном ходе амортизатора силы Ртр и Рж препятст-
вуют его движению. Поэтому (рис. 11.33, б):
Р =Р—Р —Р
1 ам 1 г 1 тр л ж*
Диаграмма работы ЖГА получается наложением диаграммы
работы жидкости на диаграмму работы газа с учетом сил тре-
ния (рис. 11.34).
Площадь диаграммы работы ЖГА численно равна энергии,
которую амортизатор поглощает при прямом ходе Аам (верти-
кальная штриховка). Площадь, ограниченная верхней кривой
при обжатии амортизатора и нижней кривой при распрямлении
амортизатора, равна энергии, рассеянной амортизатором за
весь цикл Арас (наклонная штриховка).
320
6)
rt\ I Обратный
' * ход
Рис. 11.35. Конструктивные
схемы клапанов торможения
жидкости на обратном ходе’
амортизатора:
а—пружинный клапан; б—профили-
рованная игла
На обратном ходе скорость перемещения штока определяется
только силой сжатого газа и поэтому поглощаемая жидкостью
работа на обратном ходе оказывается небольшой.
Отметим некоторые параметры диаграммы работы ЖГА.
Максимальное усилие, возникающее в амортизаторе при вос-
приятии нормированной эксплуатационной работы, называют
эксплуатационным усилием ^>1м = ^>таХд’ а соответствующий этому
усилию ход — эксплуатационным ходом S3 = Smax.
Коэффициентом полноты диаграммы называют величину
лэ
т]ам =---—---- Чем больше этот коэффициент, тем при мень-
Р max^max
шем ходе (размерах) амортизатора поглощается нормированная
работа и увеличивается жест-
кость амортизатора. Практически
принимают т]ам = 0,704-0,75.
Для того чтобы увеличить ко-
личество энергии рассеиваемой
на обратном ходе и получить бо-
лее «мягкую» амортизацию,
в амортизатор устанавливают
специальные устройства тормо-
жения жидкости на обратном
ходе.
На рис. 11.35, а показано та-
кое устройство в виде обратного
пружинного клапана, установлен-
ного на донышке плунжера. Этот
клапан на обратном ходе при-
крывает дросселирующие отвер-
стия в плунжере, увеличивая тем
самым силу Рж, а с нею и погло-
щаемую энергию.
Часто в отверстие для про-
хода жидкости в донышке плун-
жера вводят иглу переменного се-
чения, установленную на штоке,
чем меняют по ходу штока сопротивление перетекающей жидко-
сти (рис. 11.35,6). Сначала сопротивление делают небольшим
(чтобы не было резкого удара при посадке), а далее по мере
хода штока амортизатора сопротивление увеличивают. Этим
увеличиваетсяработа жидкости и рассеиваемая энергия. Приме-
нением такой иглы можно получить мягкую амортизацию на ру-
лежке и более плавное нарастание усилий, действующих на шас-
си при посадке. Выбор конструкции тормозного устройства зави-
сит от условий эксплуатации самолета, его взлетно-посадочных
скоростей, размеров и энергоемкости колес и других факторов.
Прямой
ход
(Прямой
ход
11	2659
321
Амортизатор рассчитывают на поглощение определенной
нормированной работы при посадке самолета — А^м. Для вы-
полнения этого условия амортизатор заправляют жидкостью и
газом строго по инструкции для данного типа самолета. Так,
уменьшение потребного давления зарядки газа или потребного
Рис. 11.36. Жидкостно-газовый амор-
тизатор главной стойки шасси:
/—цилиндр амортизатора;	2—шкворень
крепления подкоса; 3—палец крепления
щитка; 4—клык; 5, 7—пресс-масленка; 5—
траверса; 8— шатун; 9—цапфа; 10—непо
движная букса; //—шток; /2—стакан; 13—
плунжер; 14—зарядный штуцер; /5—втулка;
15,	/7—пружина;	18—тяга;	19—гайка;
2С—корпус клапана; 21—поршень; 22, 23—
гайка; 24—тяга; 25—гайка; 26—клапан тор
можения на обратном ходе; 27—подвижная
букса; 28—гайка; 29—сальниковая гайка-
30—ухо подвески стойки; <3/—продольные
канавки на плунжере
322
объема заливаемой жидкости ведет к уменьшению энергоемкости
амортизатора, что может привести к недопустимо большим пере-
грузкам самолета при ударе о землю во время посадки. При
увеличении давления зарядки или объема жидкости увеличива-
ется жесткость амортизатора, что также приведет к увеличе-
нию нагрузок на самолет. Таким образом, неправильная заряд-
ка амортизатора при грубой посадке может привести к поломке
амортизатора, узлов (крепления стойки шасси и др.
В качестве примера рассмотрим работу жидкостно-газового
амортизатора главной стойки шасси самолета Як-40 (рис. 11.36).
Амортизатор заправляют жидкостью АМГ-10 и азотом через
зарядный штуцер 14. Объем жидкости — 3000 см3, начальное
давление азота 50± 1 кгс/см2. На прямом ходе амортизатора
происходит сжатие азота, торможение жидкости при протоке ее
из полости штока 11 в полость цилиндра 1 через профилирован-
ные продольные канавки 31 на наружной поверхности плунжера
13 и преодоление сил трения уплотнительных колец и буксы 27.
На обратном ходе торможение жидкости происходит при прото-
ке ее через малые отверстия кольцевого клапана торможения 26,
так как отверстия в буксе перекрыто этим клапаном. Этим обес-
печивается плавный ход штока и смягчается обратный удар.
Силы трения уплотненных колец и буксы действуют против
хода штока амортизатора.
В конструкции амортизатора имеется особенность — это про-
тивоперегрузочный клапан 20, назначение которого отключать
работу жидкости при уже обжатой стойке на пробеге, рулении
и разбеге. При обжатии амортизатора пружина 17 перемещает
поршень 21 вверх и этим открывает свободный проход для
жидкости в верхнюю полость цилиндра. В этом случае обжатие
амортизатора происходит только за счет сжатия азота, чем до-
стигается большая мягкость амортизации.
РАСЧЕТ ЖИДКОСТНО-ГАЗОВОГО АМОРТИЗАТОРА
При проектировании жидкостно-газового амортизатора
(ЖГА) производят геометрический и гидравлический расчеты.
Геометрический расчет ЖГА состоит из определения величи-
ны эксплуатационного хода амортизатора, площади газового
поршня, длины газовой камеры и общей длины амортизатора.
Гидравлическим расчетом определяют потребную площадь
проходных сечений для жидкости, которая обеспечит выполнение
диаграммы работы амортизатора P=/(S).
Исходными данными для расчета являются: взлетный бвзл
и посадочный Gnoc веса самолета, посадочная ГПос и вертикаль-
ная Vy скорости, стояночная нагрузка на стойку и схема стойки
(коэффициент ф).
11*
323
Амортизация (пневматики колес + амортизатор) каждой из
основных стоек шасси должна поглотить на посадке нормиро-
ванную эксплуатационную энергию
Нормированная работа, которую должен поглотить аморт;
затор
^ам = ^н
где Лдн — работа, поглощаемая одним пневматиком, определяе-
мая по каталогу колес;
z — число пневматиков.
Амортизация шасси должна быть также рассчитана на слу-
чай поглощения максимальной работы Атах=1,8Анэ, который
возможен при посадке с нарушением правил эксплуатации.
При восприятии амортизацией энергии Анэ эксплуатационная
перегрузка шасси пшэ не должна быть больше коэффициента
грузоподъемности колеса пгр, т. е. пшэ<^гр.
Коэффициент безопасности / при восприятии амортизацией
работы Анэ для шасси принимают 1,5, а для всех остальных ча-
стей самолета 1,65*
ЖИДКОСТНЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
В жидкостном амортизаторе рабочим телом является жид-
кость (специальное сжимаемое масло), полностью заполняющая
его внутренний объем. Жидкость в таком амортизаторе аморти-
зирует удары при посадке, что в амортизаторах рассматривав-
шегося ранее типа делает обычно газ (поглощает и рассеивает
энергию).
Упругие свойства жидкости проявляются при значительных
давлениях (3000—5000 кгс/см2 и более), и тогда она может
уменьшать свой объем на 15—20%.
На рис. 11.37 представлена конструкция жидкостного амор-
тизатора.
Амортизатор состоит из толстостенного цилиндра 1, внутри
которого находится поршень 2 со сквозными калиброванными
отверстиями 7 и 8, и штока 4. Отверстия 8 имеют шариковые
клапаны, закрывающиеся на обратном ходе поршня. Специаль-
ные уплотнения 5—6 обеспечивают герметичность.
При обжатии жидкость перетекает из -верхней полости ци-
линдра через отверстия 7 и 8 в нижнюю полость. При этом энер-
гия расходуется на преодоление гидравлического сопротивления
* Дальнейший расчет основных параметров ЖГА изложен в учебнике
М. Н. Шульженко «Конструкция самолетов», 1971, гл. VI.
324
.жидкости при перетекании и на сжатие жидкости в верхней по-
лости (силы трения частей не учитываем).
По мере уменьшения объема жидкости давление увеличива-
ется. Энергия, расходуемая на проталкивание жидкости через
отверстия 7, 8, превращается в тепло, а энергия, затраченная на
сжатие жидкости, аккумулируется в
амортизаторе.
Обратный ход поршня соверша-
ется в результате действия неурав-
новешенной силы pF\—pFz, где р —
давление сжатой жидкости, а Л и
F2 — площади поршня и штока.
Торможение на обратном ходе
происходит при перетекании жидко-
сти только через отверстия 7
Жидкостные амортизаторы спо-
собны при малом ходе штока погло-
тить большую работу, поэтому они
имеют очень компактную конст-
рукцию.
Такие амортизаторы находят
применение в шасси с рычажной
подвеской, но сложны в эксплуата-
ции (течь жидкости, влияние темпе-
ратуры внешней среды и пр.).
Рис. 11.37. Конструкция жид-
костного поршневого амортиза-
тора:
/—цилиндр; 2—поршень; 3—уплотни-
тельное кольцо; 4—шток; 5—саль-
ник; б—гайка сальника; 7, 8—калиб-
рованные отверстия
§9. ПРИБЛИЖЕННЫЙ РАСЧЕТ
НА ПРОЧНОСТЬ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ
При расчетах на прочность расчетная схема конструкции
тпасси рассматривается как геометрически неизменяемая систе-
ма при обжатой амортизации.
Определение опорных реакций и основных силовых факторов
в сечениях стойки ведут с использованием принципа независимо-
сти действия сил. В этом случае нагружение стойки рассматри-
вается раздельно всеми составляющими сил, направленными
вдоль оси стойки и перпендикулярно ей.
Построив эпюры действующих сил и моментов, находят на-
гружение сечений стойки геометрическим суммированием соот-
ветствующих составляющих. Прочность элементов шасси, как
правило, определяется действующими в сечениях изгибающими
325
и крутящими моментами (для подкосов — осевыми силами}.
В проектировочном расчете сечения элементов подбирают по
приведенным напряжениям, которые должны быть равны напря-
жениям временного сопротивления материала Оприв=#в.
В поверочном расчете определяют действующие в сечениях
элементов напряжения и сравнивают их с разрушающими или*
критическими напряжениями. Узлы крепления подкосов и стоек
к самолету рассчитывают на срез, разрыв и смятие болтов и.
проушин, как обычные болтовые соединения.
В конструкции шасси чаще всего применяют сталь ЗОХГСНА,
обладающую большой прочностью и достаточной вязкостью, что»
особо важно для элементов, работающих при динамическом на-
гружении. Предел прочности этой стали сгв= 180 кгс/мм2.
Рассмотрим методику расчета на прочность балочного шасси,
с подкосом (проектировочный расчет) и шасси с рычажной под*
веской колеса (проверочный расчет).
Балочное шасси с подкосом
Расчетная нагрузка главной стойки шасси Р? проходит &
плоскости колеса хОу (рис. 11.38) (расчетные случаи Е и Ош).
Используя принцип независимости действия сил, эту нагруз-
ку разложим на составляющие:
Py=PPcos0 — параллельную оси стойки,
Px = PPsin 0 — перпендикулярную -оси стойки *
Выясним действие каждой из этих сил на элементы стойки.
Эпюры основных силовых факторов М и Мк строим в плоско-
стях, проходящих через ось стойки и колеса и обозначенных
римскими цифрами на рис. 11.39, а.
1. Построение эпюр
Действие составляющей силы Рх (рис. 11.38 и 11.39, а).
Нагружение полуоси. Расчетная схема — консоль-
ная балка, заделанная в штоке амортизатора и нагруженная на*
конце силой Рх. Сила Рх вызывает изгиб полуоси в плоскости/.
Наибольшее значение момента в месте заделки Mi=Pxa.
Нагружение стойки. Расчетная схема — консольная
балка, защемленная в плоскости цапф на крыле и нагруженная*
на конце силой Рх. Сила Рх вызывает изгиб стойки в плоскости
//. Наибольший изгибающий момент — в плоскости цапф Ми =
= РХН.
При передаче момента на цапфах крепления стойки к крылу
возникнут реакции в виде пары сил /?2 — Для расчета на
с
прочность цилиндра и штока эпюру делят по линии АВ и
* 0 — угол в плоскости хОу между направлением действия нагрузки и>
осью у, параллельной оси стойки.
326
с
Рис. 11.38. К расчету стойки шасси на
прочность
Рис. 11.39. Эпюры сил и моментов стойки балочного типа с подкосом
327
принимают в точке В величину максимального изгибающего мо-
мента штока (точки А и В — верхняя и нижняя буксы). Сила
Рх вызывает также скручивание цилиндра стойки вокруг оси
постоянным крутящим моментом Мк=Рха.
Крутящий момент на цилиндр передает двухзвенник. Работу
двухзвенника можно уяснить, если его мысленно разъединить в
среднем шарнире Д (рис. 11.39, б). При этом стойка превратит-
ся в механизм и шток под действием крутящего момента может
поворачиваться внутри цилиндра (пунктирное изображение зве-
на). В конструкции двухзвенника этому вращению препятствует
сила взаимодействия Т = ^- От действия силы Т каждое зве-
d
но работает на изгиб как консольная балка, заделанная на
штоке или цилиндре. Цилиндр и шток нагружаются поперечны-
ми -силами Т и изгибающими моментами от них (эпюры не пока-
заны). Реактивная пара сил на цапфах крепления стойки
Действие составляющей силы Ру (рис. 11.38 и 11.39, а).
Нагружение полуоси. Расчетная схема и характер
нагружения прежний. Изгибающий момент М1П' =Руа.
Нагружение стойки. Расчетная схема — консольная
балка, шарнирно опертая в цапфах, подпертая подкосом в
плоскости III и нагруженная на конце силой Ру. От действия
силы Ру стойка нагружена постоянным изгибающим моментом
Мш=Руа и до узла крепления подкоса (точка С) эпюра имеет
вид прямоугольника. Как известно, подкос разгружает верхнюю
часть стойки от изгибающего момента и препятствует повороту
ее >в цапфах.
Усилие в подкосе определяем из равновесия моментов отно-
цапфPya=Snb\ Sn=Py— (усилие сжатия).
ь
сительно оси
Гори-
зонтальная составляющая этого усилия на плече h создает мо-
мент М =—Sns\nwh, от чего момент М1П уменьшается до нуля.
Линия АВ делит эпюру МП1 на части, принадлежащие штоку
(нижняя) и цилиндру (верхняя), аналогично разделению эпю-
ры Мц.
2. Расчет сечений элементов шасси на прочность
Полуось (рис. 11.39, а).
Определяем расчетное сечение. В данном примере это сече-
ние, где действует суммарный момент
м=ум21+м2//1,.
Принимаем наружный диаметр полуоси Д по размеру подшип-
ников колес, ранее выбранных, а толщиной стенки задаемся.,
ориентируясь на аналогичную конструкцию.
328
Вычисляем момент сопротивления изгибу 1ГИ кольцевого се-
чения полуоси
и 32£»
Определяем нормальное напряжение в сечении
а =------------
Условие прочности должно быть
шток
Рис. 11.40. К расчету двух-
звенника на прочность
где ов — предел прочности материала полуоси, принятый для
расчета.
При посадке самолета с торможением колес (расчетный слу-
чай Гш) стойки шасси нагружаются вертикальной реакцией зем-
ли и продольной силой трения.
В этом случае передача тормозного
момента AfTOp по элементам стойки мо-
жет быть выполнена различными спо-
собами.
Когда тормозной барабан колеса
соединен со штоком амортизатора, на-
пример, фланцевым соединением, то
полуось (как втулка) скручивающим
моментом Л1К=Л1т0Рм не нагружается.
Если же тормозной барабан колеса
соединен с полуосью жестко, напри-
мер, на шлицах, то полуось нагру-
жается скручивающим моментом, что
требуется учитывать в расчете на
прочность.
Двухзвенник (рис. 11.39, б,
11.40). Расчетная схема для звена —
консольная балка, заделанная в шток
(б—б) и нагруженная на конце силой Т
Наибольшее значение изгибающего момента равно М = Т1.
Потребные площади сечений звена определяем по формуле
р _ Tli
1 Н ’
(а—а) или цилиндре
где Ц и Hi — размеры по эскизу звена;
ов — предел прочности материала звена.
Соединительные болты на штоке или цилиндре рассчитыва-
ем на срез от силы
329
Соединительный болт звеньев рассчитываем на разрыв си-
лой Т.
Шток. Расчетное сечение для штока определяем по эпюрам*
Л4л, MIIIf и оно, как правило, находится у нижней буксы ци-
линдра при необжатом амортизаторе. Наружный диаметр штока
принимаем по геометрическому расчету амортизатора, а толщи-
ной стенки задаемся и вычисляем момент сопротивления W&
Нормальные напряжения вычисляем по формуле
V -Л4// + «Л4///
о =------------ ,
а коэффициент запаса прочности находим по формуле т)= — г
а
где ав —временное сопротивление материала штока, принятое в-
расчете.
Цилиндр. Сечение цилиндра подбираем особо. Вначале из-
геометрического расчета амортизатора принимаем величину
внутреннего диаметра цилиндра, толщиной стенки задаемся и
определяем моменты сопротивления изгибу 1ГИ и кручению IFP
сечения. Далее расчет ведем по «опасному» сечению, в кото-
ром действуют наибольшие приведенные напряжения. Для это-
го рассматриваем нагружение нескольких сечений по длине
цилиндра, последовательно определяя в них нормальные о, ка-
сательные т, приведенные напряжения оПрив и коэффициент за-
паса прочности Т).
Напряжения в сечениях определяем по формулам:
нормальное напряжение
Ум^ + м2,, '
касательное напряжение
Г_МК .
V 		1
приведенные напряжения
®ПрНв=/°2-|-4т2;
коэффициент запаса прочности т]=-^— .
°прив
Подкос- подъемник. Длинный подкос (шток подъемни-
ка) рассчитываем на продольную устойчивость. Длину подкоса
определяем по эскизу стойки, а кольцевое сечение его опреде-
ляем из условия устойчивости при сжатии. Усилие сжатия Рсш
принимаем равным расчетному усилию в подкосе и условие ус-
тойчивости ДОЛЖНО быть
330
Из этого условия изо графикам PKp=f(h D, d) из любого
справочника для стальных стержней кольцевого сечения и на-
ходим размеры D и d.
Шасси с рычажной подвеской колеса
Расчет на прочность шасси с рычажной подвеской колеса во
многом аналогичен предыдущему расчету. Остановимся на рас-
чете элементов, ранее не встре-
чавшихся (рычаге подвески ко-
леса) или не рассчитывавших-
ся (цилиндре амортизатора).
Расчет рычага
Построим эпюры и рассчи-
таем на прочность сечение
А—А рычага крепления колеса
(рис. 11.41). Рычаг выполнен
из стали ЗОХГСНА: сгв =
= 180 кгс/мм2. Вертикальная
Рис. 11.41. к расчету рычага крепле-
ния колеса на прочность:
/—рычаг; 2—амортизатор; 3—стойка
шшпшпшшпшшпш
Рис. 11.42. Эпюры сил и моментов
рычага крепления колеса
расчетная нагрузка Рр = 17 000 кгс. Углы между осью рычага
и осями стойки а=45° и 0 = 30°. Данные рычаги: /=440 мм, Л =
= 200 мм, <2= 180 мм, 6=120 мм, 6 = 80 мм, 6 = 6 мм. Момент со-
противления U7Hz = 76 см3, И7и?/ = 57,6 см3, площадь сечения
^ = 22,6 см2, площадь контура сечения FQ = 84,5 см2.
Определяем усилия, действующие по осям
рычага (рис. 11.42).
331
Перенесем силу Pv с моментом Р?а в плоскость рычага и раз-
ложим ее на составляющие:
Ру=Р? sin 45° = 17000 -0,707 = 12000 кгс;
РХ=Р? cos45°= 17000-0,707= 12000 кгс.
Опорные реакции рычага RA и усилие амортизатора Рам в
точке В, приложенное в обратном направлении Рам =—
Усилие в амортизаторе определяем из условия
Pyl — P^l^sm 30° = 0;
Р —Р
'ам — *У
I
/1 sin 30°
12000 440 =52800 кгс.
200-0,5
Вертикальная составляющая
Рш.у=р<ы sin 30°=52800-0,5 = 264000 кгс.
Горизонтальная составляющая
R3^ X=P^ cos 30°=52800-0,866 = 46000 кгс.
Принимаем расчетные схемы. Строим эпюры.
При нагружении рычага в вертикальной плоскости рассмат-
риваем его как двухопорную балку, с опорами на амортизаторе
и стойке. При всех других видах нагружения рычаг — консоль-
ная балка, заделанная *в стойке. Определяем нагрузки в сече-
нии рычага А—А :
изгибающий момент
Mz =РУ(1 — = 12000(44-20) = 288000 кгс• см;
изгибающий момент
Му=Рха = 12000-18 = 216000 кгс-см;
крутящий момент
Мк=Руа~ 12000-18 = 216000 кгс-см.
По этим данным строим эпюры для рычага. Скачок на эпкг
ре Мг от составляющей Ру в точке В. равен /?амх^.
Определяем максимальные напряжения в
сечении рычага А—А:
от изгибающего момента Mz
Mz 288000 OQnn , 2
= —-=-------= 3800 кгс/см2;
1	76
от изгибающего момента Му
Му 216000 О77Л F /	2
а2=—= —— = 3770 [кгс/см2,
о7,6
332
от крутящего момента ЛГК
_ Л4К 216000	О1лп / 2
т =—— =-----------------= 2140 кгс/см2.
2F0S	2-84,5-0,6
Наибольшее нормальное напряжение будет в угловой точке
сечения рычага, где суммируются нормальные напряжения о4
и С2- В той же точке будут и касательные напряжения т. Поэто-
му надо воспользоваться третьей теорией прочности и опреде-
лить приведенные напряжения
а, 1РИВ=/(ах+°2)2+4т2 = /(3800+3770)2 + 4- 21402=8710 кгс/см2.
Запас прочности
т]=г^_=И222=2!об.
априв 8710
Таким образом, сечение рычага А—А прочно.
Расчет цилиндра
Определяем прочность стенки цилиндра амортизатора при
обжатии силой Рам = 52800 кгс. Материал цилиндра ЗОХГСНА
ов=180 кгс/мм2. Наружный диаметр 144 мм, толщина стенки
6 = 7 мм. Уплотнение амортизатора установлено на штоке. Пло-
щадь газового поршня Fr= 132,5 см2.
От давления газа внутри цилиндра амортизатора стенки его
разрушаются вдоль образующей. Коэффициент безопасности в
этом случае принимаем равным f = 3,0.
Давление газа внутри цилиндра
ч Рам 52800 Qno с . 2
рэ —^_ =--------=398,5 кгс/см2.
Рг 132,5
Напряжения в стенке цилиндра
fPrD«« 3,0-398,5-13	111 1П , 2
а —--------= —-----5--=11110 КГС/СМ2.
28	2-07
Запас прочности
т]=-Z®.=12222 = 1 62.
а 11110
Стенка цилиндра прочна.
ГЛАВА 12
ЖЕСТКОСТЬ И КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
§ 1. ДЕФОРМАЦИЯ КРЫЛА, ОПЕРЕНИЯ
И ФЮЗЕЛЯЖА САМОЛЕТА
Любая конструкция под действием нагрузок деформируется.
При простых деформациях (растяжения, сжатия и сдвига) лю-
бите сечения деталей имеют лишь поступательные относитель-
ные перемещения. При сложных деформациях (изгиба и круче-
ния), кроме поступательных перемещений, сечения деталей по-
ворачиваются одно относительно другого.
В основном в крыле возникают деформации изгиба и круче-
ния. Прогибы и углы закручивания крыла могут быть рассчита-
ны обычными методами, используемыми в курсе сопротивления
материалов. Аналогично можно определить деформации опере-
ния и фюзеляжа. В отличие от крыла и оперения фюзеляж из-
гибается не только в вертикальной, но одновременно и в гори-
зонтальной плоскости, например от нагрузок, действующих на
вертикальное оперение. Это объясняется тем, что жесткости кон-
струкции фюзеляжа в этих взаимно перпендикулярных плоско-
стях примерно одинаковы, а жесткость конструкции крыла или
оперения в вертикальной плоскости значительно меньше жест-
кости в горизонтальной плоскости.
Деформации крыла, оперения и фюзеляжа зависят от дейст-
вующих на них нагрузок, размеров крыла, оперения и фюзеля-
жа, от характеристик используемых материалов (Е, G) и гео-
метрических характеристик сечений рассматриваемых конструк-
ций (моментов инерции, площади контура, периметра и др.).
В зависимости от режима полета изменяются нагрузки, дей-
ствующие на крыло, оперение и фюзеляж, изменяются и дефор-
мации этих агрегатов. На истребителях со стреловидным кры-
лом прогибы конца крыла во время маневра составляют десятки
сантиметров, а на тяжелом транспортном самолете даже в го-
ризонтальном полете величина прогиба конца крыла измеряется
метрами. Прогибы фюзеляжа значительно меньше, так как же-
сткость его конструкции значительно выше жесткости конструк-
ции крыла. Изменение углов атаки сечений крыла большого уд-
линения при его закручивании может составлять несколько
градусов.
334
Кроме общих деформаций конструкции, могут возникать и
местные деформации, например, местные вспучивания обшивки
крыла или фюзеляжа, определяемые жесткостью обшивки, рас-
стоянием между нервюрами и стрингерами или шпангоутами и
стрингерами.
§ 2. ВЛИЯНИЕ ДЕФОРМАЦИЙ НА УСТОЙЧИВОСТЬ
И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
Вследствие деформаций крыла, оперения и фюзеляжа изме-
няются аэродинамические нагрузки, действующие на самолет, и
характер их распределения. Это вызывает перемещение положе<
ния фокуса самолета, т. е. точки приложения приращения аэро-
динамических сил при изменении угла атаки. Поэтому меняются
и характеристики устойчивости и управляемости самолета. Так,
например, вследствие изгиба фюзеляжа приращение подъемной
силы на оперении может оказаться меньше по сравнению с ана-
логичнымприращением подъемной силы на оперении, закреплен-
ном на жестком фюзеляже. Поэтому фокус переместится вперед.
А так как запас статической устойчивости определяется раз-
ностью между положениями фокуса и центра тяжести, то этот
запас уменьшится. При малом начальном запасе устойчивости в
результате упругих деформаций фюзеляжа крыла и оперения
самолет может оказаться даже неустойчивым.
Особенно сильно влияют деформации на эффективность ру-
лей. Так, при отклонении элеронов возникает приращение подъ-
емной силы, равное ДУЭ. Это приращение создает момент, закру-
чивающий концевую часть крыла таким образом, что угол ата-
ки крыла уменьшается на Да, и новый угол атаки упругого
крыла ауПр = а—Да. Это приводит к уменьшению подъемной
силы крыла на ДУа (рис. 12.1).
Полное приращение величины подъемной силы ДУ=
= ДУЭ—ДУа зависит от скорости полета. На некоторой скорости
суммарное приращение подъемной силы оказывается равным
нулю, т. е. элерон при этой скорости полностью теряет свою эф-
фективность, и отклонение его не вызывает изменения подъем-
ной силы крыла. При большой скорости полета отклонение эле-
рона приводит даже к обратному его действию.
Явление обратного действия элеронов при достижении само-
летом определенной скорости называется реверсом элеронов, а
значение скорости, при которой элероны полностью теряют эф-
фективность, называют критической скоростью реверса эле-
ронов.
Скорость реверса элеронов не зависит от угла атаки крыла
и угла отклонения элерона, т. е. от перегрузки самолета и его
маневра. При полете на скоростях, значительно меньших скоро-
сти реверса элеронов, деформация кручения крыла также сни-
жает эффективность действия элеронов, но особенно быстро она
335
падает при скорости полета, близкой к критической скорости
реверса элеронов.
На рис. 12.2 показан характер изменения ДУЭ, ДУа и ДУ=
qV2
= ДУЭ—ДУа в зависимости от скоростного напора q=-^~, ха-
рактеризуемого приборной скоростью полета самолета. Крити-
ческая скорость реверса элеронов должна обязательно быть на
15—20% выше предельно допустимой скорости полета само-
лета. Поэтому именно из-за реверса элеронов нередко прихо-
дится ограничивать скорость полета (вводить ограничения по
Vпред) •
Рис. 12. 1. Эффективность элерона
на упругом крыле
Рис. 12.2. Изменение эффектив-
ности работы элерона на упругом
крыле
Стреловидные крылья имеют при прочих равных условиях
значительно меньшие скорости реверса элеронов, чем прямые
крылья. Это объясняется тем, что изгиб стреловидного крыла
приводит и к его закручиванию, и к изменению углов атаки кон-
цевых сечений крыла. Например, при изгибе стреловидного
крыла вверх углы атаки его уменьшаются. Следовательно, при
отклонении элерона вниз углы атаки крыла уменьшаются не
только за счет закрутки крыла, но и за счет его изгиба, и по-
этому реверс наступает быстрее, чем на прямом крыле. Эта осо-
бенность стреловидных крыльев привела на ряде самолетов к
явлению, получившему название «валежки». Вследствие жестко-
стной и аэродинамической несимметрии самолета появляется
кренящий момент, для уравновешивания которого требуется от-
клонение элеронов на определенный угол. С ростом скорости
полета этот момент увеличивается, а эффективность элеронов,
начиная с некоторой скорости полета, уменьшается. Поэтому для
балансировки самолета требуется отклонение элерона на все
большие углы. На некоторой скорости, «меньшей, но близкой к
скорости реверса элеронов, балансировка самолета оказывается
336
невозможной — наступает неуправляемое кренение самолета
или «валежка».
Увеличение скоростей реверса элеронов возможно повышени-
ем жесткости крыла на кручение (а стреловидного крыла и на
изгиб), но это требует значительного увеличения веса крыла.
Поэтому часто применяются дополнительные устройства, повы-
шающие эффективность поперечного управления, например, ин-
терцепторы.
Треугольные крылья имеют большую жесткость на кручение,
чем прямые и тем более стреловидные крылья, поэтому они
обеспечивают большие скорости реверса элеронов.
Вследствие деформации фюзеляжа, стабилизатора, киля мо-
жет уменьшаться эффективность действия рулей высоты и по-
ворота.
Эффективность органов управления может уменьшаться из-
за деформации самих рулей, а также деформации проводки уп-
равления. При закручивании рулей под действием воздушных
нагрузок и деформации проводки управления уменьшаются уг-
лы отклонения этих рулей и вследствие этого уменьшается эф-
фективность их действия. Увеличение жесткости проводки уп-
равления и конструкции рулей приводит к увеличению их эф-
фективности. Одной из наиболее эффективных конструктивных
мер увеличения жесткости проводки является сокращение ее си-
ловой части путем установки гидроусилителей привода непос-
редственно у рулевой поверхности.
§3. ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ
САМОЛЕТА
На современном самолете необходимо учитывать воздействие
переменных нагрузок.
К источникам переменных нагрузок относятся: возмущения
обтекающего самолет воздушного потока вследствие собствен-
ной турбулентности атмосферы; возмущения потока, возбуждае-
мые самим летящим самолетом и действующие на него; вибра-
ции, создаваемые двигательной установкой самолета.
Переменные нагрузки вызывают колебания элементов кон-
струкции самолета с частотами, равными частотам возбуждаю-
щих переменных сил. Наиболее опасным является случай, когда
частоты сил, возбуждающих колебания, оказываются близкими
или равными частотам собственных колебаний конструкции или
ее элементов. Возникающие при этом резонансные колебания
характеризуются резким увеличением их амплитуд, что может
привести к разрушению конструкции. Для устранения возмож-
ности возникновения резонанса стараются так выполнить конст-
рукцию и ее элементы, чтобы частота их собственных колебаний
были далеки от частот возбуждающих сил. Однако практиче-
337
Рис. 12.3. Развитие срыва потока на
больших углах атаки:
/—ламинарный слой; II—точка отрыва потока;
///—зона срыва; IV—вихри
но на больших углах атаки самолета
ски это не .всегда возможно, так как частоты, например, воз-
буждающих аэродинамических сил, заранее неизвестны.
Основными видами вынужденных колебаний частей конструк-
ции современного самолета являются колебания, вызванные пе-
ременностью аэродинамических сил, действующих на самолет:
Собственная турбулентность атмосферы, а также «вихревые
следы», оставляемые другими самолетами, могут быть мощными
возбудителями вынужденных колебаний конструкции самолета.
Однако столкновение с ними часто носит случайный характер.
Вихри, сбегающие с крыла и винтов, могут воздействовать на
хвостовую часть фюзеляжа и оперение, вызывая их колебания.
Срыв потока с носка кры-
ла может создавать пуль-
сирующие нагрузки у зад-
ней части крыла.
Наибольшую опасность
представляют вибрации от
переменных аэродинами-
ческих сил, возникающих
в результате срывов по-
тока с расположенных
впереди частей, получив-
шие название бафтинга.
Срыв потока может про-
исходить с крыла, особеи-
(рис. 12.3), а также с лю
бой другой поверхности, находящейся в потоке воздуха: с фона-
рей кабин, фюзеляжей, зализов, оперения, пилонов и гондол дви-
гателей, антенн и т. д.
Срыв потока вызывает вибрации детали, на которой нару-
шается плавность обтекания, и тех деталей, на которые попада-
ет поток, «засоренный» срывными вихрями.
Под воздействием срыва потока с крыла может возникнуть,
например, бафтинг горизонтального оперения. При этом опере-
ние начинает вибрировать и амплитуды его колебаний быстро
нарастают.
Различают скоростной и нескоростной бафтинг. Первый про-
исходит на больших околозвуковых скоростях полета, а вто-
рой — при полете на больших углах атаки. Бафтинг может при-
вести к появлению остаточных деформаций, выходу из строя
агрегатов и деталей, расположенных в зоне значительной тряс-
ки, или даже к разрушению конструкции оперения.
Срывные вибрации невозможно предсказать заранее при
проектировании самолета, так как они связаны с конкретными
особенностями- его конструкции, выявляющимися практически в
процессе испытаний готового самолета. Поэтому бафтинг, кото-
рый может возникнуть не только у хвостового оперения, но и у
338
фюзеляжа, и у крыла, устраняется в процессе доработок кон-
струкции и аэродинамики самолета.
Дополнительные агрегаты, часто устанавливаемые на само-
лете в процессе его эксплуатации (наружные подвески воору-
жения, дополнительные подвесные баки для топлива и др.), мо-
гут стать источником вихреобразования и привести к бафтингу.
В этих случаях для предотвращения бафтинга проводятся спе-
циальные исследования, конструктивные и аэродинамические
доработки, а в крайних случаях устанавливаются ограничения
режимов полета.
С вибрациями, возникающими от двигателей, борются с по-
мощью специальных амортизаторов, включая их в узлы подвес-
ки двигателя на самолет. Это уменьшает уровень возбуждаю-
щих переменных сил, передаваемых на конструкцию самолета.
На специальных амортизаторах крепится и оборудование само-
лета, а также сидения экипажа.
В последнее время появился еще один мощный источник пе-
ременных сил — акустические давления. Они создаются реак-
тивной струей двигателя и другими источниками сильного шума.
Звуковая энергия реактивной струи может составлять более 1%
нормальной мощности двигателя. В связи с тем, что мощности
двигателей, устанавливаемых на самолетах, из года в год воз-
растают, возрастает и значимость этой проблемы.
Переменные акустические давления вызывают вибрации ча-
стей самолета. Высокочастотные колебания элементов конструк-
ции (панелей крыла, оперения и фюзеляжа) вызывают быстрое
их разрушение от усталости.
Снизить уровень акустических давлений можно путем рацио-
нального расположения двигателей, применением специальных
устройств для шумопоглощения и т. д. Вибрации элементов кон-
струкции можно снизить путем повышения частот собственных
колебаний панелей, например, уменьшением расстояний между
нервюрами, или установкой под панелями демпфирующих про-
кладок.
§4. ФЛАТТЕР ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА.
САМОКОЛЕБАНИЯ КОЛЕС ШАССИ
Флаттером называются самовозбуждающиеся колебания не-
которых частей самолета под действием возбуждающих аэроди-
намических сил в результате их взаимодействия с упругими и
инерционными силами в конструкции.
Флаттер характеризуется быстрым и внезапным для летчика
возрастанием амплитуды возникших колебаний, а иногда и раз-
рушением конструкции самолета. Скорость, при которой возни-
кает флаттер, называется критической скоростью флаттера. Она
должна быть выше максимально допустимых в эксплуатации
339
самолета скоростей полета. Для этого на самолете выполняется
ряд конструктивных мероприятий.
Самовозбуждающиеся колебания характерны тем, что вели-
чина сил, вызвавших колебания, зависит от движения самой
колеблющейся конструкции. Самовозбуждающиеся колебания
типа флаттера развиваются за счет энергии набегающего пото-
ка воздуха.
Наибольшую опасность представляет флаттер крыла и опе-
рения самолета. Основными видами флаттера крыла являются:
изгибно-крутильный флаттер, связанный с изгибом и кручени-
ем крыла; изгибно-элеронный флаттер, сопровождающийся изги-
бом крыла и отклонением элеронов.
На оперении может возникнуть изгибно-рулевой флаттер,
связанны?! ’с изгибом фюзеляжа и отклонением рулей, или из-
гибно-крутильно-рулевой флаттер, связанный с изгибом и кру-
чением фюзеляжа и отклонением рулей. У самолетов, имеющих
длинные фюзеляжи, возможен изгибно-тангажный флаттер, со-
провождающийся изгибными деформациями фюзеляжа само-
лета.
Рассмотрим упрощенную картину развития изгибно-крутиль-
ного флаттера крыла. Предположим, что под действием какого-
нибудь возмущения крыло с закрепленным неподвижно элеро-
ном прогнулось вверх на r/о, а затем это возмущение исчезло
(положение О на рис. 12.4).
Каждое сечение крыла характеризуется:
положением центра тяжести (ц.т.), где приложена сила тя-
жести;
положением центра жесткости (ц.ж.), где приложена сила
упругости;
положением фокуса (F), где приложены приращения аэроди-
намических сил, действующих на крыло.
При отклонении крыла от нейтрального положения на него
будет действовать сила упругости Ру, стремящаяся возвратить
крыло в нейтральное положение. Под действием этой силы кры-
ло, отогнутое вверх, начнет двигаться вниз, а возникшая в на-
чале движения сила инерции Pj, приложенная в ц.т., будет за-
кручивать крыло относительно его ц.ж. При этом угол атаки
крыла станет отрицательным —щ (положение Л рис. 12.4).
Это изменение угла атаки вызовет дополнительную аэроди-
намическую силу (Раэр), направленную вниз и приложенную в
фокусе крыла Ф, которая будет способствовать движению кры-
ла вниз и его дальнейшему закручиванию. Благодаря этому в
момент, когда крыло достигнет нейтрального положения 2 и си-
ла упругости станет равной нулю, крыло продолжит свое дви-
жение, а угол его закручивания будет максимальным отрица-
тельным —а2. После того, как крыло, пройдя нейтральное поло-
жение, начнет отгибаться вниз (положение <3), возникающая
сила упругости начнет замедлять скорость прогиба крыла вниз„
340
Рис. 12.4. Схема развития изгибпо-крутильиого флаттера крыла
.а сила инерции — уменьшать закрутку крыла, уменьшая угол
атаки. С уменьшением угла атаки 'крыла будет уменьшаться
дополнительная аэродинамическая сила и замедляться движе-
ние крыла вниз. Крыло отогнется вниз и займет положение 4.
В зависимости от величины закручивания крыла и дополнитель-
ной аэродинамической силы прогиб крыла вниз может оказать-
ся больше, чем его начальный отгиб вверх. При дальнейшем
движении крыла вверх картина действия сил повторится
(положения 5, 6, 7, 8), но величина отгиба крыла вверх будет
уже большей. Это вызовет увеличение силы упругости, а
следовательно, и скорости возвращения крыла к нейтральному
,	положению. В свою очередь пос-
Рис. 12.5. Зависимость работы
^возбуждающих и демпфирующих
сил от скорости полета
леднее вызовет увеличение инер-
ционной силы, закручивающей
крыло на этом этапе его колеба-
ний, и соответственное увеличе-
ние дополнительной аэродинами-
ческой силы. Изгибные колеба-
ния крыла и его закручивание
будут возрастать и приведут
к быстрому разрушению конст-
рукции крыла.
При этих колебаниях возни-
кают, конечно, и демпфирующие
силы, тормозящие развитие коле-
баний. к ним относятся силы
трения в конструкции, аэродинамические силы сопротивления,
внутренние силы трения в материале конструкции.
Так, при движении крыла, например, вниз, возникает верти-
кальная скорость, которая, складываясь геометрически со ско-
ростью потока воздуха, обтекающего крыло, вызывает увеличе-
ние угла атаки крыла. При этом возникает дополнительная
аэродинамическая сила, направленная против движения крыла.
Такая сила называется аэродинамической силой, демпфирую-
щей колебания крыла.
До тех пор пока работа демпфирующих сил, величина кото-
рых примерно пропорциональна скорости полета самолета, боль-
ше работы возбуждающих колебания дополнительных аэродина-
мических сил, пропорциональных квадрату скорости полета, воз-
никшие колебания будут затухать.
При скорости, равной критической скорости флаттера УКр.фл,
работа возбуждающих колебания сил Ав оказывается равной
работе демпфирующих колебания сил Ад (рис. 12.5). При скоро-
сти полета больше этой критической скорости возникает флат-
тер.
Помимо рассмотренного изгибно-крутильного флаттера кры-
ла, возможен так называемый изгибно-элеронный флаттер кры-
ла. При этом крыло изгибается, практически не закручиваясь.
342
Возмущающая сила, раскачивающая крыло, возникает за счет
самопроизвольных отклонений элерона.
Рассмотрим примерную картину развития этого вида флат-
тера.
Будем -считать, что на крыле расположен несбалансирован-
ный элерон, у которого центр тяжести (ц. т.) расположен позади^
оси вращения. Для простоты предположим, что элерон аэроди-
намически скомпенсирован, т. е. его отклонение не вызывает
моментов аэродинамических сил, препятствующих этому откло-
нению. Предположим также, что возможно произвольное откло-
нение элерона при неподвижной («зажатой») ручке управления
за счет упругости проводки управления и люфтов.
Пусть, как и в случае изгибно-крутильного флаттера, крыло-
под действием какого-то возмущения прогнулось вверх, на г/0,
а затем это возмущение исчезло, и крыло было предоставлено
само себе (положение О, рис. 12.6). Под действием силы упру-
гости конструкции крыла оно начнет двигаться к нейтральному
положению вниз. Вследствие действия сил инерции APj центр
тяжести элерона будет отставать от перемещения крыла, и эле-
рон отклонится вверх (положение /). Это вызовет появление
дополнительной аэродинамической силы Раэр, приложенной в
фокусе крыла F и направленной вниз. Ее величина пропорцио-
нальна отклонению элерона 3Э1. Эта сила заставит крыло прой-
ти нейтральное положение 2 и отклониться вниз. Сила упругос-
ти Ру будет препятствовать этому движению и тормозить его.
Возникшая при этом сила инерции APj начнет уменьшать откло-
нение элерона, так что в крайнем нижнем положении крыла 4'
элерон окажется в нейтральном положении.
Под действием силы упругости Ру крыло начнет отклоняться
вверх, а сила инерции APj будет отклонять элерон вниз (поло-
жение 5 и 6). Появится аэродинамическая -сила РаЭр, направлен-
ная вверх, и картина развития флаттера повторится.
Как и в случае изгибно-крутильного флаттера, возбуждаю-
щей является аэродинамическая сила Раэр. Если скорость поле-
та превысит критическую, когда работа возбуждающей аэроди-
намической силы окажется больше работы сил, демпфирующих
колебания (которые для простоты не показаны на рис. 12.6),
колебания начнут возрастать и могут привести к аварии.
Скорость, при которой наступает явление саморазвивающих-
ся колебаний, когда крыло изгибается и одновременно самопро-
извольно отклоняются элероны, изменяя аэродинамическую си-
лу и все больше раскачивая крыло, называется критической
скоростью изгибно-элеронного флаттера.
Основной мерой борьбы с самоколебаниями типа флаттера
является перемещение положения центра тяжести сечений впе-
ред настолько, чтобы он оказался впереди центра жесткости*
конструкции. При этом возникающие при колебаниях инерцион-
34&*
Рис. 12.6. Схема развития изгибно-элеронного флаттера крыла
ные силы будут способствовать быстрейшему затуханию коле-
баний, например, крыла или элерона.
С этой целью устанавливают специальные грузы-балансиры,
размещая их вдоль передней кромки крыла, элерона, оперения
или рулей, либо в виде сосредоточенного груза-балансира, за-
крепленного обычно на оконце крыла, оперения или рулей
(рис. 12.7).
Для борьбы с изгибно-крутильным флаттером увеличивают
жесткость на кручение и изгиб конструкции крыла и оперения,
увеличивая толщину обшивки и подкрепляя стенки лонжеронов
и продольные стенки.
Рис. 12.7. Противофлаттерные контрольные элементы на рулях
и на крыле самолета:
1—балансир крыла; 2—противовес; 3—ось вращения руля; 4—центр тяжести;
5—противовесы руля
Взаимное расположение центров тяжести, жесткости и фоку-
сов сечений сильно1 зависит от формы крыла или оперения в
плане, от их конструкции и силовой схемы. Поэтому соответст-
вующими мероприятиями можно увеличить критическую ско-
рость флаттера.
Увеличить критическую скорость флаттера, связанного с ко-
лебаниями рулей, можно, установив специальные демпферы, га-
сящие нежелательные колебания рулей, или используя демпфи-
рующие свойства гидроусилителей.
Заметим, что флаттер может возникнуть не только на крыле,
оперении, рулях и фюзеляже, но и в отдельных элементах кон-
струкции самолета, например, в обшивке (панельный флаттер).
Явлениями, связанными со статическими и динамическими
деформациями конструкции самолетов, дополнительными на-
грузками, возникающими при этом, и их влиянием на прочность
самолета, его устойчивость и управляемость занимается специ-
альная авиационная наука — аэроупругость.
Возникновение самовозбуждающихся колебаний передних
колес шасси относительно оси их ориентировки возможно при
345
движении самолета по аэродрому, осооенно с большой ско-
ростью.
Этот вид колебаний называют «шимми». Они возникают
вследствие совместных колебаний колеса относительно оси
стойки, обычно являющейся осью, вокруг которой может пово-
'Рис. 12.8. Гидравлический демпфер
«шимми» поршневого типа
рачиваться колесо при его раз-
вороте, и упругих деформаций
пневматика колеса. Характер
возникающих колебаний, ско-
рость движения самолета, при
которой они появляются, суще-
ственно зависят от инерцион-
ных сил колеблющихся масс,
жесткости пневматика и конст-
рукции шасси, от нагрузки на
колесо, деформации пневматика, от коэффициента трения пнев-
матика о бетонную полосу или грунт и других параметров.
«Шимми» колес передней стойки шасси напоминает по -свое-
му характеру самовозбуждающиеся колебания крыла и опере-
ния — флаттер и является чрезвычайно опасным видом колеба-
ний, так как может привести к поломкам шасси и вследствие
этого к аварии самолета.
Самым удобным и эффективным средством борьбы с шимми
является постановка демпферов — гасителей колебаний. Наи-
большее распространение получили гидравлические гасители
колебаний поршневого типа. Такой демпфер (рис. 12.8) хорошо
гасит самовозбуждающиеся колебания передних колес, но ока-
зывает небольшое сопротивление при разворотах на рулении,
когда скорость перемещения поршня демпфера невелика.
ГЛАВА 13
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТОВ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ. ТИПЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
И ИХ РАЗМЕЩЕНИЕ НА САМОЛЕТЕ
НАЗНАЧЕНИЕ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
Силовая установка самолета служит для создания необходи-
мой для полета тяги и имеет решающее значение в обеспечении
его летных, технических и экономических данных. Силовая ус-
тановка самолета состоит из двигателя (двигателей), воздуш-
ного винта (винтов) с приводом (у винтовых и турбовинтовых
самолетов), устройств крепления двигателя на самолете и си-
стем, обеспечивающих нормальную работу двигателя.
Следует отметить, что конструктивные схемы силовых уста-
новок определяются назначением самолетов и их общей компо-
новкой.
Независимо от типа двигателей и расположения их на само-
лете силовые установки должны:
создавать необходимую тягу, потребную при всех режимах
полета самолета и атмосферных условий;
быть надежными, безопасными и живучими;
иметь простую конструкцию и быть удобным в эксплуа-
тации;
иметь большой ресурс;
иметь оптимальные габариты и массу;
обладать малым аэродинамическим сопротивлением;
не создавать вибраций и высоких уровней звукового давле-
ния на конструкцию самолета.
ТИПЫ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ ПРИМЕНЕНИЕ
Двигатель является основной частью силовой установки. Его
характеристики в значительной степени определяют скорость,
дальность и высоту полета самолета. К основным параметрам,
347
характеризующим степень совершенства двигателей, относятся
тяга (мощность), масса (плотность), удельный расход топлива,
габаритные размеры и ресурс. Важным показателем двигателя
является простота и удобство в эксплуатации.
На современных зарубежных и отечественных самолетах в
основном устанавливаются двигатели следующих типов: турбо-
реактивные, различных видов (ТРД и ТРДФ, ДТРД и ДТРДФ);
турбовинтовые (ТВД); поршневые (ПД).
Для стартовых, разгонных силовых установок самолетов
применяются жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и ракет-
ные двигатели твердого топлива (РДТТ).
Турбореактивные двигатели
Турбореактивные двигатели в настоящее время являются са-
мыми распространенными двигателями, которые обеспечивают
скорости полета до М = 3, на высотах до // = 254-30 км. Их уста-
навливают на дозвуковых и сверхзвуковых транспортных и пас-
сажирских самолетах, на ракетоносцах, бомбардировщиках и
истребителях.
Турбореактивные двигатели характеризуются удельным рас-
ходом топлива на взлетном режиме работы 0,80—0,90 кг/кгс*ч,
на крейсерском режиме полета 0,804-1,0 кг/кгс«ч, удельной мас-
сой 0,184-0,22 кг/кгс, удельной лобовой тягой — 8000—10000
кгс/м2 и ресурсом более 4000 ч (в гражданской авиации).
На истребителях-перехватчиках устанавливаются ТРД с
форсажной камерой (ТРДФ). Сверхзвуковые ТРДФ имеют
удельную массу двигателя 0,164-0,18 кг/кгс.
В последнее время стали широко применяться двухконтур-
ные турбореактивные двигатели ДТРД как на пассажирских
(самолеты Ил-62, Ту-154, Як-40, Боинг-727, Каравелла-ХВ и
др.), так и на дозвуковых самолетах. Двухконтурные двигате-
ли более экономичные и менее «шумные»: удельный расход топ-
лива на взлетном режиме работы 0,304-0,35 кг/кге-ч, на крей-
серском режиме полета 0,65'—0,70 кг/кгс*ч и удельная масса
0,18—0,22 кг/кгс.
Турбовинтовые двигатели
Турбовинтовые двигатели применяли до недавнего времени
на дозвуковых пассажирских магистральных и транспортных са-
молетах и самолетах военного назначения (бомбардировщиков с
большой дальностью полета). Новые самолеты с ТВД практи-
чески ни в одной стране не поректируются. Их заменили ДТРД.
Диапазоны скоростей полета самолетов с ТВД — 400—800 км/ч.
Удельный расход топлива у ТВД на крейсерском режиме сос-
348
тавляет 0,210—0,315 кг/л.оч и с увеличением скорости и высоты
полета уменьшается. Удельная масса этих двигателей порядка
0,20—0,30 кг/л .-с. ТВД обеспечивают хорошие взлетно-посадоч-
ные характеристики самолетам, но значительно сложнее ТРД в
эксплуатации.
Поршневые двигатели
В современной авиации продолжают применять и поршневые
двигатели, в основном воздушного охлаждения. Их устанавли-
вают на учебных, спортивных и на самолетах 'местных воздуш-
ных линий, для которых главным является не скорость, а эко-
номичность полета (в СССР самолеты Як-12, Як-18, Ан-2,
Ил-14).
РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК
НА САМОЛЕТАХ
Размещение двигательных установок на самолетах определя-
ется в основном целевым назначением самолета и условиями
его эксплуатации.
Наиболее рациональное
размещение двигателей в
процессе проектирования са-
молета находят в результате
сравнения различных вари-
антов из условия получения
наименьшей массы конст-
рукции при обеспечении
удобства эксплуатации, от-
сутствия засасывания в воз-
духозаборники посторонних
предметов с ВПП, наимень-
ших потерь тяги двигателя
на входе и т. д.
Рассмотрим наиболее
распространенные схемы
размещения двигательных
установок на самолетах.
Реактивные двигатели
(ТРД, ДТРД) на современ-
ных самолетах различных
типов размещают следую
щим образом (рис. 13. 1):
внутри хвостовой части
фюзеляжа (схемы а, б, в);
на крыле или под кры-
лом на пилонах (схемы г, w);
у корня крыла (схема з);
Рис. 13. 1. Типовые схемы размещения
двигателей на самолетах:
а—г—маневренные сверхзвуковые самолеты;
д—ж—неманевренные сверхзвуковые самолеты
большой дальности; з—м—неманевренные до-
звуковые самолеты
снаружи хвостовой части фюзеляжа (схемы к, л).
349
На первых сверхзвуковых пассажирских самолетах для
получения положительной интерференции гондол двигателей с
крылом двигатели размещают под крылом в его задней части
(рис. 13.1, д, е, ж). При размещении двигателей в общих гондо-
лах (схемы д, е), составляющих одно целое с конструкцией са-
молета, часть двигателей утапливают в 'конструкцию крыла, при
этом уменьшается лобовое сопротивление гондол.
Во всех схемах с установкой двигателей на крыле имеет ме-
сто разгрузка крыла в полете (при изгибе) от массы силовой
установки, чем обеспечивается уменьшение массы конструк-
ции.
Конструкция с раздельной установкой двигателей (схема ж)
более тяжелая, но имеет следующие преимущества:
короткие воздухозаборники;
отказ одного из двигателей не влияет на работу соседнего
двигателя (раздельные воздухозаборники);
удобный подход к двигателю и его замена.
Размещение двигателей на крыле и под крылом на пилонах
в весовом отношении оказывается выгодным, так как при таком
размещении двигатели разгружают своим весом крыло при его
работе на изгиб в полете, улучшает его противофлаттерные
свойства.
Пилонная подвеска двигателей под крылом оказывается ме-
нее удачной при резких разворотах и кренах, при перемещении
по земле и при аварийной посадке самолета.
Аэродинамическое сопротивление двигательной установки.,
размещенной у корня крыла, меньше чем у двигательной уста-
новки, расположенной на крыле, под крылом или на конце кры-
ла. Но такая установка затрудняет техническое обслуживание
двигателей из-за плохих подходов к его агрегатам и системам
и уменьшает площадь механизации крыла, в корневой его части.
Последнее приводит к ухудшению взлетно-посадочных характе-
ристик самолета.
Размещение двигателей внутри хвостовой части фюзеляжа*
мало ухудшает аэродинамику самолета, но снижает тягу двига-
теля, в связи с увеличением потерь скоростного напора в длин-
ных подводящих воздушных каналах. Размещение в фюзеляже-
более одного двигателя создает трудности при техническом об-
служивании их.
На пассажирских реактивных самолетах так называемого
«второго поколения» (после Ту-104) получило широкое распро-
странение размещение двигателей на хвостовой части фюзеля-
жа («Каравелла» — во Франции, Ту-134, Ту-154, Ил-62, Як-40—
в СССР; VC-10, «Трайдент», ВАС-Ш — в Англии и др.). Такое
размещение позволяет улучшить аэродинамику крыла и полнее
использовать средства механизации, а также облегчить техни-
ческое обслуживание двигательных установок и повысить по-
жарную безопасность самолета в аварийных случаях. Такое
350
размещение позволяет также улучшить комфорт пассажиров в
результате уменьшения шума и вибраций от работы двигателей.
Однако эти схемы не лишены и недостатков, из которых
важнейшим является утяжеление конструкции, из-за отсутствия
разгрузки крыла и усиления хвостовой части фюзеляжа. Поэто-
му, например, на пассажирских самолетах «третьего поколения»
практически повсеместно применяется установка двигателей по
размаху крыла (Боинг-747, А-300, Ил-76).
При установке новых двигателей ДТРД со степенью двухкон-
турности более четырех, когда существенно увеличивается диа-
метр вентилятора, применение схемы k оказывается неудобным,
так как потребуется значительно изменить хвостовую часть фю-
зеляжа вместе с воздухозаборниками и оперением.
Для схемы м (компромиссная) характерны преимущества
подкрыльной и кормовой установок двигателей.
На винтовых и турбовинтовых самолетах из-за наличия воз-
душных винтов двигатели можно устанавливать практически
только в передней части фюзеляжа и на крыле самолета.
Размещение поршневого двигателя в носовой части фюзе-
ляжа, особенно на легких самолетах, рационально решает как
компоновку всей силовой установки, так и техническое обслу-
живание ее. Место установки двигателя и агрегатов силовой
установки закрывается специальными обтекателями-капотами.
Двигатели на крыле размещают в гондолах симметрично отно-
сительно продольной оси самолета — по одному и более с каж
дой стороны. Расстояние от оси до двигателей определяется
размерами воздушных винтов. Преимущества и недостатки тако-
го размещения двигателей те же, что и для аналогичных схем с
ТРД.
Гондолы двигателей
При внешнем размещении двигателя на самолете его заклю-
чают в удобообтекаемую гондолу. Это улучшает аэродинамиче-
ские формы самолета, обеспечивает организацию входа воздуха
и выхода газов, защищает силовую установку от атмосферных
осадков, пыли, грязи и др.
Назначение гондол и требования к ним:
правильно организовать вход воздуха в двигатель с мини-
мальными потерями давления скоростного напора;
создавать минимальное лобовое сопротивление и хорошую
внутреннюю герметичность (в стыках частей гондолы);
необходимая прочность и жесткость при минимальной массе;
хороший доступ к силовой установке при ее техническом об-
служивании.
Внешние формы гондол определяются типом двигателя, ме-
стом его установки на самолете и габаритами элементов сило-
вой установки, подвешенных к двигателю или к его креплению
351
(маслорадиаторы, баки и др.). Конструктивно-силовую схему
гондолы выбирают в соответствии с величиной и характеров си-
лового нагружения. На скоростных самолетах применяют па-
нельную конструкцию гондол, а на нескоростных — каркасную..
Панельная конструкция представляет собой силовую обо-
лочку, образованную из отдельных жестких панелей, соединен-
ных между собой стяжными лентами, замками, штырями и др.
Такая конструкция способна передавать все нагрузки на каркас
самолета.
Рис. 13. 2. Общий вид гондолы ТРД и ее основные части:
/—входная кромка воздухозаборника; 2—передняя часть гондолы с воздухо-
заборником; 3—противопожарная перегородка; 4—передние узлы крепления
двигателя; 5—средняя часть гондолы; 6— верхние балки; 7—крышки люков
подхода к агрегатам; 8—заборник воздуха для охлаждения агрегатов; 9—зад-
ние узлы крепления двигателя; 10—задняя часть гондолы; 11—силовой шпан-
гоут; /2—стыковые узлы гондолы; 13—балка; 14—силовой шпангоут; /5—нижние
откидные крышки; 16—коллектор противообледенительной системы воздухо-
заборника
Каркасная конструкция обычно состоит из силового каркаса
и съемных или откидных крышек капота с тонкой обшивкой,
прикрепляемых непосредственно к каркасу на быстроразъемных
соединениях. Нагрузки от капота передаются через узлы крепле-
ния на каркас самолета. Передняя часть гондол, представляю-
щая воздушный канал для двигателя, имеет противообледени-
тельное устройство, куда подается горячий воздух от компрес-
сора двигателя.
В конструкции гондол обязательно имеется противопожарная
перегородка. Обшивку хвостовой части гондол в зоне выхлоп-
ных струй изготовляют из листов нержавеющей стали или штам-
пованных титановых листов с продольными рифтами для жест-
кости. Для обеспечения хорошей герметизации в местах разъ-
емов частей гондол, капотов, люков прокладываются герметизи-
рующие прокладки.
На рис. 13.2 изображена гондола ТРД, расположенного кон-
сольно на хвостовой части фюзеляжа самолета Ту-134. Силовой
частью гондолы является средняя часть ее 5. К шпангоуту 14
крепится передняя часть 2 с воздухозаборником 1 и кронштей-
352
ны переднего крепления двигателя 4. К шпангоуту И крепится
задняя часть 10 (стекатель двигателя). На этих же шпангоутах
расположены четыре стыковочных узла 12 крепления гондолы
к фюзеляжу. Для обслуживания двигательной установки внизу
гондолы есть откидные крышки 15, а сверху — съемные 7. На
самолете возможна замена гондол вместе с вмонтированными в
них двигателями.
Рис. 13. 3. Общий вид гондолы ТВД и ее основные части:
/—обтекатель втулки винта; 2—воздухозаборник с противообледенительной камерой;
3—крышки переднего капота; 4—крышки заднего капота; 5—люк; 6—силовая ферма;
7—кожух; 8—стекатель; 9—хвостовая часть гондолы; 10—силовой шпангоут; 11—рама мас-
лорадиатора; /2—силовой шпангоут; 13—боковая балка
На рис. 13.3 показана гондола ТВД, расположенная на
крыле самолета. К каркасу, образованному воздухозаборником
2, шпангоутами 12, 10 и балками 13 крепятся передний и зад-
ний капоты гондолы. Хвостовая часть гондолы 9 приклепывает-
ся к крылу самолета и соединяется с силовым шпангоутом 10.
Для подхода к агрегатам двигательной установки на капотах
имеются откидные и съемные крышки 3, 4.
§2. КОНСТРУКЦИЯ КРЕПЛЕНИЯ
ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
НАЗНАЧЕНИЕ И ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ
КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
Крепление двигательной установки предназначено для пере-
дачи всех силовых факторов со стороны двигателя, воздушного
винта, гондол (капотов) и других агрегатов установки на кон-
струкцию самолета.
12	2659
353
Крепление двигателя должно воспринимать все нагрузки,
возникающие в полете; поглощать вибрации двигателя и воз-
душного винта; быть прочным и жестким при минимальной
массе; компенсировать температурные деформации корпуса
двигателя; обеспечивать удобство монтажа и демонтажа всей
установки или двигателя.
ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ. РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ
Рис. 13.4. Силы, действующие на
крепления двигателя
Нагрузками для системы крепления двигательной установки
являются поверхностные силы (тяга двигателя, реактивный мо-
мент воздушного винта и др.) и массовые силы.
Эксплуатационные силы, действующие как в полете, так
при посадке самолета, определяются, как и ранее, произведе-
нием коэффициента расчетной
перегрузки на вес двигатель-
ной установки бд.у, т. е. вес
двигателя с его оборудова-
нием, системой крепления и пр.
Считаем, что эти нагрузки
приложены в центре тяжести
двигательной установки.
Рассмотрим основные рас-
четные случаи, соответствую-
щие наиболее тяжелым усло-
виям нагружения системы
крепления двигательной уста-
новки в процессе эксплуата-
ции самолета. Направление действия расчетных нагрузок ука-
зано стрелками на рис. 13.4.
Случай Ад соответствует полетному случаю нагружения са-
молета А. Он характерен наибольшим значением массовых сил
при симметричном нагружении крепления двигательной установ-
ки в плоскости уОх.
Расчетную нагрузку РА определяем по формуле
РЛ = «„Э,ах/°лу’
где п^ах —коэффициент эксплуатационной перегрузки для слу-
чая А;
f— коэффициент безопасности.
Случай Од соответствует полетному случаю нагружения са-
молета D. Расчетная нагрузка противоположна нагрузке для
случая Ад и вызывает в элементах крепления двигательной ус-
тановки усилия противоположного знака.
Расчетную нагрузку для этого случая определяем по формуле
Рп=— 0,5п^аг/Од у, где пДах соответствует расчетному случаю А.
354
Случай Тд соответствует нагружению системы крепления
двигательной установки максимальной силой тяги Ртах от ра-
ботающего двигателя на стоянке самолета. Расчетную нагрузку
Рт определяем по формуле
Л=/Лпах-
Коэффициент безопасности f = 2,0.
Нормы прочности предусматривают и комбинации указанных
расчетных случаев. Например АДА~Тд\ Dд-\-Т д.
Для крепления гондол двигателей на пилонах по размаху
крыла расчетным может оказаться случай скольжения самолета
и разворота (значительные боковые нагрузки). Недостаточное
внимание к этому случаю при проектировании самолета Боинг-
707 на первых самолетах нередко было причиной отрыва гондол
крайних двигателей в полете.
КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ
Конструктивная схема крепления двигателя к конструкции
самолета зависит от типа двигателя, его конструкции, а также
от компоновки самой двигательной установки на самолете..
В настоящее время распространены быстросъемные двига-
тельные установки, конструкция которых позволяет производить
в короткий срок замену двигателей на самолете при их ре-
монте.
Турбореактивные двигатели, в большинстве случаев, крепят
на самолете с помощью отдельных опорных узлов, кронштейнов,
тяг или специальных узлов, расположенных по поясам крепле-
ния на двигателе. Конструктивные элементы крепления изготов-
ляют из механически и термически обработанных специальных
сталей, из алюминиевых (магниевых) сплавов горячей штампов-
ки, поковки или литья.
На рис. 13.5 показана схема крепления ТРДФ внутри фюзе-
ляжа самолета.
Двигатель при помощи тяг и специальных узлов крепится к
силовым шпангоутам фюзеляжа. Переднее крепление состоит из
верхнего узла-штыря 1, воспринимающего силу тяги двигателя,
и боковых тяг 2 несущих вертикальные нагрузки. Элементы
заднего крепления — тандерные (регулируемые) тяги 3 — вос-
принимают боковые и вертикальные нагрузки. Монтаж двигате-
ля производится при отстыкованной хвостовой части фюзеляжа
на специальной тележке. С помощью тележки двигатель закаты-
вается внутрь фюзеляжа, для чего на корпусе компрессора име-
ются ролики, а внутри фюзеляжа предусматриваются направ-
ляющие рельсы. Форсажная камера при нагреве имеет возмож-
ность перемещаться как в продольном направлении (направляю-
щие рельсы 4 и ролики 5), так и в поперечном направлении
(правой ролик без реборды).
12*
355
При размещении ТРД под крылом его можно крепить к пи-
лону «с помощью вильчатых узлов, расположенных сверху на си-
ловых поясах корпуса двигателя. Заднее крепление обычно
б)	в)
Рис. 13. 5. Схема крепления ТРДФ, размещенного внутри фюзеляжа:
а—переднее крепление; б—заднее крепление; в—крепление форсажной трубы;
/—штырь; 2—боковые тяги; 3— тандерные тяги; 4—направляющие рельсы; 5—ролики;
6—двигатель; 7—шпангоут фюзеляжа
обеспечивает возможность температурного расширения двига-
теля. На рис. 13.6 показана конструктивная схема пилонной
подвески двигателя на самолете Дуглас ДС-8. Такая подвеска
допускает быстрый монтаж (демонтаж) гондолы вместе с дви-
гателем. Обшивка гондолы на этом самолете — титановая.
356
На рис. 13.7 показана конструкция крепления ДТРД на го-
ризонтальном пилоне в гондоле, расположенной на хвостовой
части фюзеляжа самолета Як-40, а на рис. 13.8 — общий вид
крепления всех двигателей. Двигатель крепится к пилону в
двух поясах: по передней балке 1 и по задней балке 4 (см.
рис. 13.7). Переднее крепление воспринимает силу тяги, силу
тяжести, крутящий момент двигателя относительно продольной
оси двигателя и боковые силы.
Рис. 13. 7. Крепление ДТРД на пилоне в хвостовой части фюзеляжа:
/—передняя балка; 2—регулируемые тяги; ^’-кронштейны; 4—задняя балка; 5—регули-
руемые тяги; 6—вертикальные тяги; 7—кронштейны; 8—шкворень
Узлы крепления двигателя: шкворень 8 (см. рис. 13.7) и две
жесткие регулируемые тяги 2. При навеске двигателя шкворень
8 входит в шаровую опору на корпусе двигателя, а тяги 2 при
помощи болтов и гаек соединяются с кронштейном 3 на корпусе
двигателя.
Заднее крепление двигателя воспринимает силу тяжести,
боковые силы, крутящий момент относительно вертикальной и
продольных осей, конструкция узла обеспечивает возможность
температурных расширений двигателя.
Узлы крепления двигателя: жесткие регулируемые тяги 2 и
вертикальные тяги 6. Тяги 5 соединяются с кронштейном 7 на
корпусе двигателя.
На рис. 13.9 показано крепление ДТРД в сдвоенной гондо-
ле, расположенной на хвостовой части фюзеляжа самолета Ил-
62. Каждый двигатель подвешен на четырех опорах, три из ко-
торых расположены на передней 3 и одна на задней 5 двухароч-
ных балках силовой части — кессона. Переднее крепление сред-
ним узлом 9 воспринимает тягу и боковые нагрузки от силы
тяжести двигателя при эволюциях самолета. Два боковых узла
357
10 (передние амортизаторы — подкосы) воспринимают силу
тяжести двигателя и крутящий момент от его роторов и от бо-
ковой нагрузки. Внутри подкосов смонтированы резинометалли-
поские амортизаторы. Заднее крепление узлом 6 воспринимает
вертикальные и боковые нагрузки. Задний узел имеет амортиза-
тор 19, состоящий из внешней и внутренней втулок с привулка-
низированной к ним резиной, что обеспечивает компенсацию
температурных расширений двигателя и исключает его загрузку
от деформаций гондол.
Рис. 13. 8. Крепление ДТРД на хвостовой части фюзеляжа:
/—правый двигатель; //—средний двигатель; ///—левый двигатель; /—передний пояс
крепления правого двигателя; 2—задний пояс крепления правого двигателя; 3—передний
пояс крепления среднего двигателя; 4—задний пояс крепления среднего двигателя;
5—рельсы; 6—задний пояс крепления левого двигателя; 7—передний пояс крепления
левого двигателя
Двигатели винтовых самолетов крепятся при помощи прост-
ранственной стержневой системы, опорных поясов-колец или
комбинаций балок и стержней — балочно-стержневой системы.
Особенностью этих систем является наличие мощных амортиза-
торов для поглощения вибраций двигателя и воздушного винта.
На рис. 13.10 показано крепление турбовинтового двигателя
посредством пространственной стержневой фермы на крыле са-
молета. В передних узлах крепления двигателя смонтированы
демпферы 1, внутри которых проходят цапфы двигателя. Это
крепление воспринимает основные силовые нагрузки. Заднее
крепление состоит из двух подкосов с демпферами 3 в осях зад-
них цапф крепления двигателя, что обеспечивает и возможность
температурного расширения двигателя при работе.
На рис. 13.11 показано крепление турбовинтового двигателя
посредством ферменно-балочной конструкции. При симметрии-
358
Рис. 13.9. Крепление ДТРД в сдвоенной гондоле на хвостовой части
фюзеляжа:
I—передний средний узел крепления двигателя; //—передний боковой узел крепления
внутреннего двигателя; ///—узел крепления внешнего двигателя; IV—задний узел креп-
ления двигателя; 1— двигатели; 2—узлы крепления гондолы к фюзеляжу; 3—передняя
балка; 4—кессон; 5—задняя балка; 6—задний узел; 7—транспортировочные узлы; 8—гон-
дола; 9—передние средние узлы; 10—передние боковые узлы (амортизаторы); //—соеди-
нительный болт; 12—вильчатый кронштейн; 13—конусный штырь; 14—рукоятка для регу
лировки положения двигателя в гондоле; /5—панель кессона; 16—регулируемый подкос
^амортизатор); /7—наконечник; /S^-боковой кронштейн гондолы; 19—амортизатор; 20—ка-
чалка двигателя
Рис. 13. 10. Крепление ТВД к конструкции крыла:
у—передний демпфер; ^противопожарная перегородка; 3—задний подкос-демпфер; 4—
ферма; 5—-лонжерон
Рис. 13. 11. Крепление ТВД к гондоле:
1—передняя боковая цапфа; 2—ось демпфера (демпфер условно не показан); 3—серьга;
4—верхний подкос; 5—балка; 6—внутренний подкос: 7—кронштейн; 8—задние тяги на-
вески двигателя с демпферными устройствами
360
ном нагружении балки 5 и подкосы 6 работают как стержни, а
при боковом нагружении балки включаются в работу на изгиб.
Подкосы 6 обеспечивают боковую жесткость фермы.
Рис. 13. 12. Задний амортизатор:
/—вилка; 2—стопорный винт; 3—корпус; 4—гайка; 5, б—втулки; 7—ди-
сковый демпфер; 8— втулка; Р—центральный стержень; 10—резьбовой
наконечник (ухо)
На рис. 13.12 и 13.13 показана конструкция заднего и перед-
него амортизаторов, применяемых в креплении двигателей на
рис. 13.10 (поз. Л 3) и на рис. 13.11 (поз. 2, 8).
Задний амортизатор (см. рис. 13.12) выполняет роль подкоса-
демпфера. Амортизатор состоит из резиновых дисков 7 и рас-
порных втулок 6, смонтированных на стержне 9. Резьбовой на-
конечник 10 служит для регулирования положения двигателя
при монтаже на ферме крепления.
Рис. 13. 13. Передний амор-
тизатор:
J—цапфа двигателя; 2—корпус;
3—распорная втулка; 4—аморти-
зационный диск; 5—фланец; 6-*
втулочный амортизатор; 7—стяж-
ная гайка
Передний амортизатор (рис. 13.13) состоит из амортизацион-
ных резиновых дисков 4, распорных втулок 3 и втулочного ре-
зинового амортизатора 6, смонтированных в корпусе 2. Аморти-
затор помещается в узле фермы крепления двигателя и закреп-
ляется на цапфе 1 двигателя стяжной гайкой 7.
361
ОСНОВЫ РАСЧЕТА ЭЛЕМЕНТОВ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ
Расчет крепления двигателя состоит в определении усилий,
действующих в элементах крепления, и подборе требуемых се-
чений этих элементов. Масса и положение центра тяжести дви-
гателя обычно заданы в его техническом описании.
Порядок выполнения расчета следующий:
1)	определение расчетных нагрузок, регламентированных
нормами прочности для крепления двигателя;
2)	выбор расчетной схемы (статически определимой для
стержневых систем крепления);
3)	определение усилий в элементах;
4)	подбор требуемых сечений в элементах и определение
запаса прочности.
Определим усилия в элементах крепления внешнего двигате-
ля, установленного в гондоле на хвостовой части фюзеляжа (см.
рис. 13.9). Внешние нагрузки Ру и Рх и расчетная схема пред-
ставлены на рис. 13.14, а (расчетный случайЛд-^7д).
Действие сил Ру
Заднее крепление. Опорную реакцию заднего узла 2 опреде-
лим из условия равновесия
Р^-^2(а + &) = 0; ^2 = ^-
а + о
Переднее крепление. Примем, что суммарная опорная реак-
ция переднего крепления Ry^ проходит через его плоскость в
направлении оси у. Из условия равновесия определим суммар-
ную реакцию
-Pyb+R^a+b^O-, Ry*=-^-
а + b
Вертикальные усилия в элементах переднего крепления числен-
но равны этой реакции, но имеют обратные знаки. На рис.
13.14, б представлена схема распределения усилий по элемен-
там крепления:
'вертикальные составляющие усилий в узлах 4, 4'
Ру.— РуК
Ry* = РуЬ .
2	2 (л 4- Z»)
горизонтальные составляющие усилий в узлах 4, 4'
z4
?У. р t __ РуЬ .
tg р ’ z4 tgp ’
осевые усилия в боковых подкосах <3—4 и 3'—4Г
О ____ РуЬ
°3—4--
cos а
Ру.
cos а
362
Рис. 13.14. К расчету крепления двигателя:
1—передний средний узел; 2—задний узел; 3—4 и 3'—4'—передние боковые узлы; 5 пилон
Действие силы Рх
Момент Mz = Pxc уравновешивается на креплении опорными
реакциями в виде пары сил/?у2 и	Здесь Ryv — суммар-
ная реакция переднего крепления для данного случая нагру-
жения.
Заднее крепление. Опорную реакцию заднего угла 2 опреде-
лим из условия равновесия
Р с-Ру2(а-}-Ь) = 0;
а 4- о
Переднее крепление. Конструкция переднего среднего узла t
предусматривает восприятие всей осевой нагрузки и, следова-
тельно, RXi = Px- Усилия в элементах передних боковых крепле-
ний определим аналогично случаю нагружения их силой Р^
(рис. 13.14, в):
вертикальные составляющие усилий в узлах 4 и 4'
р ___р ______	____ Р*с .
yi ь	2	2(a + i) ’
горизонтальные составляющие усилий на узлах 4 и 4'
Pzi=-^~ и Рг4'=—
tg ₽	tg ?
осевое усилия в боковых подкосах 3—4 и 3'—4'
с	Руа тт о	Руь
Од-4-	И Оз'_4' —------
cos a	cos а
При боковом нагружении крепления силой Pz опорные реак-
ции Rz2 и определяем из условия равновесия относительна
узлов 1 и 2. Момент Mx = Pzc полностью воспринимается перед-
ним креплением.
Суммарные усилия в элементах крепления двигателя опреде-
ляем алгебраически сложением усилий от раздельного действия;
сил Рх, Pyt Pz.
§ 3. СИСТЕМЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
СИСТЕМА ТОПЛИВОПИТАНИЯ
Назначение системы топливопитания
и основные требования к ней
Система топливопитания предназначена для размещения на*
самолете необходимого количества топлива для полета и для
подачи его к двигателю на всех режимах полета. На современ-
ных самолетах запасы топлива (авиационного керосина) могут
составлять от 20 до 50% взлетной массы самолета. Для разме-
щения топлива используют объемы крыла, фюзеляжа и подвес-
364
ные баки. На пассажирских, транспортных самолетах и бом-
бардировщиках топливо размещают в крыле и этим освобожда-
ют фюзеляж для полезной нагрузки (рис. 13.15).
Система топливопитания может включать в себя следующие
различные по назначению системы:
питания двигателей топливом;
централизованной заправки топливом на земле;
Рис. 13. 15. Размещение
топливных баков на
сверхзвуковом самолете:
1, 2, 8— балансировочные
баки; 3, 7—расходные баки;
4, 5, 6, 9, /0—основные баки
дозаправки топливом в воздухе;
аварийного слива топлива в воздухе;
питания топливом подвесного летательного аппарата до его
пуска и др.
Система топливопитания должна удовлетворять ряду основ-
ных требований:
обеспечивать надежное питание двигателя на всех режимах
и высотах полета и независимо от атмосферных условий;
иметь достаточную вместимость топливных баков, обеспечи-
вающих заданную дальность или продолжительность полета;
быть удобной в эксплуатации, безопасной в пожарном отно-
шении и живучей;
выработка топлива должна мало влиять на полетную цент-
ровку самолета.
Схемы подачи топлива к двигателю
Система топливопитания современного самолета с ТРД или
ТВД состоит из топливных баков, трубопроводов, насосов, кла-
панов и кранов, фильтров, системы контроля за наличием, вы-
работкой топлива.
На схеме (рис. 13.16) топливо из бака 5 засасывается под-
качивающим насосом (ПН) 6 и по магистрали через обратный
клапан 9 и пожарный кран 11 подается к подкачивающему на-
сосу двигателя (ПНД) 12. Этот насос через фильтр 17 нагнета-
ет топливо под давлением 1,6—2,6 кгс/см2 в основной насос-ре-
365
гулятор двигателя 22, откуда топливо поступает в коллектор
форсунок 25.
Дренажная система 1 обеспечивает необходимое избыточное
давление в баке (например, скоростным напором воздуха) и
этим создает подпор топлива перед насосом 6, что повышает
высотность топливной системы.
По указателю 3 определяют количество топлива в баке и
аварийный запас его, а по расходомеру 14 — текущий расход
Рис. 13. 16. Пример схемы системы подачи топлива к двигателям:
1—воздухозаборник системы наддува; 2—топливомер; 3, 19, 21, 24—указатели; 4—заливная
горловина; 5—топливный бак; 6—подкачивающий насос; 7—сигнализатор давления; 8—сиг-
нальная лампа (указатель); 9—обратный клапан; 10—кран перекрестного питания;
//—пожарный кран; /2—подкачивающий насос двигателя; 13—датчик расходомера топ-
лива; 14—расходомер; /5—перепускная магистраль; 16—топливомасляный радиатор; 17-
топливный фильтр; 18—датчик сигнализатора давления; 20—датчик манометра; 22-
основной насос двигателя; 23—датчик манометра; 25—коллектор форсунок
топлива. Сигнализатор давления 7 срабатывает при падении
давления топлива в 'магистрали ниже допустимого. По указа-
телю 19 судят о засорении топливного фильтра, а по указате-
лям 21 и 24 о давлении перед насосом и форсунками.
На самолете с большим числом топливных баков их объеди-
няют в группы. В системе с параллельно объединенными груп-
пами баков (рис. 13.17) можно управлять расходом топлива
(центровкой самолета), устанавливая режим работы подкачи-
вающих насосов (дежурный, номинальный, форсированный).
Можно отрегулировать так, что ПН одного бака (одной груп-
пы) будет работать в режиме, отличном от режима работы ПН
другого бака (другой группы). В этом случае обратный клапан
3, расположенный у насоса с пониженным режимом работы, за-
кроется, обеспечивая выработку топлива только из бака, где
работает насос на повышенном режиме.
При выходе из строя одного из двигателей при открытом
кране перекрестного питания (кольцевания) 5 топливо будет
направляться, например, к левому работающему двигателю из
группы баков правого двигателя.
366
На самолетах с тремя и более двигателями применяются ав-
тономные, централизованные и комбинированные системы пода-
чи топлива. В автономных си-
Рис. 13. 17. Пример принципиальной
схемы подачи топлива к двум двига-
телям с параллельно объединенными
баками (группами баков):
/—баки; 2—подкачивающие насосы; 3—об-
ратные клапаны; 4—пожарные	краны;
5—кран перекрестного питания
стемах топливо подается к
каждому двигателю от опреде-
ленной группы баков, а в цен-
трализованной системе — че-
рез расходный бак (баки) ко
всем двигателям.
Комбинированные систе-
мы — сочетание автономных и
централизованных систем.
Выбор того или иного спо-
соба подачи топлива зависит
от компоновки самолета и чис-
ла двигателей.
Для сокращения времени
на заправку топливом и сокра-
щения времени обслуживания
тяжелые самолеты оборудуют
дополнительной системой для
подачи топлива от наземных источников под давлением 3—
4,5 кгс/см2, при производительности насосов 1000—2000 и даже
до 5000 л/мин. Бортовая система обеспечивает автоматический
контроль за заправкой топливом. Схема закрытой заправки топ-
ливом представлена на
рис. 13. 18.
Заправка баков под дав-
лением ведется топливоза-
правщиком через зарядный
штуцер /, обычно устанавли-
ваемый снизу крыла или на
борту фюзеляжа.
Доступ топлива в баки 3
открывается и прекращает-
ся при помощи электромаг-
нитных кранов заправки 2.
Открытие и закрытие кра-
нов 2 производится со щит-
ка управления заправкой,
на котором имеется сигна-
лизация лампами положе-
ния этих кранов.
После заполнения баков
В дружную систему
\Сиг нал на
открытие
кранов заправки
Рис. 13. 18. Пример принципиальной
схемы централизованной (закрытой)
заправки топливом:
Сигнал на
закрытие
кранов
/—зарядный штуцер; 2—электромагнитные
краны заправки; 3—топливные баки; 4—
предохранительные топливные клапаны
уровня; 5—индуктивные датчики уровня;
б—дренажный кран; 7—заправочная маги-
страль
индуктивные датчики уров-
ня 5 подают сигналы на автоматическое закрытие кранов за-
правки. В случае их отказа поступление топлива в баки прекра-
щают предохранительные поплавковые гидравлические кла-
367
паны 4. Остатки топлива из заправочной магистрали откачи-
вают через дренажный клапан 6 с помощью шланга топливо-
заправщика, работающего в режиме отсоса.
На большинстве самолетов подача топлива из подвесных ба-
ков осуществляется путем создания в них избыточного давле-
ния по сравнению с давлением в расходном баке основной
системы. На схеме (рис. 13.19) воздух от компрессора 1 поступа-
ет через клапан постоянного перепада давления 2 в бак 3 и вы-
тесняет из него топливо по магистрали 5 в расходный бак топ-
Рис. 13. 19. Пример принципиальной схемы подачи топ-
лива в расходный бак из подвесных баков:
/—заборник от компрессора двигателя; 2—клапан постоянного
перепада давления; 3—подвесные баки; 4—предохранительный
клапан; 5—магистраль подачи топлива в расходный бак; 6—за-
ливная горловина; 7—обратные клапаны
ливной системы самолета. Клапаны 4 предохраняют баки от
смятия при крутом планировании самолета, а обратные клапа-
ны 7 — от возможного перетекания топлива из бака в бак при
эволюциях самолета.
Для контроля полной выработки топлива служит система
сигнализации в кабине летчика.
Дозаправку топливом в воздухе выполняют специально обо-
рудованные для этого самолеты. На самолете-заправщике уста-
навливают насосы перекачки с производительностью в 1000—
2000 л/мин и более, агрегаты регулирования давления топлива,
приспособления для осуществления контакта с заправляемым
самолетом. Заправляемые самолеты имеют сложное оборудова-
ние — централизованную систему заправки с внешним прием-
ником топлива, сигнализаторы заправки, блокирующие устрой-
ство систем захвата и расчленения, аэронавигационную аппара-
туру, обеспечивающую синхронизацию режимов полета самоле-
тов при заправке и др.
368
Самолеты, имеющие ограничение по посадочной массе, обо-
рудуются системами для аварийного слива топлива в воздухе.
В этом случае топливо аварийными насосами с производитель-
ностью до 2000 л/мин подается в трубу слива на концевом обте-
кателе крыла.
Топливные системы дальных сверхзвуковых самолетов, как
правило, оборудуются командной автоматикой, которая обеспе-
чивает программную выработку топлива и его перекачку из од-
них баков в другие при переходе к длительному сверхзвуковому
полету и обратно и др. На рис. 13.15 для этих целей перекачи-
вается топливо из передних балансировочных баков 1 и 2 в зад-
ний бак 8 и обратно. Программную выработку топлива и его
перекачку применяют для обеспечения необходимого положения
центра тяжести самолета («центровки») относительно его фо-
куса, обеспечивающего заданную степень продольной устойчи-
вости.
Конструктивные элементы
Топливные баки служат для хранения топлива. Они делятся
на основные, дополнительные и расходные. Бак, в котором уста-
новлен подкачивающий насос для подачи топлива к двигателю,
является расходным. В зависимости от применяемых материалов
и конструкции различают баки мягкие, жесткие и баки-отсеки.
Рис. 13.20. Размещение мягких баков:
/—контейнер; 2—бак; 3—штырь-шпилька; 4—обшивка; 5—стенка бака
Мягкие баки выполняют из керосиностойкой резины. Снару-
жи для увеличения механической прочности их покрывают про-
резиненной хлопчатобумажной тканью или капроном. Толщина
стенок бака 2,5—6 мм. В стенках бака завулканизовывается
различная арматура: штуцера, фланцы и т. д. Мягкие баки на
самолетах располагаются в специальных контейнерах 1 (рис.
13.20) в крыле или фюзеляже. Баки 2 прилегают к поверхности
369
контейнера и крепятся к ним с помощью штырей 3. Иногда в*
баки вставляют распорные обручи (реб'ра жесткости). Мягкие
баки позволяют хорошо использовать внутренние объемы само-
лета, удобны в производстве и эксплуатации, живучи и тепло-
стойки. Существенным недостатком этих баков является ограни-
ченность срока их эксплуатации, потеря герметичности при
образовании складок.
Жесткие баки часто применяют в качестве дополнительных
и подвесных. Баки делают металлическими из листов 1—2 мм
сплава АМц-М, допускающего глубокую штамповку, хорошо
свариваемого и обладающего хорошими антикоррозионными
Рис. 13.21. Подвесной топливный бак:
/—заливная горловина; 2—передние стойки; 3—рым-болт; 4—вакуум-клапан; 5, 5—задняя
стойка (дальняя); 7—дополнительная сливная пробка; 8—сливная пробка; 9—заборник.
топлива; 10—трубопровод
свойствами. Металлический бак состоит из обечайки, днищ и ря-
да внутренних подкрепляющих перегородок — диафрагм. На-
ружная арматура обычно крепится на фланцах, которые прива-
ривают или присоединяют болтами. На рис. 13.21 показан под-
весной сбрасываемый металлический топливный бак самолета-
истребителя МиГ-19. Бак подвешивают под крыло с помощью
рым-болта 3, передних стоек 2 и задней стойки 5 или 6 (в за-
висимости от типа самолета). Передняя стойка одновременно
служит воздухопроводом для подачи воздуха от компрессора, а
задняя — топливопроводом к расходному баку.
Герметичные баки-отсеки представляют собой внутреннюю
герметизированную часть конструкции (крыла или фюзеляжа).
В крыле такой бак-отсек ограничен лонжеронами, нервюрами,
нижней и верхней панелями (рис. 13.22). Герметичные баковые-
отсеки позволяют увеличить запас топлива, создают благопри-
ятные условия для восприятия нагрузок от массы топлива и
уменьшают массу конструкции. Для обеспечения надежной гер-
метичности баков-отсеков, особенно клепаной конструкции, при-
меняют внутришовную герметизацию (уплотнительная лента) в
процессе сборочно-клепальных работ и внутреннюю поверхно-
370
стную герметизацию термо-, морозо- и керосиностойкими гер-
метиками. Конструкция баков-отсеков подвергается статическим
испытаниям и опрессовывается сжатым воздухом.
Подкачивающие внутрибаковые насосы являются одним из
основных средств повышения высотности топливной системы.
Применение этих насосов исключает возможность появления ка-
витации (выделение из топлива пузырьков газа или паров в
трубопроводах системы и на всасывании насосов в двигателе).
Производительность отдельных насосов достигает до 4000 л/ч
Рис. 13.22. Топливный бак-отсек
крыла:
/—съемная крышка; 2—передняя стенка
лонжерона; 3—стрингер; 4—слой герметика;
5—стыковая нервюра; 6—слой уплотнитель-
ной замазки; 7—нижняя панель
Рис. 13.23. Конструктивная
схема внутрибакового под-
качивающего насоса:
/—центробежное (рабочее) ко-
лесо; 2—сетчатый фильтр; 3—
электродвигатель; 4—стенка ба-
ка; 5—осевое колесо (шнек)
при давлении 0,6—1,3 кгс/см2. Насос состоит из двух основных
узлов: центробежного колеса 1 и привода электродвигателя 3
(рис. 13.23).
Перекачивающие насосы перекачивают топливо из дополни-
тельной группы баков в основную. Насосы обеспечивают полную
выработку топлива из баков и поддерживают в расходном баке
заданный уровень топлива.
Топливные фильтры предназначены для удаления механиче-
ских примесей и воды из топлива, поступающего к насосам вы-
сокого давления на двигателе. Они бывают сетчатые, щелевые,
пористые и др. Сетчатый фильтрующий элемент задерживает ча-
стицы размером более 45 мкм, 'бумажные прессованные паке-
ты — фильтроэлементы — более 10 мкм.
Для управления подачей топлива устанавливают краны и
клапаны. Перекрывные краны выполняют функции пожарнькх
кранов и кранов кольцевания, обратные клапаны пропускают
371
топливо только в одном направлении, а предохранительные кла-
паны защищают систему топливных баков от нерасчетного по-
вышенного давления или от нерасчетного разрежения. Пере-
крывные краны управляются электромеханизмами, их выключа-
тели обычно располагают на одном пульте с выключателями на-
сосов.
Для обеспечения бесперебойной подачи топлива к двигателю
при отрицательных перегрузках, когда топливо перемещается в
Рис. 13.24. Схемы устройств для подачи топлива к двигателю:
а, б—заборное устройство топливного отсека — соответственно клапан поднят (гори-
зонтальный полет) и клапан опущен (полет при отрицательной перегрузке); в—акку-
мулятор; /—расходный топливный бак; 2—отсек отрицательных перегрузок; 3—клапан;
4—топливный аккумулятор с резинотканной мембраной; 5—штуцер подвода воздуха
от компрессора двигателя; б—обратный клапан; 7—фильтр
верхнюю часть баков, предусматривают специальные заборные
устройства в расходном баке или топливные аккумуляторы в
магистралях (рис. 13.24).
При отрицательных перегрузках в баке, имеющем специаль-
ное заборное устройство (рис. 13.24, а, б), груз, расположенный
в баке, посредством рычага опускает клапан 3 и сообщает за-
борную горловину подкачивающего насоса с верхней частью от-
сека 2, куда поступает топливо при отрицательных перегрузках.
Топливо забирается только из этого специального отсека 2 в
баке 1. При отсутствии отрицательных перегрузок топливо в от-
сек поступает из бака прямо к заборной горловине подкачи-
вающего насоса.
При использовании специального топливного аккумулятора^
включенного в топливную магистраль (рис. 13.24, в), в случае^
падения давления в основной магистрали, идущей из бака к дви-
372
гателю (например, из-за отлива топлива от заборной горловины1
подкачивающего насоса в баке при отрицательных перегрузках),
топливо вытесняется из аккумулятора давлением воздуха, по-
ступающего от компрессора ТРД.
СИСТЕМА МАСЛОПИТАНИЯ
Назначение системы маслопитания и основные
требования к ней
Система маслопитания обеспечивает постоянную подачу мас-
ла к трущимся поверхностям двигателя, обеспечивая уменьше-
ние трения и теплоотвод от них. Эта система в силовой установ-
ке занимает особое место, так как даже временное прекращение
подачи масла может вызвать перегрев, заклинивание, поломки у
двигателя, т. е. выход его из строя. У ТВД масло системы ис-
пользуется еще для привода механизма изменения угла установ-
ки лопастей воздушного винта изменяемого шага.
Основные требования, предъявляемые к системам маслопи-
тания:
система должна быть надежной в работе, независимо от вы-
соты и режима полета, эволюций самолета и атмосферных ус-
ловий;
масло должно охлаждаться с минимальными затратами мощ-
ности двигателя на работу охлаждающего устройства;
расход масла в полете должен быть небольшим;
система должна быть безопасной в пожарном отношении,
простой в эксплуатации.
Схема подачи масла
К маслосистеме относятся: масляный бак, трубопроводы, ра-
диаторы, фильтры, краны, устройства по управлению и контро-
лю за работой системы.
Для каждого двигателя на самолете имеется автономная
масляная система. При любой схеме масло из бака или системы
подается (нагнетается) в двигатель и откачивается из него дви-
гательными насосами. В отдельных схемах предусмотрен подка-
чивающий насос (насос подпитки). Внешние участки системы от
масляного бака до нагнетающего насоса и от откачивающего
насоса до бака называются всасывающей и откачивающей ма-
гистралями.
На схеме (рис. 13.25) масло из бака 1 забирается нагнетаю-
щим насосом 3 двигателя и через фильтр 6 подается в двига-
тель 9 к местам смазки. Отработавшее масло при помощи отка-
чивающих насосов 10 поступает в центробежный воздухоотдели-
тель двигателя 11. Освобожденное от пузырьков воздуха масло
направляется в радиатор 12, откуда охлажденным возвращается
в маслобак. Суфлирование маслобака производится через дви-
373-
гатель центробежным суфлером 2, что уменьшает выброс масла
из бака в атмосферу и уменьшает попадание в бак пыли и вла-
ги из воздуха. Контроль работы системы ведется по показани-
Рис. 13. 25. Схема масляной системы:
ям указателей температу-
ры 5 и давления 8 входяще-
го масла.
У самолетов с ТВД масло
(примерно 80—90% от про-
качки) непрерывно циркули-
рует по замкнутому контуру
«двигатель — маслорадиа-
тор — двигатель», минуя бак.
Этим ускоряется прогрев
массы масла, сокращается
время на подготовку двига-
теля к работе, особенно ре-
дуктора воздушного винта.
Конструктивные элементы
Баки обычно распола-
гают в районе двигательно-
го отсека и подвешивают на
с амортизаторами, приварен-
<7—бак; 2—центробежный суфлер; 3—нагнетаю-
<щий насос; 4, 5—датчик и указатель темпера-
туры; 6—фильтр; 7, 8—датчик и указатель
давления; 9—двигатель; 10—откачивающие на-
сосы; //—воздухоотделитель; /2—масляный
радиатор
стягивающих лентах или на узла:
ными к баку, к раме, пожарной перегородке и т. п. У турбореак-
тивных двигателей расход масла незначителен (1 л/ч нд 1000 кгс
тяги) и у них применяют маслобак малой емкости или встраи-
вают его вместе с топливомасляным радиатором в один агрегат.
Масляные баки по конструкции аналогичны металлическим топ-
ливным бакам.
На рис. 13.26 представлен металлический бак самолета
ТВД. На обечайке бака вварена заливная горловина 3 и флан-
цы для арматуры, а внутри бака размещены устройства для
замера уровня масла (1 и 2) и забора масла при отрицательных
перегрузках 10.
Маслорадиатор служит для охлаждения масла. Охлаждение
масла производится внешним потоком воздуха (у самолетов с
ТВД) или потоком топлива (у самолетов с ТРД), проходящим
через трубочки радиатора (рис. 13.27, в), в щелях которого про-
текает масло (рис. 13.27, а). Масло.отдает тепло стенкам тру-
бок, а трубки воздуху (топливу). У ТВД проход воздуха регу-
лируется створками туннеля маслорадиатора на капоте двига-
теля (рис. 13.27, б).
Масляные фильтры предназначены для очистки масла от
твердых частиц, являющихся продуктами коксования и разло-
жения масла, износа деталей и коррозии. Фильтрация масла
производится как в самом двигателе (основная), так и во внеш-
ней маслосистеме. Конструктивно фильтры выполняются пла-
374
Рис. 13. 26. Масляный бак:
/—датчик масломера; 2—мерная линейка; 3—заливная горло-
вина; 4—фильтр сетчатый; 5—пробка; 6—штуцера дренажных
трубопроводов; 7—поплавок масломера; 8—сливная пробка;
9—штуцер для забора масла в механизм управления винтом;
10—заборное устройство при отрицательных перегрузках; //—шту-
цер для забора масла в подкачивающий насос
Рис. 13.27. Воздушно-масляный ра-
диатор:
/_СОты радиатора;	2—корпус-обечайки;
3—радиатор; 4—створки; 5—каналы для<
прохождения жидкости
375;
стинчатыми или щелевыми, наборными из составных сетчатых
фильтрующих элементов, дисковыми и простыми сетчатыми, ци-
линдрическими. Сетчатые фильтры обычно устанавливают в за-
ливной горловине бака (см. рис. 13.26, поз. 4).
Система питания маслом двигателей современных 'самолетов
надежна и работа ее достаточно автоматизирована. Обеспечение
надежной подачи масла при отрицательных перегрузках и эво-
люциях самолета достигается невырабатываемым объемом мас-
ла в баке, установкой в баке перегородок с карманами, простых
поворотных заборных устройств. Регулирование температуры
масла на входе в двигатель выполняется автоматикой. Датчики
сигнализаторов минимального остатка масла и давления на вхо-
де в двигатель осуществляют контроль за работой системы.
*
СИСТЕМА ВСАСЫВАНИЯ ВОЗДУХА
Назначение входных устройств
и основные требования к ним
Входные устройства предназначены для подвода потребного
количества воздуха к двигателю и отдельным агрегатам сило-
вой установки (к радиаторам, на обдув и вентиляцию кабин и
пр.). Во входном устройстве (воздухозаборнике) энергия ско-
ростного напора преобразуется в энергию давления воздуха
перед компрессором двигателя. Форма и размеры входного уст-
ройства зависят от назначения самолета, его максимальной ско-
рости и компоновки на нем двигателя.
Подвод воздуха к двигателю должен осуществляться при
выполнении следующих условий:
наилучшее использование скоростного напора воздуха;
обеспечение двигателя потребным количеством воздуха на
всех режимах работы;
создание равномерных полей скоростей и давлений потока
на входе в компрессор двигателя;
обеспечение охлаждения двигательной установки и ее агре-
гатов;
обеспечение минимального лобового сопротивления при ма-
лой массе, простоте конструкции и регулирования.
Схемы входных устройств
В зависимости от формы и расположения на самолете раз-
личают лобовые, боковые и крыльевые входные устройства.
Наилучшими аэродинамическими качествами обладают лобо-
вые заборники, размещают их в носовой части фюзеляжа или
гондолы двигателя (рис. 13.28).
При размещении двигателя внутри фюзеляжа часто приме-
няют заборники по бокам фюзеляжа. Это позволяет уменьшить
длину воздухозаборных каналов, а следовательно, внутренние
376
потери и высвободить объем носовой части фюзеляжа для раз-
мещения оборудования. Эффективность боковых заборников
меняется при косом обдуве воздушным потоком, они требуют
установки особых устройств перед входом для отсоса погранич-
Рис. 13. 28. Лобовые воздухозаборники
ного слоя с обшивки-стенки. Боковые входные устройства име-
ют различную форму поперечного сечения и могут быть полу-
круглыми, плоскими и совковыми (рис. 13.29). Иногда при боль-
ших толщинах крыла боковые заборники выносят на переднюю
кромку (рис. 13.30). При размещении нескольких двигателей
под фюзеляжем или крылом сверхзвукового самолета применя-
ют плоские входные устройства (рис. 13.31).
Рис. 13.29. Боковые воздухозаборники:
а—полукруглые; б—совковы
На самолетах с турбовинтовыми двигателями входные уст-
ройства образуются из обтекателя воздушного винта, воздухоза-
борника гондолы и входного канала двигателя (кольцевые воз-
духозаборники). Расположение воздухозаборника за воздушным
377
винтом улучшает использование скоростного напора, так как
этим устраняется торможение его пограничного слоя.
В зависимости от расчетной скорости полета самолета, вход-
ные устройства бывают дозвуковые и сверх-
звуковые.
Дозвуковое входное устройство выпол-
няют из обечайки со скругленными кром-
ками в виде расширяющегося канала, в ко-
тором скорость потока уменьшается и, как
следствие, увеличивается его давление.
Сжатие воздуха осуществляется в потоке
вследствие его торможения перед входом
в компрессор двигателя и этим обеспечи-
ваются минимальные потери. При сверх-
звуковой скорости полета перед таким воз-
духозаборником с тупыми кромками обра-
зуется прямой скачок уплотнения воздуха,
от чего резко увеличивается сопротивление
Рис. 13.30. Крыль- и уменьшается степень сжатия воздуха
евые В0ники03 р‘ в воздухозаборнике (рис. 13.32, а).
При М=С 1,5 применяют воздухозаборные
устройства другой конструкции. Сверхзву-
ковое входное устройство состоит из регулируемого конуса 2 и
обечайки 1 с острой передней кромкой. При обтекании конуса
поток меняет направление, образуется косой скачок уплотнения,
в котором скорость падает, а давление повышается, и торможе-
ние потока происходит в сравнительно слабом замыкающем пря-
мом скачке (рис. 13.32,6).
Рис. 13.31. Подфюзеляжные плоские воздухозабор-
ники СПС
Число скачков на конусе зависит от его формы. Отсюда и
названия: односкачковый, двухскачковый и т. д.
Потребное число скачков на конусе определяется расчетной
скоростью полета, например, три М=^2 — система двух косых
378
и одного -прямого, при М^З,0 — система четырех косых и од-
ного прямого.
При больших скоростях полета и при снижении высоты по-
лета с помощью клапана перепуска (створок) 3 излишний воз-
Рис. 13. 32. Схемы работы воздухозаборников:
а—дозвуковое воздухозаборное устройство (при обтекании сверхзвуковым потоком'
М>1); б—сверхзвуковое воздухозаборное устройство М< 1,5; /—обечайка; 2—конус;
3—клапан перепуска; 4—клапан впуска; 5—щель для слива пограничного слоя
дух из воздухозаборника перепускают в атмосферу. Клапан
впуска (створки) 4 открывается для доступа дополнительного
воздуха из атмосферы в канал при взлете на малых скоростях
полета и при подъеме на высоту, чем снижаются потери дав-
ления на входе в двигатель.
Рис. 13.33. Пример конструктивного оформления боко-
вых плоских воздухозаборников:
а—щель для слива пограничного слоя фюзеляжа; б—отверстия
для отсоса пограничного слоя с рампы
Одной из причин неустойчивой работы входного устройства
является отрыв пограничного слоя воздуха от поверхности кону-
са (клина, внутренней поверхности обечайки и др.).
379
Пограничным слоем называется тонкий слой заторможенного
воздуха, образующийся на поверхности тела, обтекаемого пото-
ком. Отрыв пограничного слоя от поверхности конуса приводит
к образованию вихрей за конусом. При этом появляются пуль-
сации потока (помпаж), которые приводят к недопустимой тряс-
ке двигательной установки и могут явиться причиной выключе-
ния или поломки двигателя.
Отсос пограничного слоя способствует безотрывному обтека-
нию конуса потоком. Пограничный слой с поверхности фюзеля-
жа, крыла перед заборником, конуса и внутренней поверхности
обечайки удаляют через щели (отверстия) 5 для слива его, а
отсасывают через специальные отверстия на поверхности под-
вижного клина (рис. 13.33).
Конструктивные элементы
Конструкция воздухозаборников и воздушных подводящих
каналов образуется из конструктивных элементов фюзеляжа,
крыла или гондол двигателей (рис.13.34). Части каркаса изго-
товляют с учетом аэродинамических, тепловых (от неравномер-
ного нагрева при торможении воздуха) и вибрационных (от
неустойчивой работы — помпажа воздухозаборника) нагрузок
входного устройства. Для того чтобы уменьшить потери энер-
гии воздушного потока, обводы канала выполняют без крутых
поворотов, резкого изменения миделя канала, заклепочные сое-
динения и все стыки герметизируются. Участок воздушного
канала перед двигателем (длиной, примерно (равной диаметру)
делают прямолинейным. Воздухозаборное устройство дозвуко-
вого самолета «настраивают» на наивыгоднейшие условия рабо-
ты. Например, на самолете с тремя двигателями на хвостовой
части фюзеляжа боковые двигатели отодвигают от борта (под-
вешивают на пилоне), разворачивают к 'борту (на два-три гра-
дуса) и приподнимают вверх (на один-два градуса). Носовую
часть входного устройства среднего двигателя отодвигают вверх
над фюзеляжем, и компоновку воздушного канала выполняют
с минимальными возможными искривлениями.
Работой воздухозаборного устройства сврехзвукового само-
лета управляет автоматика (счетно-решающие блоки, следящий
привод, датчики и др.). Дело в том, что для устойчивой работы
такого заборника на различных режимах полета требуется иметь
соответствие пропускной способности воздухозаборника и комп-
рессора двигателя.
Автоматическое регулирование воздухозаборного устройства
выполняется различными способами: осевым перемещением ко-
нуса клина (см. рис. 13.32, поз. 2), изменением угла наклона
шарнирных подвесок-рамп, специальным профилированием сече-
ния входного канала и регулированием расхода воздуха через
канал с помощью клапанов, створок (см. рис. 13.32, поз. 3, 4).
380
В конструкциях воздухозаборника предусматриваются уст-
ройства для предотвращения обледенения в полете входных
кромок и частей их (тепловой обогрев) и защиты воздушного
f
Рис. 13.34. Конструктивное устройство воздухозаборников:
с— в носовой части фюзеляжа; б—в корневой части крыла; /—воздушный канал;
2—панели наружной обшивки; 3—шпангоуты; 4—внутренняя обшивка; 5—передний
лонжерон центроплана; 6—средняя часть гондолы; 7—воздухозаборник; .в—продольные
силовые балки; 9—задний лонжерон центроплана
тракта, компрессора от попадания посторонних предметов при
работе двигателя на земле (сетки, воздушная завеса от комп-
рессора и др.).
381
СИСТЕМА ВЫПУСКА ОТРАБОТАННЫХ ГАЗОВ
Выходные устройства и основные требования к ним:
Выходные устройства служат для отвода газового потока,,
выходящего из двигателя, за пределы двигательной установки и
использования их энергии для создания силы тяги (в ТВД прак-
тически только для отвода потока). Вместе с тем они выпол-
няют ряд других функций: регулирование проходных сечений
сопла при изменении режимов работы двигателя; изменение на-
правления вектора тяги (реверсирование); глушение шума,
производимого струей двигателя.
Выходное устройство должно удовлетворять следующим ос-
новнЫхМ требованиям:
иметь минимальные гидравлические потери в газовом потоке
на всех режимах полета;
иметь минимальные тепловые потери и в то же время обеспе-
чивать эффективное охлаждение прилегающих элементов кон-
струкции;
при наличии системы реверса обеспечивать максимальную
обратную тягу;
обеспечивать эффективное шумоглушение.
Схема выходных устройств
Выходное устройство бывает дозвуковое и сверхзвуковое, с
регулируемым и нерегулируемым реактивным соплом. Примене-
ние дозвукового сужающегося сопла на больших скоростях по-
лета приводит к большим потерям тяги из-за недорасширення
газа, причем чем больше скорость полета, тем больше потери
тяги. На скоростях полета до М= 1,54-1,6 применяют сверхзву-
ковое расширяющееся реактивное сопло. Чтобы обеспечить ус-
тойчивую работу двигателя на всех режимах работы (или ос-
новных), применяют регулирование сопла, обеспечивая полное
или близкое к этому расширение газа с наименьшими потерям^
Регулирование производят с помощью открытия или прикрытия
створок, образующих стенки сопла, или же перемещением внут-
ренней иглы и др.
Конструктивные элементы
Элементы конструкции выходного устройства, особенно удли-
нительные трубы и форсажные камеры, работают в тяжелых ус-
ловиях (высокие температуры, большие нагрузки, химически
активные газы).
Трубы изготовляют из листов жаропрочной или нержавеющей
стали с ребрами-кольцами жесткости. Внутреннюю поверхность
делают гладкой, без выступов: все соединения частей ее выпол-
няют герметичными. Выходные каналы выполняют круглого се-
382
чения и по возможности прямолинейными, а если это невозмож-
но, например, при расположении выпускных труб ТВД по кры-
лу, то придают им плавные очертания. Соединение выпускной
трубы с фланцем на корпусе двигателя выполняется телескопи-
ческим с шаровым шарниром-кольцом. Узлы заднего крепления
труб предусматривают свободу продольных, а иногда и попереч-
ных перемещений от термического удлинения самих труб (ка-
Рис. 13.35. Система выпуска ТРД с нерегулируемым
соплом:
/—фланец; 2—выпускная труба; 3—внутренний конус; -/—стержень;
5—фланец; 6—кожух; 7—сопло
чалки, подвески, ролики с направляющими на борту 'самолета).
Для уменьшения тепловых потерь удлинительные трубы покры-
вают теплоизолирующими материалами (мятая алюминиевая
фольга, 'стеклянная вата и др.). От перегрева прилегающих ча-
стей конструкции планера, агрегатов силовой установки приме-
няют защитные экраны, кожухи и системы обдува атмосфер-
ным воздухом внешних поверхностей выходного устройства или
двигательного отсека.
На рис. 13.35 показана конструкция нерегулируемого вы-
ходного устройства ТРД. Устройство состоит из выпускной
трубы 2, внутреннего конуса 3, стержней-стоек 4, реактивного
насадка (сопла) 7 и тепловой защиты. Выпускная труба при
помощи фланца 1 крепится к корпусу турбины, а к ней флан-
цем 5 крепится сопло. Сопло охлаждается воздухом, который
проходит по кольцевой щели между соплом и кожухом 6.
383
Рис. 13.36. Схематический чертеж ТРДФ со сверхзвуковым
/—входное устройство; 2—компрессор; 3—камера сгорания; 4—вал тур-
ходное многостворчатбе сопло; 8—гидроцилиндр-сервомотор для управ-
торы пламени форсажной камеры;
У двигателей типа ТРДФ (рис. 13.36) форсажная камера сго-
рания 6, куда подается дополнительное топливо через коллектор
с форсунками 9, помещается между турбиной 5 и выходным на-
садком (соплом) с отклоняемыми створками выходного сопла 7.
Для организации устойчивого горения служит диффузор каме-
ры 6, образованный наружной трубой и внутренним конусом, и
стабилизаторы пламени 10 и И.
Все элементы форсажной камеры изготовляют из жароупор-
ных материалов (температура газов 1600—1800°С). Наружные
поверхности охлаждаются воздухом, а внутренние нередко до-
полнительно покрывают специальной эмалью.
Рассмотрим управление створками у ТРДФ. При подаче топ-
лива в форсажную камеру площадь выходного сечения сопла
должна быть увеличена для сохранения нужного перепада дав-
ления газа на турбине и температуры перед турбиной. Измене-
ние диаметра проходного сечения сопла 7 производится створ-
ками при помощи гидроцилиндра 8.
Как показано на рис. 13.37, при подаче давления гидросмеси
поршень гидроцилиндра 1 управления створками посредством
тяги 2 сдвигает влево кольцо 3, охватывающее створки 4 соп-
ла. Кольцо заставляет каждую створку 4 поворачиваться во-
круг своей оси 5 и прикрывать сопло.
При движении кольца вправо створки под действием потока
газов приоткрывают сопло.
По аналогичной схеме происходит регулирование реактивно-
го сопла двигателя.
На магистральных самолетах с ТРД начинают применять при
посадке и маневрировании на земле реверсирование тяги. Ре-
верс тяги производят отклонением потока газов, например, с по-
мощью поворотных створок с лопатками, установленных на вы-
хлопной трубе.
384
входным устройством и форсажной камерой сгорания:
бины; 5—турбина; 6—форсажная камера сгорания; 7—регулируемое вы-
ления створками; 9—форсунка форсажной камеры; 10, 11—стабилиза-
12—форсунка основной камеры
Совместная работа выходного и входного устройства двига-
тельной установки должна обеспечивать необходимую тягу для
выполнения заданных режимов полета самолета. На рис. 13.38
показана компоновочная ехема двигательной установки с фор-
сажем тяжелого сверхзвукового самолета (СПС), размещенная
под задней частью крыла. На схеме показаны положения эле-
ментов входного и выходного устройств на различных режимах
полета самолета.
При взлете устройства регулируются таким образом, чтобы
двигатель развивал максимальную тягу (рис. 13.38, б). Для
этого подвижная рампа 3 приподнята, взлетные створки 13 от-
крыты. В соответствии -с этим открыты дополнительные забор-
Ось двигателя
Рис. 13. 37. Конструктивная схема механизма управления створ-
ками сопла:
1 — гидроцилиндр;	; 3 — кольцо; 4 — створки; 5 — ось-шарнир створок
13	2659
385
ники воздуха 5, первичное 6 и вторичное 8 сопла двигателя;
включен глушитель шума 9 для регулирования допустимого
уровня шума.
Рис. 13.38. Компоновочная схема двигательной гондолы
сверхзвукового самолета:
1—щель для слива пограничного слоя с поверхности крыла; 2—не-
подвижная плоскость клина; 3—подвижные рампы; 4—дозвуковой
канал воздухозаборника; 5—дополнительные заборники воздуха;
6—первичное сопло; 7—реверс тяги; 8—регулируемое вторичное
сопло; 9—глушитель; /0—форсунки форсажной камеры; //—стенка
под двигателем; 12 — перепускная (противопомпажная) створка;
13—вспомогательная (взлетная) створка; 14—обечайка; /5—верти-
кальная перегородка; разделяющая воздухозаборники двух дви
гателей;
А—щель для слива пограничного слоя с плоскости клина; В—воз-
дух пограничного СЛОЯ;
а—в сверхзвуковом крейсерском полете; б—при взлете на форсаж-
ном режиме; в—при остановке двигателя в полете; а—при посадке
с реверсом тяги
В сверхзвуковом крейсерском режиме полета двигатель не-
сколько задросселирован. Входное и выходное устройства обес-
печивают работу двигателя с минимальным расходом топлива и
внешним сопротивлением. Рампа опущена, лишний воздух из
386
канала перепускается створками 12, с поверхности рампы отса-
сывается пограничный слой, форсаж двигателя и глушитель шу-
ма отключены, выходные створки сопла 8 отрегулированы на
оптимальное расширение струи газа (выходного импульса).
При пробеге самолета открыт дополнительный заборник воз-
духа 5 и включен реверс тяги 7 двигателя для получения отри-
цательной тяги.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ
на различных режимах.
Рис. 13.39. Пульт управления двига-
телями самолета Ту-134:
/—пульт управления; 2—рукоятка стопо-
рения рулей и элеронов; 3—откидной упор
малого газа; 4—рычаги управления левым
двигателем; 5—рычаги управления правым
двигателем; 6—гашетка защелки упора ма-
лого газа; 7—тормозная рукоятка; 8—штур-
вал триммера
и «Максимал» («Полный фор-
Современные реактивные двигатели эксплуатируются в ши-
роком диапазоне высоты и скоростей полета. Как в полете, так
и на земле, двигатель работает	~
работы ГТД характеризуется
тягой, развиваемой двигателем
(мощностью ТВД), и удель-
ным расходом топлива.
Система управления двига-
телем состоит из рычага на
пульте летчика, связанного тро-
сами и тягами с топливным на-
сосом-регулятором двигателя,
который обеспечивает автома-
тическую подачу топлива в ка-
меры сгорания в количестве,
необходимом для поддержания
заданного режима на всех ско-
ростях и высотах полета.
Режим работы двигателя
устанавливается поворотом ры-
чага управления двигателя
(РУД) и контролируется по
показаниям указателей на при-
борной доске экипажа. Движе-
ние рычага «от себя» — увели-
чение тяги (мощности), «на
себя» — уменьшение.
Рычаг обычно имеет заще-
лочную фиксацию в положе-
ниях «Стоп», «Малый газ» (или
«Холостой ход»), «Номинал»
саж»), а при необходимости рычаг тормозной рукояткой может
быть зафиксирован в любом другом промежуточном положении,
что позволяет летчику снимать с него руку (рис. 13.39).
В зависимости от типа самолета система управления двига-
телями может осуществляться при помощи жестких тяг, тросо-
вой проводки или посредством тросов и жестких тяг (рис. 13.40).
Жесткая проводка выполняется из трубчатых металлических
13*
387
тяг (стальных и дюралюминиевых), которые имеют регулируе-
мые наконечники. Между 'собой тяги связаны посредством кача-
лок, шарнирно закрепленных на борту самолета, в двигатель-
ном отсеке.
Тросовую проводку наиболее часто применяют на многодви-
гательных самолетах. Управляют двигателями с центрального
пульта, расположенного между летчиками, или с пультов левого
Рис. 13.40. Схема проводки управления двигателями самолета Ту-134:
/—качалки; 2—жесткие тяги; 3—пульты правого и левого пилотов; 4—разъем тросов;
5—направляющий ролик; 6—жесткие тяги; 7—конечный сектор
и правого летчика. В последнем случае рычаги правого и лево-
го пультов кинематически связывают один с другим (см. рис.
13.40, поз. 1, 2). Тросы закрепляют на секторах у рычагов, сое-
диненных с жесткими тягами в двигательных отсеках, создавая
тем самым замкнутую проводку. Для разъема тросовой провод-
ки и регулировки ее натяжения устанавливают тандерные сое-
динения.
В системах управления двигателями нередко применяют спе-
циальную предупредительную звуковую сигнализацию. Сигнали-
зация срабатывает, если, например, на взлете щитки-закрылки
не установлены на взлетный угол или не выпущены при посад-
ке самолета.
В 'последнее время проявляется интерес к замене механиче-
ского управления двигателями дистанционными—электрическим.
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА
Возможность возникновения пожара на борту самолета обус-
ловлена наличием больших запасов горючих материалов; самэ-
388
воспламеняемостью топлив и ма-сел три попадании их на горя-
чую поверхность двигателя и агрегатов двигательной установ-
ки; различного рода летными происшествиями и др.
Источником воспламенения горючих материалов могут быть
повреждения отдельных участков электросети или разряды ста-
тического электричества, которые образуются, например, из-за
трения обшивки самолета о воздух .во время полета.
На современных самолетах предусматриваются различные
средства для предотвращения возникновения пожара (пассив-
ная защита) и для его ликвидации (активная защита).
Рис. 13.41. Схема про-
тивопожарного оборудо-
вания двигательного от-
сека:
/—датчик сигнализатора по-
жара; 2—электронный уси-
литель; 3—сигнальная лампа;
4—автомат защиты сети; 5—
кнопка включения огнетуши-
теля; 6—кнопка включения
пожарного крана; 7—электро-
пневмоклапан; 8—воспламе-
нитель пиропатрона; 9, 10—
противопожарный баллон с
головкой затвором; 11—кол-
лектор-распылитель
крана
К пассивной защите относят противопожарные перегородки,
рациональное размещение элементов силовой установки, про-
дувка воздухом опасных в пожарном отношении отсеков, зон
и др.
Для ликвидации пожара на самолетах устанавливают:
системы тушения пожара в двигательном отсеке, гондолах;
системы тушения пожара внутри двигателя;
ручные переносные огнетушители (на пассажирских само-
летах).
Система активной защиты состоит из термоизвещателей,
сигнальных ламп, баллонов с огнегасящей жидкостью (газом),
коллекторов-распылителей и трубопроводов. Датчики термоиз-
вещателей (сигнализаторы) пожара срабатывают при недопус-
тимом повы1шени|И температуры, в месте их установки (до
200+50° С), а датчики ионизационного сигнализатора (ИС) ре-
агируют на токопроводящие свойства пламени. Система обеспе-
чивает автоматическое (по сигналам термоизвещателей) вклю-
чение огнетушителя (в полете и при посадке с убранными шас-
си), а также и ручное (летчиком илп бортинженером). Прибо-
ры управления, контроля и сигнализации расположены на щит-
ке управления и контроля работы силовой установки в кабине.
На рис. 13.41 представлена принципиальная схема противо^
пожарного оборудования двигательного отсека самолета. При
загорании на табло в кабине экипажа сигнальной лампы 3 с
389
надписью «Пожар» летчиком нажимаются кнопки 5 и 6. При
срабатывании электропневмоклапана 7 перекрывается топливная
магистраль у насоса, а замыкание электроцепи пиропатрона 8
приводит к его взрыву в головке затвора 10 'противопожарного
баллона 9, Газы, образующиеся при взрыве пиропатрона, откры-
вают клапан затвора баллона и огнегасящая жидкость (состав
«7» или фреон 114Bs) под давлением (^75 кгс/см2) выбрасы-
вается по трубопроводу через коллектор-распылитель 11 в про-
странство между двигателем и фюзеляжем. Сигнальная лампа 3
отключается после прекращения пожара.
Для обеспечения постоянной готовности системы регулярно
проверяют цепи датчиков сигнализаторов, величину давления
газа в баллоне и массу его (вместе с огнегасящей жидкостью).
ГЛАВА 14
ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ И ГАЗОВЫЕ
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ СИСТЕМ
И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К НИМ.
СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА СИСТЕМ
Для приведения в действие систем управления самолетом и
двигателем, друпих систем и агрегатов оборудования и воору-
жения на самолете используют различные виды энергии со зна-
чительными потребляемыми мощностями. Систему подвода энер-
гии к потребителям вместе с источником энергии на самолете
называют бортовой энергетической или силовой системой.
В зависимости от вида используемой энергии системы быва-
ют гидравлические (энергия давления жидкости); газовые (энер-
гия сжатого воздуха, азота и др.) и электрические.
Надежная работа силовых бортовых систем, наряду с други-
ми факторами, обеспечивает успех выполнения полетного зада-
ния и безопасность полета самолета. Основные требования,
предъявляемые к любой силовой системе независимо от вида
используемой энергии: достаточная мощность для управления со-
ответствующим объектом;
минимальное запаздывание подачи энергии к рабочим меха-
низмам;
высокая надежность работы и обеспечение безопасности по-
лета самолета при отказах (резервирование агрегатов и систем);
работа системы независимо от изменения температурь:, вы-
соты и скорости полета самолета;
минимальная масса и габариты.
Каждая энергосистема обладает специфическими свойства-
ми и имеет те или иные преимущества.
На современных самолетах одно из ведущих мест занимает
гидравлическая система, быстрое развитие и резкий рост мощ-
ностей которой объясняется широким использованием гидропри-
водов рулевых поверхностей. Применение гидравлических при-
водов на самолете вызвано сравнительно малыми массой и га-
баритами, большим быстродействием и малой инерционностью
подвижных частей исполнительных механизмов (в отличие от
электродвигателей).
391
Масса и габариты гидравлического агрегата составляют при-
мерно 10—20% массы и габаритов электрического агрегата по-
добного назначения той же мощности.
Приводы гидравлической системы позволяют развивать зна-
чительные усилия при большом быстродействии, длительности и
плавности работы, обеспечивают простую фиксацию промежу-
точных положений исполнительных механизмов. Гидравлические
системы применяют для управления стабилизатором и рулями,
консолями крыла переменной стреловидности, для уборки и вы-
пуска шасси, взлетно-посадочной механизации и тормозных щит-
ков, управления входными и выходными устройствами двига<
тельной установки и др. К недостаткам этой системы можно от-
нести сравнительно большую массу проводки и рабочего тела,
зависимость работы агрегатов от окружающей температуры, от-
носительно малую надежность и пожароопасность.
Так, повреждения агрегатов и трубопроводов, связанные
потерей герметичности, могут привести к выбросу жидкости из
системы.
Это ведет не только к отказу гидросистемы, но при примене-
нии легковоспламеняющихся жидкостей и к опасности возникно-
вения пожара на самолете, что противоречит как требованиям
безопасности полета, так и требованиям эксплуатационной жи-
вучести.
В газовых системах чаще всего используется энергия
сжатых газов, находящихся в специальных 'баллонах высокого
давления. Работа в этих системах осуществляется за счет рас-
ширения сжатого газа (воздуха, азота и др.).
Система обладает малой массой трубопроводов и рабочего
тела, высоким быстродействием при больших мощностях, неза-
висимостью от внешней температуры и пожаробезопасностью.
Газовые силовые системы широко используют в качестве ава-
рийных силовых систем и в агрегатах дополнительного управле-
ния (где необходимо достаточно большое быстродействие), на-
пример, для аварийного выпуска шасси, открытия люков при
аварийном покидании самолета, выпуска и отцепки тормозного
парашюта, перезарядки оружия, управления замками, кранами
и др. Недостатки системы вызываются, в основном, большой
сжимаемостью газов. Это приводит к взрывоопасности и боль-
шому запаздыванию. Поэтому эти системы не применяются там,
где нужно точное обслеживание входного сигнала, так как же-
сткую фиксацию исполнительного механизма в промежуточном
положении осуществить трудно.
Электрические системы обладают незначительной
массой электропроводки и удобством ее монтажа, наименьшим
запаздыванием в передаче энергии, простотой формирования и
передачи управляющего сигнала. Электрические системы ши-
роко 'используются в дистанционном управлении агрегатами и в
автоматических системах при относительно малых потребных
392
мощностях исполнительных устройств, в рулевых машинах авто-
пилотов, управляющих золотниками гидроусилителей, автоматах
загрузки рычагов управления самолетом, управлении триммера-
ми, насосами перекачки топлива и др.
При проектировании силовых и управляющих систем самоле-
та конструкторы стремятся максимально использовать преиму-
щества каждой из рассмотренных выше видов энергосистем и
поэтому практически энергосистема самолета является смешан-
ной — электрогидравлической, электрогазовой или электрогазо-
гидравлической. Так, электрические системы посредством элект-
рогидравлических и электрогазовых кранов, клапанов и золот-
ников распределителей управляют потоком энергии гидравличе-
ских и газовых систем. Недостатки электрических систем: боль-
шие масса и габариты источников энергии и исполнительных
механизмов, инерционность электромоторов и недостаточная
высотность (при большом разряжении воздуха щетки на кол-
лекторах электромоторов и генераторов начинают искрить
и др.).
В бортовых силовых системах применяют различные конт-
рольные и сигнализирующие устройства, по которым судят
работе и появлении неисправностей.
§ 2. СХЕМЫ ПОДАЧИ ЭНЕРГИИ К ПОТРЕБИТЕЛЯМ
Каждая из силовых систем может быть условно разделена на
следующие части (рис. 14.1):
1)	питающую (центральную) часть, обеспечи-
вающую выработку определенного вида энергии и подачу ее к
р а с пр ед ел.ит е л ь н ы м устройств а м;
Рис. 14. 1. Блок-схема силовой системы самолета:
/—контролирующие устройства; 2—управляющая часть (рас-
пределение); 3— исполнительная часть (потребление); 4—уп-
равляемые агрегаты самолета
393
2)	управляющую часть, распределяющую поток
энергии к исполнительным агрегатам;
3)	исполнительную часть, преобразующую подан-
ную энергию в механическую в виде поступательного или вра-
щательного движения управляемых агрегатов.
Все части системы соединены между собой посредством тур-
бопроводов или проводов.
Ознакомимся с устройством и работой гидравлической и га-
зовой силовых систем.
Гидравлическая силовая система
В состав силовой гидравлической системы включают следую-
щие агрегаты и устройства.
Питающая часть системы состоит из баков, гидронасосов,
гидроаккумуляторов, клапанов, штуцеров зарядки и т. д. и рабо-
чей жидкости.
Бак предназначен для размещения запаса жидкости, подачи
ее на всасывание насосом и в изменяющиеся объемы рабочих
полостей исполнительных устройств. В конструкции бака пре-
дусматриваются устройства для отстоя, фильтрации и подачи
жидкости при отрицательных перегрузках самолета.
Гидронасос преобразует подводимую к нему энергию от при-
вода силовой установки в энергию потока жидкости. Наиболее
распространенный тип насоса — плунжерный с переменной-про-
изводительностью, с приводом от двигателя. У таких насосов
при любом расходе жидкости поддерживается в системе посто-
янное давление. Производительность насосов может быть самой
различной (более 50 л/мин). Ее назначают исходя из требуемой
мощности, а рабочее давление составляет 150—210 кгс/см2. На
самолетах некоторых типов используют гидросистемы с давле-
нием 280 кгс/см2.
Использование высоких давлений связано с тем, что такие
системы, не уступая по надежности работы системам с рабочим
давлением 150—210 кгс/см2, оказываются значительно выгоднее
последних в весовом отношении.
Гидроаккумулятор представляет собой цилиндрический или
шаровой баллон, внутренние полости которого разделены на ча-
сти свободноплавающим поршнем 1 (рис. 14.2, а) или упругой
резинотканевой мембраной 4 (рис. 14.2, б). Верхние полости 2
гидроаккумуляторов заполняются азотом под давлением (60—
90 кгс/см2), а нижние 3 соединяются с нагнетающей магист-
ралью. Под давлением рабочей жидкости поршень смещается
(мембрана прогибается) и сжимает азот,, аккумулируя запас;
его энергии. Расходование энергии происходит, когда сжатый
азот, расширяясь, выталкивает жидкость из гидроаккумулятора
в систему.
394
В управляющую часть системы входят различные
краны, клапаны и золотники, управляющие потоком жидкости.
Кранами осуществляются управление агрегатами прерывистого
действия (шасси, тормозные щитки, закрылки и т. д.). Клапана-
ми и золотниками — управление агрегатами со следящим дей-
ствием (входное воздушное устройство ТРД, гидроусилители в
управлении самолетом). Управление этими устройствами произ-
водится при помощи механичес-
кой или электрической передач.
В исполнительную
часть системы входят сило-
вые цилиндры, гидромоторы и
устройства, обеспечивающие
соблюдение специальных усло-
вий, накладываемых на работу
исполнительных агрегатов (на-
пример, порционеры, обеспечи-
вающие синхронность работы
тормозных щитков справа и
слева, обратные и специальные
клапаны, пропускающие жид-
кость только в заданном на-
правлении и др.).
Силовые цилиндры и гидро-
моторы преобразуют энергию
потока жидкости в механиче-
скую энергию поступательного
или вращательного движения
для управления.
Схемы силовых цилиндров приведены на рис. 14.3. Если рас-
пределительное устройство сообщит левую полость цилиндра с
магистралью высокого давления pif а правую со сливом р2 (рис.
14.3, а), то поршень со штоком переместятся вправо и обеспечат
перемещение управляемого агрегата, например, уборку или вы-
пуск стойки шасси. Величина усилия Ршт зависит от перепада
давлений, площадей поршня F и штока f и величины сил трения
Ртр поршня и штока о цилиндр
=рЛ -р^г- Л-Лр-
Цилиндр с односторонним штоком из-за различия площадей
F и (F—f) развивает различные усилия при движении вправо
и влево. Силовой цилиндр с двусторонним штоком (рис. 14.3, б)
имеет одинаковые характеристики.
Вторым типом силового привода являются гидромоторы,
представляющие собой обращенные гидронасосы. В этом приво-
де к гидромотору подводят жидкость под давлением, и она вра-
щает его. Крутящий момент привода определяет давление жид-
395
кости, а скорость вращения выходного вала — расход жидкости
Гидромоторы обычно «сопрягают с редукторами, преобразующи-
ми вращательное движение -выходного вала в возвратно-поступа-
тельное перемещение штока, соединяемого <с управляемым агре-
гатом самолета.
Рис. 14.3. Схема силовых гидравлических цилиндров

К вспомогательным устройствам относят манометры давле-
ния, воздухоотделители, фильтры и др.
В качестве примера рассмотрим работу гидравлической си-
ловой системы уборки и выпуска щитков-закрылков самолета-
истребителя (рис. 14.4).
Рис. 14.4. Схема питающей части гидросистемы:
/—бак; 2—насос; 3—фильтр; 4—предохранительный клапан; 5—на-
гнетающая магистраль; 6—гидроаккумулятор; 7, 8—датчик давления
и манометр; 9—распределитель; 10—силовой цилиндр; //—сливная
магистраль; /2—заливная горловина; 13—наддув и стравливание воз-
духа
Из питающей части 'системы (бака 1) гидравлическим насо-
сом 2 забирается жидкость (авиационное масло АМГ-10) и че-
396
рез фильтр 3 по нагнетающей магистрали 5 подается в распре-
делительное устройство 9 управляющей части.
Г и д-p о а к -к у му л ято р 6 служит дополнительным источ-
ником энергии и для уменьшения пульсаций и скачков давления
жидкости в системе. Наддув воздухом бака 13 обеспечивает бес-
кавитационную работу гидронасоса.
Предохранительный клапан 4 предназначен для ограничения
давления в жидкости. В случае повышения давления клапан от-
крывается и жидкость по сливной магистрали 11 возвращается
в бак. Клапан закрывается при восстановлении заданного дав-
ления.
Фильтр 3 установлен для очистки жидкости от посторонних
частиц, поступивших и образовавшихся в системе. По показа-
ниям манометра давления 8 определяют состояние системы.
Распределительное устройство «уборки — выпуска» щитков—
это электромагнитный трехпозиционный кран. Число позиций
крана соответствует трем положениям щитка: взлетному, поса-
дочному, убранному.
При установке крана на «Выпуск» жидкость поступит в ци-
линдр 10 подъема-выпуска щитков — исполнительной части
системы.
Силовой цилиндр преобразует энергию жидкости в поступа-
тельное движение штока (по схеме влево) и посредством меха-
нической системы производит выпуск щитков-закрылков во
взлетное положение.
Из нерабочих полостей силового цилиндра через магистраль
слива жидкость возвращается в бак. Таким образом, система
становится замкнутой и жидкость в процессе работы не расхо-
дуется.
Щиток-закрылок, дойдя до крайнего положения, нажмет на
концевой микровыключатель взлетного положения, который
включит сигнальную лампу в кабине самолета и одновременно
отключит трехпозиционный кран.
Газовая силовая система
Газовая силовая система состоит из таких же составных ча-
стей, что и силовая гидросистема. Однако из-за различия физи-
ческих свойств рабочих тел (плотности, вязкости, сжимаемости
и др.), система имеет свои особенности в конструкции и ра-
боте.
В состав газовой силовой системы включают следующие аг-
регаты и устройства.
Питающая часть системы состоит из баллонов со сжа-
тым рабочим телом, источников энергии, редукторов давления,
штуцеров зарядки бортовых баллонов и т. д.
Баллоны характеризуются внутренним объемом, рабочим
максимальным давлением газа. Давление в баллонах до-сти-
397
гает до 130—150 кгс/см2. Вместимость баллонов небольшая (2—
4 л каждый), и поэтому система не применима для привода аг-
регатов, непрерывно работающих в полете.
Баллоны по внешней форме бывают цилиндрические и шаро-
вые. Цилиндрические баллоны изготовляют из цельнотянутых
бесшовных стальных труб, к которым приваривают полусфери-
ческие донные части. Шаровые баллоны изготовляют обычно из
двух полусфер, соединенных сваркой. На баллонах приварива-
ются узлы крепления, штуцера для соединения с трубопровода-
ми и др.
Рис. 14.5. Схема питающей части воздушной
системы:
/—воздушный компрессор; 2—отстойник; 3—фильтр; 4—
автомат давления; 5—обратный клапан; 6—запорный кла-
пан; 7—бортовой ’зарядный штуцер; 8, 9—соответственно
манометр и датчик давления; 10—бортовые баллоны;
//—редуктор; /2—распределитель
Управляющая часть состоит из распределительных,
дифференциальных кранов, редукторов переменного давления
и т. д.
Исполнительная часть состоит из силовых цилинд-
ров, тормозных камер колес шасси, обратных, стравливающих
клапанов и т. д.
Устройство и работа силового газового цилиндра подобны
устройству и работе силового гидравлического цилиндра.
К вспомогательным устройствам системы относятся бортовые
воздушные компрессоры, манометры давления, отстойники и др.
На рис. 14.5 показана схема питающей части системы. Заряд-
ка системы производится от наземного источника, подключае-
мого к бортовому зарядному штуцеру 7, Сжатый воздух посту-
пает в магистраль через запорный клапан 6, обратный клапан 5
и заполняет бортовые, баллоны 10. Контроль за давлением за-
рядки ведется по показанию манометра 8. По окончании за-
рядки клапан 6 закрывается. В исполнительную часть системы
398
воздух поступает через воздушный редуктор 11 при открытом
распределителе 12. Из нерабочих полостей исполнительных уст-
ройств после завершения цикла воздух стравливается в атмо-
сферу и поэтому система является незамкнутой. Для подзарядки
баллонов в полете устанавливают воздушный компрессор 1 с
приводом от двигателя. Воздух из компрессора проходит отстой-
ник 2, фильтр 3 и после автомата давления 4 поступает в бал-
лоны.
Рис. 14. 6. Схема управляющей и исполнительной
частей воздушной системы (на примере тормозной
системы легкого самолета):
/—тормозной рычаг; 2—трос; 3—рычаг; 4—редуктор;
5—дифференциальный клапан; 6—рычаг с коромыслом;
7—тяга; <?—педали ножного управления; 9—тормозные ко-
леса; 10, //—датчики давления и манометры
Воздушный редуктор И служит для понижения давления
воздуха, поступающего в исполнительную часть системы до ра-
бочего давления (45—50 кгс/см2), что позволяет экономно рас-
ходовать сжатый воздух из баллонов при срабатывании испол-
нительных устройств. Автомат давления 4 предназначен для пе-
реключения компрессора на холостой режим работы по оконча-
нии подзарядки баллонов до заданного давления.
Фильтр и отстойник улавливают части масла, влаги и дру-
гие включения, которые были в воздухе.
В качестве примера управляющей и исполнительной частей
системы, которые весьма разнообразны на самолетах различно-
го назначения, рассмотрим схему управления тормозами колес
(рис. 14.6) самолета-истребителя. К управляющей части отно-
сятся редуктор переменного давления 4 и дифференциальный
клапан 5. С помощью этого редуктора в системе поддерживает-
ся рабочее давление в пределах от 0—10 кгс/см2. Торможение
производится нажатием тормозного рычага 1, установленного на
399
ручке управления самолетом. Движение рычага передается на
трос 2, рычаг 3 и толкатель редуктора 4 переменного давления.
Толкатель приоткрывает клапан /впуска, находящийся внутри
редуктора, и воздух из питающей части системы (см. рис. 14.5,
поз. 11) поступает в дифференциальный клапан и далее, при
нейтральном положении педалей 8, в исполнительную часть обо-
их тормозных колес 9. Для раздельного управления тормозами
колес самолета при движении по земле служит дифференциаль-
ный клапан 5, связанный с педалями ножного управления 8 и
тягой 7 Отклонение педалей вызывает перемещение рычага с
коромыслом 6 и соответствующие нажатия на толкатели клапа-
нов впуска дифференциала. При этом в одном тормозе колеса
давление остается неизменным, а в другом — уменьшится или
полностью стравится в атмосферу (при крайнем положении пе-
далей). Для контроля за работой системы торможения установ-
лены датчики давления и манометры 10 и 11.
§ 3. ТРУБОПРОВОДЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
И СИСТЕМ
Трубопроводы служат для соединения агрегатов данной ма-
гистрали и подачи жидкости или газа. Во время работы трубо-
проводы подвергаются гидравлическим ударам, пульсациям дав-
ления жидкости или газа и вибрациЯхМ от частей самолета и дви-
гателя.
В силовых установках и системах применяются жесткие и
гибкие трубопроводы. Жесткие трубопроводы высокого давления
выполняются стальными (из нержавеющей стали), а низкого
давления — из холоднотянутых или холоднокатаных дюралевых
труб. Во избежание коррозии последних применяется их защит-
ное анодное покрытие. Гибкие трубопроводы (шланги) изготов-
ляют из специальных сортов резины и нескольких слоев ткане-
вой (или даже металлической стальной) оплетки. Иногда приме-
няют витой каркас из проволоки. Соединение трубопроводов
между собой с агрегатами силовой установки и систем в лини-
ях высокого давления производится при помощи резьбовых нип-
пельных соединений, а в линиях низкого давления с помощью
дюритовых муфт (гибких рукавов) и стяжных хомутов.
Для облегчения проведения работ при эксплуатации авиаци-
онной техники трубопроводы систем маркируют и окрашивают в
разные цвета в зависимости от назначения. Опознавательная
маркировка трубопроводов осуществляется нанесением цветных
колец, указывающих на принадлежность к сети определенного
потребителя и назначение его в сети. Трубопроводы топливной
системы окрашивают в желтый цвет, масляной — в коричневый,
гидравлической — в серый, воздушной — в черный, пожарной —
в красный. В эти же цвета окрашивают соответствующие ручки
и рычаги управления, приборы и т. д.
ГЛАВА 15
УЗЛОВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ И ТРЕБОВАНИЯ
К СОЕДИНЕНИЯМ КОНСТРУКЦИЙ
Отдельные части, агрегаты и детали самолета связаны меж
ду 'Собой посредством узловых 'Соединений. Так соединены части
и детали каркаса самолета, узлами закреплены на самолете
взлетно-посадочные устройства, детали и агрегаты управления,
двигатели, топливные баки, вооружение, оборудование и т. д.
Благодаря наличию узловых соединений конструкция самолета
работает как единое целое.
Через узловые соединения от одной части конструкции к
другой могут передаваться большие сосредоточенные силы. Эле-
менты узлового соединения имеют сложную конструкцию. Нали-
чие отверстий и резких изменений поперечного сечения вызыва-
ет в элементах соединения концентрацию напряжений. Распре-
деление усилий между элементами узлового соединения в боль-
шой степени зависит от грамотности конструкции, технологии
изготовления отдельных деталей, точности сборки соединения
срока службы самолета.
Даже незначительные отклонения, допущенные при изготов-
лении элементов соединения и в процессе сборки узла (отклоне-
ния в размерах, в режимах термообработки, в технологии сбор-
ки и т. п.), а также изменения, происходящие в процессе экс-
плуатации самолета (износ деталей соединений, коррозия и
т. п.), могут существенно повлиять на напряженное состояние
элементов узлового соединения и срок службы его элементов,
определяемый их усталостной долговечностью. Именно этим объ-
ясняется то, что наиболее ответственные узлы рассчитываются на
повышенные нагрузки. Узловые соединения испытывают на ста-
тическую прочность и на усталость.
Расчленение конструкции на части, а следовательно, наличие
в ней дополнительных деталей узловых соединений влечет за
собой увеличение массы и уменьшение срока службы конструк-
ции (из-за концентрации напряжений в элементах узлов). По-
этому в современном самолетостроении достаточно ясно выяви-
лась тенденция к уменьшению числа соединений путем создания
401
монолитных конструкций (прессованных панелей, цельноштам-
пованных узлов и т. п.). Как правило, монолитные конструкции
дают возможность на 40—15% снизить вес, что вполне оправды-
вает увеличение стоимости их производства.
Однако вполне очевидно, что полностью исключить узловые
соединения нельзя. Необходимость их диктуется многими обсто-
ятельствами.
Во-первых, большинство частей и агрегатов самолета имеет
разные принципы работы и устройства. Многие из этих агрегатов
содержат в себе подвижные элементы и сами должны быть под-
вижными в процессе эксплуатации самолета. Кроме того, ряд
элементов этих агрегатов по условиям работы выполняется из
разных материалов. Поэтому все такие элементы и агрегаты
должны изготавливаться отдельно и соединяться с помощью
узлов.
Во-вторых, для монтажа элементов и агрегатов в процессе из-
готовления и сборки самолета необходимы определенные техно-
логические люки и разъемы в конструкции самолета, которые
сами должны иметь узловые соединения.
В-третьих, для обеспечения подходов к агрегатам и опреде-
ленным элементам в процессе эксплуатации самолета в конст-
рукции должны быть эксплуатационные разъемы и люки со
своими узловыми соединениями. Увеличение количества эксплуа-
тационных люков повышает эксплуатационную технологичность
самолета.
В-четвертых, в ряде случаев разумное членение конструкции
упрощает изготовление, повышает технологичность изделия и
уменьшает стоимость ее производства. Кроме того, технологиче-
ское членение конструкции способствует повышению ее ремонто-
пригодности.
Вопрос о целесообразности укрупнения или членения конст-
рукции решается на основе анализа конкретной конструкции для
конкретного типа производства. При этом следует учитывать, что
такие элементы узловых соединений как заклепки, болты, вин-
ты, гайки, шайбы и т. п. в большинстве своем стандартизованы,
а производственный и экономический эффект от стандартизации
этих элементов весьма высок.
Узловые соединения конструкции подразделяются на неразъ-
емные и разъемные.
Неразъемными называются соединения, которые невозможно
разобрать без разрушения соединенных деталей или соединяю-
щих элементов. Неразъемные соединения выполняются с по-
мощью заклепок, сварки, клея.
Разъемными называются соединения, которые можно разоб-
рать без разрушения соединяемых деталей и соединяющих эле-
ментов. В зависимости от степени подвижности соединяемых
деталей различают неподвижные, малоподвижные и подвижные
разъемные соединения. Неподвижные разъемные соединения ис-
402
ключают взаимное смещение соединяемых элементов (например,
узел стыковки крыла с фюзеляжем). Малоподвижным соедине-
ниям свойственны редко (Повторяющиеся перемещения соединяе'
мых деталей. При этом, исходя из условий нагружения таких
узлов, их можно подразделять на малоподвижные под нагрузкой
в движении (например, поворотные узлы крыла с изменяемой з
полете геометрией) и малоподвижные под нагрузкой в неподвиж-
ном состоянии (например, некоторые узлы соединений кинемати-
ки уборки и выпуска шасси). Подвижные соединения характе-
ризуются часто повторяющимися относительными перемещения-
ми соединяемых элементов (например, шарниры проводки
управления рулями, шарниры навески рулей).
К узловым соединениям конструкции предъявляются сле-
дующие общие требования:
достаточная прочность и жесткость;
минимальная концентрация напряжений в элементах соеди-
нения и достаточная их долговечность;
технологичность изготовления;
удобство эксплуатации;
удобство ремонта.
В зависимости от конструктивного выполнения узлов соеди-
няемые детали и соединительные элементы могут работать и
рассчитываться на изгиб, срез, смятие, растяжение (разрыв) и
сжатие.
§ 2. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
НЕРАЗЪЕМНЫХ СОЕДИНЕНИЙ
ЗАКЛЕПОЧНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Заклепочные соединения наиболее распространены в авиаци-
онных конструкциях. Работают и рассчитываются заклепки в
основном на срез и смятие и в ряде случаев (крепление обшив-
ки к каркасу) на отрыв головки.
Рассмотрим расчет заклепочных соединений на срез и смя
тие. Наиболее часто встречающиеся заклепочные швы бывают
односрезными (рис. 15.1, а) и двухсрезными (рис. 15.1, б).
Условие прочности заклепок на срез
где Р3 — сила, действующая на заклепку;
d — диаметр заклепки;
т — число плоскостей среза заклепки;
тСр — действующее в заклепке напряжение среза;
тв — предел прочности материала заклепки на срез.
403
Условие прочности соединения на смятие проверяется по фор-
муле
-------------------------- IL5
см-----------в’
где б — толщина листа или ушка в узле. В соединении, изобра-
женном на рис. 15.1, б, надо брать меньшую из толщин: 61 или
26г; ц — коэффициент, зависящий от типа соединения.
Для заклепочных соединений принимают ц=1,5.
клепки
Рис. 15.1. Схема нагружения за Рис. 15.2. Схема разме-
щения заклепок
Для неподвижных и неразъемных болтовых соединений берут
ц=1,2.
Для неподвижных, но разъемных соединений ц= 1,0.
Для малоподвижных соединений (узлы подвески шасси и
др.) ц = 0,4—0,6.
Для подвижных соединений (шарниры управления и др.)
ц = 0,2—0,3.
Таким образом, условие прочности заклепочного соединения
(заклепок и листов) на смятие
где 1,5сгв — предельное напряжение смятия материала заклепки
или листа, выраженное через предел прочности материала на
разрыв огв.
В зависимости от величины усилий, передаваемых заклепоч-
ными соединениями, применяются одно или многорядные швы,
различные диаметры и материалы заклепок.
В соединениях, в которых действуют большие усилия, вместо
заклепок применяют винты или болты. Расчет болтовых соеди-
нений на срез и смятие производится аналогично расчету закле-
почных соединений.
Для определения основных размеров, характеризующих от-
носительное расположение заклепок (рис. 15.2), пользуются сле-
дующими эмпирическими соотношениями.
Шаг заклепок для односрезного шва t^3d, а для двухсрез-
ного t^5d.
Расстояние оси заклепки от края листа a = 2d + 2 мм.
Диаметр заклепки определяется из расчета заклепочного сое-
динения на прочность и выбирается ближайшим из стандарт-
ных (в мм): 1; 1,4; 1,6; 2; 2,6; 3; 3,5; 4; 5; 6; 7; 8; 10.
Рассмотрим работу наиболее характерных заклепочных сое-
динений.
Стык стенки лонжерона, так же как и стенки мо-
ноблочного крыла, обычно
Накладка
Рис. 15.3. Типовой стык
стенки лонжерона
осуществляется с помощью накладки
(рис. 15.3), передающей каса-
тельные усилия от поперечной
силы Q, и касательные усилия от
крутящего момента Л4К, действую-
щие в месте стыка стенки. Любая
Рис. 15.4. Соединение стенки поясом
лонжерона
заклепка, соединяющая накладку со стенкой, работает на срез
и смятие от силы
^3 —	± ?м
Здесь
где п —количество заклепок по одну сторону стыка;
tn — число рядов по одну сторону стыка;
t — шаг заклепок в одном ряду;
qK — касательные усилия от крутящего момента
В данном случае при приближенном расчете можно не учи-
тывать нагрузки заклепок от момента М = (Q±qKH)c, действую-
щего на накладку в результате передачи по ней сил Q и qKH на
плече с, вследствие малости этого плеча (см. рис. 15.3).
Соединение стенки с поясом лонжерона (или
с панелью в моноблочной конструкции) может осуществляться
заклепками или болтами. Сила, действующая на одну заклепку
405
(болт), от которой она работает на срез и смятые, определяется
из равновесия элемента стенки (рис. 15.4)
р _
^3
т
где =qQ±qK — суммарное касательное усилие в стенке о г
Q
поперечной силы ^=-^-и крутящего момента #к;
т — число рядов заклепок;
t — шаг заклепок в одном ряду.
Рис. 15.5. Стык обшивки:
/—поперечный; 2—продольный; 3—со стенкой
Стыки обшивки крыла, оперения и фюзеля-
жа разделяются на продольные и поперечные (рис. 15.5).
В лонжеронных конструкциях крыла и оперения продольный
поперечный стыки передают касательные усилия только о г
крутящего момента qK. При этом сила, приходящаяся на одну
заклепку:
р___
* 3
т
В лонжеронной конструкции фюзеляжа продольный и попе-
речный стыки обшивки передают касательные усилия от попе-
речной силы qQ и крутящего момента qK. В этом случае
d___(Як ± qq) t
*3
т
Продольный стык обшивки в моноблочных конструкциях пе-
редает касательные усилия от крутящего момента qK и от попе-
речной силы qQx (рис. 15.6). При этом
р  (?к ± QqJ t
3 т
406
Поперечный стык в моноблочных конструкциях передает ка-
сательные усилия qv = qK±4Qx и нормальные усилия о, возни-
кающие в обшивке от изгибающего момента М. Сила, дейст-
вующая на одну заклепку, в этом случае
Рис. 15.6. Схема усилий
действующих на стыки
обшивки
^3=—
т
Рис. 15.7. Схема поперечного закле-
почного шва обшивки
Здесь т и t — соответственно число рядов и шаг заклепок
в одном ряду, а 6 — толщина обшивки.
В сильно нагруженных поперечных стыках с целью меньше-
го ослабления листа обшивки устанавливают заклепки в край-
них рядах обычно с большим шагом, а иногда и меньшего диа-
метра, чем в средних рядах (рис. 15.7).
СВАРНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Сварка в авиации применяется для соединения между собой
листов, труб, профилей, отдельных элементов узлов.
Применение сварных конструкций, вместо клепаных, умень-
шает массу конструкции, снижает трудоемкость и обеспечивает
получение сложных по конфигурации элементов конструкции.
Современные методы сварки позволяют получить высокую проч -
ность и надежность сварных соединений.
Все сварочные процессы по своему физическому характеру
условно делят на два вида: сварку плавлением и сварку с при-
менением давления.
Наиболее распространенными в авиации типами сварки плав-
лением является электродуговая, а сварки с применением дав-
ления — точечная и роликовая.
407
Соединения с помощью 'сварки плавлением бывают:
стыковые (рис. 15.8, а), работающие на растяжение;
фланговые и торцовые (рис. 15.8, б, в иг), работающие на
срез.
Более надежными являются сварные швы, работающие на
срез. При этом фланговые швы работают эффективнее торцовых.
При сварке ухудшаются механические характеристики ос-
новного материала. Поэтому при расчете на прочность таких
Рис. 15.8. Типы соединения листов сваркой плавлением
соединений это обстоятельство учитывается снижением допускае-
мых напряжений примерно на 20% но сравнению с принятым
значением для материала свариваемых элементов.
Условие прочности торцовых сварных швов (см. рис. 15.8, а)
на разрыв
Р
° = —---
р	‘ в
7 разр
где ср = 0,8 — коэффициент, учитывающий ослабление материала
сваркой;
^разр — площадь разрыва, определяемая как произведение
длины шва на меньшую из толщин свариваемых листов.
Торцовые и фланговые швы (рис. 15.8, би в), как показыва-
ет опыт, разрушаются от среза по сечениям т—п. Поэтому
прочность таких соединений рассчитывается на срез по формуле
где Fcp — площадь среза, определяемая как произведение коли-
чества швов на длину шва и на меньшую из толщин сваривае-
мых листов (т. е. без учета ослабления материала сваркой).
408
В сварном соединении (рис. 15.8, г) при 6±<б2 срез происхо-
дит по материалу вертикального листа выше сварки, поэтому
Т = -^-<срТв,
51
где q — касательное усилие, действующее вдоль шва..
Рис. 15.9. Примеры со-
единений роликовой и
точечной сваркой:
/—обшивка; 2—пояс; 3—свар-
ка; 4—стенка
Аналогично рассчитываются на срез подобные соединения,
выполненные с помощью роликовой сварки (рис. 15.9).
Швы, выполненные с помощью точечной сварки, рассчитыва-
ются на срез подобно заклепочным соединениям.
Расчет на прочность сварных соединений трубчатых элемен-
тов производится по экспериментальным формулам.
КЛЕЕВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
В настоящее время все чаще стали применяться соединения
элементов конструкции с помощью склеивания. По сравнению с
клепкой в сваркой склеивание обеспечивает большую усталост-
ную прочность конструкций, повышает качество поверхности,
улучшает герметизацию конструкции, снижает стоимость изго-
товления. Клеевые соединения хорошо работают на сдвиг и пло-
хо на отрыв. Поэтому концы клеевых швов целесообразно за-
креплять с помощью заклепок или контактной сварки.
Недостатками клеевых соединений являются трудность осу-
ществления контроля его качества и существенное изменение
механических свойств шва в зависимости от температуры. В на-
стоящее время применяются клеи, работающие при температуре
200° С и выше.
При обычных температурах (20° С) предел прочности кле-
евого соединения на сдвиг составляет 1000 кгс/см2 и более, а на
отрыв — до 250 кгс/см2.
Прочность клеевого соединения, работающего на сдвиг, про-
веряется по формуле
где &и I—соответственно ширина и длина клеевого соедине-
ния;
п — число работающих швов;
тв — предел прочности клеевого соединения на сдвиг.
409
Кроме чисто клеевых, в самолетостроении применяются ком-
бинированные соединения: клеесварные, клееклепаные, клее-
винтовые и др. Такие соединения, успешно сочетая положитель-
ные свойства тех и других соединений, повышают прочность и на-
дежность конструкции.
§ 3. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ РАЗЪЕМНЫХ СОЕДИНЕНИЙ
Разъемные соединения, как было отмечено выше, могут быть
неподвижными и подвижными. Нормы прочности устанавливают
повышенный запас прочности для наиболее ответственных из
этих соединений: расчетная нагрузка для них берется на 25%
больше, чем для соединяемых деталей. Рассмотрим расчет на
прочность основных ответственных неподвижных и подвижных
соединений.
СТЫКОВОЧНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
ЛОНЖЕРОННОГО КРЫЛА С ФЮЗЕЛЯЖЕМ
В современных конструкциях, как правило, применяются
цельноштампованные, монолитные моментные узлы крепления
лонжеронных крыльев (оперений), так как они конструктивно
Рис. 15. 10. Схема нагружения
моментного узла крепления крыла
8/2 а
Рис. 15. 11. Расчетная схема
нагружения проушины мо-
ментного узла крепления
крыла
проще, имеют меньшую массу и большую долговечность, вклю-
чают меньше концентраторов напряжений в виде отверстий
и пр.
Рассмотрим работу и расчет на прочность цельноштамловап-
ного моментного узла крыла, показанного на рис. 15.10. Проуши-
ны этого узла параллельны стенке лонжерона.
В таком узле усилия S от изгибающего момента М попереч-
ной силой Q и Qm от крутящего момента Л4К передаются на
фюзеляж проушинами и стыковочными болтами.
410
При передаче сил Q и QM со стойки через проушины на сты-
ковые болты у каждой проушины создается изгибающий момент
Q "г Олг	о	тт
------е, приводящий к местному изгибу проушины. Для
уменьшения этого момента оси отверстий под стыковочные бол-
ты выносят по отношению к центру тяжести сечения пояса лон-
г тт	С* -Г 0 ”i“~ Q Л1
жерона на величину f. При условии of = ——е местного
изгиба проушин не будет.
Разъемные узлы крыла (оперения) как наиболее ответствен-
ные соединения рассчитывают, как было отмечено выше, на по-
вышенную нагрузку, равную 1,25 расчетной нагрузки крыла (опе-
рения).
Стыковой болт рассчитывают на срез от силы
Р= 1,251/+ V —1,255,
V \	2 J
с	е-	« Q Q и 1 Л4К
так так усилие 5 значительно больше усилии — и	— =------
2	2 2В
где В — расстояние между стыковыми узлами (см. рис. 6.54).
Здесь коэффициент 1.25 учитывает ответственность соединения.
Условие прочности стыковочного болта на срез
где п — количество плоскостей среза болта;
d — диаметр болта.
Проушина работает на смятие и разрыв по сечению а—а и
на срез — по сечению с—с (рис. 15.11).
Толщину проушины б при заданном диаметре болта d опре-
деляют из условия смятия оСм = ^>/б^^цо'в. Так как рассчитывае-
мое соединение неподвижное и разъемное, то ц= 1,0.
Если проушина и болт выполнены из одного и того же ма-
териала (из стали), то для улучшения эксплуатационных свойств
стыка болт термически обрабатывают до меньшего предела
прочности, т. е. с <OR и, следовательно, на смятие уз-
ловое соединение рассчитывают по условию зсм < з При этом
ремонт узла сводится к замене болта.
В том случае, когда проушина выполнена из алюминиевых
сплавов, то в отверстие проушины впрессовывают стальную втул-
ку, чтобы при постановке болта не было «задиров» в отверстии
проушины, а также чтобы увеличить площадь проушины, рабо-
тающую на смятие. При этом расчет на смятие производится
по
проушины
411
Высоту проушины b (размер х) определяют совместно с раз-
мером у, который обычно больше размера х (см. рис. 15.11), из
условия разрыва по сечению а—а методом последовательных
приближений по формуле
1,255
з =------------
В (Ь - d) k

где k — коэффициент, учитывающий концентрацию напряже-
ний вблизи отверстия. На основании многочисленных экспери-
ментов для коэффициента k получено следующее выражение:
6 = 0,565+0,46#/%—0,16/d^ 1,0
Обычно проушину проверяют в сечении с—с на срез и из-
гиб, однако опыт показывает, что после определения размеров х
и у с учетом приведенного
выше соотношения нет необ-
ходимости проверять про-
ушину на срез по сечениям
с—с, так как прочность на
срез в этом случае будет
всегда обеспечена.
Нижняя проушина мо-
ментного узла крыла рас-
считывается на разрыв для
расчетного случая А', а верх-
няя— для случая Д' Так
как расчетная перегрузка
для случая А' значительно
больше, чем для случая £>',
то нижняя проушина выпол
няется более массивной, чем
Рис. 15. 12. Схема нагружения шар
нирного узла крепления крыла
верхняя (см. рис. 15. 10). Расчет моментного узла с проушинами,
расположенными перпендикулярно стенке лонжерона (см.
рис. 6.50), принципиально ничем не отличается от расчета мо-
ментного узла с проушинами, расположенными параллельно
стенке лонжерона.
Шарнирный узел крепления крыла (рис. 15.12) нагружен пе-
ререзывающей 'силой Q, силой QM от крутящего момента и си-
лой S от изгибающего момента в плоскости хорд крыла. Креп-
ление узла к отенке крыла может быть различным. Стыковочный
болт шарнирного узла рассчитывается на срез от силы
/?=1,25/(Q+Q^+S*.
На эту же силу рассчитывается проушина на разрыв и смя-
тие подобно проушине моментного узла. Сила R является исход-
ной величиной для расчета на прочность заклепок или болтов
соединения узла со стенкой крыла. Приближенно можно считать,
что сила R приложена в центре жесткости узла (ц.ж.), а неболь-
412
шим моментом от переноса силы Q+Qm в Ц-ж- можно пренеб-
речь.
При передаче силы Q+Qm со стенки крыла на стыковочный
болт кронштейн узла находится под действием момента М =
= (Q+Qm)(l (см. рис. 15.12), уравновешиваемый со стороны
поясов стенки усилиями S' = Mjh. Здесь а — расстояние от оси
проушины до ц.ж. узла. Полагая приближенно, что сила Q+Qm
приложена в ц.ж., легко рассчитать силы S'
Рис. 15. 13. Схема нагружения моментных узлов
крепления стреловидного лонжеронного крыла:
/—бортовая нервюра; 2—лонжерон крыла
Положение ц.ж. узла можно определить по формулам
ц-ж- 2 л- ’ Уа-Ж~ 2 Л ’
где Fi — площадь среза f-й заклепки узла;
хг- и yi — координаты f-й заклепки.
Пояса кронштейна у места его крепления к поясам стенки
рассчитываются:
верхний — на силу
$rr 2S' — S
2 cos р
нижний —на силу
qzz 2S' -j- S
2 cos p
В стреловидном крыле, когда бортовая нервюра является со-
ставной частью крыла (рис. 15.13, а), сила S воспринимается
поясом лонжерона 5л и поясом бортовой нервюры SH. Стыковой
болт и проушина в этом случае рассчитываются на силу S.
413
Если бортовая нервюра принадлежит фюзеляжу (рис.
15.13, б), стыковку удобнее 'производить вертикальными бол-
тами.
СТЫКОВОЧНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ МОНОБЛОЧНОГО КРЫЛА
В стыковочных соединениях моноблочного крыла изгибающий
момент передается стыковочными болтами и фитингами в растя-
нутой панели и упором фитингов в сжатой панели (рис. 15.14).
Расчетная сила, растягивающая болт,
S6=l,25a8nI/V’
о
где о — нормальные напряжения панели от изгибающего мо-
мента вблизи стыка;
бпр — приведенная толщина обшивки у места стыка;
t — шаг стыковочных болтов.
Рис. 15. 14. Конструкция стыковочного соединения моноблочного крыла:
/—стык передней стенки; 2—нервюра; 3—стрингер; 4—крышка; 5—закладной стыко-
вочный болт; 6—обшивка; 7—фитинг; 8—крепление нервюры в месте стыка
Для уменьшения силы 5б конструкцию узла стремятся делать
так, чтобы сила от стрингеров и обшивки (сгбдр/) проходила че-
рез ось болта, т. е. а = Ь. В этом случае расчетная формула для
прямого крыла упрощается:
q 1,25/И
^б— н „ ’
/7 ср 77(5
414
где А4 — (изгибающий момент в <месте стыка;
//Ср —средняя рабочая высота в месте стыка (среднее рас-
стояние между осями верхних и нижних болтов);
пб — количество стыковочных болтов панели.
Силу предварительной затяжки стыковочных болтов опреде-
ляют из условия нераскрытия стыка при максимальных эксплуа-
тационных нагрузках. При этом растягивающая сила в болтах
при действии переменных нагрузок на крыло остается практиче-
ски постоянной, что обеспечивает повышение усталостной проч-
ности болтов. Кроме того, при наличии предварительной затяж-
ки крутящий момент может передаваться силами трения в сты-
ке без нагружения стыковочных болтов. Однако при расчете
стыковочных болтов влиянием трения в стыке пренебрегают, так
как при действии на соединение расчетных нагрузок стык рас-
кроется. Поэтому на стыковочный болт будет действовать рас-
четная срезающая сила
5К=1,25^К/,
А1к	и
где qK=—------поток касательных усилии от крутящего момен-
250
та;
2Fq — удвоенная площадь контура.
Если же болты крепления панелей моноблока закладные, то
в месте стыка ставят нервюры, закрепленные по контуру моно-
блока. Нервюры трансформируют поток qK от крутящего момен-
та в пару сил 5Кн, которая передается через болты стыков сте-
нок моноблока, создавая дополнительные напряжения среза.
Поперечные силы передаются обычно болтами, •соединяющи-
ми стыковочные профили стенок моноблока (см. рис. 15.14). Рас-
четная срезающая сила
5, = 1,25 — ,
т
где q—поток касательных усилий в стенке моноблока от попе-
речной силы и крутящего момента;
t — шаг болтов в соединении стенки;
т — количество рядов болтов.
В стреловидном моноблочном крыле при наличии стыка в
плоскости «перелома» силовых панелей (рис. 15.15) стыковочные
болты дополнительно нагружаются срезающей силой, которая
представляет собой составляющую осевой силы от изгибающего
момента
5б=5со§хл и 5K=56tgZjI.
415
Стыковочные болты панелей моноблока рассчитывают на рас-
тяжение и срез на участке без резьбы по третьей теории проч-
ности
4
и на растяжение на участке с резьбой по
формуле
Рис. 15. 15. Схема на-
гружения корневой
части стреловидного
моноблочного крыла
с «переломом» сило-
вых панелей в месте
стыка
4
где dp — внутренний диаметр сечения болта
на участке с резьбой. Крутящий момент, пе-
редаваемый на стыки со стреловидного кры-
. ла, дополнительно нагружает стыковочные
болты.
СТЫКОВОЧНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
В месте разъемных соединений фюзе-
ляжа обязательно устанавливаются стыко-
вочные шпангоуты на обеих соединяемых
его частях для обеспечения передачи поперечной силы Q, изги-
бающего М и крутящего А4К моментов с одной части на другую.
Как (правило, передача 'поперечной силы и крутящего момента
с одной части фюзеляжа на другую в разъемном соединении осу-
ществляется с помощью стальных направляющих штырей, кото-
рые рассчитываются на срез, а шпангоут в месте отверстий под
них — на смятие. При этом любой i-ft штырь (при условии, что
все они одинакового диаметра) работает на срез от силы
Здесь

/<3^1,25-5- и Рл, (-=1,25-^-
Q	п	к	у л2
где п — количество штырей;
Гг — расстояние гго штыря до центра жесткости соединения
на сдвиг.
Положение центра жесткости соединения на сдвиг относи-
тельно выбранной точки определяется в этом случае в прямо-
угольной системе координат хОу по формулам:
— и у^=——•
п	п
416
Стяжные болты стыковочного разъемного соединения фюзе-
ляжа выполняются обычно закладными и работают на растяже-
ние от изгибающего момента.
В фюзеляже лонжеронной силовой схемы сила, разрывающая
болт,
$б=1,255л-^,
где 5Л — сила, действующая вдоль лонжерона от изгибающего
момента (а и b см. рис. 15.14).
В фюзеляже стрингерной (моноблочной) силовой схемы по-
добно моноблочному крылу (см. рис. 15.14) стыковочный болт
растягивается силой
56=l,25aV-f ’
где о — нормальные напряжения в панели фюзеляжа вблизи
стыка;
бПр — приведенная толщина обшивки у стыка;
t — шаг стыковочных болтов.
Стыковочные болты фюзеляжа рассчитывают на разрыв на
участке с резьбой по формуле
4
где dp — -внутренний диаметр болта на участке с резьбой.
УЗЛЫ НАВЕСКИ РУЛЕЙ
Узлы навески рулей относятся к ответственным подвижным
соединениям. Обычно такие соединения состоят из оси (штыря,
болта), подшипника и опорного кронштейна (рис. 15.16).
Подшипники узлов работают в условиях знакопеременных
нагрузок, что должно учитываться при выборе подшипника и его
расчете.
Тип подшипника выбирают по допускаемым усилиям, уста-
навливаемым заводом-изготовителем или ВНИИПП с учетом ус-
ловий его работы, габаритов и веса, простоты эксплуатации, на-
дежности.
Подшипники качения (шариковые) по сравнению с подшип-
никами скольжения при одинаковых допускаемых нагрузках
имеют: большие размеры по диаметру; более высокую чувстви-
тельность к динамическим нагрузкам; малый ресурс из-за малой
контактной поверхности и ограниченного перемещения шариков
по беговой дорожке; повышенные требования к монтажу и
смазке.
14	2659
417
При сравнительно малых нагрузках на рули эти недостатки
подшипников качения не являются существенными, но зато ока-
зывается очень важным преимущество этих подшипников — ма-
лое трение. Поэтому они получили широкое распространение в
узлах навески рулей самолетов, особенно при непосредственном
(без гидроусилителей) управ-
Рис. 15. 16. Узел навески руля:
/—руль; 2—ось-болт; 3—сферический под-
шипник; 4—кронштейн навески; 5—втулка
лении этими рулями.
В настоящее время в связи
со все более широким исполь-
зованием гидроусилителей при-
вода рулей в узлах навески ру-,
лей применяют сферические
подшипники скольжения (см.
рис. 15.16), повышенное тре-
ние в которых при наличии
мощных гидроусилителей не
является помехой для их ра-
боты. Они имеют небольшие
габариты и массу.
Для обеспечения возмож-
ных угловых перемещений оси
(болта) при деформациях руля в узлах навески рулей приме-
няют самоориентирующиеся шариковые или сферические под-
шипники.
Силы, действующие на узлы, определяются как реакции опор
руля из условий его равновесия при максимальных нагрузках.
Болт (ось) рассчитывают на срез ?и смятие. А так как толщина
проушины б определяется толщиной внешней обоймы подшип-
ника, то ее прочность на разрыв под подшипником обеспечивает-
ся соответствующим выбором ее ширины. Проушина также
должна проверяться на смятие под подшипником, причем осм =
= 1,2ов. Предельно допустимое напряжение на смятие для болта
и подшипника скольжения принимается равным оСм^0,2~0,Зов.
Кронштейн узла рассчитывается на прочность подобно шар-
нирному узлу крепления крыла (см. рис. 15.12).
СОЕДИНЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ
Все узловые соединения убирающегося в полете шасси мож-
но разделить на малоподвижные (находятся под расчетной на-
грузкой в неподвижном состоянии) и на подвижные.
К малоподвижным соединениям относятся все узлы, фикси-
рующие стойку шасси в выпущенном или убранном положении.
В этих узлах, как правило, применяются бронзовые подшипники
скольжения, которые рассчитывают на смятие при допустимом
напряжении оСм = 0,44-0,6ов.
К подвижным соединениям шасси относятся упорно-опорные
подшипники колес, узлы крепления рычагов колес к стойкам с
418
рычажной подвеской колес, узлы крепления к стойкам многоко-
лесных тележек.
Отметим особенность работы узловых соединений рычага со
стойкой с рычажной подвеской колеса (рис. 15.17). Взаимное
перемещение элементов узловых соединений рычага и аморти-
затора В происходит во время действия на них наибольших сил,
т. е. эти соединения являются «подвижными под нагрузкой»
Рис. 15. 17. Схема нагружения узлов крепления ры-
чага к стойке шасси с рычажной подвеской колеса
Следовательно, расчет на смятие в таких узлах необходимо про-
изводить при допускаемом напряжении на смятие не более
о’см 0,2 -г- 0,3 Gr.
Шарнирное соединение рычага с силовой стойкой, также яв-
ляющееся «подвижным под нагрузкой», нагружено, кроме си-
лы RA, еще и моментом М от боковых сил.
Если приближенно считать, что напряжения смятия о' от мо-
мента меняются вдоль центральной проушины по линейному за-
кону, а во внешних проушинах, достаточно удаленных от нейт-
ральной оси, напряжения смятия о,/ от момента постоянны, то
их максимальные значения будут соответственно равны:
, _ 6Л4	, М
тах~ I2d ’	(I + b) bd
При соотношении 1 = 2Ь, характерном для обычных узловых
соединений, нагруженных только силой, ^'пах — напряжения смя-
14*
419
тия внутренней проушины — оказались бы в 4,5 раза больше
°тах- Для соблюдения равенства °max = amax ширина цент-
ральной проушины должна быть в 6 раз больше ширины край-
ней проушины.
Для уменьшения износа и увеличения допустимых напряже-
ний смятия выгодно центральную проушину фиксировать не-
подвижно относительно болта. С целью увеличения поверхности
смятия болты делают большего диаметра и полыми, ставят до-
полнительные втулки и пр.
ГЛАВА 16
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
§ 1.	ВВЕДЕНИЕ
Проектированием самолетов называют процесс разработки
технических материалов (документации), определяющих летно-
технические характеристики самолета, его аэродинамическую и
конструктивную схему, конструкцию его частей (агрегатов).
Проектирование современного самолета представляет собой
сложную комплексную задачу, в решении которой творчески со-
трудничают большие группы различных специалистов, представ-
ляющие целые производственные коллективы (конструкторские
бюро).
Промышленное проектирование самолета включает в себя
предварительное (предэскизное) проектирование, разработку эс-
кизного проекта и разработку рабочего проекта.
П редварительное проектирование включает в себя установ-
ление потребности в новом проектируемом самолете, разработку
летно-тактических и технических требований к нему и оценку
возможности их реализации. Предварительное проектирование
чаще всего выполняется заказчиком нового самолета, выдаю-
щим конструкторскому бюро конкретное техническое задание, и
реже самим опытным конструкторским бюро.
Выполнить все требования, предъявляемые к проектируемо-
му самолету, трудно, поскольку многие из них противоречат од-
но другому. В связи с этим, на этапе предварительного проекти-
рования приходится находить компромиссное решение, которое
наиболее полно отвечает основным требованиям, определяющим
эффективность применения самолета и позволяет ему наилуч-
шим образом выполнять основное назначение. Для нахождения
таких компромиссных решений привлекаются критерии боевой
эффективности для военных самолетов и экономические — для
гражданских.
Эскизное проектирование заключается в разработке основ-
ных характеристик самолета, его аэродинамической и конструк-
тивной схем, которые позволяют судить о целесообразности
дальнейшего проектирования.
421
В эскизное проектирование самолета входит:
а)	определение массы самолета и его частей;
б)	компоновка самолета и расчет его центровки;
в)	разработка общих видов и компоновочных разрезов и се-
чений;
г)	сокращенная разработка конструкции важнейших частей'
(агрегатов) самолета;
д)	разработка принципиальных схем, систем оборудования и
управления, а также силовой установки;
е)	аэродинамический расчет, расчет устойчивости и управляе-
мости;
ж)	приближенный расчет на прочность важнейших частей
самолета.
Одновременно с разработкой эскизного проекта строится ма-
кет самолета в натуральную величину. Для рассмотрения маке-
та заказчиком назначается специальная макетная комиссия ив
различных специалистов.
После заключения макетной комиссии, которая рассматрива-
ет и утверждает эскизный проект и макет самолета, осуществля-
ется окончательная увязка конструкции с размещением управ-
ления и оборудования, уточняются внешние обводы самолета.
Затем производятся более полные расчеты самолета на проч-
ность. Изготовляются и продуваются в аэродинамических тру-
бах модели и по результатам продувок моделей уточняются
аэродинамический расчет, расчет характеристик устойчивости,,
штопора и флаттера. На основании результатов продувок уточ-
няется схема самолета, проводятся уточненные весовые расчеты.
Рабочее проектирование — это завершающий процесс раз-
работки технической документации. Рабочий проект дает все не-
обходимые материалы о летно-технических данных будущего са-
молета, о его прочности и надежности, все необходимые мате-
риалы для разработки технологии производства самолета. Ра-
бочее проектирование опытного самолета обычно заканчивается;
после того, как построенный образец самолета прошел испыта-
ния.
В рабочее проектирование входит:
а)	разработка чертежей общих видов агрегатов самолета;
б)	разработка сборочных и деталированных чертежей конст-
рукции отдельных арегатов (частей) самолета;
в)	уточнение расчетов на прочность всех силовых элемен-
тов;
г)	уточнение расчетов массы конструкции;
д)	проведение исследовательских и экспериментальных ра-
бот, связанных с внедрением новых конструкций, материалов
и т. п.
Разработка рабочего проекта современного самолета — чрез-
вычайно трудоемкий и сложный процесс, выполнение которого*
22
под силу только большому коллективу квалифицированных ин-
женерно-технических работников различных специальностей.
Процесс проектирования нового образца самолета в практи-
ке работ конструкторских бюро по самолетостроению многих
стран условно разделяют на два этапа: общее проектирование
самолета и проектирование его отдельных частей (агрегатов).
В общее проектирование входят определение основных пара-
метров самолета и его силовой установки, разработка аэродина-
мической и конструктивной схем, компоновка и центровка само-
лета.
Раньше общее проектирование велось методами, основанны-
ми на законах подобия и копирования. Но эти методы практиче-
ски исключают инженерный поиск лучших решений на основе
достижений науки и техники, и поэтому они были заменены ста-
тистическим методом или методом прототипов. По этому методу
параметры нового образца самолета получают путем сравнения
их со статистическими данными построенных самолетов анало-
гичного назначения, стараясь спроектировать самолет с лучши-
ми данными, чем у существующих.
Однако такой метод подразумевает плавное, без скачков,
изменение параметров и характеристик проектируемого самоле-
та и самолетов-прототипов. Принципиально новые самолеты
практически не имеют прототипа, например, сверхзвуковой пас-
сажирский самолет и др.
Поэтому начали развиваться, особенно в последнее время,
аналитические методы решения задачи о выборе наивыгодней-
ших параметров самолета конкретного назначения при его про-
ектировании. Они называются методами оптимального проекти-
рования. В основе их — инженерный поиск параметров и ха-
рактеристик самолета, наилучшим образом удовлетворяющих
выбранному критерию оценки, характеризующему основное ка-
чество проектируемого самолета или комплекс основных качеств
его. Одним из таких методов является использование уравнения
относительных весов самолета, разработанное в начале сороко-
вых годов советским ученым и авиационным конструктором
В. Ф. Болховитиновым.
Решение задачи оптимизации даже нескольких параметров
проектируемого самолета очень трудоемко. Дальнейшее развитие
методов оптимального проектирования стало возможным лишь с
использованием электронно-вычислительных машин (ЭВМ). С
помощью ЭВМ удалось решить задачу оптимального выбора
многих параметров самолета. В настоящее время разработано
уже много методик подобных расчетов. Сложность используемо-
го в них математического аппарата не позволяет привести их в
нашем учебнике.
Проектирование частей самолета неразрывно связано с эта-
пом общего проектирования, когда выбираются и уточняются
основные параметры и геометрические размеры этих частей; раз-
423
рабатывается и увязывается их конструктивно-силовая схема-
проводятся расчеты на 'прочность; определяется масса конструк-
ций. Использование ЭВМ. в процессе проектирования позволяет
во многом ускорить и улучшить и этот второй этап.
Применение ЭВМ позволяет во многом автоматизировать,
процесс проектирования самолетов и повысить его качество.
При этом значительно сокращаются сроки проектирования и
создания новых образцов самолетов, полнее учитываются предъ-
являемые требования, улучшается эффективность проектируе-
мых самолетов.
Учебное (курсовое и дипломное) проектирование по вполне
очевидным причинам может включать в себя лишь самый на-
чальный этап проектирования — эскизный проект в существен-
но сокращенном и упрощенном виде. Обычно учебный проект
включает в себя:
разработку летно-технических требований к проектируемому
самолету;
обоснование возможности реализации предъявленных летно-
технических требований к проектируемому самолету;
компоновку и разработку силовой схемы основных частей са-
молета;
приближенную оценку летных свойств спроектированного са-
молета;
разработку конструкции одного из агрегатов самолета;
анализ результатов (выводы) проектирования.
Рассмотрим в упрощенном виде принципы учебного проек-
тирования.
§ 2. РАЗРАБОТКА КОМПЛЕКСА
ОСНОВНЫХ ТРЕБОВАНИЙ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫХ
К ПРОЕКТИРУЕМОМУ САМОЛЕТУ
Основой разработки таких требований к проектируемому са-
молету является его целевое назначение. Комплекс основных;
требований, предъявляемых к проектируемому самолету, назы-
вается тактико-техническими требованиями (ТТТ).
Вначале рассматриваются задачи, которые должен выпол-
нять проектируемый самолет, исходя из его назначения.
При этом нужно знать:
для чего предназначается проектируемый самолет, какова его
основная задача: перевозка пассажиров, грузов (пассажирский,
транспортный самолет); воздушная разведка (разведчик); воен-
ный самолет для действия по воздушным целям противника
(истребитель, истребитель-перехватчик) и др.
условия, в которых будет работать проектируемый самолет:
размер аэродромов базирования и их покрытия (бетон, грунт)
географические и климатические особенности районов, где пред-
424
полагаются полеты проектируемого самолета и пр. Для самоле-
тов военного назначения следует оценить: степень предполагае-
мого противодействия выполнению боевых задач со стороны про-
тивовоздушной обороны противника; предполагаемые способы и
приемы боевого применения проектируемого самолета (боевой
полет на малых высотах или больших высотах, возможность ата-
ки с пикирования и т. п.);
специальные условия и требования, вытекающие из специфи-
ки назначения проектируемого самолета: требование высокой
безопасности полета; экономические требования (малой стоимо-
сти, дешевизны перевозок и т. п.); требования высокой боевой
живучести военного самолета (т. е. способности противостоять
огневому воздействию противника) и т. д.
Затем анализируется опыт работы и эксплуатации существую-
щих самолетов, аналогичных проектируемому назначению. Выяв-
ляются их достоинства и недостатки. По возможности выбирает-
ся прототип проектируемого самолета, т. е. самолет того же
назначения, наиболее близко подходящий по свойствам к проек-
тируемому. Прототип, его свойства и характеристики анализи-
руются наиболее подробно.
На основе рассмотрения перечисленных вопросов определя-
ется комплекс основных требований к свойствам проектируемо-
го самолета, которыми он должен обладать.
Летно-технические (или летно-тактические) свойства проек-
тируемого самолета.
Эти свойства назначают на основании статистических мате-
риалов с учетом современного уровня и перспектив развития
авиационной техники.
При учебном проектировании основные летные и взлетно-по-
садочные свойства принимают по прототипу или назначают са-
мостоятельно, исходя из назначения самолета (см. табл. 8).
К основным летно-техническим свойствам относятся:
'Zmax— максимальная скорость полета на заданной высо-
те //*;
/7П0Т — высота потолка полета самолета;
1ун _ дальность полета на заданных скорости (обычно это
крейсерская скорость полета УКр) и высоте полета;
Уотр — скорость отрыва самолета при взлете;
Lp— длина разбега самолета при взлете;
Vnoc — посадочная скорость самолета;
£пр — длина пробега самолета при посадке.
В случае необходимости назначаются и маневренные свойст-
ва самолета — пх, пу, /?вир, Vy и др.
* Индексами, расположенными в верхней части символа, будем характе-
ризовать условия, которым соответствует рассматриваемый параметр.
425
9Zt
Хаслер В-58	Канберра В-16	F-111	Мираж- III	Фантом-2	Тандер- чиф-105	Саме
То же	БохМбар- дировщи	барди- ровщик То же	Истреби тель-бом	ровщик Многоце левой	Истреби тель-бом барди-	Назначени
	х 			1		о
						>ч о
X	to X н		У н	to X bQ		Тин гат KOJ тво елей (moi кгс
				^>3		Sa X « s 2 -д
		О	о*	g*	8*	
					О		Ч_,	ВЭ •
		I—				
		СО СО		> 		
	СО		00	h—	о	Размах, м
		О] to				
। Г-			to		Д1)	
						о
		to	1	•	u 1	g
СО		to	со		со	Длина, м	<5
м	w					
Си			со	00		05	
СО		1	, р._	СО	ОЗ	о
		1				Высота, м	2
©3	00		Со	о	О	S 				 л>
*»—ь						
	оо		СО	। [х.	СО	
фь	со	Сл CO CO I	сл	со	О)	Площадь крыла, м*	я
о	ьо	1	о	Д}				 S
Сл						
о to ° 1	о		О	Сл О	Сл	Угол стреловидности, град
	to	Co		to	to	
3	—-1		СО	4^	о	Взлетная масса, т
<о	о	oo	о	ОО	о	00 					 л>
						
оо	СО	05^3	о	СЛ	со	Нагрузка (пассажиры, грузы и
о	03	О °	Сл	О	ОЗ	и пр:), т	s
со		^-4				03
to		6^)	I—1	Оз	со	S5
о		co	-4	ьо	Сл	Масса топлива,	§
		ND		l—k		н
1	1	4^	|	--4	со	Посадочная масса, т
				С7>		
to		to ©5	Ю СО	to Сл	to to	Максимальная скорость,
о	о	СЛ	Сл	Сл	о	км/ч
	cd	О		О	о	
—	1			Сл	to	Высота, км
со		—1	СО	СО	СО	
СЛ о		О	СЛ о	to Сл	о	Крейсерская скорость, км/ 		 g
						
			ь—»	Ь—		я
1	1	о	•—	to	1	Высота, км	S
		о	о	о		
						
СЛ	-Г-.^	CO	to	L		я
о о	00 о	CO	о	Со	Сл	Дальне	км	®
	о	о	о	о	О	О	л>
« ‘	—1	l_-I	.	>	to		
00	00	00	00	>—1	ОЗ	Потолок практический, км
	Си	о	о	о	ОЗ		
1	1	to I	to I	1 ьо I	I	Скорость отрыва
1	1	о 1 о	& 1	4^ 1 О	1	Посадочная скорость, км/ч
— I to о о	1	*<I СП	1 с	О 1	"4 Си	Разбег
о о о 1 о	1	о о о о	1	—	1 СЛ		50 00	Пробег, м
н
O\
s
J=!
03
00
Основные данные современных самолетов
Герку- лес С-130	Военно- транспор- тный	ТВД 4X4100	40,2 30,0	11,6 162,0	0	70,3
Боинг 747	Пасса- жирский	ДТРД 4X21700	60,0 70,5	— 511	0	352,0
Як-12М	Пасса- жирский (3 чел.)	пд 1X260	12,6 9,0	2,3 22,7	0	1,6
Ан-24М	Пасса- жирский (44 чел.)	ТВД 2X2550	29,2 29,5	8,3 75,0	0	19,5
Ан-12	Пасса- жирский транспор- тный	ТВД 4X4000	38,0 33,1	10,5 122,0	0	56,0
Ил-18Д	Пасса- жирский (122 чел.)	ТВД 4X4250	37,4 35,9	10,2 140,0	0	64,0
Ту-104Б	Пасса- жирский (100 чел.)	ТРД 2X9500	34,5 40,0	11,9200,0	37— 35	76,0
„Кара- велла “	Пасса- жирский (80 чел.)	ДТРД 2X5715	34,3 32,0	8,7 147,0	20	50,0
Як-40	Пасса- жирский (24 чел.)	ДТРД 3 X 9750	25,0 20,4	6,5 70,0	0	13,7
ю						
20,4	—	70,0	580	6,1
65,4	—	—	—	—
0,3	—	1,6	220	—
4,0	—	19,5	490	—
20,0	До 11,0	52,0	680	7,0
13,5	15,0	54,0	700	8,0
12,0	—	64,0	990	7,0
8,3	—	48,0	850	7,6
2,3	3,0	12,6	600	6,0
540
935
150
450
565
700
800
725
450
6,1	4000	—	220	—
11,0	6500	—	—	—
	1000	4,0	—	140
			80	170
	2000	9,0	—	500
			170	560
9,0	4200	10,0	230	950
			220	850
8,0	6500	9,2	240	1400
			200	800
10,0	2900	11,9	250	2201 1850
10,7	3680	10,7	237	
10,0	1600	11,0	180	400
			160	520

	I— 3	.			<o§:	H-g	_3	о
	о		<o a			s
1	"° S	fa	О co	1	1	
	К 1	8	J> W	СЛ 4^	134	fa ст» H
E* □ S>g л g* д «= 3	й= E? Й 2	2	S	2	g	<?	2 g	S	5 g	n	* 2	Й	5 h X	7	fa	S	,	h	s 7	fa	== ,	fa	£ ,	fa	S	। Sc	1	Sc	Sc	Sc	1	Sc	Sc	Назначение	
4^>J	4^	4^	4^	Ю	КЭ xh	xd	x>	x>=	x}=	x> cd 15	•—3:	_» H	co	сл H cnl=l	015	co 15	-4 15	4^15 Сл57	оод	сл^	°b	сл^д	°b o>&	o^	o^	o^	o^	o^ о	о	Тип дви- гателя, количе- ство двига- телейхтяга (мощн.), кгс (л. с.)	
-4	О	4^	oo	co	to оо	о	co	*4	*4	о о	O	CO	О	"сл	"о	Размах, м	|	Геометрические данньп
Сл	-4	Сл	4^	4^	СО оо	о	со	to	*4	со То	СЛ	—‘	СЛ	То	о	Длина, м	
>—	к-x	со —	|	to	to	- СЛ	СО	О	4fa	СЛ	Высота, м	
4^	СЛ	to	to	•—	•— ^4	•—	СО	О	ОО	— О	•—1	ю	со	О	СЛ о	о	То	о	о	о	Площадь крыла, м1	
CD
I	I	со	со	со	со 1	1	-4	*4	сл	сл					Угол стреловидности, град	
4^	Си	4^	00	4^ |	00	СЛ	4^	4^	СЛ О	О	оо	То	О					Взлетная масса, т	Весовые данные, т 1
‘	Ю |	СО	СО	to	СЛ	^4 То	О	То	О	^4					Нагрузка (пассажиры», грузы и пр.), т	
1	1 -s 1	1 -s о	to					Масса топлива,	
О	СО	со |	|	3s0	|	00 о	о	То					Посадочная масса, т	
to	Ь- 1	ю	со	о	I	оо 1	со	о	о	1	оо ООО	о					Максимальная скорость, км/ч	Летные данные
I	IO оо	о	О	|	о ° 1	О	СЛ	о					Высота, км	
to СЛ	I	00	00	CD	00 О	1	СИ	СЛ	О	СЛ О	О	О	о	о					Крейсерская скорость, км/ч	
10,0 10,0 10,7 10— 12					Высота, км	
0	0	00^4	10»-- СЛ	to	->4	Сл	со	-4 0	0	0-000 о	о	о	о	о	о					Дальность полета, км	
Ю	Н-	_!	—	_ о	|	jo	о	со	н- 	о	to	-4	 О	Тю					Потолок практический, км	
230	00 ю о о о о	200	230 — 1	260	Скорость отрыва	
					Посадочная скорость, км/ч	
1 1 §1	ОО	1	*4 о	1	о о	о		со СО о о о о	ООП	Разбег Пробег, м	
Продолжение
Некоторыеуиз перечисленных свойств могут быть даны в за-
дании на проёкт. Комплекс назначаемых летно-технических
свойств утверждается преподавателем — руководителем проек-
тирования. \
Величина перевозимого самолетом груза, в которую включа-
ют: массу перевозимых'самолетом грузов (пассажиров, багажа):
массу бортовогб оборудования самолета; массу экипажа проек-
тируемого самолета и для самолетов военного назначения массу
его вооружения.
Величина перевозимых грузов определяется назначением пас-
сажирского или транспортного самолета и выбирается в учебном
проектировании по прототипу из статистики или задается в за-
дании.
Оборудование, которое необходимо установить на проектиру-
емом самолете, должно наилучшим образом обеспечивать выпол-
нение самолетом и экипажем задач по его предназначению,
обеспечивать нормальное функционирование всех агрегатов са-
молета, контроль их работы и пр.
Обычно на самолете должно быть установлено следующее
оборудование:
1)	электрооборудование (генераторы, аккумуляторы, элект-
ромоторы, регуляторы, проводка и пр.);
2)	радиооборудование (аппаратура радиосвязи, радионави-
гационное и радиолокационное оборудование, оборудование ав-
томатики, взлета и посадки и пр.);
3)	аэронавигационное оборудование (пилотажные и навига-
ционные приборы, автопилот, вычислительные устройства и др.);
4)	бортовое контрольное оборудование (приборы, индикато-
ры и др.);
5)	гидравлическое и пневматическое оборудование;
6)	специальное оборудование (высотное оборудование, ава-
рийное оборудование, оборудование пассажирских кабин и др.).
Вооружение самолета военного назначения в учебном проек-
тировании обычно назначается по его прототипу или определяет-
ся в задании специальными требованиями к самолету.
Выбор оборудования и вооружения заканчивается определе-
нием его массы, обычно назначаемой из статистики. В табл. 9
приведена масса оборудования и грузов, которые можно исполь-
зовать в учебном проектировании при отсутствии других дан-
ных.
Число членов экипажа самолета определяется его назначе-
нием. У легких пассажирских самолетов с малой дальностью по-
лета 1—3 человека; у пассажирских самолетов средней дально-
сти 4—5 человек; у тяжелых пассажирских самолетов с большой
дальностью полета 5—6 человек. У самолетов военного назначе-
ния истребительного типа 1—2 человека, бомбардировочного —
до 5 человек. Обычно считают, что масса одного члена экипажа
на пассажирском самолете составляет 80—90 кг, а на самолетах
429
I Таблица 9
Тип самолета	Масса оборудования самолета, т		Масса перевозимых грузов, т
	Общее оборудование	Специальное оборудование	
Пассажирские магистральные са- молеты:		|	
малой дальности	1,0—2,5	До' 1,0	До 3,0
средней дальности	4,0—6,0	1,0—2,0	7,0—10,0
большой дальности	10,0—15,0	2,0-3,0	20,0 и более
Военный самолет истребительного типа	1,0—1,5		2,0—4,0
Военный самолет ракетоносец (бом- бардировщик)			
фронтовой	4,0—6,0		До 5,0
дальний	10,0—15,0		30,0 и более
военного назначения 100—130 кг, так как, помимо массы чело-
века, включается масса средств жизнеобеспечения и аварийного
спасения.
Таким образом, проектируемый самолет должен быть спосо-
бен перевезти следующий груз:
™н= ™гр+ ^об + тэк+ Швоср-
Здесь тгр — масса перевозимых самолетом грузов;
тоб — масса оборудования самолета;
тэк — масса экипажа самолета;
тВОор—масса вооружения (у самолета военного назначе-
ния).
Величину этого груза назначает и обосновывает проектирую-
щий.
Специальные требования к проектируемому самолету опреде-
ляются особенностями эксплуатации и обслуживания проектиру-
емого самолета, спецификой боевого применения военного са-
молета, требованиями экономики его производства, особенностя-
ми технологии его производства и пр.
Назначение комплекса требований к проектируемому самоле-
ту — сложный творческий процесс. Проектирование нового са-
молета с лучшими параметрами на новой технической базе не-
избежно требует внесения нового и в способы, и в приемы его
изготовления, эксплуатации и обслуживания, совершенствования
техники его пилотирования, а для военных самолетов — новых
тактических приемов его боевой работы. Поэтому существую-
430
щий опыт не должен быть механически перенесен в новые усло-
вия, создаваемые комплексом свойств проектируемого самолета.
Использование этого опыта должно быть критически осмыслено.
Нужно установить возможные изменения способов и приемов
эксплуатации нового самолета, которые помогут улучшить и усо-
вершенствовать проектируемый самолет, разработать основные
требования к проектируемому самолету и наметить особенности
его применения!
Так, для пассажирского самолета его грузоподъемность,
дальность полета на крейсерской скорости, взлетно-посадочные
характеристикии требования экономики являются основными.
Для истребителя-перехватчика — это обеспечение заданной так-
тическими соображениями максимальной скорости полета и по-
толка самолета и обеспечение наибольшей боевой эффективно-
сти его действий и т. д.
В каждом конкретном случае следует конкретно решить, ка-
кие свойства и характеристики являются основными для проек-
тируемого самолета, а какие свойства являются второстепенны-
ми и ими можно поступиться при обеспечении основных требо-
ваний.
§ 3. ОЦЕНКА ВОЗМОЖНОСТИ
РЕАЛИЗАЦИИ ТРЕБОВАНИЙ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫХ
К ПРОЕКТИРУЕМОМУ САМОЛЕТУ.
УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЯ САМОЛЕТА
Возможность осуществления намеченного комплекса свойств
в проектируемом самолете проверяют с помощью уравнения
существования самолета, которое связывает воедино все свой-
ства спроектированного самолета.
Взлетная масса самолета в учебном проектировании явля-
ется одним из основных критериев реальности предъявленных к
проектируемому самолету требований. Если, например, после
проведенных расчетов полетная масса самолета-истребителя ока-
залась значительно больше, чем у существующих подобных са-
молетов того же назначения, то это может означать нереаль-
ность создания такого самолета, неправильный выбор его
свойств, практическую невозможность его использования. По-
этому масса самолета данного назначения в сравнении с массой
подобных самолетов в известной мере является критерием ре-
альности свойств, которые были назначены при его проектирова-
нии, их правильности и возможности достижения их при дан-
ном уровне развития науки и техники.
Масса самолета т0 складывается из масс его основных час-
тей: массы конструкции тк, в которую входят массы крыла, фю-
зеляжа, оперения, управления, шасси и других элементов кон-
струкции самолета; массы силовой установки тсу, массы экипа-
431
жа тдк, оборудования тоб и вооружения /пвоор (V военных са-
молетов) ; массы перевозимых грузов и топлива тт:
то= тк+ тс.у + тэк+ тоб + mBoop+ mrp+
В целях учебного проектирования удобно выделить из массы
силовой установки массу двигательной установки /ид.у, а массу
топливной системы считать с массой топлива (/п/с — масса топ-
ливной системы с топливом); объединить массу Ькипажа, обору-
дования, вооружения (у военных самолетов) и перевозимых гру-
зов в общую массу груза:
= тэ+то6+твоор + тгр.
Тогда взлетная масса самолета выразится суммой:
то=тк+™л.у+тт.с + тя.
Если обе части данного уравнения разделить на массу са-
молета /По, то получим уравнение в относительных величинах:
1 = wK + тд.у + mT.c+тн;
— тк
где тк = — —относительная масса конструкции самолета;
/п0
-
---- —относительная масса двигательной установки;
/и0
—относительная масса топливной системы с топ-
ливом;
—	772 Н
тн = —- — относительная масса нагрузки самолета.
zn0
Это равенство имеет больший смысл, чем простая сумма сла-
гаемых. Каждая доля массы каждой части самолета связана с
теми или иными свойствами самолета. Это впервые показал
В. Ф. Болховитинов в 1945 г.
Так, относительная масса конструкции тк зависит от величи-
ны эксплуатационной перегрузки пэ, коэффициента безопасности
f, физических свойств материала конструкции (плотности, пре-
дела прочности ов, модуля упругости Е и др.); относительных
геометрических параметров основных частей конструкции само-
лета (удлинения крыла Хкр, его сужения т]Кр, угла стреловидно-
сти %Кр, относительной толщины скр, нагрузки на квадратный
метр /?0=-^-, удлинения фюзеляжа %ф, оперения и т. д.).
•$кр
Относительная масса двигательной установки йгд.у, в которую
входят двигатели со всеми устройствами, необходимыми для их
работы, зависит от максимальной скорости полета Утах, от по-
толка самолета Нп0Т, длины разбега самолета на взлете Lp; тех-
4 32
нических параметров двигателя (его относительной массы
удв=_^2«.) и самолета (его аэродинамического качества Лаэр)
?ДВ
и Т. Д.	_
Относительная масса топливной системы с топливом тт.с за-
висит от дальности полета самолета L, крейсерской скорости са-
молета VKp, высоты полета на дальность Я; технических пара-
метров двигателя (его удельного расхода суд) и аэродинамиче-
ского совершенства самолета (его аэродинамического качества
при полете на дальность Даэр) и т. д.
Поэтому выведенное уравнение представляет собой фактиче-
ски уравнение взаимосвязи свойств самолета. Если иметь в ви-
ду, что каждое значение относительной массы, входящей в это
уравнение, выражает определенные свойства самолета, то это
уравнение можно назвать уравнением существования самолета,
так как оно определяет условие, связывающее все свойства са-
молета, т. е. реальность его существования.
Если все свойства самолета назначены правильно, то сумма
всех членов правой части уравнения будет равна или меньше
единицы. Если какие-либо свойства самолета были завышены,
то правая часть уравнения окажется больше единицы, что ха-
рактеризует невозможность создания (существования) самолета
с таким комплексов свойств.
Если известны тк, тд.у и тт>с, то можно определить отно-
сительную массу нагрузки
mH= 1 - (тк+тд.у+7лт.с).
При этом возможно, что она окажется равной нулю или даже
отрицательной (тн^0), т. е. на долю нагрузки самолета (гру-
зов, оборудования, экипажа и вооружения) ничего не остается.
Это означало бы невозможность осуществления заданного
комплекса свойств в проектируемом самолете, невозможность
создания самолета с такими свойствами.
Таким образом, соотношение 0<тн<1 является критерием
возможности осуществления заданного комплекса свойств в са-
молете, критерием возможности реализации предъявленных к
проектируемому самолету летно-технических или тактико-техни-
ческих требований.
Если бы полученный в результате расчетов критерий тк
оказался бы больше нуля, т. е. тн>0, то это показывало бы на
возможность осуществления заданного комплекса свойств само-
лета или на возможность создания самолета с заданными свой-
ствами.
Поскольку абсолютная масса mH = mrp+m3+mo64-mBoop уже
выбрана и известна (см. гл. 16, § 2), это позволяет по рассчи-
танной относительной массе заданной нагрузки тн определить
массу проектируемого самолета
433
Очевидно, чем меньше тн, т. е. чем меньше доля взлетной
массы, отводимая на заданную нагрузку, тем тяжелее должен
быть проектируемый самолет. Поэтому окончательное суждение
о возможности реализовать намечаемые к проектируемому са-
молету требования принимается при оценке полученной массы
самолета. Если эта масса значительно больше массы подобных
существующих самолетов, то, очевидно, заданный в учебном про-
екте комплекс свойств нереален и его следует пересмотреть.
Таким образом, обоснование возможности реализации предъ-
явленных к проектируемому самолету требований связано с оп-
ределением относительной массы конструкции, силовой установ-
ки и топливной системы.
Все параметры, от которых зависят эти относительные мас-
сы, можно разделить на летно-тактические (V, Н, L, УОтр, и
др.) и технические (/, ов, Е, к Л, ё, %, р0, уДв, /<аэр и др.). Первая
группа параметров определяется предъявленными летными и
тактическими требованиями. Вторая группа параметров опреде-
ляется уровнем технического совершенства самолета и его двига-
тельной установки и связана с выбором схемы проектируемого
самолета и выбором силовой установки для него.
Если на первом этапе учебного проектирования при разра-
ботке летно-тактических требований определялось, что нужно
потребовать от проектируемого самолета, то на следующем эта-
пе необходимо определить, что можно сделать для наилучшего
выполнения предъявленных требований при данном уровне раз-
вития науки и техники, а именно, какую схему самолета выбрать
и какими должны быть его относительные геометрические и
аэродинамические характеристики, чтобы их можно было реаль-
но осуществить, и какой двигатель и с какими реально возмож-
ными параметрами и характеристиками использовать на проек-
тируемом самолете.
Выбор схемы самолета и его основных параметров
Схема самолета определяется формой, количеством и взаим-
ным расположением основных частей самолета — его крыла,
фюзеляжа, оперения и двигателей. От схемы существенно зави-
сят аэродинамические, весовые и эксплуатационные характери-
стики самолета. Различные схемы самолетов были рассмотрены
в гл. 1 § 3. Здесь отметим только те факторы и особенности
схем самолетов, которые наиболее существенно влияют на ха-
рактеристики проектируемого самолета при его учебном проек-
тировании.
434
Основной признак схемы, наиболее существенно влияющий на
аэродинамические, весовые и эксплуатационные характеристики
самолета, 'создается формой крыла в плане (самолеты с прямым,
стреловидным или треугольным крылом, с крылом изменяемой в
полете геометрией, с крылом сложной формы в плане и т. д.) и
взаимным расположением крыла и горизонтального оперения,
крыла на фюзеляже и т. п.
Схема самолета, геометрические и аэродинамические пара-
метры проектируемого самолета при заданных летно-тактических
требованиях и других ограничениях (нормы прочности, жестко-
сти и эксплуатации) выбираются среди всего многообразия схем
и параметров такими, которые приводили бы к экстремальному
(наибольшему или наименьшему) значению критерия оценки
самолета. В качестве критерия такой оценки принимают, напри-
мер, экономичность производства и эксплуатации для граждан-
ских самолетов, боевую эффективность для военных самолетов.
Одним из приближенных критериев является взлетная масса
самолета. Наилучшей схемой самолета любого назначения, в
первом приближении, считается такая, которая обеспечивает ми-
нимум взлетной массы при выполнении всех заданных требова-
ний и ограничений. Среди множества схем вначале отбирают на
основе предварительных расчетов и опыта несколько наиболее
подходящих, конкурирующих. Затем их подробно исследуют ко-
личественно по критериям оценки и качественно по другим при-
знакам, не учитываемым в критериях оценки.
При учебном проектировании один человек не в состоянии
провести такой полный анализ схем и поэтому целесообразно
выбирать схему проектируемого самолета по одному или нес-
кольким прототипам — существующим самолетам аналогичного
назначения.
Сначала на основе статистики, по прототипам, целесообраз-
но решить вопрос о взаимном расположении крыла и горизон-
тального оперения, т. е. выбрать самолет «нормальной» схемы,
«бесхвостку» или схемы «утка», а также принять решение о рас-
положении крыла по высоте фюзеляжа, т. е. выбрать средне-
план, низкоплан или высокоплан.
Схема «утка» по сравнению с «нормальной» схемой и схемой
«бесхвостка» характеризуется меньшими потерями аэродинами-
ческого качества на сверхзвуковых скоростях на балансировку
самолета, что дает возможность на неманевренных сверхзвуко-
вых самолетах обеспечивать заданную дальность полета при
меньшей массе топлива.
Однако по ряду характеристик (штопорные, путевая устой-
чивость и др.) самолет схемы «утка» хуже, чем самолеты дру-
гих схем.
Самолет схемы «бесхвостка» имеет меньшие потери аэроди-
намического качества на балансировку при М^1,2, чем самолет
«нормальной» схемы, и меньшую массу конструкции (на 10—
435
15%) благодаря отсутствию горизонтального оперения. Однако
при взлете и посадке самолет схемы «бесхвостка» уступает са-
молету «нормальной» схемы, так как крыло «бесхвостки» не-
дает возможности установить взлетно-посадочную механизацию
(хвостовая часть крыла занята элевонами, отклоняемыми при
взлете вверх). Для улучшения взлетно-посадочных характери-
стик самолета схемы «бесхвостка» приходится увеличивать пло-
щадь крыла, что приводит к увеличению массы конструкции.
При выборе схемы сверхзвукового самолета важное значение
приобретает сумма масс крыла, фюзеляжа, оперения и топли-
ва. На самолете «нормальной» схемы можно уменьшить массу
крыла за счет меньшей его площади, но тогда увеличится масса
фюзеляжа и топлива (уменьшится аэродинамическое качество
вследствие потерь на балансировку), а также масса оперения.
На самолете схемы «бесхвостка», наоборот, получается легче
топливо и фюзеляж (так как отсутствуют нагрузки на фюзеляж
от горизонтального оперения), но тяжелее — крыло. Схему са-
молета выбирают в зависимости от конкретных условий и тре-
бований дальности и числа М полета, размеров аэродромов-
и т. п.
Для дозвуковых самолетов «нормальная» схема выдержала-
испытание временем и практикой и теперь является классиче-
ской.
При выборе положения крыла относительно фюзеляжа по вы-
соте для сверхзвукового самолета следует учитывать, что низко-
план имеет ряд конструктивных и эксплуатационных преиму-
ществ перед высокопланом:
удобнее крепится и убирается шасси;
увеличивается коэффициент подъемной силы су при взлете и
посадке вследствие более эффективного влияния земли;
обеспечивается плавучесть при аварийной посадке на воду.
Однако для самолетов, у которых должен быть бомбоотсек
(бомбардировщики), схема низкоплана нерациональна, посколь-
ку крыло в этом случае проходит в зоне бомбоотсека, который
перерезает силовые элементы, проходящие через фюзеляж.
В то же время при решении вопроса о расположении крыла
по высоте фюзеляжа на дозвуковом самолете следует учитывать^
что схема с высоким расположением обладает рядом существен-
ных преимуществ:
меньшим аэродинамическим сопротивлением от интерферен-
ции, особенно для круглого фюзеляжа;
меньшим расстоянием от фюзеляжа до земли, что создает
ряд эксплуатационных удобств;
хорошим обзором земли из пассажирской кабины;
снижением возможности выхода из строя двигателей, распо-
ложенных на крыле, в результате попадания твердых частиц с
поверхности аэродрома при взлете и посадке.
436
Среднее расположение крыла по высоте фюзеляжа, несмот-
ря на аэродинамические преимущества, редко применяется в сов-
ременных дозвуковых самолетах по компоновочным соображени-
ям: крыло обычно проходит в зоне пассажирской или грузовой
кабины.
Для транспортных и грузовых самолетов иногда выгодным с
эксплуатационной точки зрения оказывается высокое располо-
жение крыла. Оно дает возможность существенно уменьшить
расстояние от пола грузовой кабины до земли и облегчить по-
грузку и выгрузку.
Однако по экономичности эксплуатации самолет-высокоплан
в большинстве случаев получается несколько хуже, чем низко-
план из-за большей массы. Это объясняется следующим:
на самолете-высокоплане приходится специально усиливать,
нижнюю часть фюзеляжа на случай аварийной посадки с убран-
ным шасси;
тяжелыми получаются силовые шпангоуты фюзеляжа, вос-
принимающие нагрузки от крыла и шасси (если основные стой-
ки шасси крепятся к фюзеляжу);
на 30—50% увеличивается потребная площадь вертикального
оперения, в связи с ухудшением боковой устойчивости самолета-
высокоплана на больших углах атаки, когда оперение попадает
в спутную струю от крыла.
Таким образом, при окончательном решении вопроса о распо-
ложении крыла по высоте фюзеляжа на дозвуковом самолете
нужно учитывать ряд противоречивых факторов: высокоплан
имеет лучшие аэродинамические и эксплуатационные характери-
стики, но уступает низкоплану по массе конструкции.
Одновременно с выбором схемы самолета решается вопрос о
форме крыла в плане и об относительной толщине профиля.
В настоящее время на самолетах применяются прямые, стрело-
видные, треугольные крылья, крылья сложной формы в плане,
крылья с изменяемой в полете стреловидностью.
Форма крыла в плане характеризуется стреловидностью х,
сужением т] и удлинением %.
К прямым относятся крылья, не имеющие стреловидности или
со стреловидностью до х=15° В большинстве они имеют трапе-
циевидную форму в плане и применяются на дозвуковых само-
летах с максимальным числом М^0,75. Прямые крылья трапе-
циевидной формы можно встретить и на летательных аппаратах
с большими сверхзвуковыми скоростями полета, но при этом они
отличаются малыми удлинениями и малой относительной толщи-
ной профиля. Для самолетов с околозвуковыми и сверхзвуковы-
ми скоростями полета (М = 0,8-?1,8) широко применяются стре-
ловидные крылья средних и малых удлинений, что позволяет су-
щественно увеличить Мкр, снизить схтах и облегчить выход на
сверхзвуковые скорости полета.
437
Треугольные крылья со стреловидностью по передней кромке
Х = 60-4-65° и относительной толщиной профиля с = 0,034-0,05 на-
ходят широкое применение на сверхзвуковых самолетах. Тре-
угольное крыло обладает меньшей массой и большей жестко-
стью, сохраняя при этом основные достоинства стреловидного
крыла. Малые удлинения и большие корневые хорды у такого
крыла дают возможность существенно уменьшить относитель-
ную толщину профилей.
Крылья сложной формы в плане (с переменными углами стре-
ловидности по размаху крыла), так называемые готические
крылья, стали в последнее время применяться на сверхзвуковых,
главным образом, однорежимных самолетах схемы «бесхвостка»
(Ту-144, «Конкорд»). Достоинством готического крыла является
то, что при переходе с дозвуковых скоростей полета на сверх-
звуковые скорости смещение фокуса назад оказывается не та-
ким существенным, как у крыльев других форм, что, в свою
очередь, обеспечивает малые потери аэродинамического качест-
ва на балансировку при сверхзвуковых скоростях полета, а сле-
довательно, и меньший расход топлива при заданной дальности
сверхзвукового полета. Кроме того, большие хорды крыла обес-
печивают получение необходимых балансировочных моментов от
элевонов на взлете и посадке самолета.
Крылья с изменяемой в полете стреловидностью начинают
применять на самолетах с большим диапазоном режимов полета
(многорежимные самолеты).
Самолет с крылом изменяемой в полете стреловидности име-
ет следующие достоинства:
значительно улучшаются взлетно-посадочные характеристи-
ки самолета за счет увеличения удлинения и с®, а также эффек-
та механизации крыла при минимальном угле стреловидности;
увеличивается среднее за полет аэродинамическое качество
самолета за счет его роста на дозвуковых скоростях полета при
малых углах стреловидности, что дает возможность либо увели-
чить дальность полета при mo=const, либо уменьшить взлетную
массу при L— const благодаря снижению массы топлива;
снижаются перегрузки от вертикальных порывов ветра при
М = 0,94-1,2 благодаря уменьшению с® с увеличением стрело-
видности;
с увеличением стреловидности крыла уменьшается его эффек-
тивная относительная толщина по потоку, что приводит к сниже-
нию коэффициента Сдо, а следовательно, и к уменьшению време-
ни разгона самолета и затрат топлива на разгон.
Все это достигается лишь благодаря увеличению массы кон-
струкции вследствие наличия поворотных узлов крыла и приво-
дов. В сумме это увеличение может составлять до 104-20% от
взлетной массы самолета.
438
Основные геометрические параметры оперения проектируе-
—
мого самолета х, Л, т], с. ——в учебном проектировании целесо-
•^кр
образно назначить по выбранному самолету-прототипу или по
соотношениям —— и {приведенным в гл. 8.
*^кр *^кр
Форму поперечного сечения фюзеляжа и его удлинение %ф
для проектируемого самолета тоже следует назначить по выб-
ранному самолету-прототипу. При этом следует учитывать ста-
тистику по удлинениям фюзеляжей Хф самолетов различного
назначения:
дозвуковые пассажирские самолеты:
грузовые местных линий	7—8
средние магистральные	8^9
большой дальности	10—12
грузовые и военно-транспортные самолеты	7—9
самолеты-истребители с ТРД	9—14
дозвуковые бомбардировщики	10—13
сверхзвуковые бомбардировщики	12—14
Количество двигателей на самолете и их размещение опре-
деляются типом двигателей и аэродинамической компоновкой
самолета и в свою очередь оказывает влияние на летные и ве-
совые характеристики самолета. В учебном проектировании этот
вопрос целесообразно решать на основе аэродинамической ком-
поновки самолета-прототипа и анализа статистики.
После выбора схемы проектируемого самолета, количества и
размещения двигателей необходимо по самолету-прототипу или
на основе статистических данных по однотипным самолетам
получить аэродинамические характеристики проектируемого само-
лета в виде зависимостей сх0=А(М.) и Л=/2(М)* или сетку по-
ляр cx=f3(cy, М) =схо-}-Асу2. Такие характеристики в дальней-
шем необходимы для определения относительной массы двига-
тельной установки тд.у и топливной системы тт.с-
На рис. 16.1 приведены примерные характеристики такого ти-
па для самолета-истребителя с треугольным крылом, на рис.
16.2 — для самолета с крылом изменяемой в полете стреловид-
ностью, а на рис. 16.3 — для дозвуковых пассажирских само-
летов с ТРД, ДТРД и ТВД.
Следует заметить, что если проектируемый самолет отличает-
ся по своим формам и аэродинамической компоновке от его про-
тотипов, то влияние этих изменений должно быть учтено в про-
цессе проектирования. Например, постановка на самолете неуби-
рающегося шасси увеличивает его коэффициент сопротивления
* Коэффициент пропорциональности, характеризующий увеличение коэф-
фициента сопротивления с ростом подъемной силы крыла. Зависит от удли-
нения крыла и числа М полета.
439
на Лсхш = О,0104-0,014, а подвеска под крылом или фюзеляжем
дополнительных наружных топливных баков на Дсхп.б = 0,0024-
Рис. 16. 1. Характер зависимо-
стей аэродинамических коэф-
фициентов cXq (а) и А (б) от
числа М для самолета обычной
схемы с треугольным крылом
Рис. 16.2. Примерный характер
зависимостей аэродинамических
коэффициентов сХо и А от числа М
для самолета с крылом изменяе-
мой в полете стреловидности
0,004. Иногда в процессе проектирования при разработке конст-
рукции или компоновке, формы самолета и его частей несколько
Л=	12 Х=0 с=167» ТВД/				
—			/ /	ТРД	
М3 Х=35°С=//%Д7-РД					
	Х-7,3 ._Х_.		/ 1	
			1 1	
			*'’	^=5	
Q 0,2	0,4	0,6	0,8	10 /V •'	0,2	0,4	0,6	0,8 М
Рис. 16.3. Примерный характер зависимостей аэродинамических коэффициен-
тов с Xq и А от числа М для пассажирских самолетов
видоизменяются. Необходимо избегать этого или учитывать влия-
ние таких изменений на аэродинамические характеристики са-
молета.
Выбор типа двигателя для силовой установки
проектируемого самолета
Для силовой установки современных самолетов применяются
воздушно-реактивные, поршневые и жидкостно-ракетные двига-
440
тели (см. гл. 13). Поршневые двигатели ставят только на очень
легкие самолеты. Жидкостно-ракетные — исключительно на
экспериментальных самолетах. Наиболее распространены в ави-
ации в настоящее время воздушно-реактивные двигатели раз-
личных типов: ТРД, ТРДФ, ДТРД, ДТРДФ и ТВД.
Основными характеристиками для сравнительной оценки при
выборе типа двигателя, устанавливаемого на проектируемом са-
молете, являются его параметры:
Л.В
тяга;
т.[В
относительная масса двигателя у земли на месте уДВо = -^- и
Ttt	Р Q
на расчетных скорости и высоте у™ = -^, т. е. отношение
массы двигателя тдв к развиваемой им тяге на земле на месте
Ро или к тяге на заданной высоте и скорости полета PVH',
удельный расход топлива двигателя на земле в месте суЛо и
на расчетных скорости и высоте с™ [кг/кгс-ч].
Для дозвуковых самолетов в настоящее время
наиболее перспективным является двухконтурный двигатель
(ДТРД) со степенью двухконтурности т = 3-4-8. ДТРД имеет на
крейсерском режиме полета самолета удельный расход топлива
на 104-15% меньше, чем у одноконтурного ТРД. Кроме того,
ДТРД с форсажем имеет более высокое отношение взлетной
тяги к крейсерской, что обеспечивает самолету лучшие взлетные
характеристики.
Турбовинтовые двигатели (ТВД) находят все меньшее при-
менение вследствие большой относительной массы двигателя с
воздушным винтом. Кроме того, воздушный винт является источ-
ником большого шума и вибраций на самолете.
Для сверхзвуковых самолетов наиболее целесо-
образными являются турбореактивные двигатели с форсажем
(ТРДФ) и двухконтурные двигатели с форсажем и малой, сте-
пенью двухконтурности т = 0,74-1,2 (ДТРДФ).
Следует считать, что для скоростей полета, соответствующих
А4 = 24-3, можно использовать и ТРДФ и ДТРДФ со степенью
сжатия в компрессоре лк = 94-13. Отсутствие существенного раз-
личия в характеристиках ТРДФ и ДТРДФ на сверхзвуковых
скоростях полета в какой-то мере объясняется тем, что при уве-
личении степени двухконтурности т от 0 до 0,7 удельный расход
топлива на сверхзвуковых скоростях полета уменьшается не-
значительно (примерно на 1%). Некоторые сверхзвуковые само-
леты (например, многоцелевые истребители) часто совершают
длительный полет на дозвуковых скоростях. В этом случае все
преимущества находятся на стороне ДТРДФ с т = 0,74-1,2 и
лк= 124-16.
После того, как выбран тип двигателя, устанавливаемого на
проектируемом самолете, следует по прототипу проектируемого
самолета или по статистике подобрать прототип двигателя. Для
441
Рис. 16.4. Примерный характер
относительных высотно-скоростных
характеристик для ТРД и ТРДФ:
2—зависимость PVH /Ро от М: 7—ТРДФ
<Рлоб.ф	тс/м2); 2- ТРД (РдОб -
= 7,0 тс/м2));
б—зависимость	су^суд0:	/—ТРД
(0,9 кг/кгс-ч);	2—ТРДФ	(суд0-
= 1,9 кг/кгс • ч)
Рис. 16.5. Примерный характер
относительных высотно-скоростных
характеристик для ДТРД и
ДТРДФ:
а—зависимость Р^Н от М; 1—ДТРДФ
(рлоб.ф = 10’6 ™/м2); 2—ДТРД (Рлоб =
=7,0 тс/м2);
б—зависимость	1судо от М-‘ /—ДТРД
(суд0=0,7 кг/кгс-ч); 2—ДТРДФ
(суд0=1,65 кг/кгс-ч);
442
дальнейших расчетов необходимо знать основные параметры это-
го двигателя и его высотно-скоростные характеристики, т. е.
ТдвО, ^УДО, Р ==/1(А4, ТУ) И Су==$2'(М., Н) .
Эти характеристики зависят от технических параметров дви-
гателей, от степени сжатия компрессора лк, температуры перед
турбиной Гз*, степени двухконтурности, закона регулирования
и др.
При расчетах в учебном проектировании удобно отнести ос-
новные характеристики двигателя PVH к тяге на земле, на месте
Ро, а с™ к удельному расходу на земле, на месте суд0, и полу-
~dvh ?VH ~VH Су»1 гт
чить относительные характеристики Руи= и суд . При
этом характер их изменения с высотой и скоростью полета не
меняется, но получаются зависимости, определяемые только тех-
ническими параметрами двигателя (лк, Т3* и др.) независимо от
величины тяги, развиваемой двигателем. В первом приближении
можно полагать, что относительная масса и удельный расход
двигателя, устанавливаемого на проектируемом самолете, равен
тем же параметрам прототипа двигателя.
На рис. 16.4 приведены такие характеристики для ТРД и
ТРДФ с лк=13, Т3* = 1400 К, имеющих уо = О,3 кг/кгс и уоф =
= 0,2 кг/кгс, а сУдо = О,9 кг/кгс-ч и £удоф = 1,9 кг/кгс-ч. Лобовая
тяга РЛоб, снимаемая с 1 м2 площади наибольшего поперечного
сечения двигателя у ТРД РЛОб = 7,0 тс/м2, а у ТРДФ РЛОб.ф =
= 10,0 тс/м2.
На рис. 16.5 даны подобные характеристики для ДТРД и
ДТРДФ, у которых лк= 16, Т3* = 1600 К, т=1,3, уо = О,24 кг/кгс,
Уоф = О,16 кг/кгс, судо=О,7 кг/кгс-ч, суд0ф=1,65 кг/кгс-ч. Сила
тяги, снимаемая с 1 м2 сечения двигателя у ДТРД РЛоб =
= 7,0 тс/м2 и у ДТРДФ РЛоб.ф =10,6 тс/м2. Если требуется опре-
делить относительную тягу на высоте больше 11 км, то подсчи-
тать ее можно по формуле
Qu
где Qu —плотность воздуха на высоте 11 км;
qh — плотность воздуха на расчетной высоте.
Удельный расход топлива на высоте более 11 км не меняется
равен удельному расходу на высоте 11 км.
На рис. 16.6 показаны примерные относительные высотно-ско-
ростные характеристики для ТВД, т. е. зависимости относитель-
ной мощности
__ NVH
NVH = —____
^0
(где NVH — мощность ТВД на расчетной скорости и высоте по-
лета;
Nq — мощность ТВД, развиваемая на земле, на месте)
443
от высоты и скорости полета для взлетного, номинального и
крейсерского (0,7 номинального) режимов полета. Приведенный
ТВД имеет относительную массу удво = О,4 кг/л.с. (с учетом мас-
сы всей двигательной установ-
ки, т. е. двигателя с редукто-
ром, трансмиссией и воздуш-
ным винтом) и удельный рас-
ход на земле на месте суд0 =
= 0,28 кг/л. с-ч.
Приведенными характери-
стиками можно пользоваться
при учебном проектировании,
когда по каким-либо причинам
отсутствуют х а р а ктер исти ки
прототипа двигателя, исполь-
зуемого на проектируемом са-
молете.
4^

Рис. 16. 6. Примерный характер отно-
сительных высотно-скоростных харак-
теристик для ТВД:
Определение относительной
массы двигательной
установки тпд.у
Относительная масса двига-
тельной установки характери-
зует тяговооруженность или
энерговооруженность проекти-
руемого самолета, поскольку
тяга, развиваемая двигатель-
ной установкой, пропорцио-
нальна ее массе. Поэтому тд.у
определяется теми летными
свойствами самолета, которые
зависят от располагаемой тя-
ги. К таким свойствам отно-
а—зависимость	от Н при Уо=
=0,4 кг/л. с. с учетом массы редуктора и
воздушного винта;
б—зависимость Су^/еуд0 от Н при суд0
=0,28 кг/л. с.
сятся максимальная скорость
полета самолета на заданной
высоте Утах’ максимальная
высота (потолок) полета само
лета /7ПоТ; длина разбега само-
лета Lp, а также маневренные характеристики самолета: макси-
мальная скороподъемность Vy, радиус виража /?ВИр, разгонные
характеристики пх, характеристики вертикального маневра (на-
пример, пу) и пр.
В учебном проектировании целесообразно рассмотреть подход
к определению относительной массы двигательной установки из
условий обеспечения максимальной скорости полета самолета,
444
его потолка и длины разбега, заданных при разработке летных
свойств проектируемого самолета. Опыт показывает, что обеспе-
чение приемлемых перечисленных свойств попутно позволяет
реализовать и необходимые скороподъемность и другие манев-
ренные характеристики проектируемого самолета.
Очевидно, что конкретная двигательная установка может
обеспечить самолету совершенно конкретные, однозначные вели-
чины Vmax, НП(У1 и Лр; если они удовлетворяют предъявленным
к проектируемому самолету летно-тактическим требованиям, то
и выбранная двигательная установка полностью соответству-
ет им.
Однако при разработке летно-технических или тактико-тех-
нических требований практически невозможно назначить их та-
ким образом, чтобы двигательная установка, выбранная, напри-
мер, из условия обеспечения заданной максимальной скорости
полета, одновременно обеспечивала бы заданный потолок и за-
данную длину разбега. В общем случае двигательная установка,
определенная условиями обеспечения максимальной скорости
полета, может обеспечить проектируемому самолету набор боль-
шего или меньшего потолка и получение большей или меньшей
длины разбега, чем это было задано при разработке комплекса
требований к проектируемому самолету. Если, допустим, выб-
ранная двигательная установка, характеризуемая ее относитель-
ной массой тд.у, обеспечивает заданную Vmax и при этом дает
большее значение потолка Нпот и меньшую длину разбега Lp,
чем было назначено, то это означает, что относительная масса
двигательной установки тд.у определяется условиями обеспече-
ния заданной максимальной скорости полета. Может быть и так,
что значение тд.у, выбранное из условия обеспечения Vmax, дает
одновременно назначенное или избыточное значение высоты
потолка Япот, но не обеспечивает необходимую длину разбега
самолета Лр. Тогда, очевидно, определяющим будет значение
тд.у, определенное из условия обеспечения заданной длины раз-
бега Лр. При этом выбранная двигательная установка обеспечит
с избытком получение заданных Vmax и т. е. в этом случае
проектируемый самолет сможет летать на скорости и потолке
больших, чем задано при разработке комплекса требований к
нему.
Поэтому при назначении летно-технических требований целе-
сообразно назначить только нижнюю или верхнюю границу того
или иного свойства, например, Vmax не меньше..., Нпот не мень-
ше..., Ар не больше... Тогда удовлетворение наиболее трудно
достижимого свойства автоматически удовлетворит и все осталь-
ные.
Но какое заданное свойство самолета наиболее трудно дости-
жимо? Заранее ответить на этот вопрос в общем случае прак-
тически невозможно. Поэтому приходится определять требуемое
значение относительной массы двигательной установки тд.у три
445
раза: из условий обеспечения заданных Vmax, Япот и Lp, а затем
выбирать наибольшее из них значение тд.у При этом все осталь-
ные требования будут также выполнены.
Следует заметить, что в общем случае на практике может
случиться и так, что величину тд.у определяет не Vmax, #пот и-
Lp, а какое-нибудь другое требование, предъявленное к самоле-
ту, например пх или пу. Тогда, если это крайне необходимо, про-
ектирующему следует самостоятельно, по указаниям руководите-
ля проекта, выявить зависимость тпд.у из этого определяющего
свойства.
Определение шд.у из условий обеспечения
заданной Vmax
Определение относительной массы двигательной установки иэ
условий обеспечения заданной максимальной скорости произво-
дится в предположении, что горизонтальный полет на постоян-
ной максимальной скорости совершается на заданной высоте
полета, когда располагаемая эффективная тяга двигателей
(Р™)эф равна лобовому сопротивлению самолета, а масса са-
молета на данной скорости полета и высоте mVH численно рав-
на подъемной силе самолета.
По определению

тк.у
/п0
где тд.у — масса двигательной установки, а т0 — взлетная мас-
са самолета.
Удобно перейти от массы двигательной установки к массе
двигателя тдв, положив, что тд.у = хд.утдв, где хд.у — коэффй-
циент, уичтьгвающий массу узлов крепления двигателей, гондол
двигателей, агрегатов, устанавливаемых на двигателях при пос-
тановке их на самолет (генераторов, гидро- и маслонасосов, ра-
диаторов и пр.). По статистике, если двигатели размещаются
внутри фюзеляжа самолета хд.у = 1,2-4-1,4, а если двигатели раз-
мещаются в специальных гондолах хд.у = 1,74-1,9.
Тогда ^д.у = *д.у	Если выразить тд.у через летные и
технические параметры проектируемого самолета, умножив и
разделив выражение на эффективную тягу двигателей Р™
массу самолета на заданной высоте и скорости полета mVH
446
тягу, развиваемую двигателями на земле, на месте Ро, тогда по-
лучим
pVH
—	_	^эф т
Л-У Д-У т PVH mVH Р ’
^Эф т
или
т —л	1_________5____ mVH-
р0 pvh/Pq mVHlpVH то
Отношение тдъ/Ро представляет собой относительную массу
двигателей, используемых на проектируемом самолете Улво =
= Отношение rnVH/P^ численно представляет собой
значение аэродинамического качества самолета на данной ско-
рости и высоте полета K^=QVHlP^- Отношение mVH/mQ ха-
рактеризует изменение массы самолета к моменту полета на
максимальной скорости из-за затрат топлива на взлет, набор
высоты и разгон самолета до Утах- Отношение P^g /PQ удобно
выразить через силу тяги двигателей PVH, развиваемую на дан-
ной скорости и высоте полета. Величина потерь силы тяги дви-
гателей за счет сопротивления гондол и внутри воздухоподводя-
щих и газоотводных каналов обычно составляет 7—10%. Так
что Рэф /Po = 0,9PVHJPo’ Здесь отношение Pvh!Pq характерузует
изменение силы тяги двигателей с высотой и скоростью полета.
Таким образом,
т —у Удв° Л__________________L_
’-У 0,9Р™/Р0
Значение уДВо и отношение PVHIPQ уже известны (см. раз-
дел выбора двигателей и рис. 16.4, 16.5). Отношение mVH
может быть определено по данным самолета-прототипа или при-
ближенно принято равным:
при Мтах>1 и Я<11 КМ	ГП^Н
при Мтах>1 и	км	т^н/т^0,95
при Мтах>2 и Я>15 км	т^н 0,-85-:-0,90
Аэродинамическое качество проектируемого самолета на задан-
ной высоте и скорости полета определяется выражением
= сУнгде сУн— коэффициент подъемной силы самолета
на заданных высоте и скорости полета, a cvxH— коэффициент
аэродинамического сопротивления самолета при тех же усло-
виях.
Коэффициент подъемной силы удобно выразить через нагруз-
ку на крыло на взлете po=Go/SKp [кгс/м2], численно равную от-
ношению mo/SVp [кг/м2] (SKp — площадь крыла самолета) и ско-
447
ростной напор при полете на максимальной скорости на задан-
ной высоте qVH [кгс/м2], характеризуемой плотностью возду-
[КГС-С2 I
----1—
М4 |
T,rr	mVH	-I	w	„VH
ун	гп	1	mQ	т	pQ
Су л Т72 о “Z	“с	7^’
^н^тах^к т0 Ч *^кр ^0 Q
Удельная нагрузка на 1 м2 площади крыла самолета являет-
ся очень важным параметром проектируемого самолета. Для
большинства пассажирских и военных самолетов удельная на-
грузка на крыло определяется величиной посадочной скорости
Vnoc, которая зависит от удельной нагрузки на крыло при по-
садке Рпос = Gnoc/SKp и коэффициента подъемной силы крыла, с
учетом его механизации, соответствующего посадочному углу
атаки, пос-
n	I 1 КГ-с2 \
Посадочная скорость в стандартных условиях I q0 =“-----— J
может быть определена по формуле 1/пос=4]Л/?Пос/^1тос м/с.
Так как расходуемые в полете грузы (топливо, сбрасываемые
грузы и пр.) составляют 25—60% взлетной массы самолета, го
к моменту посадки самолет оказывается значительно облегчен-
ным. У легких и средних самолетов отношение посадочной мас-
сы к взлетной составляет тПос//Яо~ 0,754-0,85, а у тяжелых са-
молетов тПос/я?о~ 0,404-0,70. Легко перейти от удельной нагруз-
ки при посадочной массе к удельной нагрузке при взлетной
массе самолета
Р  G()  Ф/?пос  Z^noc
*^кр	^пос *^кр	тпос/т0
и выразить эту нагрузку через СуПос и УПос-
Рпос постое с^/пос^пос
для легких и средних самолетов ... pQ дз -- =	---—----
0,8	0,8*16	13
Риос С у постое П°С^ПОС
для тяжелых самолетов ...	~~----------------------------
0,6	0,6-16	10
При учебном проектировании значения СуПос можно принять
по прототипу или воспользоваться следующими приближенными
величинами:
для самолетов с прямыми крыльями, имеющими мощную
механизацию (двухщелевой выдвижной закрылок и пред-
крылок)
для самолетов с умеренно стреловидными крыльями (%=
= 25-^35°), имеющими мощную механизацию
для самолетов со стреловидными крыльями (%=40н-45°),
имеющими сдвижные двухщелевые закрылки и предкрылки
для самолетов с треугольными крыльями (х=55ч-60'°),
имеющими мощную механизацию
Так как посадочная скорость выбрана при назначении лет-
ных свойств проектируемого самолета, то, пользуясь приведен-
448
Су пос—2,2—2,5
Су пос — 1,8-5-2,0
Су ПОС — 1,0“7~ 1,2
Су пос—0,74*1,0
ними выше данными, легко подсчитать для него значение удель-
ной нагрузки на крыло при взлетной массе самолета р0.
При определении значения удельной нагрузки на крыло
необходимо ориентироваться на самолет-прототип, а также на
средние значения удельных нагрузок на крыло в кгс/м2, приме-
няемые для современных -самолетов различного назначения:
истребители нормальной схемы	300—G03
истребители схемы «бесхвостка»	250—300
истребители-бомбардировщики	350—500
бомбардировщики средние	350—550
бомбардировщики тяжелые	550—550
тяжелые пассажирские и транспортные самолеты	500—650
средние пассажирские самолеты	350—450
легкие пассажирские самолеты (спортивные,	тренировочные)	150—220
По выбранной величине удель-
ной нагузки на крыло при взлете
определяется значение коэффи-
циента подъемной силы самолета
при полете на максимальной ско-
рости на заданной высоте
VH
rVH__Po_ т
у ,ун _ •
Коэффициент лобового сопро-
тивления самолета определяется
формулой
VH УН I лУН (УН\2
Сх =Схо+А (Су
Рис. 16.7. Зависимость эффек-
тивного удлинения самолета
Хэф от удлинения крыла л и
угла стреловидности %
где схо и А могут быть взяты из данных по самолету-прото-
типу или из характеристик, приведенных на рис. 16.1, 16.2 и
16.3, для соответствующей скорости КШах (или числа Л4тах).
Величина Av// , кроме того, может быть определена по прибли-
женным формулам:
1) для дозвукового самолета AVH= ——, где коэффициент 6
лХЭф
учитывает отличие формы крыла от эллиптической. Для трапе-
циевидных крыльев (Х>3) 6 = 1,02; для крыльев малого удлине-
ния (Х^2) 6=1,6, ЛЭф — эффективное удлинение крыла можно
определить по графику на рис. 16.7 или подсчитать по формуле
.	_______Л
^пф+^мг
1 + S
°кр
Здесь SKp — площадь крыла самолета;
3Пф — площадь подфюзеляжной части крыла;
SMr— площадь крыла, занятая мотогондоламп;
15	2659
449
2) для сверхзвукового самолета AVH—— ?где число
М полета на заданной высоте соответствует максимальной ско-
рости полета.
Зная аэродинамические коэффициенты cvyH и cvxH, можно
подсчитать аэродинамическое качество самолета при полете на
максимальной скорости К\э^ = с^н/cvxH. а^затем вычислить отно-
сительную массу двигательной установки при полете на Vmax
m	-L-
С	Л,у Д,у О,9Р^/Ро т0 К™ •
Определение тд.у из условий обеспечения заданного потолка
полета -/^пот
Определение относительной массы двигательной установки из
условий обеспечения заданного потолка полета проектируемого
самолета производится в предположении, что на потолке совер-
шается горизонтальный полет. Поэтому все формулы и соотно-
шения, полученные для определения относительной массы двига-
тельной установки из условий обеспечения заданной максималь-
ной скорости полета, справедливы и, в данном случае.
Для приближенного расчета можно считать, что у высотных
самолетов полет на потолке происходит со скоростью УПот =
= (0,804-0,85) Vmax на максимальном аэродинамическом качест-
ве самолета, подсчитываемом по формуле
is _____ 1 g f 1
Лаэр.тах- 2 AVHC™'
Все параметры, входящие в формулу для тпд.у, рассчитывают-
ся по приведенным ранее выражениям для УПот и Нп0Т. Следу-
ет заметить, что достижение потолка полета тяжелыми самоле-
тами требует больших расходов топлива и для них следует при-
нять отношение тУН]т^0,84-0,9.
Определение 7пд.у из условия обеспечения заданной длины
разбега Лр
Относительная масса двигательной установки, определяемая
требованием обеспечения заданной длины разбега самолета при
взлете, может быть подсчитана по формуле
/и0
р
Здесь неизвестно отношение —-	[кгс/кг], характеризую-
то
щее тятовооруженность или энерговооруженность самолета на
взлете и численно равное отношению — [кгс/кгс].
450
Для его определения рассмотрим подробнее процесс взлета
самолета. Если считать процесс разбега равноускоренным, то
длина разбега определяется обычной формулой пути равноуско-
ренного движения
V2
£ __ отр
L ^^изб/^О
где Уотр — скорость отрыва самолета при взлете;
РИзб— сила, ускоряющая движение самолета при разбеге.
Заданная прй разработке комплекса требований к проекти-
руемому самолету скорость отрыва зависит от удельной нагруз-
ки на крыло на взлете и коэффициента подъемной силы самоле-
та при отрыве отр, зависящей от аэродинамических характери-
стик крыла самолета и степени его механизации на взлете:
^ОТР	Рй/Су отр
При отсутствии данных о величине Суотр У проектируемого
самолета или у его прототипа можно воспользоваться следую-
щими приближенными значениями этого коэффициента:
для сверхзвуковых самолетов нормальной схемы
с крылом умеренной стреловидности (%=35-ь45°) су отр=0,74-1,0
для самолетов схемы «бесхвостка» с треугольным
крылом	су ОТр = 0,65н-0,7
для пассажирских и транспортных дозвуковых са-
молетов, а также для легких учебных и др. са-
молетов	су о т р = 1,8-7-2,0
Ускоряющая движение самолета сила РИзб равна средней си-
ле тяги Рср.р, развиваемой двигателями на разбеге, практически
равной тяге, развиваемой двигателями на земле на месте РСр.р=
= Ро, за вычетом средних сил аэродинамического сопротивления
самолета на разбеге Лср.аэр и сил трения и сопротивления каче-
нию колес Fcp.tp
^изб	(^ср.аэр Лр.тр)>
а отношение
Ризб Pq  ( f I / 'i
„ \J ср.аэрТ J ср.трД
где /ср.аэр — средний коэффициент аэродинамического сопротив-
ления самолета при разбеге (из статистики /ср.аэр = 0,054-0,08);
/ср.тр — средний коэффициент сопротивления качению колес
и трения колес о взлетную полосу. Можно принять:
для бетонной взлетно-посадочной полосы	Ьр.тр—0,014-0,03
для грунтовой взлетно-посадочной полосы .	. /Ср.тр~0,07н-0,15
15*
451
Воспользовавшись этими данными, можно определить значе-
ние относительной массы двигательной установки из условия
обеспечения заданной длины разбега самолета Lp:
™д.у хс.уУдвО £ +(/ср.аэр + /ср.тр)
Определив относительную массу двигательной установки из
трех условий (Vmax, #пот и Lp), следует выбрать из них наи-
большую.
Относительная масса двигательной установки тд.у у совре-
менных самолетов имеет следующие значения:
истребитель с ТРД, ТРДФ	0,20—0,25
истребители-бомбардировщики	0,18—0,23
тяжелые бомбардировщики	0,09—0,13
пассажирские самолеты с ТРД	0,09—0,13
пассажирские самолеты с ДТРД	0,08—0,12
военно-транспортные самолеты с ТРД	0,08—0,10
Если проектируется самолет с турбовинтовыми или поршне-
выми двигателями, формулы для расчета значений относитель-
ных масс их двигательных установок несколько меняются, так
как их двигатели характеризуются не тягой, а мощностью Af0 и
Как известно,
NVH-_pVHv
1В75
где г]в — к.п.д. воздушного винта. В этом случае относительная
масса двигательной установки из условий обеспечения полета на
Vmax или Нпот определится соотношениями:
- _ m,n NVH No rnm PVH	Nq
д'у 'д,у m0 NVH No	д,у No 76i)Bm0 NVH
= Хд-уУ1в0
Здесь удво — известная относительная масса двигателя (кг/л.с.);
т]в — к.п.д. воздушного винта, который для скоростей
полета, близких к Vmax, можно принять равным
0,7—0,8;
NVf//NQ— характеризует изменение мощности двигателей с
высотой и скоростью полета и берется по прототи-
пу двигателя или из характеристик (см. рис. 16.6).
Аэродинамическое качество самолета на максимальной ско-
рости полета или при полете на потолке подсчитывается так же,
как и раньше, для самолетов с ТРД.
При расчете относительной массы двигательной установки из
условий обеспечения заданной длины разбега самолета с ТВД:
—	^дв ^0 Ру
Pq
V2
ОТР I (
*д.у
к тлл ^0 ^0
~ No т0 Ро ~
Хл.у УДВ0
_2^Ар
ст.тр,
Ро
На взлетном режиме можно принять, что
У2
_2IP__L( f
Г \J Ср.аэр
«л.у = *д.уТдвоО.91
z<s ьр
По статистике у пассажирских самолетов с ТВД /пду =
= 0,15—0,20.
Пример.
Проектируется самолет-истребитель. После разработки тактико-техниче-
ских требований к нему назначены; Vmax = 2120 км/ч на высоте 20 км;
ЯПОт==21 км; Уотр=300 км,/ч; Lp=500 м и Vnoc=290 км/ч.
На самолете устанавливается ТРДФ. Крыло — треугольное, малого уд-
линения, характеристики которого приведены на рис. 16.1.
Решение
1. Определим относительную массу двигательной установки из условия
полета на заданной максимальной скорости Vmax=212O км/ч=590 м/с:
—	mVH/m$
«д.у = Хд.уУдво QtgpVH/poKVH •
Считаем, что у проектируемого самолета двигатели расположены внутри
фюзеляжа. Это вызывает меньшее утяжеление конструкции самолета и по-
Воспользуемся
л кг
Удво = 0,2
кгс
высоте 20 км)
этому назначаем хд.у=1,3. Принимаем, что mVH JrnQ==Q,85.
характеристиками двигателя ТРДФ (см. рис. 16.4), у которого
590
и для М=2 (M=^g=2, где 295 м/с — скорость звука на
для высоты 11 км (Pvh/Pq)h=11 = 0,95.
Известно, что выше 11 км сила тяги ТРД падает пропорционально плот-
ности воздуха и для высоты 20 км (PVH/P$) — (PVH/Р$)Н==п QH==2Q/QH=n.
Так как р//=20 =0,00906 кгсс2/м4 и ря=11 =0,0372 кгсс2/м4, то получим
п он 0,00906
PVH ръ = 0,95 —:------= о, 229.
0,0372
Определим значение аэродинамического качества самолета при полете на
максимальной скорости на высоте 20 км, где скоростной напор
VH	0,00906-5902
qVH =	= ------------= 1570 кгс/м2.
Рассчитываем взлетную удельную нагрузку на крыло самолета, исходя
из посадочных характеристик самолета: VnOc=290 км/ч=80 м/с,
^Упос = 1,1, по формуле (для легкого самолета)
^пос^пос 1,1-80,52
Р0 = ------------= —— = 547 КГСМ
приняв
453
Величина ее соответствует рекомендованным значениям нагрузок на
крыло при взлете.
Определяем коэффициент подъемной силы на Утах и // = 20 км:
vh _ P^VHIm0	547-0,85
СУ ~ qVH	1570	= 0’297-
Воспользуемся графиком (рис. 16.1) и определим
с™ = 0,0335; Лгя = 0,4 и cvxH = 0,0335 + 0,4-0,2972 = 0,0688.
Тогда
г Vh 0,297
^аэр ~ Q 0688	а относи,гельная масса двигательной установки
0,85
тдv = 1,3-0,2 —-—*	л -- = 0,245.
д,у	0,9-0,229-4,32
2. Определим относительную массу двигательной установки из условий по-
(Л7=21	кгс-с2\
Q х =0,00775 Ь
Рассчитаем максимальнее аэродинамическое качество самолета при его
полете на потолке по формуле
l^VH___________5______________J__________д Д9
аэр 2 УAVHc^	2-0,4-0,0335	’ '
Полагаем, что при полете на потолке отношение mHV/т0 не изменилось
и равно 0,85 (т. е. затраты топлива, необходимые для разгона самолета на
высоте 20 км до максимальной скорости, соизмеримы с затратами топлива
на набор высоты 21 км, где полет происходит со скоростью меньше макси-
мальней).
При полете на высоте 21 км отношение
PVHlP0 = 0,95 -в’0п°ч7_75 =0,198,
°	0,0372
и можно вычислить относительную массу двигательной установки
-	0,85
/Пд.у = 1,3-0,2 0 9.0>198.4)32 =
0,289.
3. Определим относительную массу двигательной установки из условий
обеспечения заданной длины разбега самолета Ар=500 м.
Считаем, что самолет должен взлетать и садиться на грунтовые полосы,
т. е. принимаем /Ср.тр=0,15 и /ср. а эр —0,06. Тогда для УПОс=300 км/ч—
=89 м/с
’ V2
отр
. 2^7р
тд.у — хд.уУдвО
4“ (/ср.тр + /ср.аэр) —
Г 892	-I
= 1 Л0,2 — - — + 0,06 + 0,15 = 0,265.
[2-9,8-500	J
Как видим из расчетов, наибольшее значение относительной массы дви-
гательной установки самолета соответствует пслету на высоте //Пот=21 км.
Его и следует принять для дальнейших расчетов.
Значение тд.у из условий полета на Утах получилось наименьшим, хотя
потолок всего на 1 км больше высоты, на которой самолет летит с М=2.
Вероятно, при назначении летно-тактических свойств следовало бы (если это
454
возможно из тактических соображений) назначить несколько меньший пото-
лок полета и несколько большую длину разбега самолета, так как именно
они определили относительную массу двигательной установки.
Определение относительной массы топливной системы
с топливом тт.с
Относительную массу топливной системы с топливом можно
представить в виде
тт.с = хт.сШт’
где тт = — —относительная масса топлива;
ш0
Хт.с —коэффициент, учитывающий увеличение массы
топливной системы с топливом по сравнению с массой топлива,
за счет массы баков, трубопроводов, насосов и т.п. У тяжелых са-
молетов, с большим количеством топлива хт,с= 1,02-4-1,06, у
легких передних самолетов хт. с = 1,14-1,15.
При полете на дальность основная часть топлива расходует-
ся в установившемся горизонтальном полете т£’п, часть топлива
расходуется на опробование двигателей, руление самолета пэ
земле и взлет, на набор высоты, на которой будет проходить
полет. В конце полета часть топлива расходуется при снижении
самолета до высоты 500 м, на полет для захода на посадку и
посадку, на руление после посадки. Обязательно часть топлива
сохраняется в виде аварийного аэронавигационного запаса,
обуславливаемого инструкциями для -каждого самолета, на слу-
чай неточного выхода на аэродром посадки, повторные заходы
на посадку и т. п. Доля топлива, приходящаяся на совершение
самолетом горизонтального полета, обозначается
1 
“Х-Г-П
У легких и средних самолетов хг.п= 1,44-1,8, у тяжелых и воен-
ных самолетов хг.п= 1,14-1,35 * Таким образом, тт—хГЛ1/Пт’п
Масса топлива, необходимого для установившегося горизон-
тального полета на заданную дальность L при скорости полета
УКр и высоте Н,
V кр
где L — дальность горизонтального полета в км;
Укр — крейсерская скорость полета в км/ч;
Су^—удельный расход топлива на VKp и Н в кг/кге-ч;
PVH—сила тяги, потребная для полета на VKp и высоте II
в кге;
* У пассажирских самолетов в целях большей безопасности полета ос-
тавляется больший аварийный запас топлива, и величина хг.п У них прини-
мается на 30—50% большей.
455
Хдр — коэффициент, учитывающий изменение удельного рас-
хода топлива двигателя при его дросселировании. В приближен-
ных расчетах можно принять его равным 1,0. Используем выве-
денные соотношения, учитывая, что тяга, развиваемая двигате-
Pvd*
mVH
лями	отношение —
0,9	Р™
эф
VH
аэр — аэродинамиче-
ское качество самолета на заданных высоте и скорости полета.
Приближенно положим, что для самолетов с небольшой даль-
ностью полета, масса самолета при полете на скорости VKP и вы-
соте Н постоянна и мало отличается от взлетной массы само-
лета, т. е. mVH = m0=const и не меняется в процессе полета.
Тогда получим
—	L
%т.с7’г.п »т7
Викр
wh PVH _	L
СУД ~	—V’r.Ap “77 Суд0
V Кр
\ / УН,
X Суд /Суд0
1	mVH
0,9т™/Р™
и окончательно
хт.схг.пхдр L
О Г7 Сул°
г	KVH
6УД0 аэр
Технические параметры, входящие в формулу, берутся из
данных по двигателям, использованным на проектируемом само-
лете (см. рис. 16.4). Аэродинамическое качество подсчитывается
так же, как и при определении относительной массы силовой
установки.
Для самолетов, имеющих дозвуковые крейсерские скорости и
летящих на наивыгоднейших режимах, можно приближенно по-
лагать
СГ=1,5сх0, а с™
„ /Xя— 1
И А аэр —
О
Для самолетов с ТВД
кр
L ун РУНУ*р .   L с™ хдр pVff
~ VKP УД W5-3.6 *ДР— 270 сул0 ул0 д]в
(здесь по-прежнему L — дальность в км, а т)в = 0,94-0,95).
456-
Если воспользоваться характеристиками двигателей, подоб-
ными приведенным на рис. 16.6, где даны соотношения суд /суя0
и для крейсерских режимов полета (0,7 номинального режима
двигателей), то можно принять хдр=1.
Полученными формулами можно пользоваться для определе-
ния тт.с у самолетов с дальностью полета до 3000 км, у кото-
рых выгорание топлива в полете приводит к сравнительно мало-
му изменению массы самолета. По-
этому для тяжелых самолетов с боль-
шой дальностью полета, у которых вы-
горание топлива приводит к большому
изменению массы, следует учитывать
это обстоятельство. Полет такого са-
молета на дальность происходит по
«потолкам», т. е. с постоянной ско-
ростью, на постоянном угле атаки
(а следовательно, и при постоянном
аэродинамическом качестве) и с посте-
пенным набором высоты по мере
уменьшения массы самолета за счет
выгорания топлива. Это вызывает уве-
личение дальности полета самолета.
Поэтому, если дальность полета за-
дана, то, рассчитав относительную
Рис. 16.8. Влияние измене-
ния массы самолета в поле-
те на относительную массу
топливной системы с топли-
вом хпт.с (пунктиром на-
несены данные примера
расчета)
массу топливной системы с топливом
по приведенным ранее формулам, сле-
дует несколько уменьшить его, вос-
пользовавшись графиком, приведен-
ным на рис. 16. 8.
Относительная масса тт.с топлив-
ной системы с топливом у современ-
ных самолетов по статистике имеет следующие значения:
у легких и средних пассажирских самолетов и у военных само-
летов истребительного типа	0,25—0,35
у тяжелых пассажирских самолетов и военных самолетов-бомбар-
дировщиков	0,40—0,55
Пример.
Проектируется пассажирский магистральный самолет средней дальности с
£=2000 км, izKp=750 км/ч на высоте Я=11 км, с ДТРД, имеющим судо =
=0,7 кг/кгс-ч, характеристики его приведены на рис. 15.5. Крыло с удлине-
нием л=7,3, небольшой стреловидностью %=35° и относительной толщиной
^=11% (см. рис. 16.3). Определить относительную массу топливной системы
с топливом.
Решение
Относительная масса топливной системы с топливом для такого самолета
определяется формулой
/ VH \
—	ХГ.ПХДр L	/ Суд J 1
тт.с = хт.с п п ГТ Судо I “ I .
0,9 VKp \суло//<™
457
Выбираем хт.с=1,03 и хг.п=1,8, так как у пассажирских средних самоле-
тов в целях большей безопасности полета оставляется большой аварийный за-
пас топлива.
Назначенная крейсерская скорость 17Кр=750 км/ч соответствует на высо-
750
те 11 км числу М =	= 0,700. По рис. 16.5, считая, что полет происхо-
дит на крейсерском режиме работы двигателей (п=0,85пНом), определяем
(су^/суд0) = 1,25 (поэтому принимаем хдр = 1). По рис. 16.3 определяем
Схо=О,О19 и 4=0,05 и подсчитываем значение аэродинамического качества
самолета по приближенной формуле
-1/—=-1/——
3 V cxQA 3 V 0,019-0,05
= 15,3.
Затем рассчитываем
- Л 1,8-1,0
тт.с-1,03-	09
2000
-—•0,7
750
1,25—г—
15,3
0,315.
Учитываем поправку на изменение в полете массы самолета по рис. 16.7
и получаем окончательную тт.с=О,28.
Определение относительной массы конструкции
самолета т1{
Относительную массу конструкции проектируемого самолета
определяем по статистическим коэффициентам:
™к= ^кр+ "4+ топ+тш + тупР+тузла,
где тКр = 0,10-4-0,13 — относительная масса крыла;
тф = 0,07-4-0,12 — то же фюзеляжа;
топ=0,020-4-0,025 — то же оперения;
тш = 0,04-4-0,06 — то же шасси;
туПр = 0,02-4-0,015 — то же управления.
Если проектируется самолет с крылом переменной стрело-
видности, то к относительной массе крыла нужно добавить отно-
сительную массу узла поворота крыла тузЛа = 0,034-0,045.
У современных самолетов относительная масса
тк имеет следующие значения:
самолеты-истребители и истребители-бомбардировщики
тяжелые военные самолеты-бомбардировщики и ракетоносцы
легкие и средние пассажирские самолеты
тяжелые пассажирские самолеты
конструкции
0,28—0,35
0,26—0,32
0,27—0,35
0,25—0,30
При учебном проектировании необходимо выбрать по стати-
стике относительную массу конструкции самолета и его состав-
ляющих.
458
Определение массы проектируемого самолета
и его составляющих
Зная массу заданной нагрузки (см. гл. 16, § 2)
«н = «эк+mBOOP + тгр+
и определив относительную массу двигательной установки тд.у,
топливной системы тт.с и конструкции тк, можно рассчитать
взлетную массу проектируемого самолета
0	1 — (/Ид.у + ^т.с + тк)
и массу его составляющих:
двигательной установки — ^д.у = ^д.у^о;
двигателей — тдв = тд.у/хд.у;
топливной системы — mT.c = mT.cmo;
топлива — mT = mT.c/xT.c;
конструкции в целом — mK = mKm0;
крыла ==
фюзеляжа — тф = тф/п0;
оперения — топ = 7Поп^о;
шасси — тш = тшт^
управления — туПр = тУпр^о;
поворотного узла — ^узла = ТЙузла^О-
После проведения расчета массы проектируемого самолета
необходимо проанализировать полученные результаты.
Анализ полученных результатов
Необходимо сравнить рассчитанные параметры и массу про-
ектируемого самолета со статистическими данными по сущест-
вующим однотипным самолетам. Если какие-то параметры су-
щественно отличаются от статистических данных, то следует вы-
яснить причины этих отличий: то ли это ошибки расчетного
характера, то ли результат слишком завышенных тех или иных
требований. Расчетные ошибки необходимо исправить, а завы-
шенные требования следует подкорректировать и провести но-
вые необходимые расчеты.
§4. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА
ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЕТА
Под компоновкой самолета понимают процесс взаимной про-
странственной увязки частей самолета, их формы и конструктив-
но-силовой схемы с размещением двигателей, экипажа, обору-
дования, вооружения, основных грузов и снаряжения. Компоновку
начинают после того, как определены основные геометриче-
ские размеры частей самолета, вычерчено крыло в плане, о-п-
459
ределены величина и положение средней аэродинамической
хорды (САХ), а также величина плеча горизонтального опере-
ния £г.о относительно центра тяжести самолета, положение кото-
рого определяется необходимым запасом продольной статичес-
кой устойчивости и в начале компоновки обычно принимают на
расстоянии (0,25—0,35) &сах от носка средней аэродинамической
хорды.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ РАЗМЕРОВ
ПРОЕКТИРУЕМОГО САМОЛЕТА
Поскольку масса самолета т0 уже определена и выбраны ос-
новные относительные геометрические параметры крыла (хкр,
Акр, Пкр> Скр, Ро), оперения (хоп> Аоп, Поп, Соп) и фюзеляжа (Аф), то
теперь возможно определить абсолютные размеры этих частей.
Размеры крыла определяют из следующих соотношений:
площадь* крыла в м2
размах крыла в м
^кр Р^кр^кр»
осевая (корневая) и концевая хорды для трапециевидного кры-
ла в м
h ____ 2SKp7]Kp .	___ 2SKp
^корн , I 1 \	’ ^конц z I 1 \ 7	’
(^кр + 1) *кр	СЧкр +1) /кр
толщина профилей в м
^корн ^корн^корн»
г — г h
конц v конц ‘'конц •
Величину и положение средней аэродинамической хорды
(САХ) при сложной форме крыла, например оживальной или
готической, определить точно бывает затруднительным, но, учи-
тывая, что САХ по величине и положению мало отличается от
средней геометрической хорды, часто за САХ принимают просто
среднюю геометрическую хорду и обозначают ее йсдх- Для трапе-
циевидного крыла 6сах есть хорда, проходящая через ц.т. пло-
щади полукрыла с учетом его подфюзеляжной части. Графиче-
ское построение ее приведено на рис. 16.9. При этом по одну
сторону от &корн откладывается хорда &Конц, а по другую сторону
от &конц — хорда Ькорн- Концы отложенных хорд соединяются
прямой. Пересечение этой прямой со средней линией трапеции
дает точку, через которую проходит &сах- Такое построение опре-
деляет также положение хсах — носка САХ относительно нос-
ка корневой хорды.
460
Размеры горизонтального и вертикального оперений рассчи-
тывают исходя из их эффективности, которая в большой степени
определяется коэффициентами статических моментов:
Рис. 16.9. Схема графического опреде-
ления средней аэродинамической хорды
крыла проектируемого самолета
для горизонтального оперения
д ____ ^г.о^г.о
^Г.О Q А »
САХ
для вертикального оперения
д  ^в.о^в.о
Здесь Sr.o и SB.o — соответственно площади горизонтального и
вертикального оперений;
Аг.о и Ав.о — соответственно расстояние от центра давле-
ния горизонтального и вертикального опере-
ний до ц.т. самолета (условно можно при-
нять, что ц.д. горизонтального и вертикаль-
ного оперений расположен в точке пересече-
ния САХ или геометрической хорды с осью
вращения руля);
5кри/кр — соответственно площадь и размах крыла.
Статистика дает значительный разброс этих коэффициентов
Дго = 0,3н-0,8 (верхний предел относится к тяжелым самолетам
с большой нагрузкой на крыло), при этом = 0,15 н- 0,30, а
I	кр S
1,5-^-3,5. А =0,05^-0,10, при этом ^=0,12-ь 0,25.
*САХ	•	5кр
В учебном проектировании выбирать эти параметры целесо-
образно по самолету-прототипу.
461
Абсолютные размеры оперения, -как и для крыла, определя-
ются по выбранным ранее параметрам (Хоп, Хоп, T]on, ^orP
Размеры рулей (элеронов) определяются по статистическим
данным. Площади рулей рассчитываются по взятым из стати-
стики их относительным площадям
Sp.B=(0,30-н О,45)5,0, 5р.н=(0,ЗОн-0,45)5В.О и 5ЭЛ =
= (0,06-4-0,10)5^.
Хорды рулей (элеронов) следует также взять по статистике в
процентах от хорд горизонтального, вертикального оперений и
крыла.
Аналогично этому по относительным хордам &Мех/^кр и отно-
сительным размахам /Мех/4р определяют размеры механизации
(закрылков, щитков, предкрылков и пр.).
Размеры двигателей определяют на основании рассчитанной
ранее массы двигателей
^b="W"o— •
хд.у
Диаметр двигателя определяют по значению его лобовой тя-
гиЛлоб=^“^“’ имеющемуся у прототипа двигателя (ом. рис.
16.4) и взлетной силе тяги каждого двигателя, определяемой из-
вестными
D __
'о—
ЛдвУдвО
(здесь Пдв — количество двигателей на самолете). Так что
D = 2 /ZE.
лв /л |/ Рло6
Длину двигателя принимают равной /дв = ^дв^дв, где кдв —
удлинение двигателя, принимаемое для ТРД %дв=4-?-5 и для
ТВД и ТРДФ %дв = б4-8.
Форму поперечного сечения фюзеляжа и его удлинение
Хф для проектируемого самолета тоже следует назначить по
выбранному самолету-прототипу или по статистике (см. гл. 16,
§ 3).
Размеры миделевого сечения фюзеляжа должны быть мини-
мально необходимыми для размещения экипажа, пассажиров,
двигательной установки (если она размещается в фюзеляже са-
молета), грузов, вооружения и т. п. и для обеспечения необхо-
димого обзора из кабины.
462
По статистике диаметры фюзеляжей самолетов d$ и разме-
ры .кабин (высота Лк и ширина ftK), его определяющие, имеют
значения (в м):
самолеты истребительного типа	с?Ф = 1,54-1,7
самолеты-бомбардировщики (средние и тяжелые)	б/ф = 2,0-42,7
легкие пассажирские и военно-транспортные самолеты	г/ф = 2,34-3,0 Лк = 1, 8-42,0 Ьк= 1,84-2,1
средние пассажирские и военно-транспортные само-	б/ф = 3,5-44,5 Лк=2,54-3.2 Лк=3,24-3,5
леты	
тяжелые пасажирские и военно-транспортные само-	
леты	б/ф = 5-4-6 Лк = 3,74-4,5 Лк=4,54-6,0
Определив из этих условий диаметр фюзеляжа т. е. диа-
метр круга, равного по площади миделеву сечению фюзеляжа,
и имея выбранное значение удлинения фюзеляжа %ф, рассчиты-
ваем его длину.
Габариты основных агрегатов оборудования, вооружения,
грузов и других устройств должны быть известны после назначе-
ния летно-тактических и технических требований. При этом при-
ближенно можно считать, что 1 кг оборудования требует для
своего размещения примерно 0,005 м3. Для размещения одного
члена экипажа требуется пространство высотой 1,2 м, шириной
0,7 м и длиной 2,0 м, а одного пассажира соответственно 1,6—
2,0 м, 0,45—0,55 ми 1,0 м.
КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
Обычно принято различать аэродинамическую и конструктив-
ную компоновки * Условно считаем, что аэродинамическая ком-
поновка — это формирование внешних обводов самолета, выбор
размеров, очертаний и взаимного расположения крыла, фюзеля-
жа, оперения, двигателей, взлетно-посадочных и других уст-
ройств, обеспечивающих возможность наилучшего выполнения
поставленной задачи. Конструктивная компоновка — это фор-
мирование конструкции самолета в заданных габаритах и раз-
мещение грузов, экипажа, топлива, оборудования и пр. с обеспе-
чением необходимой центровки, разработка его силовой схемы,
обеспечение прочности и работоспособности конструкции, обеспе-
чение наилучших возможностей ее изготовления и эксплуатации.
Аэродинамическая компоновка должна обеспечить:
получение принятых в расчетах аэродинамических и геомет-
рических параметров для обеспечения заданных летно-тактиче-
* Это деление условно, так как практически невозможно отделить фор-
му любой детали ст ее конструкции.
463
ских свойств самолета при наименьших размерах, а следователь-
но, и наименьшей массе самолета. Это достигается выбором наи-
более рациональных внешних форм самолета, дающих наимень-
шее аэродинамическое сопротивление, наивыгоднейших форм
крыла, оперения, фюзеляжа, мотогондол и их взаимного распо-
ложения, обусловливающих минимальное вредное влияние друг
на друга;
необходимую устойчивость и управляемость самолета в по-
лете;
возможность создания конструкции, удовлетворяющей усло-
виям прочности, жесткости и пр.;
возможность получения объемов фюзеляжа и крыла, доста-
точных для размещения экипажа, оборудования, вооружения и
грузов.
Конструктивная компоновка самолета и выбор силовой схемы
должны обеспечить:
возможность создания конструкции необходимой прочности
и жесткости при наименьшей массе самолета, что достигается
правильным выбором силовой схемы планера самолета, рацио-
нальными конструктивными решениями для элементов, состав-
ляющих силовую схему;
удобство размещения экипажа и возможность выполнения
поставленной перед ним боевой задачи, так, например, угол об-
зора вперед — вниз должен быть не менее 7—9° (Этот угол за-
меряется между горизонтальной и касательной к фюзеляжу ли-
ниями, проведенными от глаза летчика);
рациональное размещение оборудования и вооружения, обес-
печивающее наивыгоднейшее его использование, безотказность
работы, удобство эксплуатации и ремонта;
размещение расходуемых грузов ближе к ц.т. самолета, что-
бы изменение их массы не оказывало значительного влияния на
центровку самолета;
наилучшие возможности для обслуживания самолета, его
оборудования и вооружения в эксплуатации, наилучшую экс-
плуатационную технологичность;
наилучшую технологичность изготовления самолета;
наилучшую ремонтную технологичность;
возможность аварийного покидания военного самолета в
воздухе, а пассажирского самолета через аварийные люки (вы-
ходы) при вынужденной посадке.
Решения, принятые гири аэродинамической и конструктивной
компоновке самолета, должны подчеркивать то главное, наибо-
лее важное в конструкции и аэродинамике, что обеспечивает
наиболее эффективное применение проектируемого самолета.
Для того чтобы правильно скомпоновать самолет, надо знать
условия, необходимые для размещения экипажа, оборудования и
вооружения, учитывать требования эксплуатации и обслужива-
ния. Эти вопросы изложены в общих технических требованиях,
464
предъявляемых к самолетам, в специальных дисциплинах и в
специальных нормах, регламентирующих такие общие положе-
ния.
Рассмотрим несколько подробнее размещение шасси на само-
лете (рис. 16.10).
Размещение шасси должно обеспечивать:
а)	зазор между поверхностью земли и нижней точкой фюзе-
ляжа не менее 200 мм, т. е. высота h в мм должна быть равна:
h — Лпн“Н^ам4"200,
где йпн — опускание самолета при полном обжатии пневматиков;
Лам — опускание самолета при полном обжатии амортиза-
торов;
Рис. 16. 10. Схема компоновки шасси самолета
б)	для предохранения «заваливания самолета на хвост» ко-
леса основных стоек шасси необходимо располагать сзади его
ц.т. таким образом, чтобы при посадке самолета на основные
стойки линия действия реакции земли R прошла сзади ц.т., для
этого угол выноса шасси назад у, образованный перпендикуля-
ром к поверхности земли при стоянке и линией, соединяющей
ц.т. с точкой касания колес основных стоек с поверхностью зем-
ли, должен быть больше посадочного угла (р, обычно не менее
15°;
в)	расположение предохранительной хвостовой опоры (пяты)
должно обеспечивать при посадке на основные стойки и неболь-
шом зазоре между хвостовой пятой и поверхностью земли угол
атаки крыла аПос.тах~ 104-15°, поэтому должно быть
ф = ttnoc.max (сСуст + ^о) •>
где (Хуст — установочный угол крыла относительно оси самолета
(обычно аУст = 04-2°);
465
cto — угол между осью самолета и поверхностью земли
при стоянке самолета;
г)	возможность его убирания в полете. Положение носовой
стойки шасси зависит от угла 654-75° .или размера.
« (0,284-0,35)/ф, где /ф — длина фюзеляжа. При этом вынос
Рис. 16.11. Пример компоновки самолета истребительного типа:
/—радиооборудование; 2—электрооборудование; 3—приборы; 4—летчик; 5—электрообо-
рудование; 6—фюзеляж; 7—снарядный ящик; 8—топливные баки; 9—управление;
10—вертикальное оперение; //—стабилизатор; 12— силовая установка; 13—главная стой-
ка шасси; 14—топливный бак; 15—управление; 16—крыло; /7—пушка; 18—управление;
19—передняя стойка шасси; 20—силовые шпангоуты
передней стойки выбирается таким образом, чтобы при стоянке
самолета нагрузка на переднюю опору составляла 64-12% от
массы самолета.
На рис. 16.11 и 16.12 приведены примерные компоновочные
схемы легкого самолета и магистрального пассажирского само-
лета.
ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Под процессом центровки самолета понимается отыскание та-
кого размещения всех грузов на самолете, которое обеспечивает
строго определенное положение ц.т. самолета в течение всего
полета.
Центровка самолета определяется расположением ц.т. само-
лета относительно носка средней аэродинамической хорды и
выражается в процентах САХ:
Хц.т=	100,
САХ
где Хц.т— расстояние ц.т. самолета от носка средней аэродина-
мической хорды.
Различают предельно переднюю и предельно заднюю цент-
ровки. Предельно передняя центровка определяется условиями
возможности балансировки самолета при посадке или при ма-
невре («запасом рулей на посадку или маневр»). Предельно
466
Рис. 16. 12. Пример компоновки магистрального пассажирского самолета
задняя центровка определяется условиями сохранения продоль-
ной устойчивости самолета в полете. Для обеспечения статиче-
ской продольной устойчивости самолета необходимо, чтобы его
ц.т. находился впереди фокуса.
Центровки определяются для различных вариантов загрузки
самолета: при полной нагрузке, при израсходованном топливе и
т. п. Изменение центровки при различных вариантах загрузки
самолета должно быть для легких самолетов возможно меньшим
(3—5%). В отдельных случаях при наличии достаточной про-
дольной устойчивости самолета (соответствующим выбором
Лг.о) допускаются и большие изменения центровки. Согласно
статистике для современных самолетов можно принимать сле-
дующие значения центровок (при взлетной массе):
Хц.т=18ч-28%
Хц. т=26-4- ЗО°/о
хц.т=304-34 %
Хц. т=32н-35 %
хц.т=304-32%
Хц. т=1 Он-15 %
для самолетов с прямым крылом
для самолетов со стреловидным кры-
лом, х=40°, т)^2
для самолетов со стреловидным кры-
лом, х=55°, 4^2
для самолетов с треугольным крылом
для самолетов схемы «бесхвостка» с
треугольным крылом
для самолетов схемы «утка» с тре-
угольным крылом
Исходя из этих данных, следует на средней аэродинамиче-
ской хорде проектируемого самолета наметить желаемые пре-
дельно переднюю (первая цифра) и предельно заднюю цент-
ровки (вторая цифра приведенных значений), т. е. эксплуатаци-
онный диапазон центровок.
Компоновка, центровка и разработка силовой схемы самоле-
та представляет собой единый процесс и выполняются одновре-
менно. После того как предварительная компоновка закончена,
т. е. определено положение экипажа, оборудования, вооружения,
двигателей, топлива, необходимо определить положение ц.т. са-
молета.
Предварительно необходимо наметить положение ц.т. отдель-
ных грузов, составляющих массу самолета.
Ц.т. крыла (оперения) принимается на расстоянии (0,384-
0,42) &Ср от носка средней хорды, а ц.т. фюзеляжа — на расстоя-
нии ~ 0,4/ф от передней точки фюзеляжа. Ц.т. топливных баков
принимается в ц.т. их боковой проекции. Ц.т. симметричных гру-
зов и агрегатов находится на оси симметрии. Ц.т. двигателя
расположен примерно в районе последних ступеней компрессора
и начала камеры сгорания (обычно указан на чертеже общего
вида двигателя в его описании).
На боковой проекции самолета, вычерченной в определенном
масштабе, наносятся точки, соответствующие ц.т. отдельных аг-
регатов, при этом мелкие агрегаты оборудования, вооружения и
468
другие группируются по месту размещения на самолете и за-
меняются одним грузом.
Выбирается произвольная, но удобная начальная точка отсче-
та (например, передняя точка фюзеляжа), и подсчитываются
моменты каждого груза относительно этой точки. При этом целе-
сообразно составить ведомость по форме табл. 10.
Таблица 10
№ по пор.	Наименование груза	/пгр, кгс	-*гр>	/ЯГр, А’гр, КГС • М
				
		^гр		1/ИГрХгр
Полученную сумму 2тгрхгр делят на сумму масс грузов
2тгр, что и дает расстояние х ц.т. самолета от передней точки
фюзеляжа
^гр-^Гр
Х= 
Так как положение носка средней аэродинамической хорды
относительно выбранной точки отсчета, т. е. %сах, и величина
&САХ известны, то центровка относительно САХ определится по
формуле
хцт^--Х7ХсАХ 100.
^САХ
Если при этом положение ц.т. самолета окажется вне наме-
ченного эксплуатационного диапазона центровок, то следует ис-
править центровку.
Исправление центровки может быть осуществлено тремя
способами (или их комбинацией).
I.	Изменением компоновки, т. е. перемещением различных
грузов. При этом переднюю центровку нужно исправлять пере-
мещением грузов назад, а заднюю — перемещением грузов
вперед. Операция эта громоздка и по существу сводится к про-
ведению новой компоновки.
2.	Изменением положения крыла относительно фюзеляжа. Так
как одновременно с перемещением крыла перемещается и САХ,
а положение ц.т. самолета изменяется при этом незначительно,
то величина хц.т изменится. Этот способ также сложен, посколь-
ку перемещение крыла влечет за собой значительное перемеще-
ние силовых элементов, связанных с крылом (силовых шпангоу-
тов фюзеляжа и пр.).
469
Первый и второй способы применяются при значительных
исправлениях центровки.
3.	Незначительным изменением стреловидности крыла с со-
хранением положения корневой хорды. В этом случае, как и в
предыдущем, следует сместить САХ при незначительном смеще-
нии ц.т. самолета. Этот способ не вызывает существенных изме-
нений компоновки.
Если рассмотренные три способа исправленной центровки по
каким-либо причинам не могут быть использованы, то необходи-
мая устойчивость самолета может быть обеспечена путем пере-
мещения фокуса, что наиболее легко достигается изменением
размеров и плеча горизонтального оперения (Аг,0).
Компоновка и центровка представляют собой единый процесс,
во время которого увязывается взаимное расположение основных
агрегатов самолета, при этом намечается расположение, количе-
ство и форма топливных баков, уточняется конфигурация и рас-
положение воздухозаборников, выбирается принципиальная си-
ловая схема основных частей самолета, намечаются эксплуата-
ционные и.технологические разъемы, люки и пр.
Принципы разработки конструктивно-силовой схемы самолета
Силовая схема основных частей самолета разрабатывается в
процессе компоновки.
Приступая к компоновке самолета, необходимо сделать пред-
варительный отбор возможных для проектируемого самолета
силовых схем.
При разработке силовой схемы необходимо:
определить качественно картину нагружения самолета и его
частей, прикидочно оценив действующие силы и моменты;
разработать силовую схему, вернее оценить возможность осу-
ществления ранее намеченной схемы. Внести в нее коррективы
или перейти к другой схеме;
определить эксплуатационные разъемы самолета <и его час-
тей;
наметить технологические разъемы, необходимые при изго-
товлении самолета (желательно, чтобы эти разъемы совпадали с
эксплуатационными);
наметить вырезы и люки, необходимые для подходов к раз-
личным агрегатам самолета и его оборудованию в эксплуата-
ции. Здесь приходится разрешать ряд противоречивых требова-
ний и в некоторых случаях даже частично изменять уже выпол-
ненную компоновку самолета и некоторые его параметры (раз-
меры, форму). При этом следует помнить о возможных изме-
нениях центровки и вводить соответствующие коррективы.
При разработке силовой схемы надо стремиться к тому, что-
бы силы и моменты, действующие на части самолета, воспри-
нимались предназначенными для этого элементами конструкции
470
этих частей самолета, передавались бы по кратчайшему пути к
ним без каких-либо промежуточных звеньев, изломов, эксцентри-
ситетов. Силовая схема должна обеспечивать наибольшую яс-
ность в передаче и воспринятой сил и моментов. Необходимо
обеспечить такое 'расположение основных силовых элементов
(лонжеронов, силовых нервюр, силовых шпангоутов), которое
требовало бы минимального их количества.
Надо помнить, что силовая схема самолета •— это единая
замкнутая система. Поэтому при разработке силовой схемы
какой-либо части самолета необходимо продумать вопросы пере-
дачи сил и моментов с силовой схемы рассматриваемой части
на силовую схему части, с которой она соединяется. При этом
особенно важно рассмотреть работу выбранной силовой схемы
в местах приложения сосредоточенных сил и моментов, оценить
возможность их передачи и расположить там необходимые си-
ловые элементы.
§5. ПРИБЛИЖЕННАЯ ОЦЕНКА ЛЕТНЫХ ДАННЫХ
СПРОЕКТИРОВАННОГО САМОЛЕТА.
РАЗРАБОТКА КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТА САМОЛЕТА
ПРИБЛИЖЕННЫЙ РАСЧЕТ ЛЕТНЫХ ДАННЫХ
После определения взлетной массы самолета его основных
размеров и проведения компоновки целесообразно определить
его основные летные свойства и проверить, удовлетворяет ли
спроектированный самолет предъявленным к нему основным
летно-техническим требованиям.
1.	Максимальная скорость полета на заданной высоте
Если выбор двигательной установки проектируемого самоле-
та определился не его заданной максимальной скоростью, то сле-
дует оценить ее величину в м/с, воспользовавшись известными
из курса аэродинамики приближенными формулами метода тяг:
для самолетов с ТРД
max у
V max/Эф
У" + а™(с™?\ c"sKp’
для самолетов с ТВД
150^™

471
Параметры, входящие в формулы, определяются для условий,
близких к заданным при разработке комплекса требований к
проектируемому самолету. Здесь (Рт«)Эф ~ 0,9 Р^=0,97%—;
73 о
NVH
МУН=Ы niax
max 0	>
где Po и Nq [кгс и л. с] — суммарная взлетная тяга и мощность
всех двигателей, установленных на самолете 'соответственно.
pvh nvh
о	rmax 2Vmax VH „ лУН *
Значения -----,----, сло и А берутся с характеристик, по-
Т^о	К о
„	1 с 1	1 z? /? ^Гкгс-с2!
дооных приведенным на рис. 16.1 —16.6; о ----- —плотность
L м4 J
воздуха на заданной высоте полета. Можно принять величину
т]в = 0,8, а с ™ определяется, как и при выборе относительной
массы двигательной установки для условий, близких к задан-
ным.
Приближенно можно подсчитать с^н при условии, что у лег-
ких самолетов разгон на форсажном режиме и достижение
Ушах требуют израсходовать половину топлива, имеющегося на
самолете, и
(ttzq — 0,5/пт)
У ~ е"(«аЛ> ’
где (V'maJsai —заданная максимальная скорость.
Если получится, что рассчитанная маиосимальная скорость
сильно отличается от заданной, то следует изменить величины
pVH хгИ//
—, —тах , с^о1, AVH и с™, входящие в формулы с уче-
Ро Ко
ТОМ изменения Утах.
2.	Потолок полета самолета
Приближенно потолок проектируемого самолета может быть
определен по величине отношения Pvh[Pq — для самолетов с
ТРД и по Nvh/Nq — для самолетов с ТВД, а также по харак-
теристикам его двигателей, показанных на рис. 16.4—16.6 для
заданной скорости полета на потолке, которую можно принять
равной примерно 0,9Утах У самолетов с ТРД, и примерно
0,8Утах У самолетов с ТВД.
Для самолетов с ТРД и потолком ниже 11 км
7)ГЯ/Р0= 1,77
Ро
для самолетов с ТВД и потолком ниже 11 км
NVH = Итах wz0 л/ с*н дУН
No 56
где m0 — взлетная масса самолета в кг;
Ро и Nq — взлетная суммарная сила тяги и мощность двигателей
(кгс, л.с.);
Vmax — максимальная скорость полета самолета в м/с.
Значения сУо* н АУИ находят по характеристикам, приве-
денным на рис. 16.1 —16.3.
Для самолетов с ТРД и потолком полета более 11 км плот-
ность на высоте потолка
где (PVHlP^H-м. — относительная тяга двигателей на высоте
11 км и скорости, равной 0,9Vmax (см. рис. 16.4).
3.	Дальность полета самолета
Так как относительная масса топливной системы с топливом
была определена из условий обеспечения заданной дальности
полета проектируемого самолета, то рассчитывать дальность не
имеет смысла. В случае необходимости легко определить даль-
ность полета проектируемого самолета по формуле, выведенной
для расчета относительной массы топливной системы с топливом.
4.	Скорость отрыва самолета при взлете
Скорость отрыва самолета в м/с определяем по формуле
5.	Посадочная скорость самолета
Посадочную скорость самолета в м/с определяем по формуле
6.	Длина разбега самолета
Длину разбега самолета в м при взлете определяем по фор-
муле
{Р /ср.аэр — /ср)тр
473
7.	Длина пробега самолета
Длину пробега самолета в м после посадки определяем по
формуле
(/ср.аэр + /ср.тор “г /ср.т.п *+" /ср.рев)
Здесь Vnoc— значение посадочной скорости самолета в м/с;
/ср.аэр — средний коэффициент аэродинамического соп-
ротивления самолета при разбеге или пробеге,
равный 0,05—0,08;
/ср.тор — средний коэффициент трения качения колес шас-
си при использовании колесных тормозов. При
торможении на бетонной полосе 0,20—0,25. При
торможении на грунте 0,10—0,15;
/ср.т.п— средний коэффициент аэродинамического сопро-
тивления тормозного парашюта, используемого
при посадке. У существующих тормозных пара-
шютов 0,10—0,15;
/ср.рев — средний 'коэффициент сопротивления движению
самолета при использовании реверса тяги двига-
телей. Величина этого коэффициента зависит от
значения отрицательной, реверсивной тяги дви-
р
»	/.	рев
гателеи 1^.^== —-----
Значение отрицательной тяги у современных двигателей с
реверсерами не превышает обычно 0,4 Ро.
ПРИНЦИПЫ РАЗРАБОТКИ КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТА,
ЗАДАННОГО ДЛЯ ДЕТАЛЬНОЙ РАЗРАБОТКИ
ПРИ УЧЕБНОМ ПРОЕКТИРОВАНИИ САМОЛЕТА
Один из основных агрегатов самолета (крыло, горизонталь-
ное или вертикальное оперение, фюзеляж, шасси, закрылок,
руль и т. п.) разрабатывается более подробно и вычерчивается.
При этом показывается вид его в плане *, конструкции агрега-
та, необходимые для выявления его работы и показа силовой схе-
мы сечения, выноски и разрезы. Выбирается наиболее опасный
расчетный случай, или нескольких расчетных случаев; опреде-
ляются действующие на агрегат нагрузки; выполняется прибли-
женный поверочный или проектировочный расчет основных сило-
вых элементов на прочность. Рассчитанные сечения показывают
на чертеже в крупном масштабе.
* Для несущих агрегатов (крыла, оперения). Для других агрегатов (на-
пример, шасси) выбирается другой — наиболее характерный вид.
474
Обычно для крыла, оперения, руля рассчитываются на проч-
ность лонжероны (или силовые панели в моноблочных конст-
рукциях), силовые нервюры и узлы крепления агрегата. У фю-
зеляжа рассчитываются на прочность одно или несколько сече-
ний в месте действия наибольшего изгибающего момента,
сечение в районе большого выреза и узлы стыковки частей фю-
зеляжа в месте эксплуатационного разъема.
Для разработанного агрегата дается характеристика мате-
риалов, применяемых для его основных силовых элементов, тех-
нология изготовления и сборки, указываются обработка и до-
пуски.
Все графические работы и оформление пояснительной запис-
ки в учебном проектировании должны выполняться в строгом
соответствии с требованиями «Единой системы конструкторской
документации» и методическими разработками и указаниями
руководителя проекта.
АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
В заключение учебного проектирования необходимо произ-
вести сравнительную оценку спроектированного самолета с су-
ществующими самолетами аналогичного назначения, проанали-
зировать те преимущества, которые имеет спроектированный
самолет по летным, техническим, тактическим и эксплуатацион-
ным данным, и объяснить, с помощью каких мероприятий они
получены. Целесообразно указать некоторые особенности и реко-
мендации по производству и эксплуатации спроектированного
самолета.
Обязательно следует сделать вывод о соответствии летно-
технических и эксплуатационных данных спроектированного са-
молета комплексу требований, которые были к нему предъяв-
лены.
Более подробно с вопросами проектирования самолетов
можно ознакомиться в приведенной в конце учебника литера-
туре [3, 5, 11].
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Авиационные силовые установки. М., «Транспорт», 1970, 252 с. Авт.:
Домотенко Н. Е. и др.
2.	Гиммельфарб А. Л. Основы конструирования в самолетостроении. М.,
«Машиностроение», 1971, 308 с.
3.	Гудков А. И., Лешаков П. С. Внешние нагрузки и прочность летатель-
ных аппаратов. М., «Машиностроение», 1968, 464 с.
4.	Гольдинов М. Я., Григоренко С. М. Методическое пособие по выпол-
нению курсовых проектов предмета «Конструкция самолетов». Изд. Казанск.
универе., 1973, 374 с.
5.	Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.,
«Машиностроение», 1964, 446 с.
6.	Кан С. Н., Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность. М., «Ма-
шиностроение», 1966, 289 с.
7.	Конструкция и прочность самолетов и вертолетов. М. «Транспорт»,
1972, 435 с. Авт.: Воскобойник М. С. и др.
8.	Конструкция летательных аппаратов. М., «Оборонгиз», 1963, 502 с.
Авт.: Бельский В. Д.
9.	Прицкер Д. М., Сахаров Г. И. Аэродинамика. М. «Машиностроение»,
1968, 246 с.
10.	Поликовский В. И., Сурков Л. Н. Силовые установки летательных ап-
паратов с ВРД. М., «Машиностроение», 1965, 255 с.
11.	Проектирование самолетов. М., «Машиностроение», 1972, 510 с. Авт.:
Бадягин А. А., Егер С. М., Мишин В. Ф., Склянский Ф. И., Фомин Н. А.
12.	Технология самолетостроения. М. «Машиностроение», 1970, 593 с.
Авт Абибов А. Л. и др.
13.	Хертель Г. Тонкостенные конструкции. М. «Машиностроение», 1965,
248 с.
14.	Шульженко М. Н. Конструкция самолетов. М. «Машиностроение»,
1971, 410 с.
15.	Шульженко М. Н., Мостовой А. С. Курс конструкции самолетов. М,
«Машиностроение», 1965, 560 с.
16.	Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажир-
ских самолетов. М., «хМашиностроение», 1972, 302 с.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр,
Предисловие	3
Введение	4
Глава 1. Общие сведения	20
§ 1.	Основные части самолетов и их назначение	20
§ 2.	Требования, предъявляемые к самолетам	23
§ 3.	Классификация самолетов	25
Глава 2. Нагрузки, действующие на самолет	32
§ 1.	Виды сил, действующих на самолет	32
§ 2.	Нагрузки от нагрева самолета в полете. Понятие об аку-
стических нагрузках	33
§ 3.	Понятие о перегрузке	36
§ 4.	Нормирование нагружения самолетов	43
§ 5.	Ограничения летных свойств самолетов по условиям проч-
ности	47
Глава 3. Требования, предъявляемые к авиационным конструкциям и
материалам	50
§ 1.	Требования, предъявляемые к каркасной группе .	50
§ 2.	Требования, предъявляемые к материалам каркасной группы 60
Глава 4. Основы строительной механики самолета	72
§ 1.	Основные понятия из строительной механики самолета	72
§ 2.	Особенности работы тонкостенных конструкций	76
§ 3.-	Расчет на прочность основных элементов тонкостенных кон-
струкций	85
Глава 5. Крыло. Внешние нагрузки, действующие на крыло	107
§ 1.	Назначение крыла и требования к нему	107
§ 2.	Внешняя форма крыла	108
§ 3.	Конструктивные меры, применяемые для улучшения аэроди-
намических характеристик стреловидных и треугольных
крыльев	ИЗ
§ 4.	Взаимное расположение крыла и фюзеляжа	114
§ 5.	Внешние нагрузки, действующие иа крыло	115
§ 6.	Эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
крыла	118
Глава 6. Конструкция крыльев самолетов	125
§ 1	Силовые элементы крыльев самолетов	125
§ 2.	Конструктивные схемы и конструкция крыльев самолета 137
§ 3.	Особенности конструкции стреловидных и треугольных крыль-
ев и крыльев с изменяемой стреловидностью
§ 4.	Краткий сравнительный анализ лонжеронных и моноблочных
крыльев..................................................
477
Стр.
§ 5.	Разъемы крыльев. Устройство центропланов. Конструкция
и нагружение стыковых узлов и соединений	153
§ 6.	Вырезы в крыльях, их влияние и компенсация	161
§ 7.	Носки крыла и противообледенительные устройства. Обте-
катели (зализы). Законцовки	163
§ 8.	Механизация крыла	165
Глава 7. Приближенные расчеты на прочность крыла и механизации 175
§ 1.	Принципы расчета на прочность сечений крыла	176
§ 2.	Проверочный расчет на прочность прямых крыльев	177
§ 3.	Проектировочный расчет на прочность прямых крыльев	181
§ 4.	Особенности расчета на прочность стреловидных крыльев	184
§ 5.	Особенности расчета на прочность треугольных крыльев	186
§ 6.	Пример проектировочного расчета крыла на прочность	187
§ 7.	Приближенный расчет на прочность механизации крыла	190-
Глава 8. Оперение и элероны	193
§ 1.	Назначение оперения и требования, предъявляемые к нему 193
§ 2.	Формы, типы и расположение оперения	194
§ 3.	Внешние нагрузки на оперение	197
§ 4.	Построение эпюр сил и моментов	190
§ 5.	Конструкция оперения	201
§ 6.	Особенности расчета оперения на прочность	214
Глава 9. Фюэеляжи самолетов	215
§ 1.	Назначение фюзеляжа и требования, предъявляемые к нему 215
§ 2.	Внешняя форма фюзеляжа	216
§ 3.	Нагрузки, действующие на фюзеляжи самолетов	217
§ 4.	Построение эпюр сил и моментов	.	218
§ 5.	Конструкция фюзеляжей. Основные силовые элементы. Кон-
структивно-силовые схемы фюзеляжей	220*
§ 6.	Конструкция соединений фюзеляжа	230
§ 7.	Приближенные расчеты сечений фюзеляжа	на	прочность	231
§ 8.	Расчет на прочность силовых шпангоутов	237
§ 9.	Кабины самолетов и особенности их^ конструкции	238
§ 10.	Средства обеспечения нормальных условий работы экипа-
жа и средства спасения экипажа в аварийных случаях 249»
Глава 10. Управление самолетом	260
§ 1.	Назначение систем управления самолетом и требования,
предъявляемые к ним	260
§ 2.	Командные рычаги системы управления	262
§ 3.	Проводка управления	265
§ 4.	Особенности систем управления скоростными	самолетами	268
§ 5.	Автоматизация систем управления самолетом	275-
Глава 11. Взлетно-посадочные устройства	278
§ 1.	Назначение взлетно-посадочных устройств. Основные требова-
ния к ним	.	.	278
§ 2.	Устройства для увеличения абсолютных значений ускорений
самолета в процессе его взлета и посадки	.	279'
§ 3.	Устройства для создания вертикальной составляющей тяги
силовой установки	288
§ 4.	Шасси самолета	284
§ 5.	Нагрузки, действующие на шасси	288:
§ 6.	Конструктивно-силовые схемы шасси	291
§ 7.	Авиационные колеса	305
§ 8.	Амортизаторы стоек шасси	316
§ 9.	Приближенный расчет на прочность	силовых элементов шасси 325
478
Стр.
Глава 12.	Жесткость и колебания частей самолета	334
§ 1.	Деформации крыла, оперения и фюзеляжа самолета	334
§ 2.	Влияние деформаций на устойчивость и управляемость са-
молета	.	335
§ 3.	Вынужденные колебания	частей	самолета	337
§ 4.	Флаттер частей самолета.	Самоколебания	колес шасси	339
Глава 13.	Силовые установки самолетов	347
§ 1.	Назначение силовых установок и требования к ним. Типы
двигателей и их размещение на самолете	347
§ 2.	Конструкция крепления двигательной установки	353
§ 3.	Системы силовых установок	364
Глава 14. Гидравлические и газовые энергетические системы	391
§ 1.	Назначение энергетических систем и основные требования к
ним. Сравнительная оценка систем	391
§ 2.	Схемы подачи энергии к потребителям	393
§ 3.	Трубопроводы силовых установок и систем	400
Глава 15. Узловые соединения конструкции	401
§ 1.	Назначение и требования к соединениям конструкций	401
§ 2.	Расчет на прочность неразъемных соединений	403
§ 3.	Расчет на прочность разъемных	соединений	410
Глава 15. Основы проектирования самолетов	421
§ 1.	Введение	421
§ 2.	Разработка комплекса основных требований, предъявляемых
к проектируемому самолету	424
§ 3.	Оценка возможности реализации требований, предъявляемых
к проектируемому самолету. Уравнение существования само-
лета	431
§ 4.	Компоновка и	центровка	проектируемого	самолета	459
§ 5.	Приближенная оценка летных данных спроектированного са-
молета. Разработка	конструкции	агрегата	самолета	471
Список литературы .	476