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. ~ ѓР~ 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- л