В. Л. ВЕЛЬСКИЙ ка ВЛАСОВ В.М.ЗАЙЦЕВ <хн.кане	,Оз*н
от.о54
в. Л. ВЕЛЬСКИЙ, И. П. ВЛАСОВ, В. Н. ЗАЙЦЕВ, С. Н. КАН,
В. П. КАРНОЖИЦКЙЙ, в. м. коц, Д. Е. липовскииКОНСТРУКЦИЯ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВПод редакцией
докт. техн. наук, проф. С. Н. КанаГОСУДАРСТВЕННОЕ
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
ОБОРОНГИЗ
Москва 1963
УДК 629.13.012.001.11В книге изложены основы конструкции и прочности
летательных аппаратов. В ней освещаются принципы
устройства и приводится расчет прочности и жесткости,
описываются внешние нагрузки и рассматриваются другие
вопросы конструкции самолетов, ракет и вертолетов. Описы¬
ваются пневматические и гидравлические энергосистемы
и гидравлические сервоприводы.Значительное внимание уделено аэроупругости и долго¬
вечности летательных аппаратов, воздействию на конструк¬
цию аэродинамического нагрева.Книга рассчитана на инженеров авиационной промышлен¬
ности, вместе с тем она будет полезна и для студентов
втузов.Рецензент докт. техн. наук А. Р. Бонин
Редактор инж. А. И. СоколовЗав. редакцией инж. С. Д. Красильников
ПРЕДИСЛОВИЕВ книге рассматриваются конструкции и прочность летатель¬
ных аппаратов (самолетов, ракет и вертолетов) с учетом особен¬
ностей их аэродинамических схем и назначения.Такое комплексное описание конструкций представляется
весьма целесообразным, так как будет способствовать на примере
анализа достоинств и недостатков уже созданных образцов более
рациональному проектированию новых конструкций.Кроме того, излагаемые сведения позволят технически более
грамотно подходить к эксплуатации летательных аппаратов.В книге отражены современные достижения отечественной
и зарубежной авиационной науки и техники. В частности, рассмат¬
риваются такие актуальные для современных сверхзвуковых лета¬
тельных аппаратов вопросы, как воздействие на работу конструк¬
ций аэродинамического нагрева, влияние упругих свойств конст¬
рукции на эффективность органов управления, колебания типа
флаттер, повторно-статические нагрузки, надежность и долговеч¬
ность. конструкций.Фактический и цифровой материал, использованный в книге,
а также схемы самолетов и ракет заимствованы из иностранной
литературы.Общее редактирование книги выполнено С. Н. Каном; им же
написаны гл. VIII и X.Гл. II написана В. Л: Вельским, который также принимал уча¬
стие в разработке материалов гл. I.Гл. XXII* XXIII и XXIV написаны И. П. Власовым, гл. XII и
XIII — В. П. Карножицким, гл. VI и XI — В. М. Коцом, гл. III,
V и XXVII —Д. Е. Липовским, гл. XIV, XV и XVI —В. Н. Зайце¬
вым и С. Н. Каном.Материалы по трехслойным конструкциям в гл. VIII и IX напи¬
саны В. П. Карножицким. Им же совместно с С. Н. Каном написан
§ 3 гл. XXVI. Остальной материал книги (гл. I, IV, VII, IX, XVII—598	3
XXI, XXV и XXVI) написан совместно С. Н. Каном, В. М. Кодом
и Д. Е. Липовским.Авторы выражают благодарность К. А. Люшинскому, взявше¬
му на себя труд по написанию § 3 гл. II, и Н. М. Митрофанову,
принявшему участие в подборе материала по отдельным главам.Особую благодарность авторы выражают А. М. Окулову за
большую работу, выполненную им по иллюстрированию книги.Авторы глубоко признательны докт. техн. наук А. Р. Бонину,
докт. техн. наук проф. Л. П. Винокурову, кандидатам техн. наукН.	Г. Савусе, Л. А. Колесникову, А. А. Ярхо и В. П. Русанову за
ценные замечания, сделанные ими при рецензировании и просмот¬
ре рукописи.
ВВЕДЕНИЕКонструкция и прочность летательных аппаратов—приклад¬
ная дисциплина, изучающая законы и принципы формирования
конструкций самолетов, ракет, вертолетов и методы их расчета
на прочность.Понять какую-либо конструкцию летательного аппарата, как
инженерное сооружение, значит:а)	уяснить задачи, для решения которых создан данный лета*
тельный аппарат;б)	выявить наиболее целесообразное с точки зрения решаемых
задач сочетание свойств аппарата (например, для транспортных и
пассажирских самолетов наивыгоднейшее сочетание летных
свойств, грузоподъемности и оборудования);в)	оценить влияние отдельных параметров, внешних форм, об¬
щей и силовой схем на летно-технические свойства аппарата;г)	обосновать выбор конструктивных и силовых схем отдель¬
ных агрегатов и элементов конструкции с точки зрения обеспече¬
ния высоких летно-технических характеристик, удобств эксплуа¬
тации, надежности, живучести, дешевизны, простоты производ¬
ства и др.Настоящая книга, базируясь на основных положениях теорети¬
ческой механики, аэромеханики, строительной механики, теории
двигателей, авиаматериаловедеция, технологии производства и др.,
дает основные сведения, необходимые для такого анализа конст¬
рукции летательных аппаратов.Конструкция летательного аппарата, его энергетическая уста¬
новка, оборудование и вооружение отражают современные дости¬
жения различных отраслей науки и техники.Летательный аппарат* при его изучении можно расчленить на
5 групп:1.	Группа каркаса, включающая корпус, крыло, оперение;2.	Группа механизмов, включающая шасси, механизмы управ¬
ления, силовые приводы механизмов и системы, их обслуживаю»
щие;3.	Группа энергетическая, включающая двигательную установ¬
ку и системы ее питания;4.	Группа оборудования, в которую входят системы автомати¬
ческого управления, радиооборудование, электрооборудование,
аэронавигационное оборудование и т. п.5
5.	Группа вооружения, в которую входит вооружение, находя¬
щееся на борту летательного аппарата, установки для его крепле¬
ния, прицельные приспособления и т. п.Такое деление носит условный характер. Перечисленные груп¬
пы тесно увязаны в едином аппарате. Это отражено в первых гла¬
вах книги при изложении общих вопросов конструкции и прочно¬
сти летательных аппаратов. Разделы, посвященные отдельным
частям летательного аппарата, включают последовательно следую¬
щие вопросы:а)	назначение этих частей;б)	технические требования, предъявляемые к ним:в)	внешние нагрузки;г)	конструктивные и силовые схемы;д)	анализ работы отдельных элементов и методы их расчета
на прочность.Необходимо отметить, что при изучении отдельных агрегатов
рассматриваются только предъявляемые к ним специфические
требования. Общие требования к конструкции летательных аппа¬
ратов излагаются в первой главе.
Глава IКРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ИХ КОНСТРУКЦИИ§ 1. КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ И ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВЛетательный аппарат любого типа создается для выполнения
определенных задач. В зависимости от назначения летательного
аппарата те или иные его свойства являются наиболее существен¬
ными для решения поставленной задачи. От сочетания этих
свойств зависит эффективность летательного аппарата, которую
можно определить как степень его соответствия решаемым за¬
дачам.Так, для транспортного самолета наиболее существенным
является грузоподъемность, экономичность, надежность и быстро¬
та доставки груза. Для баллистической ракеты главными,требова¬
ниями являются: возможность сообщить полезному грузу (напри¬
мер, спутнику) необходимую скорость для выведения его на задан¬
ную орбиту (траекторию), высокая точность системы управления,
надежность запуска, малая стоимость ракеты и наземного комп¬
лекса и др.Таким образом, для успешного выполнения при помощи лета¬
тельного аппарата поставленных задач последний должен удо¬
влетворять определенным требованиям в отношении летно-техни-
ческих характеристик. Но, предъявив эти требования, необходимо
установить, возможно ли их полное осуществление в одном аппа¬
рате?При создании летательного аппарата необходимо ответить на
два вопроса:1.	Какое сочетание летно-технических свойств обеспечит ему
наибольшую эффективность?2.	Возможно ли сочетание этих свойств в одном аппарате на
данном этапе развития науки и техники?Ответ на второй вопрос дает уравнение весового баланса *,
предложенное В. Ф. Болховитиновым. Исходной предпосылкой для*	Иногда его называют уравнением существования летательного аппарата.7
этого уравнения является то, что для получения того или иного
свойства летательного аппарата необходимо затратить определен¬
ное количество (вес) материала. Здесь имеется в виду вес конст¬
рукции GK, вес двигательной установки GA.y, вес топливной систе¬
мы GT.c, вес экипажа и оборудования G9.0 и вес грузов Grp. Сумма
же этих весов составляет полный вес аппарата:G = G,0 + Grp + Од.у + От, + Ок.	(1.1)Разделив почленно правую и левую часть на G, получим уравне¬
ние баланса относительных весов:1 = °ЭОд °ГР- + ?д.у + 5т.с "Нк.	(1.2)где £д-у, £т.с и ^ — относительные веса отдельных частей летатель¬
ного аппарата. Значения отдельных величин, входящих в (1.2),
определяются назначением аппарата, его летными и техническими
характеристиками и в первом приближении могут считаться неза¬
висимыми от абсолютных весовых и геометрических параметров.
Величина $д у выражается следующим образом:(1-3)илиt — °д-у — 7Д-У^	ц	(\ 4)'д.у Q	Q	Тд.у.И'ЛГ»	U-T'^Д.у	о	Огде 'уд.у=—	удельный вес двигательной установки для двига¬
телей, создающих тягу (ТРД, ПВРД, РД);рjjl =г —— тяговооруженность —- отношение эффективной тяги
двигателей к весу аппарата;,	^Д.у	о	оЧду=	удельный вес двигательной установки для поршне¬
вых и турбовинтовых двигателей;NpN = —— энерговооруженность — отношение мощности, пере¬
даваемой на винты, к весу аппарата.Величины (ы, (biiv, Уд.у и Уд.у должны рассчитываться для одного
и того же режима полета, характеризуемого высотой Н и чис¬
лом М, с помощью внешних характеристик двигателя P = f(N[) и
Р=/(Я).
В свою очередь, используя равенство потребных и располагав
мых тяг, можно записатьР _ 1 _ cxtbVbG К 16р(1.5)N V сх AV3
аы =	=	= —-	.	(1. О)N G 75/С-Пв 1200ръ
где К= — — аэродинамическое качество;Сусх—коэффициент лобового сопротивления;д=——относительная плотность;РоV—скорость полета;р=——удельная нагрузка на крыло;•Sт]в — коэффициент полезного действия винта.Таким образом величина |д.у зависим от удельного веса двигатель¬
ной установки и тяговооруженности (энерговооруженности). По¬
следняя в свою очередь определяется техническими параметрами
летательного аппарата и его двигательной установки.Относительный вес топливной системы gT.c можно выразить че¬
рез дальность либо продолжительность полета. Так, из известной
формулы для дальности полета реактивных летательных аппара¬
тов *L=«v-m. =-^-1п- 1GH Gf Гр 1 £тследует, что относительный вес топлива £т= —» необходимый для
получения этой дальности, может быть определен по формулеSx=l(1.7)Lc„где п—	;KVср —удельный расход топлива;0„ — начальный вес аппарата;GT —вес топлива.В свою очередь^т.с —^т.с^т*	(1*8)где Кт.с— ~тг~~ коэффициент, учитывающий увеличение веса топ-С/тливной системы по сравнению с GT за счет баков, обслуживаю¬
щих агрегатов и дополнительного запаса топлива, затрачиваемого*	Следует иметь в виду, что эта формула справедлива при условииKV
на подъем и спуск летательного аппарата в связи с отличием
километрового расхода на этих участках от расхода на основном
режиме полета *.Для самолетов с турбовинтовыми двигателями £т.с также опре¬
деляется по формулам (1.7) и (1.8), однако здесь п = Ьсе/270Кг\ву
где се — удельный расход топлива (в кг!л. с. ч) на рассматривае¬
мом режиме полета.Из выражения для £т.с видно, что относительный вес топлив¬
ной системы зависит от летных (V, L, Н) и технических (К, ср,
Кт.с) характеристик аппарата.Из уравнения (1.2) следует:1.	Создание летательного аппарата возможно только при та¬
ком сочетании его свойств, при котором имеет место неравенство0-9)2.	На определенном уровне развития техники улучшение одних
характеристик летательного аппарата неизбежно влечет за собой
ухудшение других. Например, установка более совершенного обо¬
рудования или увеличение грузоподъемности приводят к ростувеличины —э,0~*~°г~за счет уменьшения ^д.у или |т.с, что в свою оче-
Gредь ухудшает те или иные летные данные аппарата. Увеличение
дальности полета может быть достигнуто за счет уменьшения гру¬
зоподъемности и скоростных характеристик летательного аппара¬
та. Повышение живучести (рост £к) также влечет за собой ухуд¬
шение летных свойств (через £д.у, |т.с) или технической оснащен¬
ности аппарата ^ЧчерезУравнение (1.2) позволяет также анализировать целесообраз¬
ность того или иного совершенствования летательного аппарата.
Оно дает возможность определить полный вес0=. 0“ + °” - ■ (1.10)
1 5д.у — ?т.с «кФормула (1. 10) показывает, что при заданной величине G3.0 и Grp
вес летательного аппарата будет тем меньше, чем меньше5]£ = £л.у + £т.с + £к-Следовательно, изменение конструкции аппарата рационально
в том случае, если при сохранении (или улучшении) его летно-тех¬
нических характеристик, оно приводит к уменьшению суммы2 £ = £д.у + £т.с“Ик*Это можно проиллюстрировать на следующем примере. На заре
самолетостроения улучшение аэродинамики самолета (применение*	Для аппаратов, выводящихся на основной режим полета с помощью стар¬
товых устройств, весом дополнительного топлива можно пренебречь.10
обтекаемых форм, уборки шасси и пр.) незначительно уменьшало
величины £д.у и £т.с, но существенно повышало относительный вес
конструкции £к. Поэтому оно было нерационально. В дальнейшем
с увеличением скорости полета те же мероприятия по облагоражи¬
ванию внешних форм самолетов оказались целесообразными, так
как они привели к значительно большему снижению относитель¬
ных весов §д,.у и £т.с по сравнению с приростом £к.Задача выбора наивыгоднейшего сочетания летно-технических
свойств аппарата может быть решена на основе количественной
оценки его эффективности. Эта оценка должна базироваться на:1)	данных об основных задачах аппарата;2)	установлении количественного критерия, характеризующего
степень соответствий аппарата его назначению;3)	определении значений выбранного критерия для различных
аппаратов одного класса и их сопоставлении.Критерий эффективности зависит от назначения аппарата.
Практически в настоящее время невозможно создать аппарат, ко¬
торый в одинаковой мере успешно мог бы выполнять различные
функции. Этим и объясняется большое многообразие летательных
аппаратов.Для каждого класса аппаратов можно установить один или
несколько критериев, позволяющих оценить их достоинства и не¬
достатки. Эта оценка носит, как правило, сравнительный харак¬
тер. Она позволяет:1)	выявить в процессе проектирования наиболее целесообраз¬
ные параметры аппарата для решения определенных задач, т. е.
более обоснованно разработать технические требования;2)	установить эффективность эксплуатируемого аппарата и не¬
обходимость его модернизации;3)	оценить эффективность существующего аппарата для реше¬
ния норых задач.В качестве примера рассмотрим критерии эффективности транспортных (пас¬
сажирских) летательных аппаратов.Эффективность транспортного (пассажирского) аппарата может характери¬
зоваться:—	стоимостью перевозки пассажиров или груза на единицу дальности;—	весом (количеством) груза, перевозимого в один рейс или в единицу вре¬
мени;—	относительной грузоподъемностью — отношением веса груза к полному
весу аппарата;—	надежностью действия частей аппарата, т. е. безопасностью полета и др.На основе этих характеристик могут быть предложены различные комбини¬
рованные критерии эффективности таких аппаратов.Стоимость (q) транспортировки единицы веса полезной нагрузки на еди¬
ницу дальности может быть выражена:<?rp = ~G^T'	(1Л1)где Q — стоимость перевозки всего груза;Grp — вес груза;L — дальность его перевозки.11
В свою очередьQ = QT+QaM+Q экспл»где отдельные члены правой части представляют стоимости:QT — топлива, расходуемого при полете с грузом (?гр на дальность L;QaM — амортизации аппарата;Оэкспл — эксплуатации.Следовательно,<7гр = <7т+*7ам+<7эк,спл.Величины <7т, <7ам, <7экспл являются отношениями соответствующих затрат к
величине GTpL. Как показывают расчеты, основную долю qTр составляет qT.
Величина9т = -^- = ^^ (1.12)
Чт GrpZ. GrpLзависит (помимо СГр и L) от расхода топлива Ст и стоимости единицы его веса
Qit, Расход топлива согласно (1.7) может быть выраженGt = ZtG = G( 1 — е-%
где G — исходный полетный вес (при полной заправке топливом);п = ■1*Ср Т'грKV к
Т — время полета.Подставив выражение для GT в (1. 12), получим(JppZ*	ъгр^*с	^гргде сГр= “7? — относительный вес груза.GИз (1. 12') следует, что величина qT снижается с ростом £гр, уменьшением
километрового расхода топлива и стоимости единицы его веса. В свою очередь
километровый расход падает с ростом скорости полета, аэродинамического каче¬
ства и снижением удельного расхода ср.грНаконец, легко установить, что при заданных величинах QiT, £гР изначение qT уменьшается с ростом дальности полета. Формулу (1.12') можно
представить в виде, 1-*"Л
Ят — ^	*пгдеРи срА =5го KV**грЯтХарактер зависимости—=/(л) показан на фиг. 1.1. Как видно из графика,Лс ростом п (т. е. с увеличением L) снижается величина qт. Таким образом, бо¬
лее экономичными являются летательные аппараты с большой дальностью полета.Затраты на амортизацию связаны с необходимостью замены отдельных агре¬
гатов по мере выработки их ресурса. Естественно, что их величина снижается с
ростом ресурса частей летательного аппарата. Последний зависит от доведенности
машины в производстве и условий эксплуатации. Стоимость Qaм, помимо ресурса,
определяется еще затратами на производство аппарата, которые существенно
зависят от его сложности и технологии производства.12
Величину <7ам можно определить, зная расход ресурса при полете на даль¬
ность L и стоимость отдельных частей аппарата. Если обозначить через Qt стои¬
мость /-той части аппарата, а через г,< — долю ее ресурса, израсходованного на
пути L, то стоимость амортизацииОам —%iQli<7ам —GrpL(1.13)Значение <7ам снижается с увеличением веса перевозимого груза.Стоимость эксплуатации Оэкспл включает затраты на наземное оборудова¬
ние (в том числе и аэродромы), транспортировку, хранение, содержание экипажаи технического персонала. Для ее определения необходимо установить потреб¬
ное количество наземного оборудования при полете на дальность L и его амор¬
тизацию, а также отнесенную к этой дальности долю перечисленных выше других
эксплуатационных затрат.Величина Q экспл зависит от технических данных аппарата: взлетного и по¬
садочного веса, а также взлетно-посадочных характеристик, определяющих тип
аэродромов и стоимость их амортизации. Существенное влияние на Q экспл ока¬
зывает также организация инженерно-авиационной службы и в частности сте¬
пень насыщения ее наземным оборудованием. Стоимость <2экспл зависит также
от того, насколько полно удовлетворены эксплуатационные требования в про¬
цессе проектирования летательного аппарата. Этим определяется трудоемкость
операций по техническому обслуживанию аппарата и квалификация обслужи¬
вающего персонала. Отметим, наконец, что увеличение ресурса отдельных агре¬
гатов снижает величину (Зэкспл, так как при этом сокращаются затраты на
транспортировку, хранение и замену частей аппарата, выработавших ресурс.Из приведенного краткого анализа видно, что критерий, представленный
формулой (1.11), зависит от большого количества факторов, связанных с пара¬
метрами летательного аппарата, его производством и эксплуатацией. Согласно
этому критерию при наличии соответствующих аэродромов более выгодными13
являются аппараты, обладающие сравнительно большой грузоподъемностью и
дальностью полета. Это подтверждает и практика самолетостроения. С ростом
скорости полета величина qTр также снижается, если при этом мало меняется
километровый расход. Так, самолеты с турбовинтовыми двигателями, имеющие
большую скорость полета и меньший километровый расход топлива по сравне¬
нию с самолетами, на которых установлены поршневые двигатели, оказались
более выгодными в качестве транспортных аппаратов. Применение ТРД на
транспортных самолетах приводит к увеличению скорости полета и километро¬
вого расхода. В пределах околозвуковых скоростей, как правило, величина qrр
для саиолетов с ТРД оказывается выше, чем у самолетов с ТВД.При оценке пассажирских летательных аппаратов характерной величиной
является не вес перевозимого груза, а количество мест — т. Более подходящим
в этом случае будет критерий*-^Г'	(1Л4>определяющий расходы на место-километр.Можно считать, что число пассажирских мест на аппарате пропорционально
его грузоподъемности:Grpm — В ——»где В — коэффициент, характеризующий степень использования грузоподъем¬
ности аппарата;Gn — средний вес пассажира совместно с креслом и оборудованием, прихо¬
дящимся на одного человека.Следовательно,ЯгрЯп=0П-^.	(1.15)Из (1. 15) следует, что, помимо факторов, влияющих на qTр, величина qn зави¬
сит от коэффициента В. Чем выше его значение, тем меньше qn, т. е. экономич¬
нее пассажирский самолет. Так, у самолетов Ту-104А и Ту-104Б коэффициент В
выше, чем у Ту-104 и благодаря этому расходы на место-километр у них ниже.Следует, однако, иметь в виду, что верхнее значение В ограничено необхо¬
димым минимумом удобств и комфорта.Рассмотренные выше критерии qTр и qn зависят косвенно от скорости транс¬
портирования, однако непосредственно эта характеристика не учитывалась.
Между тем большая экономия в народном хозяйстве может быть достигнута за
счет увеличения скорости перевозки грузов и пассажиров.Учет этого фактора может быть произведен с помощью критерияОт р £Гр• «=—■ <1Л6>представляющего относительный грузовой поток в единицу времени.
Очевидно, что чем больше £Гр/*, тем выгоднее аппарат с точки зрения быстроты
переброски грузов. Однако здесь не учитывается стоимость транспортировки.
Быстрота переброски груза может быть достигнута за счет увеличения затрат.
Более общим является комбинированный критерий1<1л,>
который характеризует не только быстроту транспортировки, но и ее стоимость.
Транспортные аппараты, имеющий большее значение |ГР/*, следует признать14
более эффективными. Воспользовавшись формулами (1.11) и (1.16), можно
получить£гро75r Pit = — K	0-W>ЗдесьV — скорость полета аппарата;Qi — стоимость транспортировки единицы веса груза на дальность L.Как видно из (1. 18) £Гр/t непосредственно зависит от скорости полета и растет
вместе с ней.Все приведенные выше критерии зависят от относительной грузоподъемно¬
сти аппарата £Гр, величина которой непосредственно входит в выражения
|Грft и £гр/<. Используя равенство^гр ~ £гр^»можно выразить qrР через grp:Чт* = -тг-т =Г7Т ■	(1лг>GrpL сгр GLС ростом grp транспортный аппарат становится более эффективным. Но вели¬
чина grp зависит от летно-технических свойств летательного аппарата. Это не¬
трудно установить, используя уравнение баланса весов (1. 1).Разделив обе части этого уравнения на G, можно получить выражениеДЛЯ grp^бгр = 1 — (6э.0 + *д.у + £т.С + 6к).	(1. 19)Таким образом grp выражается через относительные веса отдельных частей
аппарата, зависящих в свою очередь от его летно-технических свойств. Отсюда
можно сделать вывод, что эффективность транспортного (пассажирскогд) аппа¬
рата зависит от его летно-технических свойств, стоимости производства и
эксплуатации.Аналогичным образом могут быть установлены критерии
эффективности и для других типов летательных аппаратов, что
в свою очередь позволяет выбрать рациональный комплекс их лет-
но-технических характеристик.Таким образом, целесообразные для выполнения определенной
задачи свойства летательного аппарата, могут устанавливаться
с помощью критериев эффективности, а возможность их получе¬
ния в одном аппарате с помощью уравнения баланса относитель¬
ных весов.Однако нами пока не учитывались возможности производства и
эксплуатации. Может оказаться, что летательный аппарат, обла¬
дающий высокой эффективностью, имеет в то же время очень
сложную и дорогостоящую конструкцию, оборудование, энергети¬
ческую установку и т. д. или требует применения сложного и доро¬
гого наземного оборудования (например, аэродромов и др.). В та¬
ких случаях при выпуске аппарата (в особенности если он рассчи¬
тан на массовое производство) достигнутое увеличение его эффек¬
тивности может не оправдать экономических трудностей и
производственных затрат, тем более, если поставленная задача
может проще решаться иными приемами, например путем увеличе¬
ния выпуска более простых и дешевых аппаратов. Следовательно,
усложнение конструкции и увеличение стоимости ее производства
и эксплуатации допустимо только в том случае, если это приводит15
к существенному повышению эффективности летательного аппа¬
ратаИтак, критерии эффективности, уравнение баланса относитель¬
ных весов и оценка стоимости (или трудоемкости) производства и
эксплуатации являются теми исходными условиями, которые поз¬
воляют полностью определить основные характеристики и конст¬
рукцию летательного аппарата в целом. На их основе можно
сформулировать ряд общих требований к летательным аппаратам:
требования аэродинамики, надежности, живучести, эксплуатации и
технологичности конструкции.Требования аэродинамикиЛетательный аппарат должен иметь такие внешние формы и
размеры, которые обеспечили бы ему:а)	высокие летные данные (скорость, дальность, высоту полета
и др.) при определенных параметрах двигательной установки;б)	необходимую управляемость и устойчивость на всех режи¬
мах полета;в)	минимальное (в пределах возможного) повышение темпера¬
туры его поверхности вследствие аэродинамического нагрева.Высокие летные данные при заданной двигательной установке
достигаются выбором таких внешних форм и механизации крыла,
при которых летательный аппарат имеет на соответствующих
расчетных режимах долета наименьшее значение коэффициента
лобового сопротивления сХу наибольшее значение аэродинамиче¬
ского качества К = су/сх и максимальное значение сушах на посадке
(для крылатых аппаратов).Необходимая управляемость обеспечивается силами, создавае¬
мыми аэродинамическими и газовыми рулями, либо за счет тяги
основных или управляющих двигателей.Устойчивость достигается соответствующим расположением
центра тяжести и фокуса (или центра давления) летательноги
аппарата путем установки оперения либо других стабилизирую¬
щих устройств. На аппаратах, имеющих автоматическое управле¬
ние, допускается некоторая неустойчивость с целью облегчения
маневра и снижения веса органов управления.От внешних форм существенно зависит аэродинамический на¬
грев летательных аппаратов. Для уменьшения притока тепловой
энергии к конструкции за счет аэродинамического нагрева на ряде
зарубежных гиперзвуковых аппаратов (баллистические ракеты и
самолеты) применяются специальные формы носков корпуса и пе¬
редней кромки крыла.Требовалия надежностиТребования надежности летательного аппарата сводятся к обес¬
печению безотказности действия его частей в процессе эксплуата¬
ции. Надежность конструкции при правильной эксплуатации зави¬16
сит от прочности и жесткости отдельных элементов и всего аппа¬
рата в целом, от степени совершенства и доведенности механизмов
и систем.Под прочностью аппарата следует понимать способность кон¬
струкции воспринимать, не разрушаясь, определенные внешние
нагрузки. Жесткость конструкции характеризует ее деформируе¬
мость. Увеличение жесткости приводит к уменьшению деформаций
конструкции при действии одних и тех же сил.Требования достаточной прочности и жесткости предусматри¬
вают:а)	отсутствие разрушающих напряжений в элементах конструк¬
ции при действии нагрузок, меньших, чем расчетные*;б)	отсутствие повреждений и разрушений в элементах конст¬
рукции от явления усталости материала при действии повторных и
динамических нагрузок;в)	отсутствие остаточных деформаций, превышающих допусти¬
мые значения, при действии эксплуатационных нагрузок и высо¬
ких температур;г)	достаточную общую и местную жёсткость элементов конст¬
рукции, исключающую значительное изменение их аэродинамиче¬
ских характеристик и возможность появления неустойчивости и
опасных вибраций.Все перечисленные требования достаточной прочности и жест¬
кости должны удовлетворяться при минимальном весе конст¬
рукции.На последнем необходимо остановиться, так как на всем протя¬
жении развития летательных аппаратов идет борьба за снижение
веса конструкции. Дело в том, что уменьшение веса конструкции
не только ведет к экономии материала, из которого она выполнена,
но существенно влияет на летно-технические характеристики лета¬
тельного аппарата. Это хорошо видно из уравнения баланса отно¬
сительных весов (1.2). Снижение величины £к допускает увеличе¬
ние значений других относительных весов, что в зависимости от
назначения аппарата позволяет повысить грузоподъемность или
улучшить оборудование, или,, наконец, получить большую даль¬
ность, скорость полета и т. д. Уменьшение веса конструкции дает
возможность значительно снизить вес летательного аппарата при
сохранении его летно-технических характеристик.Для иллюстрации этих положений можно привести такой пример. Допустим,
что спроектирован летательный аппарат, характеризуемый следующими значе¬
ниями параметров —(7Гр+С?э.о=3 Г; £д.у=0,09; £к=(\16; £т.с=0,7. В соответ¬
ствии с (1.2) его начальный вес(7гр + G9.q	3G =	=	= 60 т.1— £д.у — £г.с —£к 1—0,09—0,7 — 0,16•Если снизить относительней вес конструкции только на 0,01 (т. е. вместо
£к = 0,16 получить £к=0,15), то вес аппарата можно снизить на 10 Т (на 16,7%),
либо при том же полетном весе можно увеличить дальность сверхзвукового
полета примерно на 3% за счет увеличения запаса топлива £т-с.*	Под расчетными понимаются разрушающие нагрузки.2 59817
Из приведенного примера видно, что, удовлетворяя требованию
надежности летательного аппарата, необходимо всегда стремиться
к уменьшению веса его конструкции.Вес конструкции может быть снижен путем рационального вы¬
бора материалов, а также конструктивной и силовой схем аппара¬
та. При выборе материалов, помимо их дефицитности « механиче¬
ских свойств, необходимо учитывать также их удельные веса.
Более выгодными с точки зрения уменьшения веса конструкции
при прочих равных условиях оказываются материалы, обладающие
более высокой удельной прочностью, под которой в простейшем
случае растяжения и сжатия понимают величину отношения пре¬
дела прочности (при расчетной температуре) к удельному
весу аьП-Требования живучестиПод живучестью понимают способность летательного аппарата
продолжать полет после полученных повреждений. Требования
живучести предусматривают:а)	малую уязвимость силовых элементов конструкции;б)	противопожарные мероприятия;в)	наличие дублирующих систем, сдвоенных проводок управле¬
ния и др.Требования эксплуатацииТребования эксплуатации предусматривают:а)	безопасность обслуживающего персонала при подготовке
к полетам;б)	простоту осмотра аппарата;в)	удобство монтажа, демонтажа, регулировки различных агре¬
гатов;г)	возможность быстрой подготовки к вылету;д)	удобство эксплуатации в полете;е)	удобство хранения (консервации и расконсервации) лета¬
тельного аппарата;ж)	наличие эксплуатационных разъемов для возможности
транспортировки по железным дорогам, с помощью транспортной
авиации и автомобильного транспорта.Требования технологичности конструкцииВыполнение требований технологичности должно обеспечить
минимальную трудоемкость и расход материалов, сокращение
сроков подготовки производства и выпуска изделий при возможно
меньших затратах.Этими требованиями предусматриваются:а)	простота конструкции, минимальное число деталей и макси¬
мальная их унификация;б)	унификация материалов, узлов, приборов и пр.;18
в)	использование современных, наиболее производительных
технологических процессов обработки и сборки (проката, штам¬
повки, химического фрезерования, чистого литья и новейших мето¬
дов сварки и клейки);г)	возможность массового поточного изготовления деталей и
поточной сборки с применением автоматических линий;д)	обеспечение экономически целесообразной взаимозаменяе¬
мости деталей и агрегатов;е)	минимальный расход материалов;ж)	обеспечение высокого качества продукции и возможности
применения рациональных методов и средств контроля за ка¬
чеством.Анализ перечисленных выше требований показывает, что мно¬
гие из них являются противоречивыми. Например, требования
аэродинамики, заставляющие применять хорошо обтекаемые фор¬
мы (тонкие крылья и оперение, плавные обводы корпуса и др.)
противоречат требованиям жесткости, простоты производства,
эксплуатации и малого веса конструкции.Развитие летательных аппаратов происходит путем преодоле¬
ния этих противоречий и выявления такого комплекса свойств, при
котором аппараты становятся наиболее эффективными для реше¬
ния определенных задач.§ 2. ОСНОВНЫЕ ЭТАПЫ РАЗВИТИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВС момента завершения постройки первого в мире самолета
(1882 г.) замечательным русским ученым и конструктором Алек¬
сандром Федоровичем Можайским прошло меньше столетия. Одна¬
ко за такой короткий исторический срок в совершенствовании
летательных аппаратов достигнуты выдающиеся успехи. Если пер¬
вые самолеты летали со скоростью 40-^80 км/час, то многие совре¬
менные самолеты имеют сверхзвуковую скорость полета *, а кос¬
мические ракеты уже превзошли первую (У=7,9 км/сек^
« 28000 км/час) и вторую (У=11,2 км/сек^40000 км/час) косми¬
ческие скорости. Известно, что в нашей стране 4 октября 1957 г.
был запущен первый в мире искусственный спутник Земли, 2 янва¬
ря 1959 г.— первая космическая ракета, последняя ступень которой
стала спутником Солнца, 12 сентября 1959 г.—космическая ракета,
достигшая Луны, 4 октября 1959 г.—космическая ракета, облетев¬
шая вокруг Луны и сфотографировавшая ее с невидимой стороны,
и в течение 1960—62 гг. запущено много тяжелых кораблей-
спутников. Величайшим триумфом нашей страны в освоении
космоса явились первый космический полет Ю. А. Гагарина
12 апреля 1961 г,, длительный (свыше 25 час.) полет в космосе
Г. С. Титова 6—7 августа 1961 г. и многосуточный групповой полет
летчиков-космонавтов А. Г. Николаева и П. Р. Поповича 11 —
15 августа 1962 г.*	Официальный мировой рекорд скорости, установленный летчиком Г. К. Мо¬
соловым в 1962 г. на самолете Е-166, равен 2678,5 км/час.2*19
Ниже кратко излагаются проблемы, возникавшие* на основных
этапах развития летательных аппаратов и пути их решения *Историю развития летательных аппаратов можно разбить на
три основных этапа. Первый этап с 1882 г. по 1912^-1914 гг. харак¬
теризуется зарождением и становлением летательных аппаратов
тяжелее воздуха. Второй этап с 1912—1914 гг. по 1942—45 гг.
является этапом развития винтомоторной авиации. Третий этап,
начавшийся в 1942—45 гг., характерен бурным развитием реактив¬
ных летательных аппаратов (самолетов и ракет).Первый этап (1882—1914 гг.)На первом этапе стояла задача определения параметров само¬
лета и его двигательной установки, обеспечивающих отрыв от
земли и более или менее безопасный полет. К моменту постройки
самолета А. Ф. Можайского не было ни теоретических, ни экспери¬
ментальных основ аэродинамики. Предпринимались лишь отдель¬
ные попытки создать небольшие аппараты тяжелее воздуха (на¬
пример, «аэродинамическая машинка» М. В. Ломоносова, пост¬
роенная в середине XVIII столетия и послужившая первым
доказательством возможности аэродинамического полета) и иссле¬
дования полета планеров.Большая заслуга А Ф. Можайского состоит в том, что он пер¬
вым на основе многочисленных опытов с моделями и планерами
установил необходимые для полета параметры самолета и вопло¬
тил их в реальной конструкции.Самолет Можайского (фиг. 1.2) имел все основные части, ха¬
рактерные для современного самолета (крыло, корпус, хвостовое
оперение, винтомоторную группу), и в этом отношении выгодно
отличался от самолета братьев Райт (США), построенного 20 лет
спустя.Одной из наиболее трудных задач, стоявших перед А. Ф. Мо¬
жайским, было получение двигательной установки с небольшимудельным весом Y*v=%^* Прикидочные расчеты с использова-нием уравнения (1.2) и данных** самолета Можайского показы¬
вают, что полет самолета был возможен при у ^ у<8,5 кГ/л. с.
Удельный вес сравнительно легких в то время двигателей, приме¬
ненных конструктором, был не намного ниже указанной величины.
Однако это все же позволило произвести полет на построенном
самолете.*	При этом не ставится задача систематического изложения истории раз¬
вития авиации. Интересующимся этим вопросом рекомендуется обратиться к
специальной литературе.** Самолет А. Ф. Можайского имел следующие данные: полетный вес
933,7 кГ; площадь крыла 371,6 м2\ максимальную скорость полета 11 м/сек
(^40 км/час), максимальное качество /Стах=9,6; мощность двух паровых двига¬
телей N=30 л. с. (Р. И. Виноградов и А. В. Минаев, Краткий очерк развития
самолетов в СССР, Воениздат, 1956).20
Подвиг А. Ф. Можайского, как создателя первого в мире само¬
лета, получил должную оценку только в наше время.Проблема снижения удельного веса двигательной установки
была решена лишь в начале XX столетия путем применения дви¬
гателей внутреннего сгорания.Первые самолеты не обеспечивали достаточной безопасности
полета. В ряде случаев они не обладали устойчивостью, часты
были отказы двигателя и поломки планера. Конструкторы самоле¬
тов в большинстве случаев опытным путем находили методы повы¬шения надежности полета. Так, если в начале устанавливались
только рулевые поверхности для продольного и путевого управле¬
ния, а для поперечного управления применялось перекашивание
(«гоширование») крыльев, то к концу первого этапа стали приме¬
нять стабилизатор и киль для повышения устойчивости, а для
поперечного управления — элероны.Было установлено также, что бипланная схема крыла, мало
уступавшая тогда монопланной в величине аэродинамического
качества, была значительно выгоднее последней в весовом отноше¬
нии. Ввиду этого почти все самолеты того времени строились по
схеме биплана. При создании силовых схем крыльев и корпусов
конструкторы использовали хорошо известные из инженерной
практики ферменные конструкции.Большую роль в становлении авиации сыграло создание проф.Н.	Е. Жуковским и его учеником С. А. Чаплыгиным ноцой науки—
аэродинамики.21
Второй этап (1914—1945 гг.)Начало второго этапа ознаменовалось военным применением
самолетов. На вооружении армий появились вначале разведчики,
а затем бомбардировщики. При создании бомбардировщиков воз¬
никла проблема увеличения грузоподъемности самолета, что поз¬
волило бы подвесить на его борту бомбы и увеличить дальность
полета за счет существенного увеличения запаса топлива.Увеличение грузоподъемности, а следовательно, и полного веса
самолета требовало применения более мощной двигательной уста-L км120001000080006000то2000о1т 1922 1930 1938 Ш 1954 1962Фиг. 1.3. График изменения по годам дальности
полета бомбардировщиков.новки. Наиболее удачным решением этой задачи, как показал весь
дальнейший опыт самолетостроения, явилось создание многомотор¬
ных самолетов («Русский витязь» и «Илья Муромец»).Боевое применение самолета в период первой мировой войны
1914—1918 гг. выдвинуло задачу борьбы с ними. Одним из реше¬
ний этой задачи явилось создание нового типа самолетов-истреби¬
телей, обладавших высокой маневренностью и имевших на борту
оружие воздушного боя.Развитие самолетов-истребителей в течение почти 20 лет шло
по пути совершенствования бипланных схем с малой удельной на¬
грузкой на крыло и достаточно мощными двигательными установ¬
ками, что обеспечивало им хорошие маневренные характеристики.Развитие самолетов-бомбардировщиков шло в первую очередь
по пути увеличения бомбовой нагрузки и дальности полета.Динамика изменения дальности, скорости полета и полного
веса бомбардировщиков по годам показана на фиг. 1.3, 1.4 и 1.5,22
где точками помечены отдельные отечественные и иностранные
самолеты*. Графики, представленные на этих фигурах, свидетель¬
ствуют о том, что вес самолетов и дальность их полета росли срав-1800тото800V км/часхв--58У;, .7* Ч* •IV-/'.(■ г{У\-■Яf;i-.V-/*• •V*К. :;гТД6ро„ Вулканi]кШ-52С•7 ^:v.-Vг <:*■/ТБг КPrHj-л —• >Т •le:8IС5^П-'б^Тб-З МЩ" 8 -17%
т-8б°^НР-5Ь[Т6-•4^тйТтт* Мартин М-ЩГодыт m2 то те ms im m2Фиг. 1.4. График изменения по годам скорости
полета бомбардировщиков.нительно быстро. Скорость полета изменялась до начала 30-х го¬
дов медленно, а затем начала бурно расти. Изменение летных
свойств и полетного веса было связано с достижениями двигателе-*	Данные заимствованы из различных отечественных и иностранных
изданий.23
строения, аэродинамики и строительной механики. Дальность по¬
лета до 1933—34 гг. в основном возрастала за счет увеличения
запаса топлива (относительного веса |т.с) и в некоторой мере
благодаря повышению экономичности двигателей. Относительные
веса двигательной установки — |д.у и конструкции в этот период1800001600001400001200001000008000060000тоо20000оФиг. 1.5. График изменения по годам полетных
весов бомбардировщиков.мало менялись. Некоторый рост энерговооруженности 1^=-^(фиг. 1.6) не приводил к существенному увеличению £д.у, так как
он сопровождался снижением удельного веса двигательной уста¬
новки	В этих условиях рост относительного веса топ-Д.у дол ива (£т.с) и бомбовой нагрузки (Grp) вызывал непрерывный рост
полетного веса, что легко установить, пользуясь уравнением (1. 10).Резкое увеличение скорости, потолка и дальности полета про¬
изошло в начале 30-х годов за счет повышения энерговооружен¬
ности самолетов (см. фиг. 1.6) и улучшения их аэродинамических0пол к Г ,.В-52СШ\V\ ЧI:;'::;!Ш■Vленили-пеииж:
„Виктор
Дбро„Вдман‘-$г.*Х8~58■Ii:w;/К-7г.-':/''.В-7Пе-8)■щ?8-66В„Русский 8итязь“ДБ-)-'£-2,5Ь%{г,Илья Щромеи^А1r-VifтШ■4Годы19Щ 19221 1930I 1933Л 19*6 195k
Фарман Мартин С6 8иТ~224
форм. Так, лобовое сопротивление снижается (фиг. 1.7) за счет
применения гладкой обшивки, увеличения удельной нагрузки на
крыло (фиг. 1.8), применения убирающегося в полете шасси, ка¬
потов, зализов и др.Указанные причины, а также применение высотных двигателей
в свою очередь способствовали существенному повышению потол¬
ка самолетов (фиг. 1.9).Сравнительно быстрый
рост летных данных стал
возможен еще потому»
что уже в начале 20-х го¬
дов была удачно выбрана
схема самолета-бомбар¬
дировщика. Такой схемой
явился цельнометалличе¬
ский свободнонесущий мо¬
ноплан с крылом тол¬
стого профиля и большого
удлинения, обладавший
сравнительно высоким аэ¬
родинамическим качест¬
вом на малых дозвуковых
скоростях полета. Тол¬
стый профиль давал воз¬
можность снизить, вес
конструкции благодаря
увеличению строительной
высоты крыла и разгруз¬
ке его в полете за счет
размещаемого в нем топ¬
лива. Возможность созда¬
ния бомбардировщиков
по новой схеме была
обеспечена внедрением в
самолетостроение в 1922 г.НОВОГО материала дур' Фиг. 1.6. График изменения по годам
алюмина, обладающего	энерговооруженности самолетов,высокой удельной прочно¬
стью, а также разработкой методов расчета и конструирования
многолонжеронных монопланных крыльев с жесткой обшивкой
(работы В. М. Петлякова и др.).При создании скоростных бомбардировщиков возникла проб¬
лема улучшения их взлетно-посадочных характеристик. Увеличе¬
ние удельной нагрузки на крыло привело к росту посадочной
скорости и скорости отрыва, взлетной и посадочной дистанций.
Улучшение взлетно-посадочных характеристик было достигнуто
применением механизации крыла (щитков, закрылков и в некото¬
рых случаях предкрылков). Кроме того, для торможения самолёта
при пикировании применялись воздушные тормоза. Расчет механи¬1№ 1922 1930 1938 Ш 195425
зации базировался на трудах А. С. Чаплыгина' по теории разрез¬
ного крыла.Для истребителей требования эффективности сводились к пре¬
восходству в скорости полета, маневренных свойствах и мощи
стрелково-пушечного вооружения. Однако в начале второго этапа
скорости полета истребителей и бомбардировщиков, как это видно
из сравнения фиг. 1.4 и 1.10, мало отличались.Фиг. 1.7. График изменения по годам сХо Для
тяжелых самолетов. Некоторое увеличение сХо
начиная с конца 40-х годов произошло за счет
волнового сопротивления.С начала 30-х годов ввиду роста скоростей полета бомбарди¬
ровщиков возникла задача создания скоростных истребителей.
Эта задача решалась путем перехода к монопланной схеме, увели¬
чения энерговооруженности (см. фиг. 1.6), удельных нагрузок на
крыло (см. фиг. 1.8) и улучшения аэродинамических форм само¬
летов.Большое внимание уделялось в этот период разработке конст¬
рукций и других типов летательных аппаратов — транспортных,
пассажирских самолетов и вертолетов. Совершенствование конст¬
рукций самолетов сопровождалось разработкой новых силовых
схем и методов расчета их на прочность. В «летучей» лаборатории,
созданной в 1918 г., ЦАГИ и другими организациями велась боль¬
шая работа по выявлению расчетных условий для проверки проч¬
ности самолетов. Эти работы привели к созданию в 1925 г. первых26
р КГ/М*ЛВ-58Г--Л-F-101.8-52г‘.АВ»F-104::; [:j:\Й-*Виктор“г.t/y-•\V*Й■л* •;In**;-*.-/'**. *•g::yjr„Рипаблик“Р-471}:}iyШтг~15Vu-2. |Ла -5фнПе-2~-ШШ£Г2т»- 1П0ГтГ6-7<-тШЯк~3ВИТ~ 2'И-16±’-/У.'::''//■Щ/Н-ЗуЙtyb-3И-2-И-5ib-l#Щ,^Спад 61 I^\Илья Муромеiтпп -11Г‘r11 QQ'Годы1914 1922 1930 1938 1946 1954 1962Фиг. 1.8. График изменения по годам удельной
нагрузки на крыло.27
Фиг. 1.9. График изменения потолка само¬
лета.
«Норм прочности». С тех пор «Нормы прочности» систематически
обновляются с учетом развития самолетостроения. Большая заслу¬
га в создании норм прочности принадлежала советским ученым
В. П. Ветчинкину, С. Н. Шишкину, А. И. Макаревскому и др.Фиг. 1.10. График изменения по годам скорости
самолетов.В силовых схемах самолетов в течение второго этапа произо¬
шел переход от стержневых систем с обособленными конструктив¬
ными и силовыми элементами к тонкостенным конструкциям. При¬
менение жесткой (фанерной и металлической) обшивки крыльев и
корпусов позволило включить ее и в силовую схему для восприя-29
тия возникающих в конструкции срезающих и осевых сил. При
расчете этих конструкций использовались выдающиеся труды
советских ученых по строительной механике пластинок и тонко¬
стенных оболочек: академиков А. Н. Крылова, Б. Г. Галеркина иA.	Н. Динника, член-корреспондентов Академии Наук СССР
П. Ф. Папковича, В. 3. Власова, профессоров И. Г. Бубнова,B.	Н. Беляева, А. А. Уманского и многих других. Большая заслуга
принадлежит советскому ученому В. Н. Беляеву в создании метода
расчета свободно-несущего крыла с жесткой обшивкой.В связи с ростом скоростей полета в середине 30-х годов воз¬
никла новая проблема — обеспечение достаточной жесткости кон¬
струкции, исключающей возможность появления опасных вибра¬
ций (самоколебаний) крыла, оперения и других частей самолета.
Вопросы самоколебаний глубоко исследованы в работах советских
ученых М. В. Келдыша, Е. П. Гроссмана и других, что позволило
предотвратить появление в отечественной авиации аварий по этим
причинам.Большие успехи были достигнуты на этом этапе и в технологии
производства. Помимо дуралюмина, в самолетостроение были
внедрены высокопрочные стали, древесные пластики и др. В са¬
молетостроении стали широко применяться методы крупного
серийного производства: штамповка, прессование, панелирование
и др. Возможности совершенствования технологии производства
самолетов были обеспечены в годы первых пятилеток оснащением
авиационной промышленности новейшей техникой.Третий этап (с 1942—45 гг.)Более или менее эволюционное развитие винтомоторных само¬
летов завершилось к началу 40-х годов. К этому моменту были
исчерпаны все резервы повышения таких летных свойств самоле¬
та, как скорость полета, скороподъемность и практический потолок.
Увеличение этих характеристик при том же типе двигателей могло
в некоторых пределах происходить только за счет значительного
роста относительных весов двигательной установки £д.у и топлив¬
ной системы £т.с, а следовательно, полетного веса самолета. В этом
легко убедиться, если проанализировать формулу (1.6) для энер¬
говооруженностиV'N~75Krm 'С увеличением скорости полета величина [Хдг, а следовательно,
и £д.у (1.4) растет не только за счет числителя (1.6), но и благо¬
даря быстрому уменьшению величины знаменателя, вызванного
снижением КПД винта (фиг. 1.11), а затем и аэродинамического
качества (вследствие влияния сжимаемости воздуха). По этим же
причинам растет и относительный вес топливной системы £т.с-
Расчеты с помощью формулы (1.10) показывают, что небольшое
увеличение максимальной скорости полета лучших винтомоторных30
истребителей при сохранении других летно-технических характе¬
ристик привело бы к резкому увеличению их полетного веса (см.
фиг. 1. 11). Скорости же, соответствующие М!>1, вообще йедости-
жимы для самолетов с поршневыми двигателями, так как при этом
2£=£д.у+&г.о+|к>1. Ясно, что этот путь повышения скоростных
характеристик самолета не мог быть приемлемым.Применение реактивных двигателей явилось технической рево¬
люцией в авиации, приведшей к скачкообразному росту основных
летных данных самолета. Эта революция была подготовлена дли¬
тельной работой ученых и конструкторов по созданию теории и
разработке конструкций реактивных двигателей.Фиг. 1.11. Изменение параметров винтомоторного само¬
лета с ростом скорости полета. (Исходные данные:
Я=5000 м; Уд .у =0,7; =0,35; L=1000 км;
се=0,27 кГ/л.с.ч\ /Ст-с = 1,1; См —вес самолета при некото¬
ром числе М).Основы теории реактивного движения были заложены в трудах
известного русского ученого и изобретателя, знаменитого деятеля
науки К- Э. Циолковского еще в начале XX столетия.В отличие от поршневых двигателей тяговая мощность реактив¬
ных двигателей растет с ростом скорости. Благодаря этому при¬
менение их на самолете обеспечивает увеличение скорости полета
без существенного прироста полетного веса. По существу оно при¬
вело к резкому росту их энерговооруженности \iN при одновремен¬
ном снижении удельного веса двигателей у' . Это позволило уже
на первых реактивных истребителях и бомбардировщиках
(фиг. 1.12), имевших обычные для самолетов с поршневыми дви¬
гателями аэродинамические формы, получить существенный при¬
рост скорости полета, скороподъемности и потолка.Однако дальнейшее увеличение скорости полета натолкнулось
на явления, которые получили наименование «звукового барьера».31
Сущность этих явлений сводилась к тому, что, начиная с некото¬
рых скоростей полета (соответствующих критическому значению
числа М) сказывалось влияние сжимаемости воздуха, которое при¬
водило:а)	к резкому возрастанию полного сопротивления вследствие
появления волнового сопротивления;б)	к изменению характеристик продольной устойчивости (затя¬
гивание в пикирование) из-за смещения назад фокуса самолета;в)	к потере эффективности рулей и элеронов и к росту усилий,
необходимых для управления.Для ликвидации этих явлений или существенного ослабления
их проявлений была проведена в короткие сроки в нашей стране и
за рубежом большая научно-исследовательская работа. В резуль¬
тате этой работы было установлено, что околозвуковые jpeaKTHB-
ные самолеты должны иметь принципиально иную аэродинамиче¬
скую компоновку по сравнению с самолетами, имеющими
поршневые двигатели. Основной особенностью такой компоновки
является применение тонких стреловидных крыльев и оперения
с М-устойчивыми профилями, а также осесимметричных корпусов
большого удлинения и более заднее положение центра тяжести
самолета.Созданные в 1947 г. с учетом этих особенностей реактивные
самолеты МиГ-15 (фиг. 1.13) и Ла-15ч имели высокую скорость
полета * и хорошие характеристики устойчивости и управляемости.Увеличение тяговооруженности самолетов, переход к простран¬
ственному обтеканию крыльев (стреловидные крылья малого*	Максимальная скорость МиГ-15 1050 км/час.32
удлинения и большого сужения, а также (треугольные крылья),
применение более тонких профилей и «правила площадей»* поз¬
волило легко преодолеть «звуковой барьер» и получить сверхзву¬
ковые скорости полета. Повышение эффективности рулей достиг¬
нуто переходом к управляемым стабилизаторам, а снижение усилий
на ручке и педалях — применением гидроусилителей в системе
управления. В то же время решалась проблема получения прием¬
лемых взлетно-посадочных характеристик путем усиления механи¬
зации крыла (установка выдвижных закрылков, предкрылков,
струйных закрылков и др.)*Фиг. 1. 13. Истребитель.Применение стреловидных и треугольных крыльев тонкого про¬
филя потребовало разработки их силовых схем и методов расчета
на прочность.Одновременно с внедрением в авиацию реактивных двигателей
произошла техническая революция и в области оборудования са¬
молетов. Большие скорости и высота полета потребовали примене¬
ния герметических кабин и принудительного аварийного покида¬
ния самолета. Пилотирование самолетов упростилось благодаря
применению автопилотов и других автоматических устройств.Существенно изменилось и наземное оборудование по обеспе¬
чению полетов. Помимо радио- и радиолокационных станций, ста¬
ли широко применяться различного рода стартовые устройства,
оборудование для слепой посадки, механизация для быстрейшей
подготовки самолетов к полету и пр.На третьем этапе реактивные двигатели стали применяться и
в транспортной авиации. Всемирную известность получили перво¬
классные реактивные и турбовинтовые пассажирские самолеты
Ту-104 (фиг. 1.14), Ту-114 (фиг. 1. 15), Ил-18 и Ан-10, созданные
в послевоенные годы конструкторскими коллективами, руководи¬
мыми А. Н. Туполевым, С. В. Ильюшиным и О. К. Антоновым.В настоящее время а1виационные специалисты занимаются
сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями полета **. На пути*	См. главу II.** Под гиперзвуковыми понимают скорости полета, соответствующие М>5.3 59833
к достижению этих скоростей возникли новые препятствия, полу¬
чившие наименование «теплового барьера». Сущность их сводится
к быстрому росту температур на поверхности летательных аппа¬
ратов вследствие аэродинамического нагрева. В результате ухуд¬
шаются механические характеристики применяемых материалов,
в конструкции возникают температурные напряжения и явлениеползучести *. Наряду с этим возникают трудности с обеспечением
необходимых условий для работы экипажа и оборудования. Пре¬
одоление препятствий, вызванных аэродинамическим нагревом,
идет по (пути применения в конструкции новых силовых схем, раз¬
личных ^охлаждающих устройств, теплоизоляции и жаростойких
материалов. Однако все эти мероприятия приводят к увеличению
веса летательных аппаратов.Необходимо отметить, что в отличие от «звукового барьера»
«тепловой барьер» не является какой-то вполне определенной гра¬ницей, перешагнув через которую можно свободно форсировать
скорость полета. По мере развития науки и техники эта граница
будет все более отодвигаться, однако при полете в нижних слоях
атмосферы она будет всегда существовать.Гиперзвуковые скорости полета связаны с новыми физическими
явлениями (диссоциацией и ионизацией воздуха) и законами
аэродинамики, которые еще находятся в стадии изучения.*	Подробнее эти вопросы изложены в главе XVII.34
По данным зарубежной печати, ведутся также значительные
работы по созданию самолетов с атомной двигательной установ¬
кой, имеющих неограниченную дальность полета, самолетов без-
аэродромного базирования (с вертикальным взлетом и посадкой)
и других летательных аппаратов.В заключение.следует отметить, что развитие авиации в соот¬
ветствии с современными достижениями науки и техники привело
к зарождению нового класса летательных аппаратов — беспи¬
лотных.§ 3. КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВЛетательные аппараты можно классифицировать по принципу
полета, по назначению и конструктивным признакам (по типу, чис¬
лу и распфюжению двигателей, по общим схемам летательных
аппаратов, по типу стартовых и посадочных устройств и т. д.).
Здесь будет рассмотрена примерная классификация лишь по пер¬
вым двум признакам.По принципу полета современные летательные аппараты тяже¬
лее воздуха могут быть разделены на два основных класса:1.	Аппараты, совершающие аэродинамический
полет;2.	Аппараты, совершающие баллистический
полет.Летательные аппараты первого класса расходуют энергию за¬
пасенного топлива для создания подъемной и управляющих сил
с помощью воздушной среды. К ним относятся самолеты, крыла¬
тые ракеты * и вертолеты.Аппараты второго класса, совершая основную часть полета за
счет энергии, накопленной в начальный период движения, не тре¬
буют внешней среды для создания подъемных и управляющих сил.
.Ко второму классу относятся баллистические ракеты.Отличие крылатых ракет от баллистических состоит в принципе
полета. У крылатой ракеты необходимая для полета подъемная
сила создается так же, как и у обычных самолетов, крылом. Вви¬
ду этого ее полет должен совершаться в нижних слоях земной
атмосферы при работающих двигателях.Для полета баллистических ракет не требуется создания подъ¬
емной силы с помощью крыла. На основной (пассивной) части
траектории они описывают некоторую баллистическую кривую
(выражаемую обычно уравнением эллипса) за счет начального
импульса, сообщенного им двигателями на активном участке тра¬
ектории.Полет дальних баллистических ракет происходит в основном
на больших высотах, где вследствие большого разрежения атмо¬
сферы явление аэродинамического нагрева практически отсут¬
ствует.*	Иногда их именуют самолетами-снарядами.
3*35
Двигатели баллистических ракет должны сообщить им в корот¬
кий промежуток времени большой запас энергии для дальнейшего
движения. Такими свойствами в настоящее время обладают
только ракетные двигатели на жидком или твердом
топливе.Между указанными выше двумя классами летательных аппара¬
тов нет четкой границы. Существует промежуточный тип аппара¬
тов, сочетающих баллистический полет с планированием в воздуш¬
ной среде. К нему относятся планирующие баллистические аппа-Фиг. 1. 16. Траектории полета различных типов ракет./—крылатая ракета, 2—ракета с рикошетирующей головной частью, 3—ракета,
имеющая баллистический участок и участок планирования, 4—баллистическая ра¬
кета, 5—планирующая ракета.раты (ракетопланы). В некоторых случаях и самолеты, совершая
аэродинамический полет, могут использовать накопленную при
этом энергию для баллистического полета. Таким образом, они
могут подняться на высоту, значительно превышающую их практи¬
ческий потолок*. Кроме того, на баллистических ракетах могут
устанавливаться воздушные рули для создания управляющих сил.
На фиг. 1.16 показан примерный вид траекторий различного типа
ракет.Представляет интерес рассмотреть области скоростей и высот,
где возможен аэродинамический или баллистический принцип по¬
лета.♦	Эту высоту обычно называют энергетическим или динамическим потолком.36
11 Vнм/сенФиг. 1. 17. Области скоростей и высот полета различных типов летательныхаппаратов.
Со00ПланерыФиг. 1.18. Примерная классификация пилотируемых летательных аппаратов.
Фиг. 1. 19. Примерная классификация беспилотных летательных аппаратов.
Примерные границы * этих областей показаны на графике
фиг. 1. 17. Верхняя граница аэродинамического полета опреде¬
ляется условиемОУ+Рц,где G — вес аппарата;У— подъемная сила;Рццентробежная сила, возникающая при полете по круго¬
вой орбите вокруг Земли.Нижняя граница в основном определяется аэродинамическим
нагревом. Область аэродинамического полета (см. фиг. 1.17)
сравнительно узка. Но правая часть этой области (зона гиперзву-
ковых скоростей) пока еще мало освоена. Большие высоты полета
и скорости, близкие к космическим, достижимы только баллисти¬
ческими аппаратами.Принцип полета включает и способ управления. С этой точки
зрения летательные аппараты разделяются на пилотируемые и
беспилотные. Естественно, что все пилотируемые аппараты служат
для многоразового применения. Большинство беспилотных аппара¬
тов предназначено для одноразового применения. ’Баллистические ракеты в настоящее время широко применяют¬
ся для исследовательских целей (как метеорологические ракеты, а
также для запуска спутников и космических кораблей).Примерная классификация пилотируемых и беспилотных аппа¬
ратов, составленная на основе публикаций в зарубежной периоди¬
ческой печати, представлена на фиг. 1. 18 и 1. 19.Следует иметь в виду, что установившейся классификации ле¬
тательных аппаратов не существует. Она меняется вместе с разви¬
тием науки и техники.*	«Journal of the Aeronautical Science», IV, 1958; «Aeroplane» No. 2436.
Глава IIВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛАТЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВВнешние формы крылатого летательного аппарата определяют
его аэродинамические характеристики и существенно влияют на
вес его конструкции. Следовательно, наряду с параметрами двига¬
тельной установки они играют решающую роль в достижении
высоких летно-технических данных. Непрерывное совершенствова¬
ние аэродинамических схем и форм крылатых летательных аппа¬
ратов является поэтому одним из главных факторов развития
авиации.§ 1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СХЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВВ настоящее время, как это видно из зарубежной литературы,
получили распространение -следующие основные аэродинамиче¬
ские схемы крылатых летательных аппаратов:1.	Классическая.2.	«Утка».3.	Бесхвостка.4.	Летающее крыло.Наибольшее распространение получила классическая схема
(фиг. 2.1), характерная наличием горизонтального и вертикаль¬
ного оперений, расположенных позади крыла. В сопоставлении
с этой схемой ниже рассматриваются все остальные.Аппараты, выполненные по схеме «утка»Основные достоинстЬа такой схемы являются следствиями раз¬
мещения горизонтального оперения впереди крыла (фиг. 2.2):1.	Горизонтальное оперение «утки», помимо своих прямых
функций (обеспечения устойчивости и управляемости аппарата),
создает в отличие от классической схемы практически на всех ре¬
жимах полета полезную подъемную силу существенной величины.
Это ведет к увеличению аэродинамического качества, улучшению
взлетно-посадочных и маневренных характеристик аппарата. С пе¬
реходом к сверхзвуковой скорости полета указанное достоинство
проявляется сильнее. Этим в значительной мере объясняется при¬
менение такой схемы в ряде зарубежных сверхзвуковых самолетов41
и крылатых ракет. Проявлению достоинств «утки» способствует
также и компоновка современных аппаратов, характерная длин¬
ным корпусом, большая часть которого находится впереди центра
тяжести аппарата.2.	Горизонтальное оперение «утки» находится практически
в невозмущенном потоке, благодаря чему его эффективность выше
(особенно при М<Мкр) и не изменяется в результате резкого
уменьшения скоса потока за коылом пои М>МКР.Фиг. 2. 1. Крылатые летательные аппараты классической аэродинамическойсхемы.3.	Аппарат, выполненный по схеме «утка», обычно не выходит
на критические углы атаки крыла вследствие более раннего срыва
потока на горизонтальном оперении. Это свойство «утки», по дан¬
ным иностранной печати, практически исключает сваливание аппа¬
рата на крыло и в штопор.Основные недостатки схемы «утка»:1.	Трудно обеспечить необходимую степень путевой устойчиво¬
сти и управляемости вследствие больших размеров носовой (деста¬
билизирующей) части корпуса и уменьшения плеча вертикального
оперения. В связи с этим приходится применять вертикальное опе¬
рение большой площади, что ведет к некоторому повышению его
сопротивления и веса.42
2.	Усложняется продольная балансировка аппарата при исполь¬
зовании механизации крыла. Это объясняется отсутствием у «утки»
скоса потока у оперения, который в классической схеме уменьшаетистинный угол атаки оперения, компенсируя момент, возникающий
на крыле при отклонении щитков или закрылков. По этой же при¬
чине допустимый диапазон центровок в этой схеме мал.Бесхвостые аппараты и летающие крыльяСтремление к уменьшению вредного сопротивления летательного
аппарата давно привлекает внимание к схеме летающего крыла
(фиг. 2.3). Достоинством этой схемы по сравнению с классиче¬
ской является также более низкое значение относительного веса
конструкции. Последнее обусловлено не только отсутствием опере¬
ния и корпуса, но и относительно более легкой конструкцией крыла,
ввиду его значительной разгрузки за счет размещаемых в нем гру¬43
зов. Однако указанные достоинства могут быть полностью реали¬
зованы лишь при создании аппаратов больших размеров, когда
внутренние объемы крыла достаточны для размещения в нем эки¬
пажа, топлива, грузов и пр. В сравнительно небольших аппара¬
тах, и особенно при малой относительной толщине крыла, указан¬
ные преимущества могут быть реализованы лишь частично в схеме
бесхвостка (фиг. 2.4). Эта схема отличается от летающего крыла
наличием корпуса и вертикального оперения и у современных
аппаратов применяется довольно часто при треугольном крыле.
Последнее объясняется тем, что различие в длинах плеч органовФиг. 2.3. Летательный аппарат схемы «летающее крыло».продольного управления аппаратов с треугольным крылом клас¬
сической схемы и бесхвостки при неизменной длине корпуса не
велико.Определенным достоинством сверхзвукового бесхвостого аппа¬
рата является и то, что он лишен недостатка классической схемы,
состоящего в изменении эффективности горизонтального оперения
при М>Мкр в связи с резким уменьшением скоса потока за крылом.Основные недостатки рассмотренных схем следующие:1.	Продольная балансировка аппарата достигается обычно це¬
ной значительного снижения его аэродинамического качества и
несущих свойств крыла. Это объясняется тем, что рули высоты (эле¬
воны), расположены вблизи центра тяжести аппарата и их необ¬
ходимо отклонять вверх на значительный угол, что ведет к суще¬
ственному повышению сх и понижению су. Снижение су особенно
неблагоприятно сказывается при посадке, где оно проявляется наи¬
более сильно. По этой причине механизация задней кромки крыла
с целью повышения сутах трудно осуществима, малоэффективна
и от нее иногда отказываются. Все это ухудшает взлетно-посадоч¬
ные характеристики аппарата или вынуждает принимать меньшую44
удельную нагрузку на крыло. Некоторую помощь в продольной
балансировке аппарата и повышении эффективности его посадоч¬
ной механизации может оказать крутка крыла и установка пред¬
крылков.2.	Достижение необходимой центровки аппарата, особенно в
схеме летающего крыла, затруднено. Это объясняется не только
особенностями компоновки, но и более жесткими ограничениями,
накладываемыми условиями устойчивости и балансировки на поло¬
жение центра тяжести.45
3.	Обеспечение удовлетворительной устойчивости бесхвостых
аппаратов, особенно в широком диапазоне скоростей и высот, пред¬
ставляет- сложную проблему, решение которой требует обычно при¬
менения вертикального оперения большой площади и введения в
систему управления аппаратом специальных автоматических ста¬
билизирующих устройств—демпферов тангажа и рысканья.В настоящее время схема бесхвостка получила широкое рас¬
пространение среди сверхзвуковых летательных аппаратов, несмот¬
ря на возросшие трудности, связанные с ее осуществлением (повы¬
шенная удельная нагрузка на крыло, малая относительная толщи¬
на крыла, меньшая эффективность рулей и др.). Многие зарубеж¬
ные специалисты полагают, что для дальних тяжелых сверхзвуко¬
вых аппаратов найдет применение и схема летающего крыла.§ 2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
КрылоФорма крыла в плане и его параметры — стреловидность (%),
удлинение (X), сужение (т|), относительная толщина (с) и форма
профиля оказывают решающее влияние на аэродинамические и ве¬
совые характеристики как самого крыла, так и всего аппарата вцелом.В настоящее время для ско¬
ростных аппаратов применяются
главным образом прямые, стре¬
ловидные и треугольные крылья.
Рассмотрим их основные до¬
стоинства и недостатки.Область применения прямого
крыла с нескоростным профилем
ограничивается началом резкого
изменения аэродинамических ха¬
рактеристик, приводящего к
огромному росту сопротивления
и нарушению продольной устой¬
чивости и управляемости. По¬
становка специальных М-устойчи-
вых профилей с малой относи¬
тельной толщиной (10—12%)
и вогнутостью (0—2%) позво¬
ляет отдалить наступление ука¬
занных неблагоприятных прояв¬
лений сжимаемости воздуха
вплоть до скоростей, соответ¬
ствующих М = 0,7—0,8.Для больших скоростей полета применяется стреловидное крыло.
Основное достоинство его состоит в том, что волновой кризис на
нем наступает позже и развивается более плавно, чем на прямом.
Благодаря этому значения Мкр возрастают (фиг. 2.5), а измене-Фиг. 2. 5. Изменение Мкр в зави¬
симости от су при различных
углах стреловидности крыла %.46
тт	d.Cyние аэродинамических характеристик крыла — сх, /Стах,—-> сш иda.положение фокуса xf — при М>Мкр происходит более благо¬
приятно *. Эти достоинства возрастают с увеличением угла
стреловидности и с уменьшением удлинения крыла, особенно
если —3,5. При %=50—60° и достаточно тонком М-устойчивом
профиле (с = 0,05—0,07 по потоку) стреловидное крыло позволяет
отдалить наступление волнового кризиса вплоть до Мкр = 0,85—0,95
и существенно облегчает проникновение в сверхзвуковую областьФиг. 2.6. Зависимость коэффициента сЛ() от числа М и стрело¬
видности крыла.скоростей (фиг. 2.6). Последнее обстоятельство расширяет диапа¬
зон применения стреловидных крыльев малого удлинения (А,=
=2,5—3,0) вплоть до скоростей, соответствующих М=1,6—1,8.Однако стреловидному крылу присущи и серьезные недостатки,
возрастающие с увеличением стреловидности и проявляющиеся
наиболее остро на малых скоростях и при посадке:1.	Несущие способности крыла, характеризуемые dcy/da и
су max» а также эффективность обычной механизации (щитков, пред¬
крылков и пр.) снижаются. Это ведет к ухудшению взлетно-поса¬
дочных и маневренных характеристик аппарата.2.	Поперечная статическая устойчивость стреловидного крыла
возрастает с увеличением стреловидности и угла атаки. Это затруд¬
няет достижение удовлетворительного соотношения между путевой
и поперечной устойчивостью аппарата, требует увеличения площади
вертикального оперения и придания крылу отрицательного попереч¬
ного «V», Кроме того, необходимы более мощные органы попереч¬
ного управления аппаратом.3.	Срыв потока при больших углах атаки крыла возникает в
концевых сечениях, что приводит к нарушению продольной и*	Приведенные достоинства присущи крылу как с прямой, так и с обратной
стреловидностью. Однако последняя в силу некоторых недостатков распростра¬
нения не получила и нами не рассматривается.47
поперечной устойчивости аппарата и снижает эффективность эле¬
ронов. Преодоление этого серьезного недостатка достигается
мероприятиями, уменьшающими су и повышающими сутах в кон¬
цевых сечениях крыла. К первым относятся:а)	аэродинамическая'и геометрическая крутка крыла;б)	уменьшение сужения крыла;в)	применение на передних кромках крыла ступенчатых «на¬
плывов», увеличивающих кривизну профиля (фиг. 2.7,а).Ко вторым относятся:а)	постановка в концевых сечениях крыла профилей с высоким
значением cym3LX\б)	применение концевых предкрылков и отклоняющихся носков
крыла;в)	установка на верхней поверхности крыла специальных пере¬
городок («ножей»), препятствующих перетеканию пограничного
слоя к концевым сечениям крыла. В этих же целях применяют
иногда «запилы» на передней кромке (фиг. 2.7,6).Недостатки стреловидного крыла, связанные с концевыми сры¬
вами, проявляются слабее при малых удлинениях.4.	Стреловидность увеличивает скос потока за крылом, что
может снизить эффективность горизонтального оперения.5.	Вес крыла с увеличением стреловидности (при прочих неиз¬
менных параметрах) возрастает, жесткость уменьшается.Фиг. 2. 7. Крылатые летательные аппараты.а—со ступенчатой передней кромкой крыла и б—с «запилом».48
Известно, что линии тока при обтекании стреловидного крыла
искривляются (фиг. 2.8). Благодаря этому нормальное обтекание
сечений, находящихся вблизи концов и плоских стенок (у корпуса,
гондолы или в плоскости симметрии крыла), нарушается, что при¬
водит к перераспределению давлений по хорде и может заметно
снизить эффект от применения стреловидности. Во избежание этого
возможно осуществление следующих мероприятий:1.	Сопряжение крыла с корпусом (гондолой) по линии, форма
которой близка к форме линий тока при изолированном обтекании
крыла.2.	Постановка в корне¬
вых сечениях крыла более
М-устойчивых профилей с
максимальным разрежением
в носовой части.3.	Увеличение стреловид¬
ности корневых сечений
крыла путем создания «на¬
плывов» по передней кром¬
ке или «излома» крыла.Имеются примеры в зару¬
бежном самолетостроении и
плавного изменения стрело¬
видности — у так называе¬
мого «серповидного» крыла
(фиг. 2. 9).Борьба за снижение веса
и увеличение жесткостистреловидного крыла вынуждает уменьшать его удлинение и повы¬
шать сужение. Такое сочетание параметров при большой стрело¬
видности приводит к треугольной форме крыла в плане. Практи¬
ческое применение нашли треугольные крылья * со стреловид¬
ностью по передней кромке Хпер = 55—60° Наряду с «чистым»
треугольным крылом возможны также крылья со срезанными
концами, а также с небольшой отрицательной стреловидностью
задней кромки (фиг. 2. 10). В аэродинамическом отношении эти
формы практически равноценны и различаются в основном только
некоторыми конструктивными особенностями.Треугольные крылья обладают основными аэродинамическими
достоинствами стреловидного крыла и лишены некоторых его
недостатков. Однако главные преимущества треугольного крыла
по сравнению с прямым и стреловидным состоят в его конструк¬
тивных особенностях. Это проявляется в первую очередь в его
большей жесткости и меньшем весе (при одинаковых прочих пара¬
метрах— 5, рД, с и др.)* Благодаря большим корневым хордам
крыла можно применить профиль с меньшей относительнойФиг. 2.8. Линии тока при обтекании стре¬
ловидного крыла.*	Например, крыло самолета F-102 (см. Flight No 2517, 19. IV, 1957;
Aviation Week No. 14, 1. X, 1956).4 59849
толщиной, что очень важно для сверхзвукового летательного аппа¬
рата. Кроме того, большие хорды и абсолютные толщины крыла
у корня позволяют лучше использовать внутренние объемы, упро¬
щают передачу нагрузок с крыла на корпус.Фиг. 2.9. Летательные аппараты с крылом переменной стреловидности.а—с «наплывом» по передней кромке крыла; б—с «изломом» крыла; в—с «серповидным»крылом.Аэродинамические особенности треугольного крыла следующие:1.	Возникновение волнового кризиса и его развитие при
М>МКР, а следовательно, и изменение аэродинамических характе¬
ристик, качественно происходит так же, как и у стреловидного
крыла с соответствующим профилем, удлинением и стреловид-Фиг. 2. 10. Наиболее распространенные формы треуголь¬
ных крыльев.а—«чистое» треугольное крыло; б—треугольное крыло со срезанными
концами; в—треугольное крыло со срезанными концами и стреловид¬
ной задней кромкой.ностью. Однако зависимость с*0 от М имеет менее благоприятный
характер в диапазоне МКр<М< —-—, сопротивление треуголь-c°s Хперного крыла значительно больше и максимум схо имеет место при
М= 1,1—1,2 (фиг. 2.11). Это приводит к более разному уменьше-50
нию максимального аэродинамического качества треугольного
крыла при переходе в сверхзвуковую область (фиг. 2. 12).2.	Отношение мер статической поперечной и путевой устойчи¬
вости тI /т$ у аппарата с треугольным крылом сильно зависит
от угла атаки *. Это затрудняет обеспечение удовлетворительной
боковой динамической устойчивости аппарата и требует повышен¬
ной площади вертикального оперения или установки специальных
автоматов рысканья.сх0Фиг. 2. 11. Изменение сх0 в зависимости от числа М
для различных крыльев профиля (с=6%Д=2,3—2,5).3.	Крыльям малого удлинения вообще, а треугольным в особен¬
ности присущи серьезные недостатки при малых (докритических)
скоростях и посадке:а)	нарастание индуктивного сопротивления при увеличении
коэффициента су происходит весьма интенсивно, что обуславливает
низкое аэродинамическое качество крыла. Благодаря этому, а
также по причине, указанной в п. 1, Ктах треугольного крыла на
дозвуковых и в значительном диапазоне трансзвуковых скоростей
оказывается ниже, чем у стреловидного крыла с тем же профилем,
удлинением и стреловидностью (см. фиг. 2.12). Низкое качество
крыла затрудняет реализацию (в указанном диапазоне скоростей)
высоких летных данных аппарата (в первую очередь его дально¬
сти и высотности);б)	производная — имеет малую величину, а сутах реали-daзуется при очень больших углах атаки (акр^Збч-ЗО0), что недтп*	Здесь п$х =	— — производная коэффициента момента относительнопродольной оси по углу скольжения — мера ста¬
тической поперечной устойчивости;дтут? =	— производная коэффициента момента относительновертикальной оси по углу скольжения — мера ста¬
тической путевой устойчивости.4*51
позволяет в полной мере использовать несущие свойства крыла.
Возможность механизации крыла с целью повышения су ПОс ограни¬
чена ввиду небольшого размаха.Приведенные недостатки усугубляются с увеличением стрело¬
видности, и проявляются наиболее остро при посадке. Поэтому для
реализации приемлемых взлетно-посадочных характеристик аппа¬
рата с треугольным крылом требуется снижение удельной нагрузки
на крыло и ограничение стреловидности величиной Хпер=60—65°;Фиг. 2.12. Изменение максимального аэродинамическо¬
го качества /Стах различных крыльев одного и того
же профиля в зависимости от числа М (с=6%,Х=2,3).в)	за крылом образуется большая зона возмущенного и сильно
скошенного потока, что может существенно снизить эффективность
оперения, особенно при больших углах атаки, и привести к про¬
дольной неустойчивости.Некоторое улучшение аэродинамических характеристик тре¬
угольного крыла на до- и околозвуковых скоростях полета вносит
коническая крутка, заключающаяся в прогрессивно нарастающем
к концу крыла отклонении носка профиля. Такое крыло вследствие
повышенного разрежения у передней кромки обладает меньшим
индуктивным сопротивлением, а следовательно, и большим каче¬
ством. Профильное сопротивление при этом несколько возрастает
(фиг. 2.13).Коническая крутка дает наибольший эффект на треугольном
крыле, однако находит применение и на стреловидных крыльях,
способствуя, кроме того, предотвращению концевых срывов.Таким образом, преимущества треугольного крыла могут про¬
явиться наиболее полно лишь на больших (сверхзвуковых) скоро¬
стях полета, когда жесткость конструкции и малая относительная
толщина профиля крыла оказываются в числе решающих факторов
для достижения высоких летно-тактических данных.52
Известно, что аэродинамические характеристики крыла на ско¬
ростях, соответствующих М>			, мало зависят от формыcos Хперкрыла в плане и определяются главным образом толщиной и фор¬
мой профиля. Следовательно, применяемые стреловидные и тре¬
угольные крылья с Хпер60° становятся при М;>2 практически
равноценными по своим аэродинамическим характеристикам пря¬
мому крылу того же профиля.Это обстоятельство, по мне- су
нию зарубежных конструкто¬
ров, делает возможным при¬
менение для больших сверх¬
звуковых скоростей прямого
крыла с тонким сверхзвуковым
профилем. Поскольку геомет¬
рическое удлинение при этом
также утрачивает свое аэро¬
динамическое значение, его
целесообразно делать неболь¬
шим — 2—2,5). Это упро¬
щает достижение необходимой
жесткости и прочности тонко¬
го крыла и снижает неблаго¬
приятное проявление сжимае¬
мости воздуха в околозвуко¬
вой зоне.Основные достоинства пря¬
мого крыла по сравнению состреловидным и треугольным (при равных с и X) состоят в лучших
аэродинамических характеристиках на малых (докритических)
скоростях и особенно на посадке.Главный недостаток прямого крыла — резкое изменение аэроди-_ dcyjнамических характеристик сХ()\ xf\ —— при переходе через ско-daрость звука, а также высокое сопротивление (см. фиг. 2.11) и низ¬
кое качество (см. фиг. 2.12) в трансзвуковой области. Смягчение
этих неблагоприятных, проявлений сжимаемости воздуха дости^
гается применением малых удлинений крыла и весьма тонких сверх¬
звуковых профилей. Обеспечение необходимой прочности и жестко¬
сти такого крыла приводит к значительному увеличению веса кон¬
струкции. Поэтому прямое крыло, хотя и легче стреловидно¬
го, но уступает в весовом отношении треугольному при равныхРt С•Считается, что применение прямого тонкого крыла с маль?м
удлинением целесообразно на аппаратах, предназначенных
к использованию главным образом на больших сверхзвуковых
скоростях (М!> 2). Прохождение трансзвуковой зомы может быть
облегчено применением ускорителей.Фиг. 2. 13. Влияние конической
крутки крыла на его поляру./—плоское крыло, 2—крыло с конической
круткой.53
КорпусТенденция к увеличению удельной нагрузки и уменьшению
относительной толщины крыла, наблюдаемая у современных лета¬
тельных аппаратов, наряду с ростом потребных внутренних объе¬
мов, а следовательно, и размеров корпуса ведет к тому, что влия¬
ние последнего на аэродинамические характеристики аппарата в
целом становится весьма велико.Для уменьшения лобового сопротивления корпус должен иметь
совершенную аэродинамическую форму и возможно меньшие раз¬
меры. Последние лимитируются обычно внутренним объемом W,
потребным для размещения экипажа, оборудования, двигатель¬
ной установки, топлива и прочих грузов. Кроме того, длина хвосто¬
вой части корпуса (а вместе с этим, как правило, и вся длина кор¬
пуса LK) может обусловливаться минимально допустимым расстоя¬
нием от центра тяжести аппарата до хвостового оперения (Lr.0,
LB.o), а мидель корпуса (5М.К)—размерами крупногабаритных
объектов, помещаемых в нем (кабиной экипажа, двигательной
установкой и пр.).Наивыгоднейшей аэродинамической формой корпуса является
осесимметричное тело, профиль которого (форма) и удлинениеА,к=— зависят от скорости полета (числа М). Оптимальное удли¬
нинение корпуса, соответствующее минимуму сопротивления, зависит
также от того, какой из перечисленных выше факторов (объем,
мидель, длина) является определяющим при выборе его раз¬
меров.Для дозвуковых аппаратов наивыгоднейшей формой корпуса
является веретенообразное тело с очертаниями, близкими к очер¬
таниям обычного нескоростного симметричного профиля. Сопротив¬
ление давления такого тела при М<Мкр невелико и лишь при
малых удлинениях заметно возрастает. Основную же часть сопро¬
тивления составляет трение, возрастающее с увеличением поверх¬
ности корпуса. Поэтому при заданной площади миделя минимум
сопротивления корпуса соответствует небольшим удлинениям
^ks = 3—5 и чаще всего не может быть реализован из-за недоста¬
точной вместимости такого корпуса или малого расстояния от
центра тяжести аппарата до хвостового оперения. При постоянном
объеме корпуса оптимальное удлинение больше (^ктг = 5-=-7), так
как с его увеличением мидель корпуса уменьшается.При заданной длине корпуса LK (или Ьт.0) сопротивление его
тем меньше, чем больше удлинение. Ограничением величины
при этом может быть 5М.К, а также вес конструкции корпуса.На выполненных дозвуковых аппаратах удлинение корпуса
составляет А*=6—10, причем меньшие значения имеют место на
небольших аппаратах, где мидель и объем корпуса заполняются до
предела. У больших аппаратов определяющим фактором в разме¬
рах корпуса является обычно Lr.0 и удлинение Як достигают 10
и больше.54
0,0(40,02кГ"Ьш*\к-10н—-/щ1кш6,7Удлинение и форма корпуса, особенно его носовой части, ока¬
зывают большое влияние на начало и развитие на нем волнового
кризиса. Правда, благодаря пространственному обтеканию кризис
возникает на корпусе позже (фиг. 2. 14), чем на профиле крыла
соответствующей относительной толщины. Однако для больших
дозвуковых скоростей полета форме корпуса придаются по возмож¬
ности очертания, близкие к симметричному М-устойчивому профи¬
лю: носок — с небольшим радиусом закругления, максимальная
толщина (мидель)—сдвинута на 40—50% длины, удлинение —
6—8 в зависимости от требуемой величины Мкр.На сверхзвуковых скоростях сопротивление давления (волно¬
вое сопротивление) в отличие от малых скоростей в большой мере
определяется формой тела.Поэтому тела, обладающие
малым лобовым сопротивле¬
нием на сверхзвуковых ско¬
ростях, отличаются остроно¬
сой осесимметричной фор¬
мой и, весьма малой относи¬
тельной толщиной, макси¬
мум которой расположен
примерно посредине. Одной
иЗ таких форм, обладаю¬
щих волновым сопротивле¬
нием, весьма близким к ми¬
нимальному !при заданной
относительной толщине (т. е.
удлинении) является пара¬
болическая.Как показывает теорети¬
ческий анализ, минималь¬
ное сопротивление такого тела при фиксированном миделе соот¬
ветствует удлинениям A,Ks=13—17, а при заданном объеме кор¬
пуса — еще больше. Практически наивыгоднейшие удлинения кор¬
пуса будут несколько меньше оптимальных аэродинамических
вследствие роста веса конструкции корпуса. Во всяком случае
является обычным даже для относительно небольших пило¬
тируемых сверхзвуковых самолетов, а у тяжелых доходит до 15
и больше.С другой стороны, если корпус имеет лобовой воздухозаборник
и кормовой срез, заполненный реактивной струей двигателя, то
большая часть корпуса, на которой возникает волновое сопротив¬
ление, отсутствует и наивыгоднейшее удлинение оказывается мень¬
ше, чем указано выше.Форма реальных корпусов обычно несколько отличается от наи¬
выгоднейшей аэродинамической. Это обусловлено тем, что неболь¬
шое отступление от теоретических обводов не сильно сказывается
на сопротивлении (исключая «ламинизированные» формы) и по¬
зволяет лучше удовлетворить требованиям общей компоновки, тех-0.24*0,50,8МФиг. 2. 14. Изменение коэффициента со¬
противления сх корпусов летательных
аппаратов, имеющих различное удлинение,
в зависимости от числа М (сх отнесен
к Г/з),55
нологии производства, веса, прочности конструкции и пр. Наиме¬
нее совершенными в аэродинамическом отношении являются
обычно корпуса больших дозвуковых транспортных самолетов.
Весьма близки к наивыгоднейшим теоретическим формам корпуса
беспилотных аппаратов. Во всяком случае любые искрив¬
ления поверхности корпуса делаются плавными во избе¬
жание преждевременной турбулизации потока и появления боль¬
ших волновых сопротивлений. Особое внимание обращается на
профилирование больших выступающих надстроек корпуса — фона¬
рей, обтекателей радиолокационных устройств и др. Эти над¬
стройки, если только они не имеют совершенной аэродинамиче¬
ской формы, не только значительно увеличивают сопротивление,
понижают Мкр, но и могут привести на некоторых режимах полета
к нарушению устойчивости и возникновению вибраций, являясь
источниками вихреобразования. Во избежание этого указанные
надстройки по возможности вписывают в общие контуры корпуса,
а выступающие части выполняют плавными с небольшим накло¬
ном лобовых поверхностей.Большое внимание уделяется профилированию сопряжения кор¬
пуса с другими частями аппарата и в первую очередь с крылом.
Аэродинамическое взаимодействие (интерференция) крыла и кор¬
пуса при нерациональном их сочленении вызывает увеличение
сопротивления аппарата, понижение его Мкр, в некоторых случаях
может ухудшить устойчивость, особенно на больших углах атаки, и
вызывать вибрации оперения (бафтинг).На малых скоростях причиной большинства неблагоприятных
интерференционных явлений служит преждевременный срыв потока,
являющийся в свою очередь следствием диффузорного эффекта в
пространстве между бортом корпуса и верхней поверхностью крыла.
Наихудшей в этом отношении является схема низкоплана, в осо¬
бенности при круглом корпусе и прямом крыле. В подобных слу¬
чаях необходима постановка специальных зализов между корпу¬
сом и задней частью крыла. Среднеплан и особенно высокоплан
являются в этом отношении более выгодными.Расположение крыла по высоте оказывает влияние и на попе¬
речную устойчивость аппарата: у высокоплана устойчивость повы¬
шается, у низкоплана — понижается.При больших дозвуковых скоростях полета интерференционные
явления обусловливаются наложением полей скоростей, создавае¬
мых крылом и корпусом. Это может способствовать преждевре¬
менному достижению местных скоростей звука и привести ко вся¬
кого рода аэродинамическим нарушениям, связанным со сжимае¬
мостью воздуха. Особое влияние на Мкр аппарата имеет сопряже¬
ние корпуса со стреловидным крылом (о чем говорилось выше).
Во избежание указанных неблагоприятных последствий сочле¬
нение крыла и корпуса скоростных летательных аппаратов выпол¬
няется так, чтобы не происходило наложения местных областей
разрежений (давлений). Хорошие результаты в этом смысле дает
использование так называемого «правила площадей», реализация56
которого позволяет значительно снизить сопротивление аппарата
в околозвуковой области (Мкр<М<1,4—1,5). Согласно этому пра¬
вилу комбинация крыла с корпусом будет иметь наименьшее со¬
противление, если распределение по длине аппарата площадей по¬
перечных сечений имеет тот же характер, что и у тела вра-iil IIIФиг. 2. 15. Влияние поджатия корпуса летательного аппарата (в зоне
расположения крыла) на его сопротивление.щения наименьшего сопротивления. Практически это означает, что
сечения корпуса на участке крыла должны уменьшаться (фиг. 2. 15).Двигательные гондолы, подвесные топливные баки и другие
контейнеры следует также размещать в соответствии с указанным
правилом (фиг. 2.16).«Правило площадей» распространено в настоящее время и на
сверхзвуковые скорости полета (в несколько измененном виде).ОперениеЭффективность оперения зависит главным образом от его пло¬
щади, внешних аэродинамических форм и расположения на лета¬
тельном аппарате. Помимо этого, на эффективность оперения
влияет жесткость как самого оперения и частей аппарата, к кото¬
рым оно крепится, так и системы проводки управления.Наибольшее распространение получила классическая схема
оперения — свободнонесущее горизонтальное и однокилевое вер¬
тикальное, расположенные в хвостовой части аппарата.Во избежание снижения эффективности такого оперения и
предотвращения бафтинга его стремятся вынести за пределы спут-57
ной струи от крыла и других, расположенных впереди, частей
аппарата.Наивыгоднейшее расположение хвостового оперения выбирается
в каждом конкретном случае исходя из рассмотрения спектра
потока (главным образом на основании аэродинамических проду¬
вок и летных испытаний). При этом в первую очередь рассматри--йЗ=1Внутренние гондолы
дбигателейВнешние гондолы ддигателей
Пилон ,Зализ
ОперениеDФиг. 2. 16. Схема самолета В-58, спроектированного в соответствии с «пра¬
вилом площадей» (а), и диаграмма распределения площадей его поперечных
сечений по длине самолета (б).ваются режимы полета, совершаемые на больших углах атаки
(взлет, посадка) и при больших околозвуковых числах М, когда
зона сильно заторможенного и насыщенного вихрями потока зна¬
чительно расширяется. Обычно, учитывая это, горизонтальное опере¬
ние размещают несколько ниже, либо значительно выше плоскости
хорд крыла (фиг. 2.17).Однако скос и торможение потока неодинаковы в различных
зонах пространства за крылом и зависят от режима полета (су, М),58
параметров крыла (х, Я, т]) и некоторых других трудно поддающих¬
ся учету факторов. Поэтому в ряде случаев оказывается возмож¬
ным разместить горизонтальное оперение со сравнительно неболь¬
шим превышением над плоскостью хорд крыла. Это тем более
важно, что размещение горизонтального оперения, особенно стре¬
ловидного и целиком управляемого, на киле представляет суще¬
ственные конструктивные затруднения.Фиг. 2. 17. Схемы расположения горизонтального оперения по высоте
из условия его незатенения на малых (а) и больших (б) углах атакиаппарата.Положение горизонтального оперения может диктоваться также
необходимостью удалить его от реактивной струи двигателей.Эффективность центрального вертикального оперения на боль¬
ших углах атаки может также оказаться пониженной вследствие
затенения его крылом и корпусом, особенно при короткой хвосто¬
вой части корпуса и треугольном крыле. Для повышения путевой
устойчивости на этих режимах на аппарате могут устанавливаться
подкорпусные кили (гребни). В этих же целях применяют иногда
разнесенное вертикальное оперение (см. фиг. 2.2).На винтовых многомоторных самолетах для повышения эффек¬
тивности вертикального оперения его выполняют иногда разнесен¬
ным и помещают в струе от винтов.Волновой кризис на оперении должен возникать позже, чем на
крыле и протекать более плавно. Поэтому форма оперения в плане
(для вертикального — сбоку) обычно повторяет форму крыла, имея
как правило большую стреловидность и меньшее удлинение
(последнее диктуется также соображениями жесткости и веса).
Однако, несмотря на широкое распространение схем с треуголь¬
ными крыльями, оперение у таких аппаратов все же чаще выпол¬59
няется стреловидным. Это объясняется, с одной стороны, стремле¬
нием увеличить плечо оперения относительно центра тяжести аппа¬
рата и, с другой — аэродинамическими достоинствами стреловид¬
ной формы — более плавным изменением аэродинамических харак-„	dCyтеристик в трансзвуковой зоне и повышенным значением —-daПрофиль оперения подбирается аналогичный крыльевому —
М-устойчивый или сверхзвуковой, однако симметричный и с мень¬
шей относительной толщиной, если последняя не лимитируется кон¬
структивными соображениями.Площади оперения 5Г<0, 5В.0 и их расстояния до центра тяжести
аппарата Lr.o, ^в.о определяются по коэффициентам статического
момента:Л 	 *^Г.О Lг.о 		 о" ТЛГ. О	£	^	Г .0 г.оиЛ 	 $В.О Lb.O 	УЛВ.О	£	^	°в.о^в.о»где LTt0 и LB 0 — расстояние от центра тяжести аппарата до центра
давления соответственно горизонтального и 'верти¬
кального оперения;I	и ^ — соответственно размах и САХ крыла.Компоновка современного скоростного летательного аппарата
характерна сравнительно длинным корпусом, большая часть кото¬
рого обычно находится впереди центра тяжести аппарата. Это
обстоятельство наряду с уменьшением эффективности оперения на
сверхзвуковых скоростях ведет к увеличению потребных относи¬
тельных площадей Sr,0 и особенно £в.0. В случае стреловидного или
треугольного крыла увеличение SB.o диктуется также небходи-
мостью повышения путевой устойчивости аппарата с целью обеспе-тхчения приемлемых значений отношения —г Однако большоетУувертикальное оперение, помимо увеличения веса и сопротивления,
может существенно повысить поперечную статическую устойчивость
аппарата, что часто оказывается нежелательным. В подобных слу¬
чаях вертикальное оперение компонуют таким образом, чтобы его
центр давления был возможно ближе к продольной оси аппарата,
т. е. применяют оперение малого удлинения (Хв.0< 1) или, если
возможно, размещают часть его поверхности ниже продольной оси
аппарата.Повышению путевой устойчивости (притом практически без
изменения п$х) и эффективности вертикального оперения, особенно
при больших углах скольжения, может способствовать постановка
форкилей и подкорпусных гребней (фиг. 2. 18). Даже при сравни¬
тельно небольшой высоте они значительно увеличивают боковую
аэродинамическую силу хвостовой части корпуса при косой обдув¬
ке. С другой стороны, форкиль и подкорпусный гребень не требуют60
изменения конструкции корпуса или киля и могут быть легко уста¬
новлены на аппарат при его доводке или даже на уже внедренную
в серийное производство машину. Указанные факторы обусловили
их широкое применение на современных летательных аппаратах.Площадь рулевых поверхностей выбирается по значениям отно-	 ^ ^сительных площадей Sр.в= и £р.н= ^ При этом необходимоSr.O	$В.Оиметь в виду, что эффективность поверхностей управления умень¬
шается с увеличением стреловидности их оси вращения. Кроме того,
эффективность обычных рулей, расположенных вдоль задней кром-Фиг. 2. 18. Схема установки форкиля (/) и подкор-
пусного гребня (2), повышающих эффективность
йертикального оперения.ки оперения, при М>Мкр понижается и может оказаться недоста¬
точной. Дело в том, что как только местная скорость на 'оперении
превысит звуковую и возникнет скачок уплотнения, возмущения
давления, вызванные отклонением руля, не смогут распространить¬
ся на переднюю часть оперения и будут ограничены пространством
за скачком. С ростом' скорости скачок перемещается по хорде
назад, и площадь оперения, подверженная аэродинамическому воз¬
действию руля, уменьшается. С некоторого значения числа М
скачок при отклонении руля «садится» на его переднюю кромку и
распределение давления изменяется только по поверхности руля.Кроме того, на сверхзвуковых скоростях коэффициент подъем¬
ной силы собственно руля при данном угле атаки уменьшается с
ростом числа М. В результате обеих причин эффективность руля
высоты уменьшается. То же происходит и с рулем направления.С другой стороны, смещение фокуса аэродинамических сил при
М>1 и связанное с этим увеличение продольной статической
устойчивости аппарата требуют повышенной эффективности орга¬
нов продольного управления аппаратом. Все это вместе взятое61
вынуждает отказаться на сверхзвуковых аппаратах от обычного
руля высоты и перейти на полностью управляемое горизонтальное
оперение. Посдеднее к тому же расширяет диапазон допустимых
центровок летательного аппарата и упрощает продольное управле¬
ние им при резком развитии волнового кризиса.Изменение путевой статической устойчивости аппарата при
переходе через скорость звука происходит в гораздо меньшей сте¬
пени, чем продольной. Поэтому указанное выше уменьшение эффек¬
тивности руля направления обычно удается компенсировать,
несколько увеличив его площадь. Имеются, однако, примеры * и
полностью управляемого вертикального оперения.§ 3. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ГИПЕРЗВУКОВЫХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВГиперзвуковые летательные аппараты представляют собой, по
мнению зарубежных специалистов, многоступенчатые системы,
состоящие из ускорителей и собственно ракетопланов (фиг. 2. 19).
Здесь рассматриваются только внешние формы последних.Фиг. 2. 19. Схема общей компоновки ракетоплана.Внешние формы гиперзвуковых летательных аппаратов (раке¬
топланов) определяются особенностями аэродинамики высоких
сверхзвуковых скоростей полета.Рассмотрим кратко особенности аэродинамики гиперзвуковых
скоростей, которые соответствуют числам М>5—6**.При гиперзвуковых скоростях воздух нельзя рассматривать как идеальный
газ, поскольку возникновение мощной ударной волны сопровождается изме-Срнением его основных констант (таких, например, как ср, с„, %=— , Рг и др.).cvПо мере увеличения числа М сначала проявляется дополнительная (колебатель¬
ная) степень свободы в молекулах, вследствие чего имеет место повышение внут¬
ренней энергии газа, а затем развивается диссоциация и, наконец, при очень
больших числах М, ионизация воздуха.Прохождение через ударную волну и течение в пограничном слое сопровож¬
даются сильным аэродинамическим нагревом воздуха, который отдает часть тепла
конструкции летательного аппарата.Повышение электропроводности воздуха при ионизации открывает возмож¬
ность воздействия на аэродинамические характеристики магнитным полем, кото¬
рое позволяет отодвинуть ударные волны от поверхности конструкции и этим
уменьшить нагрев, а также изменить аэродинамические силы.*	Например, французский истребитель «Тридан» II, Aeronautics, vol. 36,
No. 4, VI, 1957.** Более полно особенности аэродинамики гиперзвуковых скоростей
изложены в книге Г. Г. Черного «Течение газа с большой сверхзвуковой ско¬
ростью», Физматгиз, 1959.62
Линейная теория сверхзвуковых течений теряет силу, поскольку возмущения,
вызываемые телом в потоке, оказываются соизмеримыми со скоростью звука.Подъемная сила на гиперзвуковых скоростях зависит главным образом от
давления на нижней поверхности тел, поскольку на верхней оно становится близ¬
ким к нулю. Лобовое сопротивление создается в основном передней частью тела,
ибо в задней части давление также стремится к нулю при увеличении числа М.В конечном счете оказывается, что:а)	зависимость су от угла атаки по мере увеличения числа М изменяется от
линейной до параболической (при М-* зависимость су от а стремится к квад¬
ратичной);		б)	относительная толщина профиля с влияет на су при постоянном угле
атаки;в)	зависимость сх от угла атаки по мере увеличения числа М становится
более значительной (при М-*- оо она стремится к кубической);г)	при гиперзвуковых скоростях поляра cy=f(cx) практически не зависит от
числа М (по крайней мере до М=10).Наклон ударных волн настолько уменьшается, что возмущения потока, созда¬
ваемые летящим телом, распространяются лишь на весьма ограниченное про¬
странство, соизмеримое с толщиной пограничного слоя. Последнее вызывает
взаимодействие ударной волны и пограничного слоя, а также ослабление взаим¬
ного влияния соседних частей летательного аппарата. Поток становится практи¬
чески плоским даже на крыльях малого удлинения.Необходимо иметь в виду, что при гиперзвуковых скоростях в зависимости
от высоты полета могут проявиться особенности обтекания со скольжением и,
наконец, особенности разреженных газов. К последним, например, относится тог
что на высотах Я> 120—130 км коэффициент восстановления температуры г
может стать больше 1,0, а следовательно, температура торможения — выше тем¬
пературы адиабатически заторможенного газа., Остановимся на характеристике внешних форм гиперзвуковых
крылатых летательных аппаратов, используя соображения, имею¬
щиеся в зарубежной литературе в настоящее время, которые,
однако, ввиду новизны вопроса, по-видимому, нельзя считать окон¬
чательно выясненными и до конца разработанными.Форма профиляНаиболее рациональными с точки зрения аэродинамического
качества формами профилей при гиперзвуковых скоростях оказы¬
ваются клинообразная и близкие к ней. Верхнюю поверхность про¬
филя с прямыми образующими располагают по потоку, чтобы дей¬
ствующие на нее силы давления не создавали лобового сопротив¬
ления. Заднюю часть профиля делают тупой, поскольку при боль¬
ших высотах полета донное сопротивление профиля оказывается
малым. Некоторые преимущества с точки зрения балансировки при
углах атаки, близких к ак тах *, получают при использованиинесимметричных профилей.Передние кромки профилей для уменьшения нагрева делают не
слишком острыми**. При умеренном затуплении носка лобовое
сопротивление увеличивается сравнительно мало. Закругление*	Угол атаки а#тах соответствует максимуму аэродинамического качества.** У самолета Х-15 применен закругленный (/?=6 мм) носик профиля,
Aviation Week, 1958, vol. 68, No 5, p. 26—28.63
носка профиля способствует также образованию ламинарного
пограничного слоя на большей части поверхности крыла и затяги¬
вает срыв потока на большие углы атаки. У некоторых зарубеж¬
ных экспериментальных аппаратов используются обычные сверх¬
звуковые профили, в частности, эллиптические, но с тупой задней
кромкой.Форма крыла в планеВ связи с уменьшением взаимного влияния соседних сечений
крыла аэродинамические характеристики его практически не
зависят от формы в плане. Поэтому для формы крыла решающими
оказываются условия нагрева. Известно,* что при увеличении стре-Фиг. 2.20. Зависимость коэффициента теплоотдачи в зоне
передней кромки от угла стреловидности крыла.ловидности крыла резко уменьшается коэффициент теплоотдачи в
области передней кромки (фиг. 2.20). Рациональными, по рекомен¬
дациям NACA, оказываются формы крыла в плане, близкие к тре¬
угольной, с углом стреловидности по передней кромке порядка 65°.
Большие углы нежелательны по соображениям усложнения посад¬
ки. Напомним, что такая форма крыла является выгодной и по
конструктивным соображениям.Другие параметры крылаПолет гиперзвуковых летательных аппаратов вследствие аэро¬
динамического нагрева осуществим только на достаточно больших
высотах (фиг. 2.21).* Оптимальные** значения удельной нагрузки
p = G/S оказываются при этом очень малыми. Практически их
трудно реализовать из-за увеличения веса крыла и приходится*	Jet Propulsion, 27 № 11, 1178—1184 (1957).** Под оптимальной нагрузкой обычно понимают нагрузку, соответствующую
горизонтальному полету на максимальном качестве (Ктах).64
брать р>р<шт. Ввиду этого полет происходит на углах атаки
а>а/rmax> ПРИ которых влияние относительной толщины профиля с
на лобовое сопротивление и аэродинамическое качество становит¬
ся несущественным. Относительная толщина профиля с выбирается
по конструктивным соображениям или по условиям разгона.10000	20000 V м/секФиг. 2.21. Диапазоны вероятных скоростей и высот полета гиперзвуковых ле¬
тательных аппаратов. (Линии постоянных значений теплового потока q вблизи
передней кромки крыла, соответствующие равновесной температуре, и линии,
соответствующие постоянному отношению коэффициента подъемной силы к весуаппарата).Ввиду того, что в конце полета удельная нагрузка на крыло
обычно оказывается малой, посадку можно совершать без приме¬
нения механизации крыла. Механизация применяется для умень¬
шения посадочного угла атаки и уменьшения высоты шасси.Увеличение аэродинамического качества иногда достигается за
счет придания крылу специальной формы, например, концы крыла
могут быть отогнуты вниз (фиг. 2.22,6).КорпусПри больших сверхзвуковых скоростях полета роль корпуса в
создании подъемной силы возрастает.Для получения достаточно большого аэродинамического каче¬
ства корпусу придают большое удлинение.Передняя часть корпуса делается затупленной. Весьма эффек¬
тивным на гиперзвуковых скоростях оказывается специальное
острие, выступающее вперед из затупленной передней части. При
оптимальной длине острия, соответствующей примерно четырем
диаметрам корпуса, имеющего цилиндрическую форму, сопротив¬5 59865
ление его при полусферической носовой части уменьшается в
10 раз и теплоотдача примерно в 3 раза, а сопротивление при
плоской передней части уменьшается в 40 раз и теплоотдача в
2 раза.Тупая хвостовая часть корпуса (донный срез) на больших высо¬
тах не создает значительного лобового сопротивления и поэтому
часто применяется. В случае необходимости эффективного тормо¬
жения при входе в атмосферу (в целях ограничения аэродинамиче¬
ского нагрева) донный срез играет роль весьма эффективного воз¬
душного тормоза.Фиг. 2. 22. Схемы гиперзвуковых летательных аппаратов.По мере приближения скоростей к первой космической потреб¬
ная для полета подъемная сила уменьшается и поэтому влияние
аэродинамического качества на дальность полета снижается. Боль¬
шие дальности могут быть получены и при малых значенияхК=—, в особенности при полете за пределами плотных слоевсхатмосферы, где силы лобового сопротивления невелики. Здесь на
первый план выдвигаются проблемы нагрева, благодаря чему
рациональными становятся затупленные формы корпусов с очень
малым удлинением (см. фиг. 2. 23, в).Проблема входа в атмосферу решается проще при несиммет¬
ричной форме тел, обеспечивающей достаточно большую подъем¬
ную силу при значительном сопротивлении (см. фиг. 2.22 а, б, в).
Для некоторых типов летательных аппаратов с околокосмическими
скоростями полета используется сферическая форма корпуса.Фонари кабины экипажа гиперзвуковых летательных аппара¬
тов располагают так, что они вписываются в габариты наиболь¬66
шего сечения, причем для уменьшения их нагрева вместо переднего
стекла делают ребро с достаточно большим углом наклона к по¬
току. Дальнейшее увеличение скорости приводит к замене фонаря
смотровым стеклом.Взаимное расположение крыла и корпусаРасположение крыла относительно корпуса выбирается исходя
из известных соображений об их взаимном влиянии. Для увеличе¬
ния подъемной силы корпус располагается под крылом так, чтобы
ударные волны, возникшие при его обтекании, способствовали
повышению давления на нижней поверхности крыла (см.
фиг. 2.22 а, б, в). Такая несимметричная компоновка летательного
аппарата, несмотря на некоторое увеличение лобового сопротивле-Фиг. 2. 23. Схема возможного варианта компоновки гиперзвукового ле¬
тательного аппарата.ния, способствует росту аэродинамического качества. Если же за¬
дача получения возможно большей подъемной силы не ставится,
то фюзеляж располагается в «тени» за крылом, что снижает лобо¬
вое сопротивление.В местах сочленения крыла с корпусом уменьшение аэродина¬
мического нагрева достигается установкой зализов. Развитие этих
зализов приводит в пределе к замене крыла и корпуса одним те¬
лом, имеющим форму эллиптического конуса (см. фиг. 2. 22, д) *.
При оптимальном соотношении полуосей эллипса, как показывают
продувки в аэродинамических трубах, можно также получить до¬
статочно высокое аэродинамическое качество на больших углах
атаки.Той же цели уменьшения аэродинамического нагрева за счет
большего излучения может, по-видимому, служить специальная
конструкция летательного аппарата — без верхней обшивки*	W. Н. D о г г а п с е, Aero Space Engineering, 1958, vol. 17, No. 15, p. 30—33.
5*	67
(фиг. 2.23). Такая конструкция не встречает возражений с точки
зрения аэродинамики гиперзвуковых скоростей, поскольку на верх¬
ней поверхности давление оказывается близким к нулю и практи¬
чески не зависит от ее формы.Органами управления гиперзвуковых летательных аппаратов
служат обычные рулевые поверхности и специальные устройства.Обычные рулевые поверхности (моментные), работающие на
аэродинамическом принципе, при больших скоростях полета сохра¬
няют свою эффективность до высот 120—130 км*. Для управле¬
ния гиперзвуковыми летательными аппаратами за пределами плот¬
ных слоев атмосферы, а также при старте и посадке предусмат¬
риваются специальные устройства (струйные рули; верньерные дви¬
гатели; устройства, поворачивающие вектор тяги; инерционные
органы управления и пр.), применяемые и на баллистических
ракетах.Форма горизонтального оперения выбирается из тех же сооб¬
ражений, что и форма крыла, а расположение должно обеспечить
его наибольшую эффективность. Ввиду того, что гиперзвуковойФиг. 2.24. Общая компоновочная схема гиперзвукового самолета Х-15.летательный аппарат может выходить на очень большие углы атаки,
его оперение выносят вниз, за пределы потока, возмущенного
крылом. Дополнительный вынос оперения можно получить, придав*	Напомним, что значительные аэродинамические силы могут действовать на
летательный аппарат при докосмических скоростях на высотах до 75—80 км.Оперение и органы управленияФорма горизонтального оперенияСтруйныеПоборотная
часть киля68
ему отрицательный угол поперечного V (фиг. 2.24). Наибольшие
трудности осуществления конструкции с оперением обычной схемы
или схемы «утка» определяются аэродинамическим нагревом,
который оказывается еще более тяжелым и опасным, чем для
крыла, ввиду сложности работы оперения и относительно малых
его размеров.Для продольного управления используются элевоны (см.
фиг. 2.22, в и е) или же щитки, расположенные в задней части кор¬
пуса (см. фиг. 2.22, (3), эффективность которых оказывается до¬
статочной ввиду большой стреловидности крыла.Форма вертикального оперенияФорма вертикального* оперения выбирается по возможности
более симметричной относительно продольной оси летательного
аппарата. Это способствует улучшению характеристик боковой
устойчивости, так как уменьшает связь движения рысканья и дви¬
жения крена. Для облегчения посадки нижняя (подфюзеляжная)
часть киля иногда выполняется сбрасываемой (см. фиг. 2.24).Рулем направления обычно служит значительная поворотная
часть киля (см. фиг. 2.24).Форма профилей, устанавливаемых на вертикальном оперении,
в отличие от профилей крыла и горизонтального оперения являет¬
ся симметричной, а их относительная толщина достаточно большой.
Последнее связано с тем, что при постановке тонких профилей на
больших гиперзвуковых скоростях полета оказывается недостаточ¬
ной эффективность вертикального оперения (cl мало). Примене¬
ние толстых профилей способствует устранению этого недостатка.
Так, например, на киле самолета АМ5 установлен клиновидный
профиль с углом раствора около 8° (толщина тупой задней кромки
около 300 мм).С целью улучшения флюгерной (путевой) устойчивости на
больших углах атаки вдоль корпуса иногда располагают наплывы,
обтекатели (см. фиг. 2.24), благодаря которым вертикальное опе¬
рение оказывается на большем удалении от вихрей, появляющихся
при обтекании корпуса на больших углах атаки и отрицательное
воздействие этих вихрей на киль ослабляется.Органами поперечного управления гиперзвуковых летательных
аппаратов обычно служат комбинации элевонов и струйных рулей,
установленных на крыльях.В некоторых случаях поперечное управление может осущест¬
вляться с помощью горизонтального оперения, части которого от¬
клоняются в противоположные стороны и создают кренящий момент.Особое место в системе управления гиперзвуковыми летатель¬
ными аппаратами занимают органы торможения, обеспечивающие
безопасность полета, особенно при возвращении в плотные слои
атмосферы. Применение для этой цели ракетных двигателей огра¬
ничено по скорости и высоте полета, поэтому обычно для торможе¬69
ния используют аэродинамические воздушные тормоза различной
формы, а в некоторых случаях парашюты.§ 4. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ
Типы двигательных установок и области их примененияВ качестве двигательных установок современных летательных
аппаратов применяются турбовинтовые (ТВД), воздушно-реактив¬
ные (ТРД, ТРДФ, ПВРД) и ракетные двигатели (РД), а также
их комбинации.Турбовинтовые двигателиТурбовинтовые двигатели обладают высокой экономичностью в
широком диапазоне дозвуковых скоростей, хотя по удельному весу
и лобовой тяге уступают турбореактивным начиная уже со скоро¬
стей V=300—500 км/час. С увеличением скорости полета преиму¬
щества ТРД в удельном весе и лобовой тяге возрастают, в то время
как достоинства ТВД в экономичности уменьшаются и на около¬
звуковых скоростях вследствие резкого падения КПД винта
совсем утрачиваются.Поэтому ТВД являются наиболее эффективной двигательной
установкой для дозвуковых дальних самолетов — транспортных и
пассажирских.Важным достоинством ТВД является улучшение взлетно-поса¬
дочных характеристик самолета вследствие большой тяги и обдув¬
ки крыла при старте, а также благодаря возможности торможения
винтами на пробеге.Воздушно-реактивные двигателиВоздушно-реактивные двигатели (ВРД) являются в настоящее
время господствующим видом двигательной установки для скоро¬
стных самолетов. В зависимости от типа (ТРД, ТРДФ, ПВРД) и
параметров рабочего процесса воздушно-реактивные двигатели
могут обеспечить достижение больших высот и скоростей полета
вплоть до # = 25-^30 км и М=3—4 и больше.Турбореактивные двигатели (ТРД) наиболее целе¬
сообразны в области около- и особенно сверхзвуковых скоростей
полета. Однако в широком диапазоне скоростей трудно обеспечить
оптимальные условия работы ТРД. В случае, если двигатель дол¬
жен обеспечивать кратковременно значительное увеличение тяги,
устанавливают ТРД с форсажной камерой (ТРДФ). Такая дви¬
гательная установка обладает более широкими возможностями и
может быть наивыгоднейшей для многих типов летательных
аппаратов. Кроме ТРДФ, для аппаратов с переменным режимом
полета может оказаться целесообразной комбинация ТРД с ПВРД
(при МШах>2) или с ЖРД (если необходим быстрый разгон и
большая высота).70
Прямоточные воздушно-реактивные двига¬
тели (ПВРД) являются серьезными конкурентами ТРД при ско¬
ростях, соответствующих М>2,5—3,0. Сравнительные расчеты
показывают, что экономичность и удельная тяга ПВРД при
М=3—3,5 достигают и даже превосходят соответствующие харак¬
теристики ТРДФ. Однако малый удельный вес, простота конструк¬
ции и высокая живучесть ПВРД позволяют целесообразно приме¬
нять его и на меньших скоростях, особенно при небольшой дально¬
сти полета и на одноразовых крылатых аппаратах. Существенным
недостатком ПВРД является его низкая эффективность при малых
скоростях и невозможность самостоятельного старта.Поэтому ПВРД может применяться лишь в сочетании с други¬
ми типами двигателей или при наличии специальных стартовых
устройств, обеспечивающих взлет аппарата и вывод его на расчет¬
ный режим.Турбопрямоточные двигатели. В последнее время,
судя по иностранной печати, разрабатываются так называемые
турбопрямоточные двигатели, представляющие объединение ТРД
и ПВРД в одном агрегате. Предполагается, что такая двигатель¬
ная установка будет обладать достоинствами обоих типов двига¬
телей и отличаться высокой эффективностью в широком диапазоне
скоростей.Ракетные двигателиРакетные двигатели (РД) способны развивать большую тягу
при сравнительно малом весе и габаритах. Они обладают сравни¬
тельно простой конструкцией, особенно при использовании твердого
топлива. При этом их характеристики практически не зависят от
внешних условий. Все это позволяет использовать РД во многих
областях и в первую очередь для достижения огромных высот и
скоростей, недостижимых с помощью других типов двигательных
установок. Однако большой расход топлива сильно ограничивает
продолжительность работы ракетного двигателя.В настоящее время РД успешно применяются на ракетах раз¬
личной дальности и назначения, включая межконтинентальные и
космические. На аппаратах ближайшего будущего — ракетопланах
и космических кораблях — ракетный двигатель, по-видимому, будет
незаменимым.На современных самолетах ракетные двигатели устанавли¬
ваются главным образом в качестве дополнительной двигательной
установки, предназначенной для кратковременного увеличения
тяги в полете или при старте. В качестве самостоятельной двига¬
тельной установки РД могут применяться на самолетах с малой
продолжительностью полета, а также на некоторых эксперимен¬
тальных аппаратах.Считается, что определенные выгоды обещает разработка так
называемых турборакетных двигателей, занимающих по своим
характеристикам промежуточное положение между ТРД и РД.71
Примерные области применения различных типов двигательных
установок показаны на фиг. 2.25.Фиг. 2.25. Примерные области рационального при¬
менения различных типов двигательных установок.Расположение двигательной установки
на летательном аппаратеТурбовинтовые двигателиСамолеты с ТВД являются, как правило, тяжелыми машинами,
двигатели которых располагаются на крыле (фиг. 2.26). Положе¬
ние гондол двигателей вдоль размаха определяется в основном раз¬
мерами винтов. Расстояние между внутренними двигателями и кор¬
пусом может, диктоваться также допустимым уровнем шума в каби¬
нах самолета или потребной величиной колеи шасси.Размеры гондол двигателей и их положение относительно крыла
в вертикальной плоскости оказывает существенное влияние на
эффективность винта и аэродинамику крыла и самолета в целом.
Наилучшим в этом отношении является размещение гондолы в пло¬
скости хорд крыла. Однако при этом возникают значительные кон¬
структивные затруднения. Поэтому чаще всего двигатели устанав¬
ливаются впереди силовой части крыла в уровень с верхним обво¬
дом последнего (фиг. 2.27,а). Такое размещение ТВД минимально
увеличивает лобовую площадь самолета, позволяет полностью
механизировать заднюю кромку крыла, а также осуществить
вывод реактивной струи вниз под крыло с минимальными потерями
в тяге.В схеме низкоплана подобная установка ТВД может оказаться
неприемлемой ввиду малого расстояния до земли. В этом случае
двигатель кяожет быть размещен над крылом (над его силовой
частью), а реактивная струя выводится за заднюю кромку послед¬
него (см. фиг. 2.27,6).Плоскости вращения соседних винтов не должны совпадать
между собой, а также с кабиной экипажа.72
Фиг. 2.26. Самолет Ту-114 с турбовинтовыми двигателями.S)Фиг. 2. 27. Схемы установки ТВД на крыле.—впереди силового каркаса крыла; б—над силовым каркасом крыла.
Рассмотренные компоновки ТВД с тянущими винтами повы¬
шают сопротивление крыла (гондолы двигателя) вследствие
обдувки и турбулизации потока и исключают тем самым примене¬
ние ламинарных профилей на крыле. Толкающие винты, распола¬
гаемые за крылом, наоборот, снижают его сопротивление, так как
они отсасывают воздух из пограничного слоя и подводят энергию в
вихревой след. ТВД, скомпонованные по такой схеме, в сочетании
с крылом, набранным из ламинарных профилей, могут дать ощути¬
мый выигрыш в аэродинамическом качестве и быть полезными для
самолетов большой дальности. Однако осуществление ТВД с тол¬
кающим ^винтом наталкивается на серьезные конструктивные труд¬
ности.Воздушно-реактивные двигателиРазмещение ВРД, характеризующихся большой площадью вход¬
ных и выходных устройств, представляет определенные трудности
при создании летательного аппарата. Решающим фактором при
этом является обеспечение минимального внешнего сопротивления
двигательной установки, а также возможно меньших потерь напора
в воздухозаборниках, подводящих каналах и выхлопных трубах.Размещение ВРД зависит от общей компоновки аппарата и
может быть выполнено различно: от совершенно вынесенных
наружу гондол до полностью скрытых двигателей внутри корпуса
или крыла. В первом случае велико внешнее сопротивление, но
малы потери в подводящих и выхлопных каналах, во втором — на¬
оборот. Исследования показывают, однако, что уменьшение тяги
двигателя, вызванное потерями в каналах, возрастает с увеличе¬
нием скорости полета медленнее, чем внешнее сопротивление гон¬
долы. Поэтому для больших скоростей полета размещение двига¬
теля внутри аппарата становится более желательным. Однако
внутренняя устанбвка двигателей далеко не всегда осуществима.
Легче всего она реализуется на однодвигательных аппаратах.
В этом случае двигатели устанавливаются в корпусе (фиг. 2.28).
Имеются примеры установки в корпусе двух двигателей. Ориги¬
нальным объединением двигательной установки с корпусом может
служить компоновка аппарата, представленного на фиг. 2.29 *.
На больших дозвуковых -самолетах двигатели могут быть разме¬
щены внутри корневой части крыла (фиг. 2.30).При установке двигателя внутри корпуса забор воздуха осуще¬
ствляется чаще всего в носовой части последнего (см. фиг. 2.28, а).
Такое расположение воздухозаборника обеспечивает наилучшее
использование скоростного напора и менее чувствительно к изме¬
нению углов атаки и рысканья. Однако при этом затрудняется ком¬
поновка носовой части корпуса и требуются-длинные воздухокана-
лы, особенно, если двигатель располагается в хвостовой части
корпуса. Раздвоение воздухоканалов несколько облегчает компо¬
новку, не потери при этом возрастают.*	Самолет Ледюк-021. см. «Aeroplane», No. 2290, 10, VI, 195574
It)Фиг. 2.28. Схемы установки ТРД в корпусе аппарата.а—воздухозаборники в носовой части корпуса (лобовая схема);
б—воздухозаборники по бокам корпуса; в—воздухозаборники
в корневой части крыла; а—воздухозаборник над корпусом;
д—воздухозаборник под корпусом.75
Стремление уменьшить длину подводящих каналов, а также
необходимость высвобождения объемов носовой части корпуса
вынуждает применять боковые (см. фиг. 2.28, б) или крыльевые
(см. фиг. 2.28, в) воздухозаборники; возможен также забор возду¬
ха над или под корпусом (см. фиг. 2.28, г, д). Указанные типы
воздухозаборников требуют изогнутых подводящих каналов, что
сопряжено с дополнительными потерями. Другим недостатком по-Фиг. 2.29. Схема аппарата, у которого корпус объединен с двига¬
тельной установкой.добных воздухозаборников является необходимость отвода погра¬
ничного слоя корпуса во избежание больших потерь полного
напора.Следует иметь в виду также, что эффективность боковых возду¬
хозаборников существенно зависит от угла скольжения аппарата.
Односторонний верхний воздухозаборник обладает пониженной
эффективностью при больших углах атаки аппарата и применяется
довольно редко. Нижний заборник воздуха является в этом смыслеФиг. 2.30. Схема установки ТРД в корневой части стреловид¬
ного крыла за его силовым набором.более целесообразным, так как отрицательные углы атаки аппа¬
рата в полете бывают редко и они обычно невелики, а при положи¬
тельных—нижний заборник воздуха достаточно эффективен.
Однако такой воздухозаборник, по-видимому, неприменим на
обычном самолете вследствие его близости к земле и поэтому уста¬
навливается на аппаратах, взлетающих со специальных стартовых
устройств.Применение крыльевых воздухозаборников оказывается наибо¬
лее простым при большой толщине крыла, в противном случае
приходится увеличивать корневое сечение крыла с целью получе¬
ния необходимой входной площади канала. Приспособление формы
передней кромки крыла для входа воздуха оказывает влияние на
распределение давления вдоль хорды профиля и может быть
использовано для повышения местного значения Мкр. Это особенно
целесообразно, когда вход располагается в корневых сечениях
стреловидного крыла.Для повышения эффективности воздухозаборников при больших
углах атаки плоскость входного отверстия их делают иногда на¬
клонной (фиг. 2. 31)..Фиг. 2.31. Самолет с воздухозаборником, расположенным наклонно для уве¬
личения эффективности его на больших углах атаки.Внутреннее размещение двигательной установки имеет некото¬
рые конструктивно-компоновочные недостатки. Наиболее очевид¬
ный из них — потеря значительной части внутреннего объема кор¬
пуса или крыла. Это обстоятельство ограничивает возможности
использования корпуса для внутренней установки ВРД в основном
только аппаратами с малым относительным запасом топлива и не
требующими наличия больших внутренних объемов для размещения
кабин, грузов, оборудования и пр. Кроме того, внутреннее распо¬
ложение двигателя усложняет конструкцию аппарата, затрудняет
доступ к нему в процессе обслуживания и пр. Особенно большие
трудности конструктивного порядка встречаются при установке
двигателей в крыле, так как это обычно влечет за собой усложне¬
ние его силовой схемы. Поэтому заслуживает внимания уста¬
новка двигателей позади силового кессона в корневой части
крыла (особенно стреловидного). При таком размещении требуется
вырез и соответствующая компенсация только в стенках лонжеро¬
нов, в то время как прочие элементы силового набора сохраняются
без изменений. К тому же двигатели могут быть укреплены не¬
посредственно на корпусе аппарата (см. фиг. 2.30).В силу указанных особенностей внутренняя установка двига¬
телей не всегда целесообразна или возможна. Последнее относит¬
ся в первую очередь к сверхзвуковым самолетам повышенной даль¬
ности, так как для них, с одной стороны, требуется мощная дви¬
гательная установка и большой относительный запас топлива, а,77
с другой,— располагаемые объемы корпуса и особенно крыла —
малы. В подобных случаях прибегают к внешней установке дви¬
гателей, которая может быть осуществлена на крыле или на
корпусе.Размещение двигателей на крыле разгружает последнее в по¬
лете, однако создает трудности в балансировке аппарата при
отказе одного из двигателей, а также может быть причиной сни¬
жения М1ф и возникновения большого интерференционного сопро-Фиг. 2. 32. Схемы внешней установки двигателей на
самолетах.а—в плоскости хорд крыла; б—на концах крыла; в—в под¬
весных гондолах под крылом.тивления. Во избежание последнего размеры и форма гондол дви¬
гателей и их расположение на крыле должны быть подобраны
таким образом, чтобы от наложения двух потоков (от крыла и гон¬
долы) не возникало ни больших суммарных разрежений, ни боль¬
ших положительных градиентов давления. Для этого в первую оче¬
редь необходимо отдалить вход в гондолу от передней кромки
крыла, а выход из гондолы — от его задней кромки.Длинную гондолу двигателя целесообразно размещать по схеме
среднеплана или же под крылом с таким расчетом, чтобы перед¬
няя часть гондолы и сопло выходили за пределы хорды (фиг. 2. 32).
С аэродинамической точки зрения первый вариант лучше, однако
он сопряжен со значительными конструктивными трудностями и
применяется редко. Подвесная гондола не нарушает целостности78
силовых элементов и допускает крепление двигателей непосред¬
ственно к крылу, благодаря чему вес такой конструкции минима¬
лен. Сопряжение гондолы со стреловидным крылом должно быть
выполнено таким образом, чтобы не нарушалась форма линий тока
при свободном обтекании крыла. В противном случае эффект стре¬
ловидности будет значительно снижен (см. § 2 этой главы).Короткие гондолы (примерно равные хорде и меньше) для
уменьшения интерференции устанавливаются на пилонах и сдви¬
гаются вперед (фиг. 2.33, а). Такое размещение двигательных уста-Фиг. 2.33. Схемы внешней установки на самолетах
двигателей на пилонах.а—под крылом; б—на бортах фюзеляжа.новок практически не влияет на аэродинамические характеристики
крыла, если расстояние между гондолой и крылом не меньше
80—100% диаметра гондолы, а профиль пилона — достаточно тон¬
кий. Для большего выноса гондолы пилону придается обычно
стреловидность. Если число двигателей равно четырем или более,
то между гондолами возможна интерференция. Гондолы, распола¬
гаемые на одном крыле, удаляются друг от друга (как и от кор¬
пуса аппарата) на расстояние не менее одного диаметра гондолы,
либо объединяются общим обтекателем. Объединенные гондолы
требуют сложного хвостового обтекателя (фиг. 2.34).Чтобы не «портить» крыло, двигатели иногда устанавливаются
на пилонах на корпусе (см. фиг. 2.33,6), чаще в хвостовой его
части. Такое размещение двигателей обладает тем существенным
достоинством, что шум двигателей, передающийся внешним пото¬79
ком, в передних частях аппарата уменьшается с увеличением ско¬
рости полета и при М>1 совсем пропадает. Шум, передающийсянепосредственно самой конструк¬
цией, разумеется, сохраняется.Наружная установка двигате¬
лей, как и сопряжение гондол
двигателей с другими частями
аппарата, должна выполняться в
соответствии с «правилом пло¬
щадей» (см. § 2 настоящей
главы).Воздухозаборники и воздушные
каналы ВРДВходной диффузор слу¬
жит для отбора из внешнего по¬
тока определенного количества
воздуха, необходимого для рабо¬
ты ВРД. Поскольку сгорание
в современных двигателях происходит при сравнительно неболь¬
ших скоростях потока, то назначение диффузора состоит также
в уменьшении скорости воздуха, подаваемого в камеру сгорания
или в компрессор. Этот процесс торможения (сжатия) потока
с целью сохранения импульса проходящей струи воздуха должен
осуществляться с возможно меньшими потерями. При сверхзвуко¬
вых скоростях полета приобретает большое значение также про¬
пускная способность диффузора. Внешнее сопротивление входного
устройства также должно быть возможно меньшим. С ростом
скорости полета роль входного диффузора повышается и при
больших числах М его характеристики в значительной степени
определяют эффективность двигательной установки в целом.Существуют различные схемы воздухозаборников и их конст¬
руктивное оформление.На дозвуковых аппаратах входные диффузоры создаются та¬
ким образом, что на расчетных режимах полета торможение пото¬
ка осуществляется в основном перед входом в заборник. При этом
потери оказываются незначительными и обусловлены главным
образом трением и вихреобразованием в диффузоре. При неболь¬
ших сверхзвуковых скоростях полета потери, связанные с образо¬
ванием скачков уплотнения, также невелики, поэтому вплоть до
М=1,5—1,6 применяются обычные дозвуковые входные устройст¬
ва. Различное конструктивное оформление их определяется в
основном местом расположения на аппарате.Для скоростей полета, соответствующих М>1,5—1,6, приме¬
няются специальные сверхзвуковые диффузоры, обеспечивающие
торможение потока системой косых скачков уплотнения.Сверхзвуковые диффузоры могут быть с внутренним, внешним
и смешанным сжатием.Фиг. 2.34. Форма хвостового обте¬
кателя корпуса летательного аппа¬
рата при двух рядом расположен¬
ных ВРД.80
В настоящее время, по данным зарубежной печати, получили
распространение в основном диффузоры с внешним сжатием
(фиг. £.35). В таком входном устройстве снижение скорости до
ребольшой сверхзвуковой осуществляется в системе косых скачков
уплотнения перед входом в диффузор на поверхности центрально¬
го тела, а переход к дозвуковой—
в замыкающем прямом скачке.‘Поскольку потери напора в косом
скачке меньше, чем в прямом, то
указанный вход обеспечивает бо¬
лее полное восстановление дав¬
ления. Преимущества многоскач-
кового диффузора возрастают с
увеличением числа М и количест¬
ва скачков уплотнения.Однако диффузорам, с внеш¬
ним сжатием присущи определен¬
ные недостатки, которые усугуб¬
ляются с возрастанием числа
скачков. Основной недостаток —
это большое внешнее сопротивле¬
ние, объясняющееся тем, что зна¬
чительные углы поворота и нали¬
чие центрального тела требуют
больших углов наклона наружной
поверхности входа (обечайки) и
больших площадей миделя. Это
обстоятельство ограничивает ве¬
личину целесообразного сжатия
потока вне диффузора.В диффузоре с внутренним
сжатием торможение потока осу¬
ществляется в системе скачков
внутри канала (фиг. 2. 36). Такие
диффузоры обладают меньшими
габаритами и малым внешним
сопротивлением, так как волно¬
вое сопротивление обечайки мо¬
жет быть сведено теоретически
к нулю, если ее наружная поверхность будет параллельна внешне¬
му потоку. Благодаря этому может быть получен существенный
выигрыш в эффективной тяге и эффёктивном удельном расходе
двигательной установки по сравнению со входом с внешним сжа¬
тием. Однако на пути успешного применения диффузоров с внут¬
ренним сжатием существуют определенные трудности. Основные из
них связаны со сложностью запуска диффузора * и невозмож¬*	Для запуска такого диффузора требуется разгон аппарата до чисел М
больше расчетных.М>Н>7Фиг. 2.35. Схемы сверхзвуковых
входных диффузоров с внеш¬
ним сжатием.а—с одним косым и одним прямым
скачком; б—с двумя косыми и одним
прямым скачком; в—с изэнтропическим
сжатием.6 59881
ностью обеспечить устойчивый процесс сжатия с высоким КПД в
достаточно широком диапазоне чисел М. Тем не менее, диффузорыФиг. 2.36. Схемы сверхзвуковых диффу¬
зоров с внутренним сжатием.а—круглый (лобовой); б—плоский (боковой или
крыльевой).с внутренним сжатием считаются перспективными * Они могут
найти применение в первую очередь на однорежимных аппаратах.м>1Фиг. 2.37. Схема сверхзвукового диффузора
со смешанным сжатием.Диффузоры со смешанным сжатием (фиг. 2. 37) по своим свой¬
ствам занимают промежуточное положение между схемами, рас¬
смотренными выше.*	NACA, Unversity Conference, vol, 2. Cleveland, Ohio, 1954.82
Сверхзвуковые диффузоры конструктивно могут быть выполне¬
ны круглыми, полукруглыми или плоскими (фиг. 2.38). Примене¬
ние той или иной формы диффузора определяется расположением
воздухозаборника на аппаоате.г) ^Фиг. 2.38. Конструктивные формы сверхзвуковых диффузоров.а—круглый лобовой с внешним сжатием; б—полукруглый боковой с внешним сжатием;
в—плоский боковой с внешним сжатием; г—плоский крыльевой с внутренним сжатием.(В последних трех видны приспособления для отвода пограничного слоя).Воздухоканалы. Для уменьшения потерь напора внутрен¬
няя поверхность воздухоканалов и скорость потока в них должны
быть возможно меньшими. Во всяком случае во избежание запи¬
рания канала скорость потока в нем не должна превышать 70—
80% местной скорости звука. Резкие изменения площади попереч¬
ного сечения, крутые повороты приводят к срыву потока. В случае,
если крутой поворот струи потока неизбежен, устанавливаются
направляющие лопатки.Перед двигателем воздухоканал должен иметь прямолинейный
участок и обеспечивать небольшое поджатие потока в целях вы¬
равнивания поля скоростей на входе в двигатель.Ракетные двигателиРакетные двигатели, используемые в качестве основной уста¬
новки, либо в смешанных системах, располагаются, как правило,
внутри корпуса, в хвостовой его части (фиг. 2.39).Стартовые ускорители, сбрасываемые после выхода на расчет¬
ный режим (обычно это пороховые одноразовые РД), подвеши¬
ваются снаружи — снизу, либо по бокам корпуса.6*83
Направление тяги стартовых ускорителей выбирается таким
образом, чтобы момент относительно центра тяжести системыФиг. 2.39. Схема обычного размещения ракетного двигателя
на летательном аппарате.аппарат — ускоритель был возможно меньшим. Это требование
особенно важно в случае «точечного» старта, когда аппарат взле¬
тает практически без разбега, с места.
Глава III
БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ§ 1. СХЕМЫ И ВНЕШНИЕ ФОРМЫ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТСхемы ракетВ зависимости от назначения баллистические ракеты выпол¬
няются одноступенчатыми или многоступенчатыми. Ракеты с ЖРД
для исследования верхних слоев атмосферы, а также обладающие
дальностью полета до 2500-^-3000 км обычно выполняются одно¬
ступенчатыми (например, ракеты «Викинг», «Юпитер», «Тор»).
В этом случае они имеют, как правило, меньший вес и более про¬
стую конструкцию по сравнению с многоступенчатыми ракетами.
С ростом дальности полета растет потребная скорость ракеты Vк
на конце активного учас;тка траектории *. Для скоростей, превы¬
шающих 5000 м/сек, ракеты на химическом топливе выполняются
многоступенчатыми. В противном случае их вес становится чрез¬
мерно большим, а скорости, близкие к космическим, необходимые
для запуска спутников, оказываются вообще недостижимыми.
Целесообразность применения многоступенчатых ракет для полу¬
чения больших скоростей полета впервые обоснована выдающим¬
ся русским ученым К. Э-. Циолковским.Одноступенчатая ракетаВ одноступенчатой ракете можно выделить следующие части
(фиг. 3.1): головную часть, топливный отсек, приборный отсек,
хвостовой отсек и систему управления.Головная часть включает полезный груз (исследователь¬
скую аппаратуру, спутник и др.), оболочку, имеющую теплоизоля¬
цию, либо специальную систему охлаждения для предохранения
полезного груза от действия аэродинамического нагрева.У ракет большой дальности полета головная часть обычно вы¬
полняется отделяющейся от корпуса. Это позволяет снизить вес их
конструкции, так как на действие больших аэродинамических на-*	Активным называется участок, на котором ракета разгоняется тягой дви¬
гателей.85
грузок и высоких температур в момент входа в плотные слои
атмосферы при падении рассчитывается только оболочка головной
части. Для отделения ее от корпуса ракеты применяются специаль¬
ные механизмы.Топливный отсек включает баки
для горючего и окислителя, систему по-Фиг. 3.1. Компоновочная
схема одноступенчатой ра¬
кеты./—полезный груз, 2—приборный
отсек, 3—тормозящие двигатели
для отделения головной части,
4—бак окислителя, 5—бак го¬
рючего, 6—турбонасосный агре¬
гат. 7—основной двигатель,
8—управляющие (верньерные)
двигатели, Р—стабилизаторы,
10—емкости для сжатого газа,
поступающего в баки и другие
агрегаты, /—головной отсек; //—
отсек оборудования; ///—топ¬
ливный отсек; IV—хвостовой
отсек.Ъ)б)являются частью корпуса
тие внутренних нагрузокФиг. 3.2. Схемы установки топливных
баков на ракетах.а—ракета с подвесными баками; б—ракета
с несущими баками.дачи топлива в двигатели, систему над->
дува баков, теплоизоляцию и оболочку.
Топливные баки могут выполняться под¬
весными (фиг. 3. 2, а) или несущими (см.
фиг. 3.2,6). В первом случае они пред¬
ставляют отдельную конструкцию, за¬
крепленную в оболочке ракеты в не¬
скольких точках, во втором случае они
и рассчитываются не только на восприя-
(от избыточного давления в баке и мас-86
совых сил), но и от внешних нагрузок, действующих на ракету.
Это обычно дает экономию в весе ракеты. Во всех случаях в топ¬
ливных баках создается избыточное давление. Величина его
зависит от системы питания двигателей. Если применяется вытес¬
нительная система питания, то топливо в двигатели подается за
счет избыточного давления, создаваемого в баках. Для получения
высоких скоростей истечения продуктов сгорания из двигателя не¬
обходимо создавать большое давление топлива в камере сгорания.
Это в овою очередь требует еще более высоких значений избыточ¬
ного давления в баках, которое создается с помощью специальной
системы подачи газа. Топливные баки т этом случае имеют боль¬
шой вес. Ракеты с вытеснительной системой подачи топлива могут
применяться только для очень небольших дальностей полета. При
насосной подаче топлива питание двигателей производится с по¬
мощью турбонасосных агрегатов. Избыточное давление в баках
в этом случае должно обеспечить бескавитационную подачу топ¬
лива в насосы. Если баки являются частью конструкции, то
избыточное давление в них может полностью исключить возмож¬
ность потери устойчивости оболочки при действии максимальных
в процессе полета сжимающих нагрузок.Приборный отсек включает приборы для стабилизации
и автоматического управления ракетой, элементы подвески обору¬
дования, системы герметизации, термоизоляции и поддержания
определенного температурного режима. Приборный отсек может
размещаться впереди или за топливным отсеком. В большинстве
случаев приборный отс,ек размещают в свободных объемах топ¬
ливного отсека (например, в ракете «Титан»).Считается целесообразным размещение приборного отсека по
возможности ближе к центру тяжести ракеты. В этом случае коле¬
бания системы, связанные с действием внешних сил и деформа¬
цией конструкции, в меньшей мере влияют на работу аппаратуры.Хвостовой отсек состоит из корпуса, двигательной уста¬
новки и рамы крепления двигателя. Двигательная установка,
помимо двигателя, включает турбонасосный агрегат для подачи
топлива, систему автоматического регулирования и другие агре¬
гаты.Органы управления ракеты служат для создания управ¬
ляющих сил. Они'обычно размещаются в хвостовом отсеке и могут
состоять из аэродинамических и газовых рулей или из систем,
меняющих направление газового потока, а следовательно, и векто¬
ра тяги двигателей. Нередко применяются специальные управляю¬
щие (верньерные) двигатели, расположейные в хвостовом или в
топливном отсеке. Аэродинамические рули эффективны лишь для
небольшой части активного участка траектории. Однако они обя¬
зательны для планирующих ракет. Газовые рули создают управ¬
ляющие силы путем отклонения реактивной струи. Эффективной
системой управления является также устройство для изменения
направления вектора тяги двигателя по отношению к оси ракеты.87
Эта система включает механизмы поворота реактивной струи или
двигателя и следящие устройства.Многоступенчатая ракетаМногоступенчатые ракеты могут выполняться по трем схемам:а)	с последовательным соединением ступеней (фиг. 3.3);б)	с параллельным соединением ступеней (ракета-пакет)
(фиг. 3.4);в)	со смешанным соединением ступеней (фиг. 3.5).В первом случае отдельные ступени последовательно вклю¬
чаются и разгоняют ракету до определенной скорости. После вы¬
работки топлива в ступени она отделяется от ракеты. Благодаря
этому последующие ступени разгоняют систему меньшей массы,
что позволяет получить требующуюся скорость на конце активного
участка при сравнительно небольшом стартовом весе. Разновид¬
ностью этой схемы является ракета с последовательным телеско¬
пическим соединением, при котором расположенные выше ступени
частично утапливаются в оболочках нижних ступеней *. Это дает
возможность создать дополнительный импульс в момент отделения
ступеней и в некоторой мере сократить вес топлива, необходимый
для разгона ракеты. Но, с другой стороны, подобная схема обла¬
дает большим весом конструкции.Во втором случае боковые ракеты, входящие в- пакет, разго¬
няют основную ракету. Обычно двигатели боковых и основной ра¬
кет включаются параллельно. При смешанном соединении ступе¬
ней некоторая часть их соединяется последовательно, другая па¬
раллельно. Последние две схемы обычно собираются из стандарт¬
ных ракет небольшой дальности полета.Достоинствами ракет с последовательным соединением ступе¬
ней являются:1)	меньшее лобовое сопротивление при разгоне в плотных
слоях атмосферы по сравнению с ракетами-пакетами;2)	меньшие величины дестабилизирующих моментов за счет
несоосности тяги или усилий, возникающих при отделении сту¬
пеней.По мнению зарубежных специалистов, к недостаткам этих ра¬
кет можно отнести:1)	увеличение длины ракеты, что усложняет стартовое устрой¬
ство, затрудняет запуск при боковом ветре из-за меньшей устойчи¬
вости ее на пусковом столе и требует больших усилий при управ¬
лении; по этой же причине растут изгибающие моменты в отдель¬
ных сечениях, а следовательно, вес конструкции и изгибные ее
колебания;2)	при запуске используются только двигатели нижней ступе¬
ни, благодаря чему увеличивается их вес.*	Такая конструкция применена на американской ракете «Авангард».88
Этих недостатков не имеют ракеты с параллельным соединен
нием ступеней..Фиг. 3.3. Схе¬
ма ракеты с
последователь¬
ным соедине
нием ступеней/—полезный груз
2—баки окислите
ля, 3—баки
рючего, 4—турбона
сосные агрегаты
5—основные дви
гатели, 5—прибор
ный отсек, 7—уп
равляющие (вернь
ерные) двигатели,
8—тормозные двига¬
тели.Фиг. 3.4. Ра¬
кета с парал¬
лельным со¬
единением сту¬
пеней (ракета-
пакет).Фиг. 3.5. Ракета со сме¬
шанным (последова¬
тельным и параллель¬
ным) соединением сту¬
пеней.Каждая из ступеней, многоступенчатой ракеты
включает все элементы одноступенчатой ракеты,
за исключением полезного груза, который раз¬
мещается в первой ступени (если считать от
носка), и некоторых агрегатов оборудования.Для более полного представления о конструкции ракет на
фиг. 3.6 и 3.7 приведены компоновочные схемы одноступенчатых
баллистических ракет «Тор» и «Редстоун» (США).89
HQCOdOi ffOHyC-боевой зарядОтделяемая головная частьМесто разъемалюка отсека
оборудованияТормознойШпангоутыУсиленные
шпангоуты днищ
баковОбтекательТрубопроводгорючегоХвостовой отсекдвигательный отсекОсновной
двигательВерньерны;
двигателикрышкибаковТурбонасосныйагрегатФиг. 3.6. Компоновочная схема ракеты «Тор»Выхлопная труба
турбо насосного агрегата*
- Носовой туе- Оболочка иособой часта-Место разъемаСтабилизаторы
головной частиЦилиндры
отделения
части-баи горючего- Перегородка бакаФиг. 3. 7. Компоновочная схема ракеты «Редстоун».
Внешние формыВнешние формы ракеты должны обеспечить:1)	минимальное лобовое сопротивление при полете в нижних
слоях атмосферы;2)	возможно меньший нагрев головной части при возвращении
в плотные слои атмосферы;3)	устойчивость и стабилизацию головной части при ее паде¬
нии;4)	наилучшее использование внутренних объемов;5)	наиболее простую технологию производства;6)	минимальный вес конструкции;7)	удобство транспортировки.Исходя из этих соображений основной части ракеты обычно
придают цилиндрическую форму, что, помимо осевой симметрии,
создает условия для лучшего использования внутренних объемов.Внешние размеры (диаметр и длина) этой части корпуса опре¬
деляются необходимыми объемами для размещения топлива, дви¬
гательной установки и оборудования. Лобовое ее сопротивление
при осесимметричном обтекании включает главным образом со¬
противление трения. Величина его тем меньше, чем меньше
поверхность корпуса. Этим обстоятельством, а также стремлением
к уменьшению веса конструкции объясняется то, что для баллисти¬
ческих ракет характерна высокая степень заполнения внутренних
объемов.От формы головной части сильно зависит волновое сопротив¬
ление и нагрев ракеты. Однако наивыгоднейшие с точки зрения
волнового сопротивления очертания головки ракеты оказываются
нецелесообразными по условиям аэродинамического нагрева.
Поэтому форма головной части определяется тем, какое из требо¬
ваний (минимального волнового сопротивления или минимального
нагрева) является решающим.Для ракет небольшой дальности, совершающих полет в ниж¬
них слоях атмосферы, аэродинамический нагрев играет второсте¬
пенную роль по сравнению с лобовым сопротивлением. Это объяс¬
няется сравнительно невысокими (по сравнению с ракетами боль¬
шой дальности) скоростями полета (фиг. 3.8). Меньшие скорости
полета приводят к меньшему нагреву и нагружению головной
части при входе в плотные слои атмосферы, так как максимальная
величина скоростного напора на этом участке мало отличается от
соответствующего его значения на активном участке.Ввиду этого здесь обычно применяются формы головной части,
имеющие минимальное волновое сопротивление. К ним относятся
коническая, оживальная и параболическая (фиг. 3.9 а, б, в) с ост¬
рым носком и сравнительно большим удлинениемКоническую форму головки имеет ракета, показанная на
фиг. 3.7. У ракет средней и большой дальности полета92
исключительно актуальными становятся вопросы нагрева при
входе в плотные слои атмосферы, поскольку здесь имеют местоФиг. 3. 8. Изменение параметров движения баллистических
ракет по дальности полета.V—скорость полета, q—скоростной напор, Н и 1—соответственно
высота и дальность полета. (Пунктирные линии — ракеты малой
дальности).‘большие скорости полета и скоростные напоры (см. фиг. 3.8).
Ими нередко определяются внешние формы головок таких ракет.ГS)Фиг. 3.9. Формы головных частей баллистических ракет./—имеющие малое волновое сопротивление: а—коническая, б—оживальная, б—параболиче¬
ская, II—снижающие нагрев при входе в плотные слои атмосферы: г—со сферической голов¬
кой, д—с тупоконической головкой.Установлено, что количество тепла, передаваемое ракете, может
быть резко снижено, если впереди нее образовать мощную отсо¬
единенную ударную волну. На образование этой волны тратится93
основная доля кинетической энергии аппарата и передача тепла
его корпусу уменьшается.В связи с этим наряду с рассмотренными выше иногда приме¬
няются затупленные формы носков — сферическая или коническая
(см. фиг. 3.9 г, д). Последняя форма применена на ракете, пока¬
занной на фиг. 3.6.Для снижения лобового сопротивления корпуса с затупленной
носовой частью на активном участке полета на его головку в неко¬
торых случаях (когда эта
выгодно с точки зрения веса
ракеты) надевают сбрасы¬
ваемый обтекаемый конус.От формы головной ча¬
сти зависят давление, а сле¬
довательно, и нагрузки на
ее поверхности. Более вы¬
годным в этом отношении
является конус.Хвостовая часть ракеты
обычно выполняется цилинд¬
рической (со срезом) и реже
в виде усеченного конуса.
Объясняется это тем, что
донное сопротивление корпу¬
сов ракет сравнительно не¬
велико.Для улучшения стабилизации ракеты стремятся расположить
центр давления позади центра тяжести. С этой целью смещают
в пределах возможного центр тяжести вперед (например, распола¬
гая тяжелые компоненты топлива ближе к носовой части) и в не¬
которых случаях устанавливают стабилизаторы для смещения
центра давления назад. Помимо этого (и при отсутствии статиче¬
ской устойчивости), стабилизация ракеты на активном участке
полета обеспечивается органами управления.Особое внимание уделяется стабилизации головной части при
возвращении в плотные слои атмосферы. Достигается это обычно
смещением центра давления назад по отношению к центру тяжести
за -счет установки юбки (фиг. 3.10), стабилизаторов (см.
фиг. 3.7) и др.§ 2. ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА И ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТОсновными параметрами ракеты являются:—	скорость, сообщаемая полезному грузу, или дальность по¬
лета;—	вес полезного груза;—	точность вывода на заданную траекторию (орбиту).ЮбпаФиг. 3. 10. Установка юбки на головке ра¬
кеты. (Юбка, не заполненная грузами,
смещает центр давления головки ракеты
назад по отношению к центру тяжести;
х Цд — положение центра давления без
юбки; *ц.д — с юбкой).94
Первыми двумя параметрами определяются число ступеней, ве¬
совые и геометрические размеры ракеты, запас топлива и тяга
двигателей. Допускаемое отклонение от заданной траектории на¬
кладывает отпечаток на выбор системы управления ракетой.Траекторию полета баллистической ракеты, рассчитанной на
приземление, можно разбить на три части (фиг. 3.11): активный
участок А В, пассивный до входа в плотные слои атмосферы ВС
(полет по эллиптической тра¬
ектории) и конечный участок
CD. В соответствии с этим
дальность полета ракеты мо¬
жет быть выраженаL=La + L9 + LK. (3.1)Как правило, величины La и
LK составляют небольшую
долю Ьэ. Поэтому можно при¬
нятьL=KlL^	(3.2)где коэффициент Кь учитывает
увеличение полной дальности
полета за счет активного и ко¬
нечного участка траектории.Он определяется на основе
статистических данных. Боль¬
шие его значения относятся
к ракетам с меньшей дально¬
стью полета.На участке ВС траектория
полета с достаточной для
практики точностью может
описываться уравнением эл¬
липса *, один из фокусов которого совпадает с центром Земли.
Дальность полета на этом участке может быть определена (см.,
фиг. 3. 11) по формуле4=т>	(з.з)где 2р — угол, соответствующий участку ВС\R — радиус Земли.Угол р, а следовательно, и дальность Ьэ полностью определяются
скоростью, полученной ракетой на конце активного участка траек¬
тории VK и углом 0К между вектором скорости и линией горизонта*	Отклонение траектории полета от эллиптической связано с действием аэро¬
динамических сил и неоднородностью поля земного притяжения. Оно будет тем
меньше, чем больше высота полета ракеты.Фиг. 3.11. Траектория полета баллисти¬
ческой ракеты.АВ—активный участок, ВС—пассивны# уча¬
сток, CD—участок входа в плотные слои
атмосферы.95
(углом бросания). Величину угла р можно найти, используя урав¬
нение траектории движения ракеты в полярных координатах,Лк — высота подъема ракеты на активном участке; остальные
обозначения приведены на фиг. 3.11.Формула (3.4) получена с помощью основных теорем механи¬
ки: теоремы об изменении кинетического момента и теоремы об
изменении кинетической энергии в предположении, что ракета
является материальной точкой, получившей начальную скорость
VK и движущейся в однородном поле земного тяготения *.Вид траектории движения зависит от значения е. Если
е=0, траектория является окружностью;
е < 1 — эллипсом;
е= 1 — параболой;
е > 1 — гиперболой.Положив 0К=0 (ракета запущена по касательной к горизонту),
легко убедиться по (3.6), что круговой орбите (е=0) соответствует
v=l. Скорость 1/к, при которой получается круговая орбита, носит
название первой космической.Величина ее согласно (3. 7)Вблизи ЗемлиVx=VRgo=V6,37-10®-9,81 =7,92- 10э м]сек=7,92 км/сек.Выражение (3.8) для Vj может быть получено непосредствен¬
но из уравнения движения материальной точки под действием♦	Вывод формулы (3.4) приводится в ряде пособий (см., например,
А. А. Космодемьянский, Курс теоретической механики, Учпедгиз, 1955).Гр(3.4)1 + ecosOf— 90)гдеe=/l-fv(v-2)cos26K;р=гкч cos26K;(3.5)(3.6)grK goR2
R2rl(3.7)к£0—ускорение земного тяготения на поверхности Земли;rK=R+hK;(3.8)96
центральной силы поля тяготения, определяемой по закону Нью¬
тонаг-, тМ	R2р=Ч-Т- = тёо-1Г’гк	гкгде	Т—гравитационная постоянная;т и М — массы, соответственно ракеты и Земли.Из уравненияmV\	Д2mj=	=mg0 —гкследует выражение (3.8).С помощью (3.6) можно установить, что эллиптическим траек¬
ториям (е<1) соответствует \<С2.При разомкнутой, параболической траектории (е=1) величина
v=2. Необходимая для этого скорость согласно (3.7)Vn=R}/~ ^	(3.9)носит название параболической или второй космической скорости.
Вблизи Земли (rKmR)VrII='|/r2/?g'0=V/r2-6,37-10® - 9,81 = 11,18 км/сек.Вид траекторий ракет при различных значениях v показан на
фиг. 3.12. В дальнейшем будем рассматривать только эллиптиче¬
ские траектории (е<1 или v<2).Угол р (см. фиг. 3.11) может быть определен из равенствар=я—<р0-В свою очередь из (3.4), положив <р=0 и г—гк, найдемр — гкф0—arccos 			.ёг кТаким образом,о	Р ’ Г к	^ COS2 0|^ 1	/л < л\В=тс —arc cos 		-= тс — arc cos	. (3.10)егк	у l + v(v — 2)cos20KПоследнюю формулу можно привести к более простому видуtgp =		.	(3.11)sr i + (i — v) ctg2 eKВыражения (3.10) и (3.11) подтверждают, что при определенном
значении угла бросания бк угол р определяется величиной v или
в конечном счете скоростью конца активного участка * VK. С ро¬
стом VK увеличиваются значения р и Ьэ.*	Величина v зависит от высоты активного участка hK. Это следует учиты-
вать для ракет большой дальности.7 598	97
Фиг. 3. 12. Траектории полета ракет в
зависимости от конечной скорости VK
в конце активного участка (угол броса¬
ния 0к=ЗОр, V\ и V\\— первая и вто¬
рая космические скорости).^эщис^ил maxФиг. 3. 13. Зависимость максимальных
дальностей полета баллистической L3 гаах
на эллиптическом участке траектории и
планирующей ракеты от параметра v.
Из выражения (3. 10) можно получить оптимальное значение
угла 0К, при котором угол р, а следовательно, и Ьэ получают мак¬
симальное значение:(3.12)или4m!!!=arCt8'^1 — V-	<ЗЛЗ)Соответствующее значение р найдем по формуле (3. 11)*gp= „ _/т=-	(З-14)или2/Т=
P=arctg2/1 —N*(3.15)Подставив (3.15) в (3.3), получим максимальное значение даль¬
ности Ьэ при заданном значении v:(3.16)4max=2flarctg2-^=Расчетная зависимость L3max=f(v) показана на фиг. 3.13.На фиг. 3.14 представлена зависимость*4=/(*. 0к).На графике штрих-пунктирной линией показаны оптимальные
значения углов бросания 0К. Следует иметь в виду, что в ряде слу¬
чаев по соображениям точности приземления, а также меньшего
торможения ракеты в воздушном потоке на пассивном участке
полета принимают 0к^ОкО1ГТ.Для одноступенчатой ракеты скорость на конце активного
участка и координаты ракеты могут быть определены из уравне¬
ний движения (фиг. 3.15):dV =Я —Q-Mgsin0,М-dtdx~~dt= VcOSd,где M= VsinO,dtтекущая масса ракеты:
М=М„(3.17)dMdt(3. 18)MH — начальная масса ракеты;*	Sanger — Bredt, Uber einenRaketenentrieb fur Fembomber.
Schroder, Grenzen der ballistischen Leistujigen von Raketengeschossen.7*99
Р — тяга двигателей:Q — лобовое сопротивление;V	— скорость движения ракеты;в —угол между вектором скорости и линией горизонта;
/ — время.Фиг. 3.14. Зависимость дальности L3 балли¬
стической ракеты от угла бросания 0К и па¬
раметра V.♦Уравнения (3.17) являются приближенными, поскольку они
не учитывают вращение Земли, действие управляющих сил и воз¬
мущений. Однако для оценки параметров ракеты эти уравнения
вполне удовлетворительны. Более точный учет сил, действующих
на ракету, требуется при расчете траектории полета. Интегрирова¬100
ние уравнений (3. 17) дает выражение для скорости на конце
активного участка траекторииV^V.-A^-AVj + AVa,	(3.19)
гдеV№=w Ы^-=и)\т\г	(3.20)м—	идеальная скорость ракеты, определяемая по формуле
К. Э. Циолковского, т. е. скорость ракеты в пустоте при
отсутствии сил земного притяжения;У"XФиг. 3. 15. Основные силы, действующие на ракету на активномучастке полета.w — эффективная скорость истечения продуктов горения из
сопла ракетного двигателя;м2	= ——число К. Э. Циолковского;МAl/'i — поправка на действие силы земного притяжения;Д1/2 —поправка на действие силы лобового сопротивления;Д 1^3—прирост скорости за счет изменения тяги двигателей по
высоте.Расчеты показывают, что наиболее существенной поправкой
к скорости Уи является AVi.101
С учетом этих поправок можно принять, чтоVn=KvV„	(3.21)где для ракет /Сг«1,15.В случае многоступенчатой ракеты уравнения (3.17) остаются
справедливыми для отдельных участков, соответствующих времени
работы двигателей той или иной ступени. Скорость на конце
активного участка определяется как сумма скоростей, полученных
ракетой на каждой его части. Уравнение (3.21) сохраняется, одна¬
ко здесьтV„ = 2>,ln *„	(3.22)i = 1где т — число ступеней.Индексом i отмечены параметры, относящиеся к /-той ступени.Итак, по заданной дальности полета ракеты можно определить
потребную скорость ее VK в конце активного участка траектории и
приближенно по формуле (3.21) соответствующую идеальную ско¬
рость. Параметры ракеты (ее вес, распределение весов топлива и
конструкции по ступеням, тяговооруженность и др.) при заданной
идеальной скорости Уи в конце активного участка определяются из
условия минимума стартового веса.Для решения этой задачи можно применить расчетную схему многоступенча¬
той ракеты, предложенную Фертрегтом [23] (фиг. 3. 16). Введем следующие обо¬
значения:G0 — вес головной части;Сг — вес t-той субракеты, т. е. оставшейся ракеты после сброса t+1 ступе¬
ни (номера субракет и ступеней отсчитываются от носка ракеты);GT. — вес топлива i-той ступени, включая веса вспомогательных компонен¬
тов, используемых для привода турбонасосного агрегата и механизмов;<7П/— сухой вес /-той ступени, включающий вес порожних баков, двигателей
и остальных элементов конструкции.102
Каждая из субракет состоит из работающей ступени и полезного груза. Так,
для субракеты веса Gi полезным грузом является вес Gi_i. В соответствии с
применяемой схемой можно записать выражение для веса i-той субракеты:0i = 0,-1+0Ti + G«r	(3.23)Кроме того, введем следующие параметры:а) относительный вес субракеты — отношение веса субракеты к ее полезно¬
му грузу(3-24)Gl-lОтносительный вес р< можно выразить через относительные веса топлива:с °Т1G, 'Ti GT< + GUlДействительно,_ Gl	Gl _	*	_ 1 -,д2пPl G/_i Gi-(GTi + Gn/) ^ Gn< + GTf GTfGT, G/	5^,6) относительный вес ракеты — отношение стартового веса к весу головной
части. Для m-ступенчатой ракетытг Gm	Gm	¥1От = 77“ = Trpr' • • • т;	= Р\Р2 • •. Рт = || Р/.	(3. 25)Go GqC/! Gm_!тгде знак П обозначает произведение т-членов;
i=lв)	конструктивная характеристика ступени — отношение веса ступени, за¬
полненной топливом, к весу сухой ступениGni “Ь @TtSt = —7;	•	(3.26)Величину Si можно также выразить черезOnf + GT< ^ Gn<+GTf ^	1	|' Ощ 0Т/ + 0В|-0Т| t GTl	1-6^* (‘ )оТ1 +оП/Конструктивная характеристика S{ показывает степень заполнения ступени
топливом. Чем выше величина s*, тем совершеннее ступень ракеты. Однако зна¬
чение Si зависит и от параметров других ступеней, ибо вес двигательной уста¬
новки, входящей в вес Gn^ зависит от массы.субракеты, которую разгоняет дви¬
гатель. В первом приближении Si можно определять, пользуясь статистикой,
о дальнейшем, после определения веса отдельных ступеней и тяги двигателей
можно по приближенным весовым формулам уточнить вес GUl и величинуПо уточненным значениям Si производится окончательный расчет веса ракеты и
отдельных ее ступеней;103
г)	отношение масс или весов ракеты (число К. Э. Циолковского) — отноше¬
ние начального веса субракеты к ее весу после выгорания топлива t-той ступени:<7/	Mt“~д^д^ = о^-	«•»>1 Mi — —L
gЧисло Циолковского можно выразить через относительный вес топлива £Т/ :
Gi	1	1*1 = 7;—7-=	7~ = ~л—<3’27'>Gi GTl ^ <3Т/ 1 6Х/GiИз определений параметров Z{, ри Si вытекают уравнения, связывающие их:Si— 1Pi = 2i	;	(3.28)Si — Ziг,=7Т7Т'	(3,29)Pi + Si — 1Как уже отмечалось, при весовом расчете ракеты считаем заданными ско¬
рость Уи и вес головной части G0. Необходимо найти распределение весов по
ступеням (т. е. значения р<)» обеспечивающие минимум веса ракеты. Решение
этой задачи сводится к нахождению относительного минимума функцииm0*=Пл	(3-25)при заданном значенииm= 2 wi In zi-	(3- 22)г-iЗначения р*, соответствующие минимуму Gm, могут быть найдены из уравнений
dGm дФ—^- + Х—= 0, / = 1,2. ... /и,	(3.30)dpi dpiгде К — неопределенный множитель Лагранжа, аmФ = 2 *0/1° zi — V»1= 1Выражения (3.30) и (3.22) составляют систему m-J-1-уравнений, из которых
можно определить т+1-неизвестное (m-значений pi и неопределенный множи¬
тель Лагранжа А,).Из уравнений (3.30) следуетл =	+	(3.31)После подстановки выражений для z» (3.29) и pi (3.31)" в (3.22) получается
уравнение для определения %
Если скорости истечения Wi у всех ступеней одинаковы, уравнения (3.31) и
(3. 32) дают аналитическое выражение для относительного веса i-той ступени—Г■pi=(«/—i)i-т JL-П (si)m
	 i = 1(3.31')В случае неодинаковых скоростей wt уравнение (3.32) решается последо¬
вательными приближениями. Его можно записатьт		VH = ^ wlln si + ln ^	'	^3* 32' ^t-1где(3.33)Из (3.32')^f=-wx ^1-e * V	jи далее после подстановки (3.34) в (3.31)/>/ = (*< — !)н.(3.34)(3.31")Последовательные приближения могут начинаться с Ai = L Затем определяет¬
ся по (3.34) величина	и с помощью (3.33) новое значение А. Процессприближений заканчивается, когда различие между двумя последовательными
значениями Д становится пренебрежимо малым. Зная величины р», легко опре¬
делить суммарный вес ' ракетытОт = ОтОо = C/jo Л Pi	(3.35)i«=lи каждой из ее ступеней, последовательно применяя формулу (3. 24}.Далее, используя (3.29), можно найти значения чисел Циолковского z\ и по
формуле (3. 27) вес топлива в каждой ступени^ Zi~l г
0Т, =	Gi.(3. 27)Наконец, с помощью (3.26) определяется вес конструкции /-той ступени/ Si— 1(3.26)105
По запасу топлива в ступени <?Т/ можно найти тягу Р» двигателей ступени,
если известна их удельная тяга ♦ РУД/:Р iti — 0Т/РУД/,(3. 36)где ti — время работы двигателей t-той ступени.Разделив правую и левую части (3.33) на Git получим выражение, связы¬
вающее тяговооруженность и времяV-ih = 6Т/^уд^	(3.36 )При определении тяги двигателей или тяговооруженности ц* = — принимаютсяво внимание весовые соображения. С ростом тяговооруженности растут веса
силовых установок и конструкции ракеты (из-за. увеличения осевых перегру¬
зок), что приводит к уменьшению степени наполнения ступеней топливом (кон¬
структивных характеристик s<), а следовательно, и к значительному увеличению
общего веса ракеты для достижения заданной дальности полета. С другой сто¬
роны, при малых тяговооруженностях растет время разгона ракеты до потребной
скорости, а следовательно, и потери скорости на преодоление сил земного притя¬
жения (AVi) и лобового сопротивления при полете вблизи Земли (ДУ2). Это, в
свою очередь, приводит к увеличению потребной идеальной скорости* Уи и веса
ракеты Gm. Существуют оптимальные значения тяги (тяговооруженности) для
каждой ступени ракеты, которые можно выявить, задавшись рядом их значений
и производя последовательные весовые расчеты с использованием приближен¬
ных формул, основывающихся на прочностных расчетах и анализе статистики.
Оптимальные значения тяговооруженности м» обычно лежат в границах
1,4<{л < 2. Определив тягу двигателей, можно по формуле (3.36) определить
время работы ступени.В заключение приведем пример определения весов отдельных ступеней мно¬
гоступенчатой ракеты, основанный на гипотетических данных.Пример. Определить минимальный вес двухступенчатой ракеты, а также
веса отдельных ступеней и топлива, если известно, что на конце активного уча¬
стка скорость ракеты ^ = 6500 м/сек, вес головной части С70= 1 Т, конструктив¬
ные характеристики ступеней Si=7, s2=9, а скорость истечения продуктов горе¬
ния №=2600 м.!сек.Решение.1. По формулам (3.35) и (3.31')Уи«1,2 VK= 1,2- 6500-7800 м/секопределяем вес ракеты, принимаяGm = G0Иemw—1i=\m П (s/ —i)i =* 1= 17b00
e2 • 2600/7^96-8 = 81 T.*	Удельная тяга РУД/ берется с учетом расхода топлива на привод турбо-
насосного агрегата и других механизмов.106
12. Вес первой ступени определяется через pi [формула (3.31')]:1Л = (7-1)7600
р2 • 26001-1= 7,8 Т,0Т = —	G\ = ’о пс—7,8 =5,83 7\СТ,= .	Ga= ’CAQ 81 = 65,1 Т./ 7-9Gi = O0Pi = 1-7,8 = 7,8 Г.3. Веса топлива. По формуле (3.29)„ = —	в —7>7	= з 95>Px+sx- 1 7,8+7-1_ _ ^2	10.4-9 _2 Л+*» —1 10,4 + 9 — 1гдеn	G" 81 1П АРг = — = Гя = 10’4-
/>1 7,8По формуле (3.27) находим:1_ Л 3,95—13,95z2 — 1 _ 5,08—1
*2 *“ 5,08
Общий вес топлива в ракетеGT = GTi + GTj = 5,83 + 65,1 = 70,93 7.§ 3. НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ ПЛАНИРУЮЩИХ РАКЕТ *
(РАКЕТОПЛАНОВ)Обычно планирующая ракета состоит из одной или двух раз¬
гонных ступеней и крылатого аппарата. Траектория ее полета
в общем случае может включать участки: баллистический ABC,
переходный CD и планирования DE (фиг. 3.17).Общая дальность полета ракетыL—L6+Z-nep+^пл	(3* 37)соответствует расстоянию от старта до точки приземления. Пара¬
метры планирующей ракеты (скорость на конце активного участ¬
ка —. Ук, угол бросания 8Н и аэродинамическая компоновка крыла¬
того аппарата, определяющая величину качества К=—) должныСХобеспечить требуемую дальность полета при минимальном старто¬
вом весе. Для решения этой заДачи необходимо установить зависи¬
мости £б, Lnep и ЬПЛ от указанных выше параметров.* Особенности планирующих ракет более подробно рассматриваются в
Aviation Week, 18/VIII 1957 г.107
Поскольку зависимость L<$=f(VK, flK) рассмотрена в предыду¬
щем параграфе *, здесь мы остановимся лишь на участках плани¬
рования и переходном.Фиг. 3.17. Траектория полета планирующей (рикошетирую¬
щей) ракеты.Отдельные участки траектории: АВ—активный, ВС—пассивный, CD—пе¬
реходный, DE—планирования, СЕ—(волнистая пунктирная) — рико-
шетирования.Участок планированияПредположим, что нам известна высота hnjl, начальная УПл.н
и конечная УПл.к скорости планирования. Последняя, как и высота
планирования, определяются техническими соображениями.Запишем уравнения движения ракеты на участке планирования
(см. фиг. 3.17)M^=MgslnB-Q-	(3.38)M—=Mgcosb-Y,	(3.39)г 1где Ж —масса крылатого аппарата, не меняющаяся в процессе
планирования;
б — угол наклона траектории к горизонту;V—скорость по траектории;*	Здесь в Lf не включается участок входа в плотные слои атмосферы LK.108
Г[ = ./?-|-Лпл—расстояние от аппарата до центра Земли;У и (^ — соответственно подъемная сила и лобовое сопротив¬
ление.Практически можно считатьsin 0:=^ 6=0 и cos 6 = 1.ТогдаМ— = —Q;	(3.38')dtM-=Mg-y.	(3.39')Выразив из (3.39') М и подставив его значение в (3.38'), получимdV	£ /л V2dt<*•«где К= —=——качество на режиме планирования.Q схПоложим, что планирование происходит на режиме К=const.
Тогда, умножив левую и правую части (3.40) на V, найдем:1 d\n g /, V2_АЛ_Лу,
а: V grjоткудаdtК dV2dL — Vdt=2g l_V*_gr 1V2J	ПЛ.КKrx ~ grx/2
ПЛ.НLBK=^f- In	(3.41)1-gr iТак как планирование происходит вблизи Земли (r^R), то,
используя выражение для (3.8), уравнение (3.41) можно за¬
писать в другом виде:V2г пл.кKR	7^—.	(3.41')z	v ПЛ.НчИз (3.41 ') видно, что дальность планирования будет тем больше,
чем больше аэродинамическое качество К и начальная ско¬
рость Ипл.н.109
Аэродинамическое качество ракетоплана зависит от его компо¬
новки (см. главу II) и удельной нагрузки на крыло. В частности,
для режима максимального качества удельная нагрузка на крыло
с учетом кривизны поверхности землиДля сохранения этого режима необходимо по мере уменьшения
скорости Упл снижать высоту полета (т. е. увеличивать р). Изме¬
нение высоты полета (а следовательно, и величины гх) не окажет
большого влияния на величину LUJlf определяемую по формулам
(3.41) или (3.41').Не всегда считается целесообразным выбирать удельную на¬
грузку на крыло по формуле (3.42), так как она может оказаться
очень малой и это приведет к существенному увеличению веса кры¬
ла и оперения. Последнее обстоятельство, в свою очередь, потре¬
бует увеличения расхода топлива на активном участке для разгона
из-за уменьшения конструктивной характеристики s крылатой сту¬
пени. Выбор р>роит связан с необходимостью сообщения
ракете большой скорости VK для получения заданной дальности
полета вследствие снижения аэродинамического качества плани¬
рующей ступени, что также приведет к некоторому увеличению
веса ракеты. Поэтому наивыгоднейшее значение удельной нагруз¬
ки на крыло устанавливается из условия минимума веса ракеты
с учетом приведенных выше соображений. В соответствии .с приня¬
тым значением р определяется величина аэродинамического каче¬
ства К на режиме планирования.Баллистический, а следовательно, и переходный участок не
являются обязательными для планирующей ракеты. Представляет
интерес сопоставить характеристики баллистической ракеты и ра¬
кеты, совершающей сразу же после активного участка планирую¬
щий полет. Согласно (3.41) в этом случаеМаксимальная дальность полета при заданном значении К соот¬
ветствуетРот1	сУк шахР ^пл(3.42)J	11 «чпл(3.41")Учитывая также, что110
можно записать выражение для максимальной дальности планиро¬
вания£плтах=~1п^.	(3.43)На фиг. 3.13 нанесены значения ^пл max для различных значе-
ний /С. Как видно из графика, при К=2 дальность планирования
Ьплтах уже больше, чем дальность Ьэтах для баллистической ра¬
кеты. При больших значениях К различие в дальностях становится
еще более значительным, так как имеет место соотношениеLfm max- > —.	(3.44)^э.max	2Знак равенства практически имеет место при v<0,6.Необходимо, однако, учитывать, что вследствие, большего веса
конструкции планирующей ракеты стартовой вес ее при одинако¬
вом v будет больше, чем у баллистической ракеты.В выражениях (3.41) и (3.4Г) остается неизвестной скорость
начала планирования — Упл.в. Она может быть найдена из рас¬
смотрения переходного участка.Переходный участокНа этом участке ракета должна перейти от баллистической
траектории к планированию. Изменение характера ее движения
может произойти под действием сил, перпендикулярных к траекто¬
рии. Для этой цели можно использовать подъемную силу У (на вы¬
сотах #<70ч-80 км) и тягу двигателей Ру, направленную в сторо¬
ну подъемной силы. Способ искривления траектории зависит от
угла наклона ее к горизонту в точке С (см. фиг. 3. 17), равного
углу бросания 0К. Если этот угол велик, то для изменения траекто¬
рии необходимы большие силы. В этом случае одной подъемной
силы недостаточно и потребуется дополнительно приложить
силу Ру. Последняя может оказаться соизмеримой по величине
с тягой двигателей на активном участке. Для создания тяги Ру
в течение некоторого времени необходимо израсходовать опреде¬
ленный запас топлива, что сократит дальность полета или увеличит
вес ракеты для достижения заданной дальности. В связи с этим
у планирующих-ракет угол бросания 0К берется сравнительно не¬
большим (0к<Экопт); Величина его определяется из условия ми¬
нимума расхода топлива на достижение расчетной дальности (при
0к<вКопт) и создание управляющих сил на переходном участке.Уравнения движения ракеты на переходном участке (см.
фиг. 3.17)M-^=Mg sind — Q;	(3.45)dtM— = Y+P„-Mg cost,	(3.46)Г2где r2 — радиус кривизны траектории.Ill
Известны также начальные условия — скорость движения в начале
переходного режима равна по абсолютной величине скорости кон¬
ца активного участка VK и угол 0=6К.Уравнение (3.45) позволяет найти скорость Vnл.н. Умножив ле¬
вую и правые части его на V, после некоторых преобразований
получим-у ^-=,gV Sin0 — QgV,	(3.45')гдеДалее учитывая, чтоV	sin 9 = Vy,Vydt=dh,
Vdt=dS,где Vv, h и S — соответственно вертикальная скорость снижения,
высота полета и путь, пройденный по траектории, можно после
интегрирования (3.45) получить^ол.н=]/ Vl + 2g(hK-hJ-2gjQdS.	(3.47)Как видно из (3.47), величина VnjlM определяется скоростью VKt
разностью высот конца активного участка и начала планирования
и относительной работой силы Q на пути переходного участка.
Интеграл, стоящий под знаком корня, может быть найден после
установления вида траектории с помощью (3.46) численным ин¬
тегрированием, либо приближенно по некоторому среднему значе¬
нию Q ср, т. е. полагая, чтоj(jdS=QcpS.ОХарактер траектории CD зависит от величины сил Y и Ру и
скорости движения.Необходимо отметить, что в случае Ру=0 полет ракеты после
переходного участка будет проходить с рикошетированием (пунк¬
тирная линия на фиг. 3. 17). Для планирования на определенной
высоте с небольшим снижением необходимо на переходном участ¬
ке с помощью сил Ру и У создать перегрузки в соответствии с тра¬
екторией и скоростью движения.Дальность полета по рикошетирующей траектории несколько
больше, чем при чистом планировании. Это объясняется тем, что
рикошетирующая траектория состоит из ряда волн баллистическо¬
го типа, где в пределах каждой волны для полета используется
накопленный запас кинетической энергии. Кроме того, за счет пе-112
риодического выхода в разряженные слои атмосферы снижаются
потери энергии на преодоление лобового сопротивления. Посколь¬
ку различие в дальностях планирующей и рикошетирующей ракет
невелико, дальность последней можно приближенно определять по
формуле (3.41). Следует иметь в виду, что при рикошетировании
имеют место большие пики перегрузок и температур аэродинами¬
ческого нагрева в нижних точках траектории, что затрудняет кон¬
структивное осуществление подобных ракет.Расстояние Ьлер легко найти, определив величину центрального
угла рь охватывающего участка CD (см. фиг. 3.17)А.ер-^1-	(З-48)Итак, полную дальность ракеты L—L6+Luev+Lnjl можно свя¬
зать функциональной зависимостью со скоростью VK, углом броса¬
ния 0К и некоторыми другими параметрами*=/(V„e.. К,пу, fly),	(3. 49)Y+Py*У* гу.гдеVРу1*=-
»Установив целесообразные значения всех величин (кроме Ук),
входящих под знак функциональной зависимости, можно по задан¬
ной дальности полета найти скорость конца активного участка VK.
Это дает возможность определить полный вес ракеты, а также топ¬
лива и конструкции отдельных ступеней по методике, изложенной
в предыдущем параграфе, а затем уточнить траекторию ее полета.При этом необходимо только учесть, что конструктивный коэффициент Si
крылатой ступени имеет существенно меньшую величину по сравнению с чисто
баллистическими ступенями.Оценку151 _ i-Спроще Получить, выразив ^ через относительные веса конструкции и двига¬
тельной установки 5*^ и £д#у:= 1	£д.у-Значения и £д <у могут быть определены но приближенным формулам или
основываясь на статистике ракетопланов.8 598
Глава IVВЕРТИКАЛЬНО-ВЗЛЕТАЮЩИЕ САМОЛЕТЫРассматриваемые в этой главе типы самолетов *, по-видимому,
еще не вышли из стадии разработки проектов и создания опытных
образцов. Однако, по мнению зарубежных авиационных специали¬
стов, они являются перспективными, так как в значительной сте¬
пени повышают эксплуатационные возможности летательных аппа¬
ратов. Так, обеспечение вертикального взлета и посадки большин¬
ству самолетов приведет к значительной экономии в средствах на
строительство аэродромов и позволит производить полеты с любых,
не подготовленных заранее площадок.§ 1. ОСНОВНЫЕ СХЕМЫДля вертикального взлета необходимо создать подъемную силу,
превышающую вес самолета. Источником этой силы является энер¬гия, развиваемая двигательнойФиг. 4. 1. Схема вертикально-
взлетающего самолета с ЖРД.установкой. В настоящее время
наметились следующие способы
вертикального взлета:а)	прямое использование тяги
двигательной установки;б)	использование несущих
свойств крыла.В первом случае вертикаль¬
ный взлет осуществляется за
счет того, что тяга двигательной
установки (реактивного двига¬
теля или винта) направляется
вертикально. При этом ось само¬
лета в начале взлета и в конце
посадки может быть перпендику¬
лярна к Земле (фиг. 4.1 и
фиг. 4.2), либо оставаться гори¬
зонтальной (фиг. 4.3, 4.4, 4.5,
4.6). Горизонтальное положение*	Вертикально-взлетающие самолеты рассматриваются в книге Б. И. Р у-
жидкого Безаэродромная авиация, Оборонгиз, 1959.114
Фиг. 4.2. Схема вертикально-взлетающего Фиг. 4.3. Схема вертикально-
самолета с ТВД.	взлетающего самолета с ТРД(с поворотными двигателями
для взлета и посадки).Фиг. 4.4. Схема вертикально-взлетающего аппарата с поворотными винтами(для взлета и посадки).Фиг. 4.5. Схема вертикально-
взлетающего самолета с поворот¬
ным крылом, на котором уста¬
новлены ТРД.Фиг. 4.6. Схема вертикально-взле¬
тающего самолета с поворотным
крылом, на котором установле¬
ны ТВД.8*115
оси самолета упрощает его эксплуатацию и техническое обслужи¬
вание, но усложняет конструкцию, так как необходим поворот
двигателей (отдельно или вместе с крылом). Возможен также
поворот струи реактивного двигателя на 90° (фиг. 4.7). Однако он
связан со значительными потерями тяги и приводит к существен¬
ному приросту веса двигательной установки.Фиг. 4.7. Схема вертикально-взлетающего самолета с устройством, отклоняю¬
щим вниз выбрасываемые из ТРД газы.Во втором случае подъемная сила создается за счет отклонения
крылом и специальным разрезным закрылком потока, создавае¬
мого тянущим винтом (фиг. 4.8). Получающаяся за счет поворота
потока подъемная сила несколько меньше тяги винта. Следова¬
тельно, и здесь требуется более мощная и тяжелая двигательная
установка, чем при вертикальном положении оси винта.При вертикальном положении оси самолет по мере набора ско¬
рости и роста подъемной силы крыла поворачивается и принимаетФиг. 4.8. Схемы вертикально-взлетающего самолета, у которого при
взлете и посадке отбрасываемый винтом поток отклоняется вниз раз¬
резным закрылком.горизонтальное положение. Для посадки самолет должен перейти
из горизонтального в вертикальное положение. Возможные траек¬
тории полета таких самолетов показаны на фиг. 4.9. Очевидно,
что пилотирование подобных самолетов требует высокого мастер¬
ства.В случаях, показанных на фиг. 4. 3 и 4. 4, после взлета самолета
двигатели или винты постепенно поворачиваются. Благодаря116
этому возникает горизонтальная составляющая тяги, разгоняющая
самолет. По мере роста горизонтальной скорости полета и подъем¬
ной силы крыла двигатели приближаются к горизонтальному по¬
ложению. Аналогично совершается поворот двигателей (винтов)
с крылом в схемах фиг. 4. 5 и 4. 6. Поворот двигателей (или вин-Фиг. 4.9. Возможные траектории полета вертикально-взлетающих самолетов.тов) должен совершаться по определенной программе с тем, чтобы
сумма подъемной силы крыла и вертикальной составляющей тяги
была больше или равна весу самолета.Наконец, для схем самолетов, приведенных на фиг. 4.7 и 4.8,
особенности взлета и посадки связаны с тем, что за счет отклоне¬
ния струи могут возникать большие моменты относительно попе¬
речной оси, что потребует очень мощного горизонтального опере¬
ния для балансировки самолета.Уравнение движения самолета при вертикальном взлете
(фиг. 4. 10) может быть записано в виде§ 2. НЕКОТОРЫЕ ПРОБЛЕМЫ И ПУТИ ИХ РЕШЕНИЯОбеспечение тяговооруженности, достаточной
для вертикального подъема(4.12)где G — вес самолета;Vy — скорость подъема;Р—тяга двигательной установки;
Q — лобовое сопротивление.117
Из (4. 12) после несложных преобразований можно получить:1dVv —g dt4~Q»(4.13)где 	тяговооруженность самолета;GQ=——отношение лобового сопротивления к весу самолета.
ОЛегко видеть, что тяговооруженность ц. для вертикально взлетаю¬
щего самолета должна быть больше единицы. Она увеличивается
с ростом ускорения, сообщаемого самолету.Для оценки минимальной потребной тяго¬
вооруженности предположим, что вертикальный
взлет носит характер равноускоренного движе¬
ния, т. е.dVydt-=j=const,что соответствует (х — Q=const.
ТогдаV9=jt,H=j^2(4.14)-/7/Д. (4.15)Фиг. 4. 10. Основ¬
ные силы, дейст¬
вующие на само¬
лет при верти¬
кальном взлете.16р ' 8 р
Подставив значение Q в (4. 13), получимJ	(4.16)где8 р(4.17)Зависимость функции В(Н) от высоты для значений сх=0,02 и
р=300 кГ/м2, характерных для современных зарубежных самоле¬
тов, показана на фиг. 4.11. Там же пунктиром нанесена кривая
В(Н) при ел =1,28, что соответствует коэффициенту лобового со¬
противления плоской пластины, перпендикулярной к потоку. Эти
значения В (Н) могут приближенно относиться к схемам, у кото¬
рых при взлете плоскость крыла перпендикулярна к направлению
движения. Поскольку мы приняли, что |i—()=const, то для В(Н)
следует взять некоторое среднее по высоте значение, ибо прак¬
тически jut не изменяется по тому же закону, что и Q.Из (4. 16 и 4.17) следует, что потребная тяговооруженность
увеличивается с ростом: ускорений j, высоты Я, до которой совер¬118
шается вертикальный взлет, и коэффициента лобового сопротивле¬
ния сх. С ростом удельной нагрузки р на крыло величины В(Н) и
уменьшаются *. Из фиг. 4.11 видно, что для схем, показанных на
фиг. 4.3 и 4.7, потребная тяговооруженность [х существенно воз¬
растает вследствие роста В(Н). Поэтому в данном случае целе¬
сообразен вертикальный взлет до небольшой высоты с постепен¬
ным переходом в гори¬
зонтальный полет.Величина [а может
быть определена по за¬
данным значениям УуиН.Зная Vy и Я, можно
с помощью (4. 14) найти
ускорение / и по формуле
(4. 17) среднее значение
В(Н), а затем по (4.16)
получить |х. Для совре¬
менных вертикально взле¬
тающих самолетов мини¬
мальное значение тяго-
вооруженности лежит в
пределах' fXmin= 1,20—1,25.Величина ее обычно зна¬
чительно больше потреб¬
ной тяговооруженности
для горизонтальных ре¬
жимов полета. Благодаря
этому относительный вес
двигательной установки
вертикально взлетающих
самолетов велик, что при¬
водит к снижению отно¬
сительного веса топлив¬
ной системы или к увели¬
чению взлетного веса.Вследствие этото вертикальный взлет в первую очередь наме¬
чается для сравнительно легких самолетов.Для снижения веса силовой установки с целью получения луч¬
ших летных свойств на основных режимах полета могут пред¬
усматриваться специальные меры. К ним по данным зарубежных
авиационных журналов, в первую очередь, относится применение
на взлете силовых установок с малым удельным весом (например,
ЖРД, ПРД или легких ТРД). Иногда создается отдельная старто¬
вая ступень или ускорители, повышающие тяговооруженность*	Необходимо, однако, учитывать, что при этом несколько возрастает сх за
счет увеличения cXq .119
самолета на взлете. Кроме того, возможно увеличение тяговоору-
женности на взлете за счет неполной заправки топливом и после¬
дующей дозаправки в горизонтальном полете. Несмотря на ука¬
занные мероприятия, проблема обеспечения тяговооруженности,
потребной для вертикального взлета, при сохранении хороших лет¬
но-технических характеристик на основных режимах полета
является наиболее острой и трудно разрешимой.Устойчивость и управляемость при взлете и посадкеВ начале взлета и в конце посадки скорости полета вертикально
взлетающего самолета невелики. Вследствие этого органы устой¬
чивости и управляемости, применяемые на обычных самолетах,
в этих случаях оказываются неэффективными. Самолет может ока¬
заться неустойчивым также и на переходных режимах, когда
значительно меняются углы атаки крыла. Наконец, неблагоприят¬
ное влияние на устойчивость оказывают гироскопические моменты
от двигательной установки, имеющей вращающиеся части. Для
создания стабилизирующих моментов и обеспечения управляемо¬
сти на вертикально взлетающих самолетах должно применяться
специальное управление. Обычно оно включает газовые рули, рас¬
положенные в струе двигателя, или реактивные насадки по концам
крыльев и оперения. В отдельных случаях реактивные насадки
могут заменяться небольшими дополнительными ракетными дви¬
гателями. Возможно также управление путем отклонения реактив¬
ной струи двигателя. Помимо этого, на вертикально взлетающих
самолетах должны устанавливаться автопилоты, стабилизирующие
с помощью рулевых органов их полет при взлете и посадке.Более устойчивыми на малых скоростях являются винтовые
самолеты, так как винт в определенных пределах сам обладает
устойчивостью. Применяя циклическое управление шагом винта,
подобно тому как это делается на вертолетах, можно с его по¬
мощью управлять самолетом. На основных режимах полета
у вертикально взлетающих самолетов применяется обычное управ¬
ление (аэродинамические рули). Оно должно сочетаться с управ¬
лением, применяемым при взлете и посадке с тем, чтобы не вво¬
дить дополнительных командных рычагов.Необходимость постановки дополнительных органов управле¬
ния, обеспечивающих возможность полета на малых скоростях,
приводит к увеличению веса конструкции самолета.Вопросы безопасности полета при отказе двигателяРанее уже отмечалось, что вертикально взлетающий самолет
сложно пилотировать. Это, естественно, снижает безопасность по¬
лета. Еще более серьезным вопросом является обеспечение без¬
опасности экипажа при выходе двигателя из строя на взлете или
при посадке, так как на этих режимах практически невозможно
перевести самолет на режим планирования и совершить посадку
с остановленным двигателем.120
Безопасность экипажа может быть обеспечена, по-видимому,
только путем применения надежной системы аварийного покида¬
ния самолета на малых высотах. Другие мероприятия такие, как
установка нескольких двигателей с тем, чтобы при выходе из строя
одного из них безопасная посадка была всё же возможна, или при¬
менение парашютов для аварийной посадки всего самолета или
его части (кабины с экипажем), по мнению зарубежных специали¬
стов, полностью проблему не решают и ведут к существенному
ухудшению летных свойств самолета (особенно применение тяже¬
лых аварийных парашютов).§ 3. ОСОБЕННОСТИ КОМПОНОВКИ, КОНСТРУКЦИИ
И ЭКСПЛУАТАЦИИОсобенности компоновки и конструкции
вертикально-взлетающих самолетовКомпоновка вертикально-взлетающего самолета связана с ря¬
дом трудностей. К ним относятся:1)	необходимость поворота сидений экипажа, если продольная
ось самолета на взлете и посадке вертикальна;2)	необходимость поворота двигателей при горизонтальном по¬
ложении продольной оси самолета (поворот должен совершаться
вблизи центра тяжести самолета, чтобы не вызывать больших
моментов относительно поперечной оси);3)	сложность создания опор для вертикального положения са¬
молета и их уборки в полете. Опоры должны обеспечить устойчи¬
вость самолета на земле при порывах ветра и посадке со сносом.
Вследствие этого они должны быть максимально разнесены от
центра тяжести. С другой стороны, они должны иметь определен¬
ную высоту с тем, чтобы струя газов от реактивных двигателей
могла отводиться в сторону от самолета. По етим соображениям
опоры у вертикально взлетающих самолетов иногда крепят к кон¬
цам крыла и оперения, которым придается треугольная форма
в плане с большой стреловидностью по передней кромке. Для убор¬
ки опор в полете на концах крыла и оперения устанавливают
небольшие гондолы ,(см. фиг. 4. 1 и 4. 2);4)	необходимость установки дополнительного оборудования
(реактивных насадков, аварийных парашютов, перископов и пр.).Серьезным недостатком вертикально взлетающих самолетов
является увеличение относительного веса двигательной установки
и конструкции самолета из-за дополнительных органов управления
и механизмов (например, механизмов поворота крыла, двигателей
и пр.). В связи с этим стремятся снизить вес основных агрегатов
самолета. Одним из путей уменьшения веса конструкции является
применение кольцевых крыльев. Самолеты с кольцевым крылом
носят название колеоптеров. Принципиальные компоновочные схе¬
мы таких самолетов показаны на фиг. 4. 12 и 4. 13. По мнению121
Глава VВЕРТОЛЕТЫОсновное отличие вертолета от самолета заключается в том,
что необходимая для его полета подъемная сила создается несу¬
щим винтом (ротором), а не крылом.У вертолета мощность двигателя передается непосредственно
несущему винту (фиг. 5. 1). Последний создает силу тяги, необхо¬
димую для вертикального подъема, висения на месте и поступа¬
тельного перемещения вертолета, а также для управления им.Фиг. 5. 2. Схема автожира (двигатель вращает тянущий винт. Несущий
винт вращается под воздействием набегающего потока).На аналогичном принципе создается и другой летательный
аппарат — автожир (фиг. 5.2). Основное отличие автожира от вер-124
толета состоит в том, что, кроме несущего винта, автожир имеет
тянущий винт. Мощность от двигательной установки у автожира
передается на тянущий винт, а несущий винт свободно вращается
(авторотирует) под воздействием набегающего воздушного потока
и создает необходимую подъемную силу.Фиг. 5.3. Советский вертолет Ми-4 одновинтовой схемы (конструкторМ. JI. Миль).Отсюда вытекает существенное различие в летных свойствах
вертолета и автожира. Для создания подъемной силы вертолет не
нуждается в поступательном перемещении. Он может взлетать и
совершать посадку вертикально, а также висеть на месте, не пере¬
мещаясь в воздушном потоке. Эти замечательные свойства верто¬
лета не присущи автожиру.Возможность вертикального взлета и посадки позволяет широ¬
ко применять вертолеты для транспортных и пассажирских пере¬
возок, для связи с труднодоступными районами, в различного рода
исследовательских экспедициях и т. д.Фиг. 5.4. Советский вертолет Ми-6 одновинтовой схемы (конструкторМ. JI. Миль).В нашей стране созданы вертолеты: одновинтовой схемы Ми-1,
Ми-4 (фиг. 5.3) и Ми-6 (фиг. 5.4) конструкции М. JI. Миля, соос¬
ной схемы К-15 и К-18 (фиг. 5.5) конструкции Н. И. Камова и
продольной схемы Як-24 (фиг. 5. 6) конструкции А. С. Яковлева,
на которых установлено большое количество мировых рекордов по125
скорости и высоте полета, по величине поднятого груза и т. д. Это
свидетельствует об их высоких летно-технических свойствах.Рассмотрим основные элементы конструкции вертолета. Боль¬
шинство его агрегатов (корпус, шасси, оборудование) мало отли¬
чаются от соответствующих агрегатов самолета. Помимо этого>Фиг. 5.5. Советский вертолет К-18 соосной схемы (конструктор
Н. И. Камов).к основным элементам конструкции вертолета относятся несущие
винты, рулевой винт (для одновинтовых вертолетов), система
управления (автомат перекоса и проводка управления).Некоторые отличия от самолетов имеются в двигательной уста¬
новке вертолета. Она включает двигатель (поршневой или ТВД на
вертолетах с механическим приводом несущего винта) и транс¬
миссию. В трансмиссию входят муфта включения и свободногаФиг. 5.6. Советский вертолет Як-24 продольной схемы (конструкторА. С. Яковлев).хода, редукторы и передаточные валы. При установке поршневых
двигателей необходимо специальное охлаждение (вентиляторы).Общее представление о конструкции одновинтового вертолета
можно получить, рассмотрев фиг. 5.7.Основное отличие вертолета от самолета состоит в принципах
создания подъемной и управляющих сил, сообщения поступатель¬
ного движения, обеспечения устойчивости и управляемости.126
Фиг. 5. 7. Компоновочная схема одновинтового вертолета./—несущий винт, 2—втулка несущего винта. 3—двигатель, 4—корпус, 5—хвостовая балка, 6—рулевой винт, 7—главный
редуктор. 8—приводной вал от двигателя (в кожухе); 9—трансмиссия к рулевому винту, /0—задние опоры шасси,
//—передние опоры шасси, 12—хвостовая опора (пята), 13—стабилизатор, 14—кабина экипажа, 15—грузовая (пасса¬
жирская кабина).
§ 1. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА ВЕРТОЛЕТАУсловием висения на месте является равенство тяги винтов
весу вертолета. Для вертикального подъема, а также для висения
на высотах, близких к статическому потолку (потолку висения) *,
требуется тяга винтов вблизи Земли большая, чем вес вертолета.В общем случае соотношение между тягой винтов Т и весом
вертолета G может быть записано так:T>G.,	(5.1)Сопоставляя (5. 1) с известным соотношением для самолетаТ=-%г,	(5.2)Агде К — качество самолета, можно заключить, что при одинако¬
вом весе летательных аппаратов вертолетные винты должны соз¬
давать тягу значительно большую, чем винты самолета, так как
в среднем на дозвуковых скоростях максимальное качествоАГшах == Ю -5- 15.Для получения большой тяги при сравнительно малой затрате
мощности на вертолетах применяются несущие винты большого
диаметра, вращающиеся с малыми окружными скоростями концов
лопастей.- Целесообразность применения таких винтов можно по¬
казать с помощью известных выражений для тяги винта Т и по¬
требной мощности N:^=-f™Kp(W?)3F0M,	(5.4)где ст — коэффициент тяги;тк — коэффициент мощности (крутящего момента);
р — массовая плотность воздуха;
со — угловая скорость вращения винта;R — радиус винта;/70М='1г/?2 —площадь, ометаемая винтом.Разделив почленно (5.3) на (5.4), получим:^ 	 Ст 1	/СN тпк «Я '	' ’ ’Из (5.5) следует, что при заданной тяге Т и отношении cT/mKl
определяемом аэродинамическими параметрами винта, меньшая
затрата мощности имеет место при малых окружных скоростях*	Под статическим потолком (потолком висения); понимают предельную
высоту вертикального подъема вертолета.128
концов лопастей соR. С другой стороны, из (5. 3) вытекает, что для
получения определенной тяги при небольшой окружной скорости
сoR необходимо увеличивать площадь F0m, т. е. диаметр винта.Современные несущие винты тяжелых вертолетов имеют боль¬
шой диаметр. Диаметр винта ограничивается соображениями ве¬
совой отдачи *. С ростом диаметра растет вес конструкции винта и
трансмиссий, а также габариты вертолета.Несущий винт вертолета подобно самолетному винту состоит из
втулки и лопастей. Аэродинамические характеристики его зависят
от формы (вида в плане, профиля и крутки) лопастей и величины
коэффициента заполнения **kbпредставляющего отношение суммарной площади, занимаемой ло¬
пастями, к площади ометаемого ими диска.Значения этих параметров выбираются так, чтобы величина
/Ср=Ст/тк была близка к максимуму. Это позволяет получить за¬
данную тягу винта при меньшей затрате мощности [см. (5.5)].
Помимо этих соображений, при выборе а учитывается его влияние
на срыв потока с конца лопасти.От профиля лопасти зависит не только качество винта /СР, но и
характер изменения усилий на ручке управления вертолетом. Пред¬
почтение отдается профилям, у которых изменение углов атаки
оказывает меньшее влияние на их моментные характеристики.
В связи с этим часто применяются симметричные профили или про¬
фили с малой кривизной. При этом обращается внимание на
гладкость поверхности лопасти, так как от этого зависят потери
мощности.От формы в плане и крутки лопасти зависит распределение ин¬
дуктивных скоростей по ее размаху, а следовательно, и потери
мощности на создание тяги. Минимальными эти потери будут
в том случае, когда индуктивные скорости не меняются по длине
лопасти. Близка к такой наивыгоднейшей форме трапециевидная
лопасть с сужением:т)=—=2н-2,5
Ьки с небольшой отрицательной круткой (порядка —5°—10°) конца
ее по отношению к комлю. В ряде случаев (в основном по сообра¬
жениям простоты производства) применяется прямоугольная фор*
ма лопасти.*	Под весовой отдачей понимают отношение веса полезной нагрузки (эки¬
паж, нагрузка, съемное оборудование и топливо) к полному весу.** В выражении для коэффициента заполнения приняты обозначения: k — чи¬
сло лопастей, b — хорда профиля. В случае изменения величины b по длине
лопасти берут ее значение в сечении, отстоящем от оси вращения на расстоя*
нии 0,7/?.9 598129
§ 2. УРАВНОВЕШИВАНИЕ РЕАКТИВНОГО КРУТЯЩЕГО МОМЕНТА
ВИНТА И ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ ВЕРТОЛЕТОВИзвестно, что при вращении винта от двигателя на последний
действует реактивный момент, равный по величине и противопо¬
ложно направленный моменту, передаваемому на винт. Поскольку
двигатель жестко соединен с корпусом вертолета, реактивный мо¬
мент заставляет вращаться корпус вертолета в сторону, противо¬
положную вращению несущего винта.Реактивный момент от винтов передается и на корпус самолета
с поршневыми или турбовинтовыми двигателями. Однако у верто¬
лета величина этого момента при той же мощности двигателя зна¬
чительно больше, чем у самолета.Действительно, из выражения для мощности A/’=AfKpo) следуетМко——=—— ,	(5.6)кр <о 2 ппс	v 'где Мкр — крутящий момент, передаваемый на винт, равный реак¬
тивному моменту.Обороты несущего винта вертолета пс обычно в 8-М О раз мень¬
ше, чем у самолетного винта. Вследствие этого при одинаковой
мощности двигателя реактивный крутящий момент у вертолета бу¬
дет, примерно, в 8-ь 10 раз больше, чем у самолета. Отсюда выте¬
кает необходимость принятия специальных мер для уравновеши¬
вания реактивного момента. Эти меры сводятся в основном к вы¬
бору той или иной схемы вертолета.Вертолеты классифицируются по числу несущих винтов на одно¬
винтовые, двухвинтовые и многовинтовые.Одновинтовая схемаВертолеты одновинтовой схемы (фиг. 5.8), помимо несущего
винта, имеют рулевой (хвостовой) винт, который создает отнрси-
тельно вертикальной оси момент, равный и противоположный ре¬
активному моменту от несущего винта, и обеспечивает путевое
управление. Уравновешивание тяги рулевого винта Рр.в происходит
за счет наклона равнодействующей аэродинамических сил несуще¬
го винта. Создаваемая при этом сила Рг приложена к втулке вин¬
та. Чтобы исключить момент от пары Рр.в и Рт относительно про¬
дольной оси, стремятся поднять втулку рулевого винта на один
уровень с втулкой несущего винта. Обычно втулку устанавливают
на концевой балке, ось которой наклонена под некоторым углом
к оси хвостовой балки (см. фиг. 5.3 и 5.4).Вертолеты одновинтовой схемы получили широкое распростра¬
нение, так как, имея более простую и надежную конструкцию по
сравнению с другими типами вертолетов, они, как правило, обла¬
дают хорошими летно-техническими данными. Недостатки ©той
схемы связаны с установкой рулевого винта:130
1)	на привод рулевого винта затрачивается до 10% мощности
двигателя, что снижает грузоподъемность вертолета;2)	рулевой винт и хвостовая балка создают дополнительное
сопротивление в полете;3)	за счет установки рулевого винта удлиняется корпус и по¬
вышается вес конструкции вертолета;Фиг. 5.8. Схема, иллюстрирующая уравновешивание реактивного момента
у вертолетов одновинтойой схемы.4)	в трансмиссии вертолета включаются длинные валы передач
и дополнительные редукторы, что усложняет конструкцию и тре¬
бует специальных мер для борьбы с вибрациями;5)	требуется строгое соответствие между шагом хвостового
винта, шагом несущего винта и мощностью двигателя, что затруд¬
няет управление вертолетом.Соосная схемаУ многовинтовых вертолетов уравновешивание реактивных мо¬
ментов происходит в результате противоположного вращения не¬
сущих винтов.В соосной схеме (см. фиг. 5.5) один винт расположен над дру¬
гим. В такой схеме требуется большая мощность для создания
одинаковой с изолированным винтом тяги, вместе с тем в ней нет
необходимости в рулевом винте. Вертолеты этой схемы получаются
очень компактными и при сравнительно небольшом полетном весе9*131
обладают неплохими летными* характеристиками. Их недостатками
являются:1)	сложность привода и управления соосными винтами;2)	увеличение поперечных габаритов (в особенности при шар¬
нирном креплении лопастей), а следовательно, и вредного сопро¬
тивления вертолета;3)	возникает опасность появления вибраций из-за взаимного
влияния винтов.Продольная схемаВ продольной схеме (см. фиг. 5.6) один винт расположен сзади
другого. В зависимости от габаритов вертолета площади, ометае-
мые винтами, могут частично перекрываться.Продольная схема удобна для тяжелых вертолетов, так как
при этом обеспечиваются достаточно большие объемы фюзеляжа и
возможность колебания центровки в довольно широких пределах.
Кроме того, такие вертолеты обладают сравнительно небольшим
вредным сопротивлением, относительно меньшим весом корпуса
(вследствие большого разноса опор — точек крепления винтов) и
лучшей продольной устойчивостью. Основным недостатком про¬
дольной схемы является то, что задний винт работает в потоке,
скошенном передним винтом и для создания такой же тяги, как
у переднего винта, требует большей мощности. В некоторой мере
это устраняется подъемом плоскости вращения заднего винта. Дру¬
гой недостаток таких вертолетов — это длинные соединительные
валы.Вертолеты с реактивным приводом несущего винтаУ вертолетов с реактивным приводом (фиг. 5.9) несущий винт
вращается свободно на своей оси за счет реакции газов, вытекаю¬
щих из насадков, расположенных на лопастях. Реактивный привод
может осуществляться с помощью газов, поступающих от специ¬
ального компрессора в корпусе вертолета, либо от двигателей
(ПВРД, ПуВРД -и ТРД на тяжелых вертолетах), непосредственно
установленных на концах лопастей *.Вертолеты с реактивным приводом несущего винта имеют ряд
преимуществ перед вертолетами с механическим приводом:1)	реактивный момент не передается на корпус вертолета,
вследствие чего исключается необходимость в его уравновеши¬
вании;2)	из конструкции вертолета исключаются сложные и тяжелые
трансмиссии, снижающие его грузоподъемность;3)	повышается весовая отдача (до 60% и более) в связи
с уменьшением веса конструкции и меньшим весом реактивной*	Возможные схемы вертолетов с реактивным приводом несущего винта, их
достоинства и недостатки приведены в книге И. П. Братухина «Проектирование
и конструкции вертолетов», Оборонгиз, 1955.132
двигательной установки по сравнению с поршневыми двигате¬
лями;4)	реактивные винты позволяют при небольшой тяге двигате¬
лей Яд, установленных на концах лопастей, получить большую
тягу винта Т. Если учесть, что мощность, развиваемая двигателя¬
ми с суммарной тягой Рд, имеющими окружную скорость со/?,равна N=Pдсо/?, то с помощью (5.3) и (5.4) можно получить за¬
висимость между тягой винта Т и тягой двигателей Рд:Т=-^-Рл=К Рл,	(5.7)тпкгде К=—	качество реактивного винта.р ткВеличина его, как известно, может достигать значений /Ср =
= 10-М2 и, следовательно, тяга винта в 1Q—12 раз больше тяги
реактивных двигателей, установленных на концах лопастей;5)	применяя реактивный привод винта, можно получить луч¬
шие летные свойства вертолета (скорость, скороподъемность
и пр.).Существенным недостатком реактивного привода является
большой расход горючего. Вследствие этого такие вертолеты ста¬
новятся невыгодными при большой продолжительности полета.
Кроме того, усложняется конструкция лопастей, ухудшаются ха¬
рактеристики самовращения и т. д.133
§ 3. УСТРАНЕНИЕ ОПРОКИДЫВАЮЩИХ МОМЕНТОВ
НА ГОРИЗОНТАЛЬНЫХ РЕЖИМАХ ПОЛЕТАНа горизонтальных режимах полета воздушный поток обду&ает
несущий винт под углом к его оси вращения. Вследствие этого
у элементов лопастей в различных положениях по азимуту ме¬
няются скорости потока и углы атаки.Пусть в полете винт обдувается под некоторым углом атаки а
(фиг. 5.10). Рассмотрим обтекание элемента лопасти, отстоящего* з *от оси вращения на расстоянии г в положениях г|>=—и	•На фиг. 5.11 сплошными линиями изображены скорости перемеще-R Yния элементов лопасти относительно воздушного потока (без учета
индуктивных скоростей). Как видно из фиг. 5.11, в положениях
, я	зФ =-^-и Ф=-£" жне одинаковы горизонтальные составляющие сум¬
марной скорости потока, так как в одном случае окружная скорость
4>R и составляющая скорости набегающего потока Vcosa склады¬
ваются, а в другом вычитаются. Суммарная скорость потока W иуглы атаки аг больше у лопасти, идущей против потока	,чем у лопасти, идущей по потоку	т- е-Wt>W2;*	Угол t|> отсчитывается от продольной оси в направлении вращения несу¬
щего винта.134
Вследствие этого аэродинамическая сила, создаваемая лопастью
при движении ее против потока, будет больше чем при движении
по потоку. При жестком креплении лопастей это различие в аэро¬
динамических силах создает на винте поперечный момент, стремя¬
щийся опрокинуть вертолет. Помимо поперечного момента, из-за
неодинаковости обтекания лопастей в различных положениях поv\ I нпФиг. 5.11. Распределение скоростей на элементах ло¬
пасти несущего винта при косой обдувке.а—распределение горизонтальных составляющих скоростей по
диску винта, б—скорости и углы атаки элементов лопасти
в положениях Ф=3/2 тс и d>=nj2.азимуту возникает продольный момент на кабрирование. Есте¬
ственно, что полет на вертолете при наличии опрокидывающих
моментов на несущем винте невозможен.На современных вертолетах обычно опрокидывающие моменты
на несущем винте устраняют с помощью шарнирного крепления
лопастей к втулке. Лопасти при таком креплении могут совершать
колебательное движение в вертикальной плоскости. То или иное
их положение относительно плоскости вращения зависит от соот¬
ношения моментов, создаваемых силами тяги и массовыми силами
(вес и силы инерции), относительно оси горизонтального шарнира.В отклоненном под углом р (фиг. 5. 12) положении лопасть
будет сохранять равновесие, если момент относительно оси шар¬135
нира, создаваемый аэродинамической силой Т\ будет уравновешен
моментами центробежной силы N и силы веса Gл. При увеличении
аэродинамической силы Тх равновесие нарушится и лопасть повер¬
нется. Но при этом возрастет плечо, а следовательно, и момент
центробежной силы N относительно оси шарнира. Новое положе¬
ние равновесия наступит тогда, когда уравняются моменты дей¬
ствующих на нее сил. Так как величина аэродинамической силы Тх
меняется по азимуту, лопасть наряду с вращением совершает коле¬
бательное (маховое) движение. Приближенно уравнение колеба¬
тельного движения лопасти может быть записано так:р=а0 — а1 cos<]> —(5.8)Здесь cio, fli, b\ — коэффициенты махового движения. Из этого вы¬
ражения следует, что шарнирно закрепленные лопасти образуютФиг. 5. 12. Основные силы, действующие на лопасть несущеговинта.при вращении конус (с углом у вершины я—2а0), ось которого
наклонена назад на угол аь и в сторону лопасти, идущей против
потока на угол Ьх. Из выражения (5. 8) видно также, что по мере
вращения от заднего положения (гр=0) угол р увеличивается (ло¬
пасть приподнимается) до некоторого максимального значения3	\(обычно при я</ф<С~7ч > а затем р уменьшается (лопасть опу¬
скается). Вследствие этого элементы лопасти получают дополни¬
тельную скорость Ур за счет махового движения, направленную
вверх при движении против потока и вниз при движении по потоку.
Суммируясь со скоростями потока и W2 (см. фиг. 5. 11), скоро¬
сти v(з приводят на лопасти, идущей против потока, к уменьшению,
а на лопасти, идущей по потоку, к увеличению углов атаки и, сле¬
довательно, аэродинамических сил. В результате автоматически
происходит выравнивание аэродинамических сил и в основном
устраняются опрокидывающие моменты. Кроме того, при шарнир¬
ном креплении моменты от лопастей не передаются на втулку.
Горизонтальные шарниры играют и другую положительную роль.
Они разгружают корневую часть лопасти от значительных изгибаю¬
щих моментов. Обычно наряду с горизонтальными шарнирами
крепление лопасти к втулке имеет вертикальный шарнир136
(фиг. 5. 13). Последний предназначен для разгрузки комля лопа¬
сти от действия изгибающих моментов в ее плоскости от инерцион-Фиг. 5. 13. Схема узла крепления лопасти несущего винта к еговтулке.г. ш; в. ш; п. ш — Горизонтальный, вертикальный и продольный шарниры.ных нагрузок и сил лобового сопротивления. Кроме того, имеется
еще продольный или осевой шарнир, позволяющий менять угол
установки лопастей при управлении вертолетом.§ 4. СООБЩЕНИЕ ПОСТУПАТЕЛЬНОЙ СКОРОСТИ
И УПРАВЛЕНИЕ ВЕРТОЛЕТОМДля создания поступательного перемещения вертолета, как и
любого другого летательного аппарата, необходима сила, боль¬
шая, чем сила лобового сопротивления аппарата в воздушном пото¬
ке. Эта сила у вертолета возникает за счет наклона равнодействую¬
щей аэродинамических сил несущего винта в сторону перемещения.На фиг. 5. 10 изображены основные силы, действующие на вер¬
толет в горизонтальном полете: равнодействующая аэродинамиче¬
ских сил несущего винта R> направленная по оси винта, силы
веса G и лобового сопротивления Q *. При наклоне равнодёйствую-
щей R по направлению движения ее можно разложить на две
составляющие: подъемную силу У и тягу Р. Последняя обеспечи¬
вает поступательное перемещение вертолета. Прирост силы Р
с целью получения большей скорости горизонтального полета
может происходить за счет изменения угла наклона силы R.
Однако при этом должна быть увеличена и сила R с тем, чтобы
сохранить горизонтальный полет, определяемый условием Y=G.
Это достигается увеличением угла установки лопастей (общего
шага) и мощности, подводимой к винту. Поскольку мощность дви¬
гателя имеет предел, то и угол наклона равнодействующей R огра¬
ничен (при условии полета без снижения). Тем самым ограничи¬
вается и максимальная скорость полета.Максимальная скорость вертолета имеет ограничения и по дру¬
гим причинам. Одной из них является срыв потока на конце лопа-*	Для сбалансированного вертолета можно полагать все силы проходящими
через центр тяжести.137
сти, идущей по потоку. Дело в том, что с увеличением поступатель¬
ной скорости вертолета растет интенсивность махового движения
и становятся большими углы атаки элементов лопасти, идущей по
потоку. При малой крутке возрастающие к концу лопасти углы
атаки могут достигнуть критических значений, что приведет к ме¬
стному срыву потока, опасному для вертолета. Углы установки
лопастей растут по мере набора высоты и, следовательно, на боль¬
ших высотах срыв потока наступает быстрее.В некоторой мере срыв потока можно затянуть до больших ско¬
ростей полета, применяя высокооборотные винты, у которых меньше
прирост углов атаки за счет махового движения. Можно такжеувеличить крутку лопасти с тем, чтобы концевые сечения имели
меньший угол установки, чем корневые. Этой же цели служит уста¬
новка крыла на вертолетах (схема винтокрыла, фиг. 5. 14). Крыло
в горизонтальном полете создает подъемную силу и частично раз¬
гружает винт. Это приводит к уменьшению углов установки лопа¬
стей и, как следствие, к более позднему возникновению срыва
потока. Следует, однако, иметь в виду, что вертолеты в принципе
не являются скоростными летательными аппаратами и не могут в
этом отношении сравниваться с современными самолетами.В отличие от самолета принципиально возможны перемещения
вертолета в любом направлении (вперед, назад, вбок), поскольку
наклон равнодействующей аэродинамических сил возможен в лю¬
бую сторону.Продольное и поперечное управление вертолетом осуществляет¬
ся также путем изменения наклона равнодействующей аэродинами¬
ческих сил R. Действительно, если повернуть силу R на некоторый
угол 0 (фиг. 5.15), то на плече а она создаст момент относительно
центра тяжести M=Ra. Этот момент заставит повернуться вертолет
вместе с втулкой, где приложена сила R до тех пор, пока сумма
моментов R и Q относительно поперечной оси, проходящей через
центр тяжести, не станет равной нулю.138
Итак, поступательное перемещение и управление вертолетом
связано с наклоном и изменением величины равнодействующей
аэродинамических сил. На современных вертолетах основным орга¬
ном управления является автомат перекоса, изобретенный
Б. Н. Юрьевым в 1909 г. С его помощью можно менять углы уста¬
новки лопастей на постоянную величину (изменение общего шага)
или на величину, зависящую от азимутального положения лопасти
(изменение циклического шага).Изменение циклического шага приводит к наклону равнодей¬
ствующей аэродинамических сил. Например, при необходимости ее
наклона вперед максимальное изменение углов установки должно
иметь место в положении, когда оси лопастей перпендикулярны к
направлению полета. При этом углы установки уменьшаются при
движении лопасти против потока и увеличиваются при движении
по потоку. Наклон равнодействующей является следствием пово¬
рота * всего диска винта из-за циклического изменения углов атаки
и величины аэродинамических сил элементов лопастей. Нетрудно
установить, что в зависимости от направления наклона равнодей¬
ствующей углы установки лопастей должны меняться по закону<р^=Фо±в sinилиф = фО±в COS ij),где 0 — угол наклона равнодействующей;Фо — средний по азимуту угол установки лопастей.*	Имеется в виду шарнирное крепление лопастей. При жестком их крепле¬
нии циклическое изменение шага приводит к сдвигу точки приложения равно¬
действующей.139
Этот закон изменения углов установки обеспечивается автома¬
том перекоса (фиг. 5.16).Автомат перекоса* имеет внешнюю обойму 5 и внутреннюю 4,
карданно (с помощью кольца 3) связанную с валом винта и вра¬
щающуюся вместе с ним. От внутренней обоймы 4 идут тяги 7 к
поводкам на лопастях. Внешняя обойма 5 связана с внутренней 4Фиг. 5. 16. Конструктивная схема автомата перекоса верто¬
лета.1—вал винта, 2—ползун, 3—кольцо, 4—внутренняя обойма. 5—внешняя
обойма, 5—тяги управления автоматом, 7—тяги управления лопастями,5—тяга управления дроссельной заслонкой, 9—рычаг изменения общегошага.с помощью шарикоподшипников и не вращается. С помощью тяг
проводки управления 6 это кольцо, а вместе с ним и весь диск
автомата перекоса поворачивается на некоторый угол, обеспечивая
посредством тяг 7 циклическое изменение шага винта. Общий шаг
изменяется за счет перемещения п^зуна 2, на котором укреплен
диск автомата перекоса по шлицам* вдоль вала. Управление цикли¬
ческим шагом совершается от ручки управления, а общим шагом от140
ручки шаг—газ, связанной с помощью тяги 8 с дроссельной заслон¬
кой двигателя.Путевое управление на одновинтовых вертолетах осуществляет¬
ся при помощи рулевого винта. Изменяя его шаг, пользуясь педа¬
лями, можно нарушать балансировку и заставлять вертолет пово¬
рачиваться относительно вертикальной оси. На многовинтовых вер¬
толетах путевое управление может происходить за счет нарушения
равенства реактивных моментов несущих винтов (путем изменения
общего шага) или наклона равнодействующих аэродинамических
сил в противоположные стороны.
Глава VIВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ
НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТСоздание конструкции летательного аппарата, обладающей при
минимальном весе достаточной прочностью и жесткостью, суще¬
ственно зависит от правильности учета действующих на нее внеш¬
них нагрузок. Определение этих нагрузок представляет собой
исключительно сложную задачу, решение которой основывается
на глубоких теоретических и экспериментальных исследованиях.Все внешние нагрузки можно разделить на две категории:а)	нагрузки, действующие на летательный аппарат и его отдель¬
ные части в полете (аэродинамические силы, силы тяги, веса, а
также силы инерции);б)	нагрузки, действующие на летательный аппарат и его отдела
ные части при транспортировке, взлете и посадке. Последний вид
нагрузок рассматривается ниже (см. главы XIV и XXI и др.).§ 1. НАГРУЗКИ В ПОЛЕТЕВ общем случае на летательный аппарат действуют аэродина¬
мические силы, сила тяги Р и сила веса G, которые не находятся
в равновесии. Согласно второму закону Ньютона равнодействую¬
щая всех этих сил F связана с массой летательного аппарата т и
ускорением его центра тяжести / следующим равенством*:F=mj.	(6.1)Для определения внешних нагрузок удобно пользоваться проек¬
циями уравнения (6.1) на оси хи у и *\ (фиг. 6.1) связанной или
на оси х, у, z (фиг. 6.2) поточной системы координат.Во втором случаегг . dV л
гх=тп]х—т-dtZ7	•	V2Fy=mjy=m —-,
Fz=mj„(6/2)*	Рассматривается только движение центра тяжести летательного аппарата.142
где Fx, Fv, F, — сумма проекций, действующих сил (подъемной
силы Y, силы лобового сопротивления Q, боковой
силы Z, сил тяги и веса) соответственно на на¬
правление касательной, нормаль и бинормаль
к траектории движения;V	и г — соответственно скорость полета и радиус кривиз¬
ны в рассматриваемой точке траектории.Из уравнений (6.2) можно, например, определить подъемную
силу при движении летательного аппарата по криволинейной траек-(6.3)тории в вертикальной плоскости. В этом случае (см. фиг. 6.2,6),
пренебрегая составляющей силы тяги Р на ось у, получим *— —=r-Ccosp,
g готкудаК= G (cos j) +”“) >где g — ускорение силы тяжести.Из анализа формулы (6.3) следует, что в прямолинейном
полете (г=оо) подъемная сила меньше весаУ< G.	(6.4)*	Следует отметить, что применительно к самолетам это допущение вполне
оправдано. Для баллистических ракет из-за относительно больших величин Р
такое допущение является неправильным.143
В горизонтальном полете (г=оо и р=0) она равна весуV-п-r fV° сYо—G — сУа — S.(6.5)Здесь при одинаковой величине подъемной силы может иметь
место различная картина распределения давлений по профилюкрыла (фиг. 6.3). Действительно, полет с малыми скоростями Vo
соответствует большим углам атаки и распределение давления в
этом случае может быть таким, как это изображено на фиг. 6.3,а.
При полете на больших скоростях, т. е. на малых углах атаки, кар-Уа ^Фиг. 6.3. Распределение аэродинамического давления по
профилю крыла на малой (а) и большой (б) скорости полета.тина распределения давлений для современного двояковыпуклого
профиля будет иной (см. фиг. 6.3,6). В этом случае могут возни¬
кать большие разряжения, определяющие местную прочность кон¬
струкции.144
Значительные местные разрежения при больших скоростях поле¬
та возникают также на корпусе, фонарях, створках люков и др.
В отдельных случаях давления могут доходить до 7000 кг на квад¬
ратный метр поверхности. Поэтому в процессе технической эксплуа¬
тации летательных аппаратов необходимо тщательно следить за
состоянием клеевых и особенно заклепочных соединений. В про¬
тивном случае, незамеченное разрушение, например отдельных за¬
клепок, может привести в дальнейшем к перенапряжению осталь¬
ных заклепок и, как следствие, к отрыву обшивки от каркаса.При анализе прочности летательных аппаратов вводится поня¬
тие перегрузки или коэффициента перегрузки.Перегрузкой летательного аппарата называется отношение рав¬
нодействующей всех внешних сил (исключая силу тяжести) к его
весу. Обычно пользуются составляющими полной перегрузки по
направлениям осей поточной системы координат (фиг. 6.4) илисвязанной (для ракет). Перегрузка в направлении оси х\ (см.
фиг. 6.1) носит название осевой, в направлении оси уi — нормаль¬
ной, в направлении oqh Z\ — поперечной.Перегрузкой в определенном направлении называется число,
показывающее, во сколько раз сумма внешних сил (исключая силу
тяжести), действующих на летательный аппарат в этом направле¬
нии, больше или меньше его веса. В расчетах прочности крылатых
летательных аппаратов и, в частности, самолетов решающее значе¬
ние имеет перегрузка в направлении подъемной силы (%), кото¬
рая в соответствии с приведенным определением есть отношение
подъемной силы к весу летательного аппарата (см. фиг. 6.2,6):§ 2. КОЭФФИЦИЕНТ ПЕРЕГРУЗКИФиг. 6.4. Схема составляющих коэффи¬
циента полной перегрузки.(6.6)Ю 598145
Перегрузки в направлении полета (ось х, см. фиг. 6. 2, б)(6.7)для самолетов нормальной схемы незначительны. Однако суще¬
ственные перегрузки пх имеют место для аппаратов, взлет которых
осуществляется с помощью различного типа катапультных
устройств и стартовых установок.При действии перегрузки пу летчик прижимается или отры¬
вается от чашки кресла; при действии перегрузки пх— прижимает¬
ся или отрывается от спинки кресла и, наконец, при действии пере¬
грузки nz — прижимается к правому или левому борту корпуса.Перегрузки пх, пу и nz считаются положительными, если неурав¬
новешенные силы, действующие на летательный аппарат (FXj Fy
и Fz)y направлены в сторону положительных координатных осей
(см. фиг. 6.4).Величину полной перегрузки иногда удобно выражать через ее
составляющие:Связь перегрузок пх, пу, пг или пХ1, пУ1, пгх и соответствую¬
щих, ускорений легко устанавливается исходя из общих уравнений
типа (6.2). В качестве примера найдем зависимость перегрузок
пх и пу от ускорений по направлениям поточных осей х и у (см.
фиг. 6.2,6).Из (6.2) имеем:илигдеgУчитывая выражения (6.6) и (6.7), получим(6.9)илипх=——sin рэпу=—	1- C0S Р-146
Аналогичным образом может быть найдена зависимость пере¬
грузки пг от ускорения /2.Пользуясь понятием перегрузки, можно определять массовые
силы отдельных грузов, агрегатов или частей летательного аппа¬
рата. Для ©того достаточно умножить соответствующий вес на
перегрузку. Например, на узел крепления груза к аппарату в кри¬
волинейном полете действуют массовые силы:
в направлении оси х,	Р х = Grp nXfв направлении оси уРу= Gj*p Лу>где Grp — вес груза.Примечание. Во всех предыдущих рассуждениях рассматривались
перегрузки, относящиеся к центру тяжести летательного аппарата (лХо, Лу0,
Пго). Местные перегрузки в различных точках конструкции будут дополни¬
тельно определяться угловыми скоростями и ускорениями относительно
центра тяжести летательного аппарата. Например, в точках, расположен¬
ных на продольной оси аппаратаЛХ1 — пх„— g Х‘<nyt=ny* + -Jx‘''n*,=n*o + -JX‘'где coy, £у и ег — угловая скорость и угловое ускорение летательного аппа¬
рата соответственно относительно осей у иг;
xi — расстояние от центра тяжести летательного аппарата до
произвольной точки конструкции.Измерение и запись перегрузок производится с помощью специальных при¬
боров, называемых акселерометрами и акселерографами.Простейший акселерометр имеет следующее устройство (фиг. 6.5). В кор¬
пусе 1 при помощи пружины 2 подвешен груз 3. Показания прибора, зависящие
от положения груза, фиксируются стрелкой 4 по шкале 5. Стабильность пока¬
заний достигается за счет демпфирующего устройства 6.Рассмотрим принцип работы акселерометра, полагая, что он расположен в
центре тяжести летательного аппарата.В горизонтальном полете или при стоянке на груз, имеющий вес Grр, дей¬
ствует натяжение пружины R, равное Сгр. В этом случае перегрузка в направ¬
лении оси у (фиг. 6.6, а)', испытываемая грузом, а следовательно, и центром
тяжести аппарата, будет равна единице:При движении летательного аппарата с ускорением вдоль оси у натяжение
пружины R, а следовательно, и перегрузка пу меняются, так как на пружину,
помимо веса груза, будут действовать еще инерционные силы (см. фиг. 6. 6,6).
Каждому натяжению пружины R, т. е. ускорению, соответствует вполне опреде¬
ленное положение груза в приборе. Это обстоятельство и позволяет фиксировать
величину замеряемого ускорения (перегрузки).Выше было указано, что принято перегрузку считать положительной, если
неуравновешенная сила направлена в сторону положительной оси у. При поло¬10*147
жительной перегрузке вследствие действия центробежной силы (инерционной)
пружина растягивается и грузик опускается (см. фиг. 6.6,6). Следовательно,
при действии положительной перегрузки летчик будет прижиматься к чашке
сиденья, а при действии отрицательной — отрываться от нее.Системы управления беспилот¬
ными летательными аппаратами мо¬
гут включать акселерометры в каче¬
стве устройств, измеряющих эле¬
менты движения. Перемещение инер¬
ционной массы 3 (см. фиг. 6. 5) от¬
носительно корпуса 1 используется
в данном случае для определения
движения ракеты в направлении
оси прибора /—/. Кроме того, аксе¬
лерометры широко применяются при
летных испытаниях аппаратов, для
изучения переходных процессов в их
движении, а также при измерении
ударов и вибрации, действующих на
управляющую аппаратуру.Выше была рассмотрена конст¬
рукция и работа простейшего .аксе¬
лерометра. В настоящее время для
замера и записи перегрузок приме¬
няется разнообразная аппаратура,
однако чувствительным элементом
в этих приборах по-прежнему остает¬
ся инерционная масса груза. Напри¬
мер, современный акселерометр пред¬
ставляет собой малогабаритный при¬
бор, в котором чувствительным эле¬
ментом является инерционная масса,
состоящая из двух одинаковых гру¬
зов, укрепленных на рычагах
(фиг. 6.7).На серийных летательных аппаратах обычно устанавливаются акселеромет¬
ры. Акселерографы — самописцы перегрузок, применяются в основном для экс-Фиг. 6.5. Конструктивная схема про¬
стейшего акселерометра./—I—ось прибора. /—корпус, 2—пружина,
3—груз (инерционная масса), 4—стрелка,
5—шкала, 6—демпфирующее устройство.Фиг. 6.6. Схема, иллюстрирующая принцип работы
акселерометра.периментальных исследований, связанных с определением перегрузок при манев¬
ре аппарата, полете в болтанку и других целей. Запись перегрузок может
регистрироваться акселерографами как по времени, так и по скорости.148
Для записи перегрузок в функции времени часто применяют электромехани¬
ческие акселерографы. Достоинством этих приборов является возможность;дистанционного замера перегрузок одновременно в нескольких точках конструк¬
ции. Основным элементом электромеханического акселерографа является специ¬
альный датчик, простейшая схема
которого показана на фиг. 6.8.Датчик состоит из инерционной
массы 1, подвешенной к корпусу
прибора при помощи упругой
связи 2, представляющей собой
консольную балочку. На ней
с двух сторон наклеиваются про¬
волочные сопротивления А и Б.При действии ускорения /у инер¬
ционная сиЛа груза 1 изгибает
упругую связь. Деформация пос¬
ледней, пропорциональная величи¬
не ускорения jy, в свою очередь,
обусловливает изменение омиче¬
ского сопротивления проволочных
датчиков А и Б. Таким образом,
для определения величины пере¬
грузки (ускорения) необходимо
уметь измерять изменение омиче¬
ского сопротивления проволоки
датчиков А и Б при деформации
упругой связи 2, что и достигается
их включением в схему измери¬
тельного моста.Регистрация показаний может осуществляться шлейфовым осциллографом.
В этом случае осциллограмма дает зависимость изменения перегрузки по вре¬
мени в месте расположения датчика. Для устранения искажений в записи пере¬
грузок, обусловленных собственными колебаниями груза с балкой, применяется
демпфирование (электро*магнитное, жидкостное и др.).Фиг. 6.8. Принципиальная схема электро¬
механического акселерографа,
/—инерционная масса (груз). 2—консольная ба-
лочка, А и Б—проволочные датчики (сопротив¬
ления).149
Перегрузка летательного аппарата
в направлении подъемной силыЗная значение перегрузки пуу можно для крылатого аппарата
найти величину воздушной нагрузки Y, а также зависимость междур V%скоростным напором q = — n коэффициентом су. Из формулы (6. 6)
следует, чтоY=Gny = cyqS,откуда(6-11)Суо	СуGгде /7=“^—удельная нагрузка крыла.Установим связь коэффициента перегрузки пу с кинематиче¬
скими элементами движения летательного аппарата по криволи¬
нейной траектории в вертикальной плоскости.Для этого подставим в формулу (6.6) выражение для подъем¬
ной силы (6.3). В результате получимn=cosH-.	(6-12)У	grПоложительные знаки в формуле (6. 12) соответствуют случаю,
когда центр кривизны траектории находится на положительном
направлении оси у, а составляющая веса, нормальная к траекто¬
рии движения, направлена в сторону отрицательной оси у (см.
фиг. 6.2,6). В реальных условиях полета картина может быть
обратной. В этом случае в формуле (6. 12) как первый член, так
и второй будут отрицательными.Предельные значения перегрузокПредельное значение перегрузки в направлении оси у опреде¬
ляется величиной максимально возможной подъемной силы Ymах,
а в направлении оси х — величиной максимальной избыточной тяги
(P—^Q)max- Наибольшая осевая перегруз.ка nXi для баллистической
ракеты, как известно, будет иметь место в конце активного уча¬
стка полета, когда ее вес за счет выгорания топлива становится
наименьшим. В этом случае, пренебрегая аэродинамическими си¬
лами (см. фиг. 6.1), можно записать__ РГС*! пред—	*иСт бтгде GCT — стартовый вес ракеты;GT — вес топлива.Максимальная отрицательная осевая перегрузка соответствует
торможению летательного аппарата. Для баллистической ракеты
она достигается на пассивном участке при вхождении в плотные150
слои атмосферы. При этом величина пхt Пред (фиг. 6.9) * зависит
от скорости входа в атмосферу и угла наклона ее траектории
к горизонту. Форма баллистической ракеты и ее вес практически
влияют лишь на высоту, где перегрузка достигает своего мак¬
симального значения. Эта высота будет тем больше, чем меньшенагрузка на квадратный метр миделевого сечения = ракетыи чем больше ее аэродинамическое сопротивление (cxSM).Фиг. 6.9. Изменение осевой перегрузки Фиг. 6.10. Изменение коэффициент
пх j по высоте Н при вхождении раке-	та су max от числа М.ты в плотные слои атмосферы.Зависимость предельной перегрузки пу пред
от аэродинамических возможностей
крылатого летательного аппаратаЗначение максимальной подъемной силы Ушах зависит от вы¬
соты полета и числа М:Ym*x=cymax-?Y-S=-yCymaxp(aIAfS.	(6.13)Следовательно, предельно возможная перегрузкаПу пред =	— Су шахр (&М)2,	(6. 14)и zpгде а — скорость распространения звука.Сложность исследования попрел связана с тем, что с изменением
числа М одновременно меняется и величина сутах. Примерная
зависимость cvmax=f(M) показана на фиг. 6.10. Зная эту зависи¬
мость, можно при определенной нагрузке на квадратный метр кры¬
ла (р) получить изменение величины предельно возможной пере¬
грузки пупред от числа М для различных высот полета (фиг. 6.11).
Как видно из фиг. 6.11, значения предельной перегрузки суще-* IAS, IV, 195а151
152
ственно увеличиваются с ростом чисел М и резко уменьшаются с
увеличением высоты полета. На больших высотах из-за малых зна¬
чений перегрузки пупред маневренные возможности крылатых лета¬
тельных аппаратов весьма ограничены.Значение пу пред на малых высотах может быть порядка 20.
Однако обеспечивать прочность летательного аппарата на такие
перегрузки не целесообразно, так. как это приведет к резкому уве¬
личению его веса, а следовательно, к существенному ухудшению
летно-технических характеристик.К тому же для пилотируемых аппаратов следует иметь в виду,
что человек может переносить ускорения (перегрузки), ограничен¬
ные по величине и времени действия.Создав в 1928 г. специальные центрифуги, профессор Н. А. Ры-
нин положил начало систематическим и широким исследованиям
в СССР пределов выносливости животными и человеком различ¬
ных ускорений.Фиг. 6. 13. Граница максимальных перегрузок, переносимых человеком за 10 сек.
и более, *в зависимости от его положения в летательном аппарате.Способность человека переносить ускорения, а следовательно,
и перегрузки в основном определяется следующими факторами:
величиной и направлением перегрузки, временем и частотой (по¬
вторяемостью) ее действия, состоянием организма.Величина максимальной перегрузки, переносимой человеком
без нарушений нормальных функций организма, очень сильно
зависит от направления и времени ее действия (фиг. 6.12). Счи¬
тается, что без существенных расстройств человеческий организм
в направлении голова—таз * может переносить 8—9-кратные пере¬
грузки, а в направлении таз—голова 4-кратные продолжитель¬
ностью в среднем до 3 сек.*	Перегрузка «голова — таз» указывает на направление действия инерцион¬
ных сил. При этом, естественно, ускорения направлены в противоположную сто¬
рону, т. е. «таз — голова».153
Если время действия ускорения ограничивается десятыми или
сотыми долями секунды (так называемые, ударные перегрузки),то
выносливость человека к перегрузкам значительно повышается.Повторные перегрузки оказывают на организм человека менее
вредное действие, чем равные им по величине, но непрерывные.На фиг. 6. 13 линией показана примерная граница предельных
перегрузок, переносимых человеком за 10 сек и более в зависи¬
мости от его положения в кабине летательного аппарата.§ 3. ПЕРЕГРУЗКИ В РАЗЛИЧНЫХ СЛУЧАЯХ ПОЛЕТА
Перегрузки при маневрированииВпервые маневренные возможности летательного аппарата были
исследованы в 1891 г. профессором Н. Е. Жуковским в его работе
«О парении птиц». В этом труде Жуковский рассмотрел различные
траектории движения самолета, указав на возможность полета по
петлеобразной траектории.В реальных условиях наибольшие перегрузки для пилотируемых
летательных аппаратов имеют место при криволинейном движенииФиг. 6. 14. Схема сил, действующих на самолет при вираже в гори¬
зонтальной плоскости.в вертикальной плоскости. Так, например, при выходе из пикиро¬
вания могут достигаться положительные перегрузки пу порядка
8ч-9, а при резком входе в пикирование отрицательные перегрузки
порядка l-f-3.На малых высотах при выполнении правильного виража
(фиг. 6. 14) наибольшая эксплуатационная перегрузка (n^=l/cos Р)
составляет 3—4.Перегрузки при штопоре (фиг. 6.15) невелики и обычно не
превышают 2,6.154
Повторяемость Ht различных маневренных перегрузок пу за
час полета для аппаратов типа истребителей, полученная на осно¬
вании обработки экспериментальных данных *, показана на
фиг. 6. 16. Из рассмотрения этой фигуры видно, что перегрузкисвыше шести повторяются редко. Гра¬
фики, подобные фигуре 6. 16, очень важ¬
ны для определения срока службы кон¬
струкции.Полет в неспокойном воздухеРассмотрим причины возникновения
дополнительных перегрузок при полете
в неспокойном воздухе (болтанку). В об¬
щем случае в неспокойном воздухе мо-Фиг. 6. 15. Схема,
иллюстрирующая
положение само¬
лета при выполне¬
нии штопора.Фиг. 6. 16. Повторяемость манев¬
ренных перегрузок в течение часа
полета для истребителей.гут иметь место как горизонтальные, так и вертикальные воздуш¬
ные порывы.Действие горизонтального порыва связано для вертикально
летящего аппарата с внезапным изменением угла атаки (фиг. 6. 17),
а для горизонтально летящего — с внезапным изменением вели¬
чины скорости. В первом случае за счет изменения угла атаки на*	Aero Digest, April, 1955.155
величину Да:
щая ей перегрузка—	появляется нормальная сила ДУ1 и соответствую-Д nv =У1	-L-:±cnVu V2 Р(6.15)где р=	есть нагрузка на квадратный метр. Для ракет это5нагрузка на квадратный метр миделевого сечения.При выводе формулы (6. 15) принималось,V	чтогде caN=d CN
daLcn = Cn—	производная коэффициента нор-ата-мальнои силы cN по углу
ки а.Обычно, для ракет значение р велико (порядка
10 000 кГ/м2)*. Поэтому, как правило, перегруз¬
ка Дпу незначительная.Во втором случае, как нетрудно показать,
перегрузка„ 	 У	(Уо±и)2'"и 		_	*'А-\ШТраектория-где и— скорость горизонтального порыва;Vo—скорость горизонтально летящего ап¬
парата.Фактически скорости горизонтальных поры¬
вов малы по сравнению со скоростью Vo. Вслед¬
ствие этого перегрузка пу несущественно отли¬
чается от единицы.Вертикальный порыв особенно опасен для
горизонтально летящего крылатого аппарата
ввиду возможного резкого изменения угла атаки.
Оценим величину перегрузки пу в этом слу¬
чае.Подъемная сила Уо, соответствующая гори¬
зонтальному полету, при действии вертикаль¬
ного порыва со скоростью и возрастает на неко¬
торую величину ДУ за счет изменения угла атаки и скорости
(фиг. 6.18):р(-^Ч2У = Уо ±ЬУ = {СУо ± дСу)_ cos Да ) _ S'В этой формуле знак минус соответствует нисходящему потоку.* Flight, 1957, Dec. 6, No. 2550, p. 898—906.Фиг. 6. VI. Схема,
иллюстрирующая
действие горизон¬
тального порыва
воздуха на вер¬
тикально летящий
аппарат.156
Из рассмотрения фиг. 6. 18 имеем:. и
Да^	.VoКроме того, как известно, Дсу=Дасу сжФиг. 6.18. Схема, иллюстрирующая действие вертикального порыва
воздуха на горизонтально летящий крылатый аппарат.Тогда, полагая cosAa^ul, получим
У УоТЬУп.,. 1 _1_ л*— "'у сжри V0 S(6.16)Формула 6.16 выведена в предположении, что вертикальный
поток резко ограничен (фиг., 6. 19, а) и интенсивность порыва в
любой момент времени одинакова во всех точках летательного
аппарата. В действительности резко ограниченных воздушных
потоков в природе не существует. Всегда имеется зона (длиной L),
в которой скорость вертикального
порыва за некоторый промежуток
времени At нарастает от нуля до и
(см. фиг. 6. 19, б).Вследствие этого перегрузка по¬
лучается меньше, так как угол атаки
устойчиво летящего аппарата за
время At успевает несколько изме¬
ниться. Поэтому, в формулу (6. 16)
вводят поправочный коэффициент k:а)пу=1±кс*усжfuV0
2рИЛИсжМр^.(6.17)(6.18)УФиг.6. 19. Эпюры изменения
скорости порыва.Коэффициент k зависит в основном от длины зоны нарастания
вертикальной скорости L и удельной нагрузки на крыло р. При
определенной длине зоны L, коэффициент k будет тем ближе к еди-157
нице, чем больше скорость летательного аппарата, т. е. чем меньше
время нарастания порыва At=L/V. Практически для современных
скоростных летательных аппаратов коэффициент k можно прини¬
мать равным единице.Величина перегрузки при полете в болтанку, как это видно из
формулы (6. 17), зависит от высоты полета, удельной нагрузки на
крыло, скорости полета и с®сж- Произведение с*сжМ(фиг. 6.20)
растет до определенного числа М, а затем начинает падать. ПриФиг. 6.20. График, характеризующий изменение
с* сж М в зависимости от числа М.этом на гиперзвуковых скоростях (М>5) 'перегрузка стремится
к предельному значениюр аатак как при М>5м== здм^ з 8
Усж /М2-1Вблизи кучево-дождевых облаков вертикальные скорости воз¬
душных потоков могут достигать 40 м/сек и более, в районе гор—»
до 20 м/сек и вызванные неравномерным нагревом земной поверх¬
ности до 10 м/сек. Воздушные порывы с и больше 15 м/сек легко
заблаговременно обнаруживаются летчиком, который успевает
изменить режим полета или обойти зону их действия. Поэтому при
расчете на прочность пилотируемого летательного аппарата прини¬
мают и порядка 15 м/сек.Для транспортных самолетов в соответствии с международными
стандартами * максимальные скорости порывов принимаются в
зависимости от расчетной скорости полета от 7,6 до 20,1 м/сек,
Меньшая цифра для и относится к расчетной скорости пикиро¬
вания.В заключение отметим, что вопросами исследования нагрузок
при полете в неспокойном воздухе плодотворно занимались
В. С. Пышнов, А. И. Макаревский, Е. П. Гроссман и др. Профессо¬
ром Пышновым в 1932 г. была опубликована работа «Исследова¬
ние прочности самолетов», в которой впервые были рассмотрены
вопросы полета в болтанку.*	«Технические требования к летной годности самолетов», IAS, август, 1955.158
Динамические нагрузки при полете в неспокойном воздухеВыше принималось, что летательный аппарат является абсолют¬
но твердым телом. Такое допущение может быть оцравданным, если
нагрузка, обусловленная воздушными порывами, действует стати¬
чески. Для аппаратов сравнительно небольших скоростей, имеющих
весьма жесткие крылья, прогибы и напряжения довольно близки кстатическим, так как время нарастания воздушного порыва Д/=-^-велико по сравнению с периодом собственных колебаний конструк¬
ции. Как известно, прогибы и напряжения тем больше отличаются
от статических, чем меньше время нарастания нагрузки At по
сравнению с периодом собственных колебаний конструкции. Для
тяжелых аппаратов время нарастания воздушной нагрузки At с уве-Фиг. 6.21. Схема, иллюстрирующая закон изменения
скорости циклического порыва по времени.личением скорости полета уменьшается, в то время как период-соб¬
ственных колебаний конструкции (крыла) вследствие возрастания
полетного веса и геометрических размеров увеличивается. Для
некоторых конструкций может поэтому оказаться, что At станет
меньше полупериода собственных колебаний. В этом случае дефор¬
мации будут существенно отличаться от статических и допущение
об абсолютной жесткости летательного аппарата станет неприем¬
лемым. В отдельных точках летательного аппарата могут при этом
возникать перегрузки, значительно отличающиеся от величины
перегрузки в центре тяжести, также меняющейся в процессе коле¬
баний.Кроме рассмотренных, выше изолированных импульсов, вер¬
тикальные порывы воздуха могут вследствие турбулизации носить
ярко выраженный циклический характер (фиг. 6.21). Частоты
импульсов циклической болтанки находятся в довольно широких
пределах, в которые могут укладываться частоты собственных
изгибных колебаний частей тяжелых летательных аппаратов. Это
обстоятельство делает циклическую болтанку опасной, так как
амплитуды колебаний довольно быстро достигают установившихся
резонансных значений.Дополнительная перегрузка Д/г, обусловленная действием цик¬
лических воздушных порывов в произвольных сечениях крыла при159
его изгибных колебаниях может быть приближенно оценена по
формуле *<6-25>g d№где/= —1 _^L iL cos U (см. фиг. 26.8);	(6.26)и0 — амплитудное значение циклического порыва;6 —частота собственных изгибных колебаний крыла.В качестве примера найдем максимальную дополнительную перегрузку нл
конце крыла (2=/), если и0=6 м/сек, и число колебаний крыла в секунду п=
= 1 кол/сек. Согласно (6.25) при cos 0^=115 15	15Ln =	— 0ио =	— 27i/2wа = — — 2-3,14-1 -6 ^=6,3.g 3	g 3	10 3§ 4. НОРМЫ ПРОЧНОСТИ И ЖЕСТКОСТИБеспилотные летательные аппараты характеризуются большим
разнообразием полетных и стартовых условий (полет в пределах
и за пределами атмосферы, запуск в воздухе, запуск с земли —
пусковые устройства смонтированы на грунте или на подвижном
основании и др.). Эти обстоятельства создают известные трудно¬
сти в установлении для беспилотных аппаратов единых расчетных
условий. Однако для них так же, как и для пилотируемых аппара¬
тов, по данным зарубежной печати, получили распространение
методы расчета прочности и жесткости по так называемым пре¬
дельным параметрам нагруженияmax» Ихх mini Л^тах» Tlyx min» #2, max» min» ?max max )•Максимальные или минимальные (отрицательные) эксплуата¬
ционные перегрузки находятся как большие по величине из двух
значенийп(а) и /г(б),где п(а)—маневренная перегрузка, зависящая от программы
полета;п(б)—перегрузка, возникающая при полете в неспокойном
воздухе, вычисляемая по формулам § 2.Величина п (а) для беспилотных аппаратов, имеющих вполне
определенную программу полета (постоянную траекторию), нахо¬
дится в соответствии с формулами § 1 по известным параметрам
(скорости и радиусу кривизны траектории) **.*	Вывод формулы (6.26) приведен в главе XXVI.** В реальных условиях полета имеют место колебания аппарата относи¬
тельно его центра тяжести, на которые могут накладываться колебания от
деформации конструкции.160
Предельный скоростной напор <7max. max для беспилотных аппа¬
ратов, имеющих определенную программу движения, находится по
известным скоростям полета и высотам, как наибольший.Однако расчет по предельным параметрам не всегда приемлем,
так как предельные параметры для одного и того же аппарата
могут получаться в различных точках траектории, в том числе и в
тех, где аэродинамический нагрев сравнительно невелик. Послед¬
нее означает, что разрушение конструкции вследствие нагрева
может произойти при пере¬
грузках меньше предельных.Для пилотируемых, а
также для беспилотных ап¬
паратов, не имеющих посто¬
янной программы полета
(аппараты с наведением по
лучу, с самонаведением
и др.)» выявление предель¬
ных параметров нагруже¬
ния усложняется.Наибольшие нагрузки
(предельные параметры)
еще не определяют проч¬
ность и жесткость всех ча¬
стей летательного аппарата.Поэтому из всего многооб¬
разия раличных случаев на¬
гружения необходимо выбирать такие, которые соответствовали бы
наиболее тяжелым условиям работы основных частей летательного
аппарата. Эта задача крайне трудная и не под силу отдельным
конструкторским бюро.В 1925 г. исходные данные для расчета и испытания пилотируе¬
мых летательных аппаратов на прочность в СССР начали норми¬
роваться в законодательном порядке в виде норм прочности. Суще¬
ствующие нормы прочности представляют собой свод обязательных
положений, регламентирующих величину и характер распределения
внешних нагрузок для основных частей пилотируемых летательных
аппаратов применительно к расчету на прочность, а также для ста¬
тических и динамических испытаний. Нормы прочности в связи с
быстрым развитием авиационной науки и техники непрерывно
совершенствуются и уточняются.Применительно к основным частям пилотируемых аппаратов в нормах проч¬
ности предусмотрены так называемые полетные и посадочные расчетные случаи,
соответствующие наиболее тяжелым условиям нагружения. Например, для
крыла вводятся расчетные случаи * А, А\ В, С, D, D\ характеристика которых
приведена на фиг. 6. 22.Расчетный случай С соответствует отвесному пикированию с отклоненными
элеронами. Остальные расчетные случаи представляют собой криволинейные•	См., например, Я. Лившиц, Строительная механика самолета, Оборон-
гиз, 1946.Sfpfrlavf-V)C(ncm0'fm2)o'(nhn*i ../-is;Фиг. 6. 22. Полетные расчетные случаи
нагружения крыла.11 598№1
полеты, охватывающие весь диапазон летных углов атаки. Возможные траекто¬
рии движения аппарата, соответствующие указанным расчетным случаям нагру¬
жения, представлены на фиг. 6. 23. В каждом полетном расчетном случае нормы
прочности задают величину эксплуатационной перегрузки п9, в направлении
подъемной силы и одну из двух величин — либо угол атаки (су), либо скорост¬
ной напор q, которые связаны равенством (6. И).Величина эксплуатационной перегрузки пэ для каждого расчетного случая
задается через предельные параметры (Лшах и	Предельные перегрузкилтах и лтт в зависимости от типа летательного аппарата могут непосредствен-Случай D/п£ИлучайА С"УчайА| Случай С
Случай А9 рY	|6 } Случай D'
Случай В	Iгу.Фиг. 6.23. Возможные траектории движения летатель¬
ного аппарата, соответствующие расчетным случаям
нагружения (см. фиг. 6.22).но устанавливаться тактико-техническими требованиями, задаваться нормами
прочности в функции веса аппарата, максимального скоростного напора
и др. Так, например, для транспортных самолетов' ?11 10890х	GKi -J- 4540 *но не более 3,5*. Для истребителей в нормах прочности некоторых стран
обычно составляет величину порядка 8ч-9.•	«Технические требования к летной годности самолетов», IAS, август, 1955.162
Коэффициент безопасностиКритерием прочности авиационных конструкций являются
результаты их статических испытаний до разрушения. Поэтому в
качестве расчетной нагрузки принимается разрушающая, которая
должна быть всегда больше эксплуатационной нагрузки.Эксплуатационная и разрушающая нагрузки связаны между
собой коэффициентом безопасности, величина которого норми¬
руется для каждого случая нагружения (см. фиг. 6.22). Коэффи¬
циент безопасности f есть число, показывающее, во сколько раз
разрушающая нагрузка * (перегрузка пр) больше нормированной
эксплуатационной нагрузки (перегрузки п9), т. е.Яразр _ лр’ V	<6-27>Коэффициент безопасности^ выбирается с учетом характера на¬
грузок, их повторяемости, требуемой степени надежности рассчи¬
тываемого агрегата и условий эксплуатации аппарата.Значительное повышение разрушающей нагрузки по отношению
к эксплуатационной (нормированной) приводит к перетяжелению
конструкции, а следовательно, к ухудшению летно-технических
данных аппарата.До появления сверхзвуковых аппаратов минимальное значение
коэффициента безопасности определялось в основном условием
отсутствия остаточных деформаций в конструкции от действия
эксплуатационных нагрузок. Для летательных аппаратов больших
скоростей этот критерий теряет смысл, так как остаточные дефор¬
мации возникают практически при любых значениях нагрузок за
счет ползучести материала при работе конструкции в условиях
повышенных температур. Поэтому целесообразно в ряде случаев
вообще отказаться от понятия коэффициента безопасности, ведя
расчет по эксплуатационным нагрузкам, нормируя лишь предельно
допустимые деформации.Численное значение коэффициента безопасности применительно
к различным случаям нагружения основных частей летательного
аппарата задается в пределах/=1,2—2,0.В тех случаях, когда нагрузки повторяются в эксплуатации
часто, для коэффициента безопасности берётся верхний предел
из-за возможности усталостного разрушения конструкции. В слу¬
чае нагрузок, повторяющихся в эксплуатации редко (А, А' и др.),
коэффициент безопасности /=1,5.Для беспилотных аппаратов одноразового действия опасность
усталостного разрушения меньше, кроме того, для них допустимы
определенные остаточные деформации. Эти обстоятельства позво¬
ляют назначать для аппаратов одноразового действия более низкие*	В нормах прочности принято разрушающую перегрузку обозначать без
индекса.11*163
значения коэффициента безопасности по сравнению с другими
типами летательных аппаратов, например в пределах/=1,2—1,3.Нормы жесткостиЗначительные деформации отдельных частей летательного аппарата (корпу¬
са, крыльев, системы управления и др.) могут привести к ряду опасных явле¬
ний, а именно:1.	Возникновению автоколебаний с большой амплитудой и частотой.2.	Потере управляемости и устойчивости.3.	Нарушению формы и др.Полная или частичная потеря эффективности управления беспилотными
аппаратами может произойти в результате деформаций корпуса.У крылатых аппаратов потеря поперечной управляемости может произойти
вследствие потери эффективности элеронов.Для предупреждения указанных выше явлений необходимо нормировать
допустимые деформации частей летательного аппарата.Для пилотируемых аппаратов имеются специальные нормы жесткости,
в которых предусматриваются допустимые величины относительные прогибов и
углов кручения несущих поверхностей, величина нагрузок, в пределах которых
не должно быть остаточных деформаций.В нормах прочности жесткость конструкции нормируется косвенным путем.
Например, в соответствии с международными стандартами и рекомендациями
по определению пригодности летательных аппаратов к полету:—	транспортные самолеты должны быть рассчитаны таким образом, чтобы
не иметь флаттера крыла, оперения, всех поверхностей управления, а также ди¬
вергенции на всех скоростях полета вплоть до 1,2Vo (здесь Vo—расчетная
скорость пикирования),—	процентное удлинение каждой системы управления не должно быть боль¬
ше 20;—	критерий жесткости стабилизатора на кручение *должен быть не менее 0,72,где Мкр/—крутящий момент, вызывающий угол поворота в один радиан меж¬
ду корнем стабилизатора и сечением в точке 0,81, когда сосредото¬
ченная нагрузка на кручение приложена в этом сечении;I	— полуразмер горизонтального оперения;
bt—геометрическая средняя хорда горизонтального оперения (включая
руль высоты).Для летательных аппаратов, имеющих большую тяговооружен¬
ность, возможные максимальные скорости полета (числа М) на
малых и средних высотах иногда могут быть ограничены предельно
допускаемыми величинами скоростного напора, перегрузок, темпе¬
ратур и др., т. е. значениями таких параметров, от которых зави¬
сит прочность и жесткость конструкции.*	Аналогичные упрощенные критерии жесткости изгиба и кручения даются
для крыла, элеронов, рулей и др.§ 5. ОГРАНИЧЕНИЕ СКОРОСТИ ПОЛЕТА
ПО УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ164
Ограничения по температуре. Нагрев конструкции вследствие
ухудшения упругих и механических свойств (ств, Е, G и др.) мате¬
риалов, а также других причин, как известно, сопровождается сни¬
жением прочности, появлением значительных деформаций, умень¬
шением несущей способности силовых элементов конструкции и др.
Перечисленные явления приводят к необходимости существенно
утяжелять конструкцию. Во избежание этого в отдельных
случаях ограничивают температуру обшивки корпуса или крыла.
Предельная температура обшивки (/Пр), которая не должна быть
превышена в полете, назначается для тех или иных лета¬
тельных аппаратов исходя из их летно-технических особен¬
ностей.На графики, выражающие зависимость температуры обшивки
частей летательного аппарата от чисел М и высоты полета Н, ана¬
логичные тем, которые показаны на фиг. 6.24, наносятся прямые,
соответствующие £щ>. Пересечение ©тих прямых с кривыми
^обш=ф(М) дает для каждой высоты значение максимально допу¬
стимых чисел М (см. фиг. 6.24,а). Нанося эти значения Мтах на
фиг. 6. 25, получают область ограничения максимальных скоростей
полета (чисел М) по высотам из условия сохранения заданной тем¬
пературы обшивки /щ, (участок III на фиг. 6.25).Ограничения по перегрузкам. Для неманевренных летательных
аппаратов в отдельных случаях максимальные скорости ограничи¬
вают из условий, чтобы перегрузка при полете в неспокойном воз¬
духе (болтанку) не превосходила определенной величины («„ред)»
равной, например, нормированной максимальной эксплуатационной
маневренной перегрузке тяжелых аппаратов (яэпред =wmax ) • Кри¬
вую допустимых максимальных скоростей (чисел М) по высотам в
этом случае можно получить на основании формул (6. 17) или(6.18)	при определенных значениях Япред, Щ и р. Эта кривая
показана на фиг. 6.25 заштрихованным участком II.Ограничения по скоростному напору. Максимальные скорости
полета могут ограничиваться предельной величиной скоростного
напора <7пр- Это связано с тем, что жесткость и прочность частей
летательного аппарата, в том числе оперения, механизации, различ¬
ных крышек люков и т. д. зависят от qnр. Обычно, qaр не должен
превосходить максимальный скоростной напор <?тах. согласно кото¬
рому нормированы нагрузки.Так какчпах>ТОгде а — скорость распространения звука.
а)	6)Фиг. 6.24. Расчетные кривые изменения средней температуры обшивки крыла
в зависимости от высоты полета и числа М.а—обшивка из стали, коэффициент теплового излучения 2 =0,85, б—обшивка из дуралюми-
на, коэффициент теплового излучения 2 =0,3.МщахФиг. 6.25. Кривая ограни¬
чения максимально допу¬
стимых скоростей полета
по условиям прочности.
Участок / на фиг. 6.26 и соответствует ограничению по заданно¬
му скоростному напору.На больших высотах, как правило, максимальные скорости усло¬
виями прочности не ограничиваются (см. участок IV).§ в. ИСПЫТАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА ПРОЧНОСТЬПрочность и жесткость конструкции проверяется обязательным
комплексом испытаний летательных аппаратов. Этот комплекс
включает проведение статических, динамических и летных испы¬
таний.Статические испытанияВпервые статические испытания самолета были введены
Д. П. Григоровичем в 1913 г.Различают статические испытания элементов и узлов конструк¬
ции и испытания летательного аппарата в целом (главные).
Испытания отдельных элементов и узлов конструкции имеют
вспомогательное значение (уточнение результатов расчета), в то
время как главные испытания являются решающими для оценки
прочности конструкции.При помощи статических испытаний определяют остаточные
деформации после снятия определенной нагрузки, картину распре¬
деления усилий по отдельным элементам конструкции, величину
максимальной нагрузки, которую способна выдержать конструк¬
ция до разрушения и т. д. Главным испытаниям подвергаются как
опытные, так и серийные аппараты. Последние лишь в выборочном
порядке. Для проведения главных статических испытаний аппарат
подвешивается на специальных фермах или мостовых кранах и
нагружается через соответствующую систему (см. фиг. 6.26).
В зависимости от параметров этой системы осуществляется тот или
иной случай нагружения, предусмотренный нормами прочности или
другими расчетными условиями. При необходимости проведения
испытаний отдельных частей летательного аппарата применяются
силовые мосты и колонны.Деформации во время испытания обычно замеряются с помощью
реек, подвешенных к конструкции, и нивелиров. При определении
напряженного состояния, кроме механических тензометров, широко
применяют различные датчики в комплексе с электроизмерительной
аппаратурой — электронные измерители деформаций и др.Статистические данные показывают, что, несмотря на высокий
уровень современной практики расчета летательных аппаратов на
прочность, довольно часто в процессе их испытаний происходят
преждевременные разрушения конструкции. Это лишний раз под¬
черкивает важность статических испытаний для суждения о доста¬
точной прочности и. жесткости конструкции.Испытания на статическую выносливостьВ настоящее время широкое распространение получили испы¬
тания на статическую выносливость *, которые имеют решающее
значение при оценке срока службы летательного аппарата. Много¬
численные испытания конструкций показывают, что величина раз¬
рушающей ее статической нагрузки существенно зависит от числа
циклов нагружения. При этом возрастание количества циклов
ведет к уменьшению разрушающей нагрузки. Минимально допусти¬
мое число циклов нагрузки нормируется в зависимости от назначе¬
ния летательного аппарата. Усталостное разрушение конструкции
обусловливается здесь воздействием на нее повторных нагрузок при
маневрах летательного аппарата, порывах ветра, резких изме¬
нениях давления в герметических кабинах, при посадках, транс¬
портировке и др.Испытания на статическую выносливость в отличие от обычных
статических испытаний производятся несколько раз (повторно) для*	Испытания на статическую выносливость производятся при внешних
нагрузках, повторяющихся с малой частотой (10—15 циклов в минуту).168
отдельных наиболее неблагоприятно нагруженных агрегатов (на¬
пример, крыло, герметическая кабина). Это необходимо для более
достоверной оценки срока службы конструкции из-за «разброса»
результатов испытаний.Испытания при повышенной температуреДля аппаратов больших сверхзвуковых скоростей полета воз¬
никает необходимость в процессе выполнения статических и дина¬
мических испытаний воспроизводить кинетический нагрев конст¬
рукции в лабораторных условиях.Высокая интенсивность нагрева конструкции в реальном полете
обусловливает необходимость создания таких нагревательных
устройств, которые могли бы в лабораторных условиях воспроиз¬
вести реальные температурные поля в конструкции. Этому требо¬
ванию наилучшим образом, по мнению зарубежных специалистов,
отвечают инфракрасные облучатели (ламповые, спиральные) и ин¬
дукционные подогреватели. Первый способ позволяет достаточно
легко осуществить желаемую степень нагрева конструкции изме¬
нением напряжения тока в нагревательных лампах (спиралях) или
увеличением (уменьшением) количества включенных инфракрас¬
ных облучателей. Это обычно осуществляется при помощи регуля¬
торов тепла (электронных, электромеханических и др.), которые
позволяют' воспроизводить расчетную зависимость изменения тем¬
пературы по времени. Основной недостаток инфракрасных подогре¬
вателей заключается в ограниченных возможностях создавать
интенсивный нагрев поверхности, соответствующий полету на боль¬
ших числах М. Индукционный метод нагрева лишен этого недостат¬
ка. Основные трудности, связанные с его применением, заключав
ются в том, что процесс нагревания во многом зависит от формы,
конструкции и материала испытываемого агрегата. В то же время
важным преимуществом индукционного метода нагрева является
возможность за счет изменения частоты колебаний электромагнит¬
ного поля получать любую требуемую глубину нагреваемого слоя
и тем самым практически осуществлять поверхностное нагревание.Для целей регистрации температур во время испытания приме¬
няются разнообразные стандартные самописцы, а для измерения
деформаций специальные тензодатчики.Динамические испытанияДинамические испытания имеют целью определить динамиче¬
ские характеристики летательных аппаратов и прочность как
отдельных элементов (копровые испытания шасси, усталостные
испытания различных сварных, клеевых, заклепочных и болтовых
соединений), так и всей конструкции в целом. При динамических
испытаниях проверяются частоты собственных колебаний частей
летательного аппарата, изучаются способы борьбы с различными
видами вибраций и др.169
Динамические испытания проводятся в летных условиях, в
аэродинамических и специальных лабораториях. Для замеров
используется разнообразная аппаратура, позволяющая фиксиро¬
вать быстро протекающие процессы (осциллографы, тензогра-
фы и др.).Летные испытанияЛетные испытания на прочность предназначены для определе¬
ния величины и распределения внешней нагрузки, действующей на
летательный аппарат в реальных условиях полета, исследования
температурных полей и напряженного состояния отдельных ча¬
стей и деталей аппарата, изучения автоколебаний (вибрации) и др.Совершенство летных испытаний в значительной степени зави¬
сит от качества применяющихся приборов.Летными испытаниями завершается комплекс испытаний лета¬
тельного аппарата на прочность.
Глава VIIНАГРУЗКИ НА КРЫЛОКрыло в основном предназначено для создания подъемной
силы. Кроме того, оно обеспечивает поперечную устойчивость и
управляемость летательного аппарата, а также может использо¬
ваться для размещения в нем различных агрегатов и грузов (дви¬
гателей, топлива и др.).Не останавливаясь на основных требованиях, предъявляемых
к конструкции крыла, которые в общих чертах освещены в главе I,
отметим лишь возросшую за последнее время важность требова¬
ний обеспечения достаточной его жесткости. Дело в том. что с пе¬
реходом к малым относительным толщинам, а также вследствие
нагрева при полете на больших числах М происходит существен¬
ное уменьшение жесткости крыла, особенно на кручение. Это
обстоятельство увеличивает опасность возникновения ряда таких
явлений *, как:—	потеря эффективности элеронов;—	автоколебания крыла;—	дивергенция крыла и др.§ 1. РАСПРЕДЕЛЕННЫЕ И СОСРЕДОТОЧЕННЫЕ СИЛЫНагрузки на крыло являются исходными данными для расчета
на прочность, проведения статических и динамических испытаний*
а также при анализе распределения усилий в конструкции.К внешним нагрузкам крыла относятся:—	распределенные аэродинамические силы;—	распределенные силы от массы конструкции крыла;—	сосредоточенные силы от масс агрегатов и грузов, разме¬
щенных в крыле (топливо, двигатели, оборудование и др.);—	силы тяг двигателей, если двигатели расположены на крыле.Выявление внешних нагрузок заключается в определении ихвеличины и законов распределения по размаху и хорде крыла.Величина нагрузокВеличина равнодействующей воздушной нагрузки Рв примени¬
тельно к тому или иному расчетному случаю может быть*	Все эти явления будут подробнее рассмотрены ниже, в главе XXVI.171
выражена через нормированное значение коэффициента эксплуа¬
тационной перегрузки. Действительно, из рассмотрения схемы сил
на фиг. 7. 1 имеемGn9f _Grincos 0cos 0cos 0(7.1)где■*крСхк и сУкр — коэффициенты лобового сопротивления и подъем¬
ной силы крыла, соответствующие углу атаки рассматриваемого
расчетного случая.Величина равнодействующей массовой нагрузки конструкции
крыла Ркр, а также величина нагрузки от каждой сосредоточенноймассы Рагр. размещенной в нем
приближенно *, могут быть
найдены по формулам, анало¬
гичным (7. 1)Р.кр-агрОкрПр
COS 0GairpTlp
COS 0(7.2)(7.3)Фиг. 7.1. Схема воздушных сил. дейст- где q вес «рыла;вующих на крыло.	v	г ’J	р	Чагр — вес агрегата.В инженерных расчетах обычно допускается ввиду жалости
угла 0 принимать cos 0=1, что и сделано ниже.Распределение аэродинамической и массовой нагрузки
по размаху и хорде крылаРаспределение аэродинамической нагрузки по размаху крылаРаспределение аэродинамической нагрузки по размаху произ¬
водится на основании продувок крыла. При отсутствии данных
продувок крыла можно с некоторым приближением распределение
полной аэродинамической нагрузки по размаху крыла заменить
в соответствии с нормами прочности законом распределения подъ¬
емной силы.* Здесь направление массовых сил приближенно принимается параллель¬
ным аэродинамическим силам крыла.172
При этом условии погонная воздушная нагрузка, т. е. нагруз¬
ка, приходящаяся на единицу длины размаха крыла (фиг. 7.2),Яъ =ЧуCOS 0<1у>гдег Р^2 и
Яу — /СУсеч 9 сеч»(7.4)(7.5)су и ЬСеч — коэффициент подъемной силы и хорда в произволь¬
ном сечении крыла.Приближенность формулы
(7.4) связана с различными за¬
конами изменения вдоль размаха
крыла коэффициентов сх и су.Формулу (7. 5) несколько преоб¬
разуем, для чего из уравненияY=Onp=/cyK_^-S'крнайдемGrin1кр'Сргдеs=bcpl.В результате_ Grip _Чу	1 * >(7. 6) Фиг. 7.2. Эпюра распределения аэро¬
динамической нагрузки вдоль раз¬
маха крыла.где Г•— 6сечсу.	цз. — поправка, часто называемая относительной цир-сРСукркуляцией, на неравномерность распределения подлине крыла средней погонной нагрузкиGn0Относительная циркуляция Г зависит от удлинения и сужения
крыла, от угла стреловидности % и др. Для геометрически подоб¬
ных крыльев Г имеет один и тот же вид. Зависимость Г от суже¬
ния -q = --*ори- и стреловидности % крыла показана на фиг. 7.3"кояи 7.4.173
Фиг. 7.3. График, характеризующий
влияние сужения крыла на характер
распределения аэродинамической на¬
грузки по его размаху./ 1/2Фиг. 7.4. График, характеризующий влия¬
ние стреловидности крыла на характер
распределения аэродинамической нагрузки
по его размаху.Фиг. 7.5. Распределение аэродинамиче- Фиг. 7.6. Влияние корпуса и гондол двигателей на распределение аэродинами¬
кой нагрузки, обусловленной круткой	ческой нагрузки по размаху крыла,
крыла.
Для крыла, имеющего крутку, проф. В. Н. Беляев предложил в целях
упрощения погонную нагрузку определять по формулеЧу = Яупл + *у3.	(7. 7)где Яуил — погонная нагрузка для плоского крыла, вычисляемая по формуле (7.6)-^Гг“):дУз — погонная нагрузка, возникающая за счет крутки крыла.Сумма <7пл вдоль размаха крыла приводится к полной подъемной силе С?лр.
Поэтому распределение qy по длине крыла представляет собой самоуравнове-
шенную эпюру сил (фиг. 7.5).Погонная нагрузка от крутки путем несложных преобразований может быть
представлена аналогично формуле (7.6)Grip <р° __(7.8)■^кр		 Асу Ьсечгде Г3 = —	—переменный по длине крыла поправочный коэффициент,*СР	чуточняющий среднюю погонную нагрузку за счет крутки
крыла;9° — угол крутки на конце крыла.Для вычисления коэффициентов ГПп и Г3 в нормах прочности и в литера¬
туре по аэродинамике приводятся соответствующие кривые и таблицы для
крыльев различной формы в плане.Подъемная сила на участках крыла, где расположены гондолы двигателей
и корпус, на малых углах атаки (расчетные случаи А\ В и др.) несколько умень¬
шается, в то время как на других участках несколько повышается (фиг. 7.6).
Расчет нагрузки с учетом этого, явления может быть произведен на основании
поправочных коэффициентов, приводимых в нормах прочности.В инженерных расчетах распределение аэродинамической
нагрузки вдоль размаха плоских прямых, стреловидных, а также
треугольных крыльев можно приближенно производить в пред¬
положении постоянства скоса потока за крылом, т. е. пола-ГаТЬ СУсеч =С^р-Тогда формула (7.6) упрощается, а именноGn0?у=-у-&сеч»	(7-9)Gnpгде ~ — средняя нагрузка, приходящаяся на квадратный метр6крыла.Таким образом, при указанном допущении погонная нагруз¬
ка qy распределяется по длине крыла пропорционально его
хордам.Для треугольных крыльев со срезанными концами в при-
кидочных расчетах на прочность можно распределять погон¬
ную нагрузку равномерно вдоль размаха крыла (фиг. 7.7, а), т. е.Grt0
Распределение нагрузки вдоль размаха крыла существенным
образом зависит от его упругости, т. е. от того, как за счет неев отдельных сечениях меняются
углы атаки. В качестве при¬
мера на фиг. 7. 8 показано распре¬
деление нагрузки вдоль размаха
упругого и жесткого стреловидного
крыла.а)V~т—1—
1Г1—ь»Л<»1чгТУ_ Gn,Фиг. 7.7. Распределение аэро¬
динамической нагрузки вдоль
размаха треугольногб крыла.45003600
2700то900	—''Ччь	Шест моекршо
—.Упругое кры	1	U,ЛО\ “NЧьч10,2 Д4 0,60,81}2Фиг. 7.8. График, иллюстрирующий влия¬
ние упругости крыла на распределение
вдоль его размаха аэродинамической на¬
грузки.Распределение аэродинамической нагрузки по хордеПри расчете прочности и жесткости крыла необходимо знать
распределение аэродинамической нагрузки по хорде. Эта сложная
задача может быть решена наиболее точно лишь на основании
продувок. При отсутствии данных продувок распределение аэро¬
динамической нагрузки по хорде производят в соответствии с нор¬
мами прочности. При неотклоненных элеронах на сверхзвуковых
скоростях полета допускается аэродинамическую нагрузку по хор¬
де крыла распределять равномерно.Положение центра давленияПоложение центра давления по хорде крыла (фиг. 7.9) в от¬
дельных сечениях может быть найдено по формуле■*ц. д•*д.д^сеч^сеч(7.11)где Стс€Ч—коэффициент момента.176
Направление равнодействующей аэродинамических силНаправление равнодействующей аэродинамических сил в каж¬
дом сечении крыла характеризуется углом 7Сеч, который образо¬
ван с нормалью к хорде сечения (см. фиг. 7.9):Тсеч ®сеч асеч*	(7*где= (7ЛЗ)СУ сечПервоначально по известной от¬
носительной циркуляции Г нахо¬
дится су сеч, а затем по профильным
характеристикам определяются со¬
ответствующие величины асеч, Сх сеч
и ст сеч и окончательно по форму¬
лам (7. 11) И (7. 12) #ц.д И ^ сеч*Однако практически вполне до¬
пустимо, как показывают сравни¬
тельные расчеты, угол у и хц.л счи¬
тать постоянными по размаху.В этом случае необходимые для их вычисления аэродинамические
характеристики берутся по поляре крыла для угла атаки, соответ¬
ствующего рассматриваемому расчетному случаю.Распределение массовых сил по размахуРаспределение массовых сил конструкции крыла по размаху
целиком определяется законом изменения его веса, который в боль¬
шинстве случаев точно неизвестен. Поэтому в расчетной практике
распределение массовых сил по длине конструкции приближенно
производится в соответствии с различными эмпирическими форму¬
лами или принимается таким же, как закон распределения аэро¬
динамических сил. В последнем случае	 бкрЛр?кр=—j—г	(7.14)или_ 	 СкрГСр и	/7 1С\р— 5	(7* *5)Погонная массовая нагрузка qKр приложена по линии центров
тяжести сечений, которые для большинства современных конструк¬
ций находятся на 40-^50% хорды.Сосредоточенные силы от масс агрегатов приложены в их цент¬
рах тяжести.Направление действия массовых сил, как было отмечено выше,
приближенно принимается параллельным аэродинамическим си¬
лам крыла.Фиг. 7.9. Схема для определения
положения равнодействующей
аэродинамических сил.12 598177
§ 2. ПОПЕРЕЧНЫЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ КРЫЛАУизб^вГ^кр'Конструкция крыла может рассматриваться, как балка, опер¬
тая на корпус (фиг. 7. 10), которая под действием внешних нагру¬
зок изгибается и закручивается. При расчете крыла на прочность
необходимо знать в его отдельных сечениях величину поперечной
силы Q, точку ее приложения, а также величину изгибающего мо¬
мента М.Для нахождения по¬
ложения поперечной силы
Q по хорде следует так¬
же знать величины мо¬
мента М'г относительно
некоторой оси, выбор ко¬
торой в общем случае
произволен. Однако в ка¬
честве такой оси в боль¬
шинстве случаев удобно
принять ось крыла, т. е.
линию, делящую хорды
крыла пополам. Опреде¬
ление Q, М и М'г в сече¬
ниях крыла связано с по¬
строением вдоль его раз¬
маха эпюр поперечных
сил и моментов. Эпюры Q
и М можно строить сразу
от разности <7в и qKр:9изб Я в *7кр* (J. 16)
Подставляя в (7. 16)
выражения для qB и qHP>
например, в соответствии
с формулами (7.6) и
(7. 14), получимФиг. 7. 10. Эпюры поперечных сил Q и изги¬
бающих моментов М.Яизб “лр (G — (7,крГ.(7.17)Распределенную нагрузку на участке корпуса следует относить
непосредственно к самому корпусу (см. фиг. 7. 10).Для нахождения Q и М воспользуемся известными дифферен¬
циальными зависимостями:*7избQ=dQdz ’
dM
dz178
Тогда поперечную силу Q и изгибающий момент М для произ¬
вольного сечения крыла при наличии сосредоточенных, сил от масс
агрегатов Рагр можно записать в видеQ J ?иэб^ + ^агр’(7.18)vW=J Qdz.Ц2Постоянные интегрирования равны нулю, так как при 2=
обычно Q=0 и М =0.(7.19)
1Hiа)	6)Фиг. 7. 11. К интегрированию методом трапеции.Интегрирование в соответствии с уравнениями (7.18) и (7.19) можно про¬
изводить различными способами. Однако практически удобно пользоваться
методом трапеций, занося результаты вычислений в соответствующую таблицу.
Метод трапеций предполагает разбивку крыла по размаху на равные части дли¬
ной Az. Для каждой части (фиг. 7.11, а); находят приращение поперечной
силы AQ<:<7/+47+l\Д Ql =	Z	Дг-£	IF.Последовательное суммирование величины AQi от свободного конца крыла
дает поперечную силу в любом сечении<? = 2А(?г-Затем учитываются обычным порядком сосредоточенные силы.Аналогичным образом находится приращение, изгибающего момента (см.
фиг. 7.11,6)АМ,= Ql + Q,^Az.2Последовательное суммирование величины ДАТ* от свободного конца крыла
к корпусу дает изгибающий момент в любом сеченииМ^ Приведенный порядок построения эпюр Q и М в плоскости, перпендикуляр¬
ной плоскости симметрии корпуса, справедлив для крыла любой формы в плане.12*179
Для стреловидных крыльев распределение погонных нагрузок
t/изб и построение эпюр Q и М удобно производить для истиннойдлины /cos спрямленного крыла (фиг. 7.12). Например,Я избz(0-0кр)Г
//cos хПри необходимости рассчитать крыло на прочность только
в одном сечении можно обойтись без построения эпюр поперечныхсил и изгибающих моментов. В этом слу¬
чае в соответствии с формулами (7.9) и
(7.15) поперечная сила в сечении крыла
будет пропорциональна площади его
отсеченной части 50Тс (фиг. 7. 13)Q=(G~°KP)nP ■S’oTc.	(7.20)5	отс’а изгибающий моментM = Qc,	(7.21)где с — расстояние от рассматриваемого
сечения до центра тяжести отсе¬
ченной площади.Фиг. 7.12. Схема распреде-	Фиг. 7.13. К определению попереч-ления аэродинамической на-	ной силы Q и изгибающего моментагрузки по длине спрямлен-	М в отдельных сечениях крыла,
ного стреловидного крыла.Это расстояние, как нетрудно видеть из фиг. 7.13, легко найти
графически.Для построения эпюры моментов М'2 необходимо предвари¬
тельно определить погонный момент от распределенных сил
(фиг. 7.14)m'z=gBe-qKpd
и сосредоточенные моменты от сил агрегатовагр ^агр^»180
где е, d и L—соответственно расстояние до оси крыла от точек
приложения погонных аэродинамических и массовых сил, а также
сосредоточенных cnji агрегатов.Интегрируя эпюру т'г с учетом АМ^агр, получим эпюру момен¬
тов М'г относительно оси крыла:М'г= J mUz+^Ш'г^.	(7.22)//2 cos хТаким образом, в любом сечении крыла будем иметь попереч¬
ную силу Q, проходящую через ось крыла z, и момент Л^,. лежа-Линия центров давленияФиг. 7.14. К определению крутящего момен¬
та Мг\щий в плоскости сечения. Тогда координата точки приложения
поперечной силы Q по хорде (точки А) легко определяется из оче¬
видного условияКа=-£- (7-23)
Глава VIIIЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА
И ИХ НЕСУЩАЯ СПОСОБНОСТЬКрылья различных летательных аппаратов обычно состоят из
одних и тех же конструктивных элементов: лонжеронов, стринге¬
ров, нервюр и обшивки *. Назначение этих элементов и способы их
нагружения можно достаточно отчетливо уяснить на примерах
передачи аэродинамических сил.Фиг. 8.1. Схема, иллюстрирующая уравновешивание сил, действующих на нер¬
вюру крыла.Под действием воздушной нагрузки обшивка, подкрепленная
стрингерами, прогибается, передавая нагрузку в основном на нер¬
вюры, так как обычно расстояние между ними значительно мень¬
ше расстояния между лонжеронами. Нервюры, в свою очередь,
передают нагрузки на стенки лонжерона и обшивку (фиг. 8.1).
Например, от действия вертикальных составляющих местной воз-*	Конструкция крыльев рассматривается в главе IX (см., например, фиг. 9. 2,
9. 12 и 9.35).182
душной нагрузки ру нервюра (фиг. 8.2) стремится переместиться
вверх. Этому препятствуют стенки лонжеронов, вследствие чего
возникают распределенные касательные силы R\ и R2. В общем
случае линия действия равнодействующей сил R\ и R2 не совпадает
с линией действия равнодействующей внешней воздушной нагруз¬
ки 2py=R. В результате нервюра стремится повернуться, уравно¬
вешиваясь потоком касательных сил со стороны обшивки. Каса¬
тельные силы обшивки <7обш, суммируясь вдоль крыла, в конечном
счете уравновешиваются на корпусе (фиг. 8.3), вызывая кручение
крыла в целом. Силы Ri стенок лонжеронов также уравновеши¬
ваются на корпусе, обуславливая изгиб всего крыла.Фиг. 8. 2. Схема, иллюстрирующая уравновешивание нервюры от верти¬
кальных составляющих местной воздушной нагрузки.Изгибающий момент создает осевые усилия (нормальные на¬
пряжения) в поясах лонжеронов, стрингерах и в обшивке
(фиг. 8.4).Крутящий момент и поперечная сила вызывают касательные
напряжения в обшивке и стенках лонжеронов (фиг. 8.5).Изложенное позволяет сформулировать назначение основных
элементов крыла.Лонжероны — двухпоясные продольные балки, пояса кото¬
рых работают на растяжение и сжатие от изгиба, а стенки — на
сдвиг от поперечной силы и крутящего момента.Стрингеры — продольные элементы, работающие на осе¬
вые усилия при изгибе крыла и совместно с обшивкой на попереч¬
ный изгиб от местной воздушной нагрузки. Кроме того, стрингеры
служат для подкрепления обшивки, увеличивая ее жесткость.Нервюры — элементы поперечного набора, которые обеспе¬
чивают заданную форму профиля крыла и передают местную воз¬
душную нагрузку на стенки лонжеронов и обшивку. При этом нер¬
вюры подкрепляют стрингеры, лонжероны и обшивку, увеличивая
тем самым их критические напряжения потери устойчивости.183
Узлы крепления ^
крылаФиг. 8. 3. Схема передачи сил с крыла на корпус.Фиг. 8.4. Схема действия из¬
гибающего момента.Фиг. 8.5. Схема действия крутящего
момента и поперечной силы.184
Обшивка служит для придания крылу хорошо обтекаемой
формы. Она нагружается нормальными и касательными напряже¬
ниями от изгиба и кручения крыла.Рассмотрим конструкцию и определение разрушающих напря¬
жений основных элементов крыла.§ 1. ЛОНЖЕРОНЫВ конструкциях крыльев современных летательных аппаратов
обычно применяются лонжероны балочного типа и только в от¬
дельных случаях — ферменного. У лонжеронов балочного типа
(фиг. 8.6) имеются тонкая стенка 1 и пояса 2. У ферменных лон¬
жеронов стенка отсутствует и пояса связаны между собой решет -Фиг. 8.6. Конструкция балочного лонжерона (а) и схема сил, действую¬
щих в его сечениях (б).кой. Балочные лонжероны могут иметь одну или две стенки
(фиг. 8.7у а). Во втором случае конструкция лонжерона сложнее
в производстве и тяжелее по весу. Она оправдывает себя лишь
при желании создать при прочих равных условиях необходимую
жесткость лонжерона на кручение, так как двойные стенки обра¬
зуют замкнутый контур (см. фиг. 8.7, 6).В некоторых конструкциях (см. фиг. 9.15) встречаются лонже¬
роны (продольные балки), у которых пояса и стенки выполнены
с помощью штамповки или литья как одно целое (фиг. 8.8). Этим185
упрощается технология изготовления лонжеронов и достигается
некоторое уменьшение их веса благодаря отсутствию соединитель¬
ных элементов.Пояса балочных лонжеронов выполняются из специальных про¬
филей, сечения которых отличаются большим разнообразием
(фиг. 8.9). Эти профили изготавливаются обычно из хромансиля,
сплавов алюминия, титана и других материалов с последующей
доработкой на станках. Из условия равнопрочности площади сече¬
ний поясов лонжеронов уменьшаются по длине крыла. Это осу¬
ществляется фрезерованием поясов (фиг. 8.10) или путем перехо¬
да на другие профили.При соединении поясов с криволинейным участком обшивки
крыла часто применяют малковочные накладки из сплавов алюми¬
ния, текстолита й других материалов.В поясах лонжеронов от действия изгибающих моментов воз¬
никают нормальные напряжения растяжения или сжатия (см.
фиг. 8.6,6).При растяжении пояса разрушаются от напряжений, меньших
временного сопротивления материала (сгь). Это объясняется
ослаблением сечений вследствие концентрации напряжений у от¬
верстий под заклепки и болты, в местах сварных швов и др.ПоясkМ**♦Фиг. 8. 7. Балочный лонжерон с дву¬
мя стенками.Фиг. 8.8. Конструкция
лонжерона, пояса и
стенка которого выпол¬
нены как одно целое.Пояса186
187
Практически учет концентрации напряжений производится введе¬
нием коэффициента kx0>разр = &1<7&.	(8« 1)Величина kx находится в пределах 0,75—0,95 и зависит от качества
выполнения отверстий, пластичности конструкционных материалов
и др. Современная технология изготовления крыльев (при отсут¬
ствии сварных швов) позволяет принимать &1 = 0,9ч-0,95. При на¬
личии сварных швов &г^0,8.При работе поясов на сжатие разрушение поясов может про¬
исходить вследствие общей или местной потери устойчивости при
напряжениях, меньших сгь. Поэтому критические напряжения ежа-
тия (cFKр) и принимаются за разрушающие (аразр).Фиг. 8.11. Схема, иллюстрирующая потерю устойчи¬
вости пояса ферменного лонжерона.У поясов балочного лонжерона общая потеря устойчивости
(искривление оси) маловероятна из-за поддерживающего влияния
стенки лонжерона и обшивки. Потеря устойчивости оси в плоско¬
сти, перпендикулярной обшивке, возможна лишь для поясов фер¬
менного лонжерона (фиг.* 8. 11).Определение критических напряжений местной и общей потери устойчи¬
вости весьма сложно. Наиболее достоверные результаты могут быть получены
лишь экспериментальным путем. При отсутствии экспериментальных данных
можно пользоваться (как в пределах пропорциональности, так и за ним) прибли¬
женной эмпирической формулой:°раэр = <*ь Г~Г ~Z,	(9- 2)1 -f v -f v2гдеЧv =	;а» — критическое напряжение, определяемое по формулам строительной ме¬
ханики для пластин и стержней.Определение <гэ зависит от конструктивного выполнения лонжеронов. Пока¬
жем это на нескольких примерах. Конструкцию пояса балочного лонжерона
можно схематизировать в виде отдельных пластин (фиг. 8.12), опертых соот¬
ветствующим образом. Например, заштрихованную часть пояса лонжерона188
можно рассматривать, как пластину, у которой три стороны оперты и одна сво¬
бодна. Опорами для этой пластины являются нервюры (сторонами 2—3 и 1—4}
й остальная часть пояса (сторона 4—3).Для местной потери устойчивости плоской пластины, как известно,_ 0,9kE
Сэ“ (bib)2 ’(8.3)где k — коэффициент, учитывающий в основном условия опирания пластины,
а также ее относительные размеры. Значения k для различных условий
опирания и нагружения пластин приведены в справочниках. Например,
для пластины 1—2—3—4 значение коэффициента k лежит в пределах
от 0,45 (свободное опирание трех сторон) до —1,35 (жесткое защемле¬
ние трех сторон). Для реальных конструкций можно принять среднее
значение &«^0,9;(т)-гибкость пластины (см. фиг. 8. 12).Для трубчатых поясов (фиг. 8. 13)0,18£
о9 =	.Ribслучае общей потери устойчивости пояса (ферменные лонжероны)тпт&ЕОо	= 	,(///)2(8.4)(8.5)где тп — коэффициент, учитывающий опорные условия;
m = 1 — шарнирные опоры;/га =4 — защемленные опоры;m = 2 — полузащемленные опоры (стержни фермы);I — длина пояса между опорами;у — гибкость пояса;#	= —" — квадрат радиуса инерции пояса с площадью сечения F и моментом
гинерции I.189
С увеличением гибкости (Ь/Ь и ///) значение коэффициента v возрастает.
В результате ора3р [формула (8. 2)] приближается к оэ [фиг. (8.14.)]. Наоборот,
с уменьшением гибкости Орадр все более отличается от сэ, стремясь в пределе
к а*.В случае—<5, по данным экспериментов, имеет место чистое сжатие (без
5потери устойчивости) и (Тразр превосходит Оъ (пунктирная кривая на фиг. 8.14).Фиг. 8.13. Сечение
пояса лонжерона.Если пояс образован пластинами, различающимися как по условиям опира-
ния, так и по относительным размерам (6/6), то за разрушающее напряжение
местной потери устойчивости пояса в целом принимается аразр той пластины,
у которой оно наименьшее. Наиболее рациональная конструкция пояса при про¬
чих равных условиях имеет большую величину разрушающего напряжения.
У толстостенного пояса с отдельными нежесткими лапками для крепления
обшивки и стенки (см. фиг. 8.9, е) разрушающее напряжение определяется вели¬
чиной аРазр основного сечения. Потеря устойчивости лапок не приводит к раз¬
рушению пояса, так как это равносильно потере устойчивости тонкой обшивки
или стенки, с которыми они скреплены.СтенкиСтенки лонжеронов воспринимают в основном касательные на¬
пряжения от действия крутящего момента и поперечной силы. Они
обычно .выполняются из разнообразных листовых материалов
(сплавы алюминия или титана, нержавеющие стали и др.).Потеря устойчивости в толстой стенке при сдвиге означает ее
разрушение. Тонкая стенка после потери устойчивости продолжает
работать. Понятие тонкой или толстой стенки (обшивки) зависит
от величины ее относительного размера (Ь/6). Если Ъ/б таково,что
стенка (обшивка) теряет устойчивость при напряжениях, меньших
предела пропорциональности, то она называется тонкой, при на¬190
пряжениях, больших или равных пределу пропорциональности,—
толстой.Критические напряжения потери устойчивости стенки при сдвиге могут
быть определены по формуле1	+ VJ
ткр—zb I. I 2 *гдеЧ .v, =	,(8.6)£=5,6+-3,78(fJ0,9 kEт»=(о.б -j-o,7) оЬ1 ъ =-^-;— для пластины, .свободно опертой по четырем сторонам;а и Ь — длинная и короткая стороны пластины.Фиг. 8. 15. Типовые конструкции подкреплений, устраняющие потерю
устойчивости стенки лонжерона.В случае толстой стенки разрушающее напряжение от сдвига при отсут¬
ствии экспериментальных данных можно определить по формуле (8.6). Для
прикидочных расчетов допустимо принимать1тразр < 2 °ь'При наличии тонкой стенки для определения разрушающих напряжений
после потери устойчивости следует пользоваться результатами экспериментов.
При отсутствии их можно считать, что1тразр < ^ °^‘В целях повышения критических напряжений потери устойчи¬
вости от сдвига стенку лонжерона подкрепляют специальными
стойками. Такими же подкрепляющими стойками являются отбор-
товки нервюр (фиг. 8.15). Стойки могут быть выполнены за одно191
целое со стенкой (фиг. 8.16). В этом случае они дополнительно
используются для крепления стенок и поясов нервюр (фиг. 8. 17).Иногда бывает рациональным с точки зрения повышения ткр обра¬
зовывать на стенке приливы в виде решетки (фиг. 8.18). При
панельной сборке, о которой речь будет идти ниже *, стенки лон¬жеронов могут выполняться разрезанными вдоль размаха с после¬
дующим соединением при помощи уголков (фиг. 8. 19).§ 2. СТРИНГЕРЫСтрингеры совместно с обшивкой нагружаются в основном осе¬
выми усилиями растяжения и сжатия. Напряжения, возникающие
вследствие поперечного изгиба стрингеров от местной воздушной
нагрузки, обычно незначительные.В конструкциях современных крыльев применяются стрингеры
как в виде профилей, прессованных или катанных из болванок и
брусков, так и в виде профилей, гнутых или катанных из листов.
Формы сечений стрингеров (фиг. 8.20) отличаются большим раз-* См. главу IX.1	Стойка11А-А(77777%777Я,Фиг. 8.16. Конструкция стоек, подкрепляющих
стенку лонжерона.192
ZZZZZypZZZZУЯ/77У/777??.Фиг. 8. 18. Конструкция стенки лонжерона.Фиг. 8.19. Стенка
лонжерона, имеющая
горизонтальный тех¬
нологический стык.д)	е)Фиг. 8.20. Типовые сечения стрингеров.Ж)13. 598193
нообразием. Рациональный выбор формы стрингера определяется
многими факторами, в том числе относительной толщиной крыла,
величиной и характером распределения температур в нем, техноло¬
гией сборки и др.Фиг. 8.21. Стрингеры, изготовленные за одно це¬
лое с обшивкой.Для крыльев тяжелых летательных аппаратов чаще других
применяются профили закрытого сечения (см. фиг. 8.20, а, б), ко¬
торые обладают высокими критическими напряжениями местной и
общей потери устойчивости.В настоящее время в связи с возросшими возможностями про¬
изводства получают распространение стрингеры, выполненные за
одно целое с обшивкой (фиг. 8.21). Для стрингеров, находящихся
в растянутой зоне крыла, разрушение происходит при напряже¬
ниях, близких к временному сопротивлению (въ). Эти на¬
пряжения могут быть опре¬
делены в соответствии с фор¬
мулой (8.1).В сжатой зоне крыла раз¬
рушение стрингеров может
произойти вследствие общей
или местной потери устойчиво¬
сти. Выпучивание стрингеров
(общая потеря устойчивости)
наиболее вероятно в направ¬
лении, перпендикулярном плос¬
кости обшивки, так как послед¬
няя в этом направлении имеет
малую жесткость. Поэтому в
целях повышения критических
напряжений общей потери устойчивости стрингеров плоскость их
наибольшей жесткости совмещается с плоскостью выпучивания.Определение разрушающих напряжений стрингеров при сжатии может быть
произведено по формулам (8.2), (8.3) и (8.5). Если роль стрингеров выполняет
гофр, то (Хэ следует находить по формуле (8.4). Обозначение величин, входя¬
щих в эту формулу, применительно к различным видам гофра показано на
фиг. 8. 22. Следует отметить, что в отличие от обычного стрингерного подкреп¬
ления гофр наряду с обшивкой достаточно хорошо работает на касательные
напряжения.Для получения оптимальной в весовом отношении конструкции стрингера
следует добиваться равенства разрушающих напряжений местной и общей по¬
тери. устойчивости.ЯФиг. 8.22. Виды гофра.194
Рассмотрим в качестве примера выгодность применения отдельных закры¬
тых профилей. Стрингер, выполненный из профиля (см. фиг. 8.20, а), имеет бо¬
лее высокие критические напряжения общей потери устойчивости по сравнению
со стрингерами из аналогичных профилей (см. фиг. 8.20, б и в) вследствие
большего момента инерции. В то же время с точки зрения местной потери
устойчивости боковых стенок предпочтительнее профиль со специальными при¬
ливами (см. фиг. 8.20, в). Однако изготовление такого профиля сопряжено
с неоправданными технологическими трудностями.Стрингер в конструкции крыла работает не изолированно, а совместно с об¬
шивкой, что в конечном счете, как правило, увеличивает его разрушающее
напряжение. При определении критических напряжений общей потери устойчи¬
вости стрингера необходимо рассматривать его совместно с обшивкой. Однакоустановить ширину обшивки, которую следует присоединять к стрингеру, очень
трудно. Это объясняется тем, что обшивка обычно теряет устойчивость раньше
стрингера. При этом по ее ширине появляются переменные напряжения — мак¬
симальные вблизи стрингеров и минимальные в средине пролета между ними
(фиг. 8.23).Несущую способность стрингеров совместно с обшивкой можно определить
следующим приближенным способом. Считают, что обшивка толщиной 5 рабо¬
тает с постоянным напряжением, равным напряжению в стрингерах, частью
своей площади на некоторой приведенной ширине 2с (фиг. 8.24).При отсутствии экспериментальных данных приведенную ширину 2с вычис¬
ляют по известным формулам:Формулами (8. 7) и (8. 8) следует пользоваться, если обшивка теряет устой¬
чивость до предела пропорциональности. В противном случае потеря устойчи¬
вости обшивки приводит к разрушению всей панели и поэтому надо брать
2с^Ь. При пользовании формулами (8.7) и (8.8) может получиться 2с>6, что
говорит о том, что критические напряжения обшивки больше CFpasp стрингера.
При этом следует брать 2с=Ь.Фиг. 8.23. Обшивка крыла после потери ею устой¬
чивости и эпюра распределения сжимающих напря¬
жений.(8. 7)Если материал обшивки и стрингеров различный, то13*195
Приведенные рассуждения справедливы, если обшивка единичной ширины
не теряет устойчивость между заклепками, соединяющими ее со стрингерами.
Поэтому шаг заклепок (фиг. 8. 25) должен быть подобран из условияя2 Е°эобш ~ /t—d\1> аРазР-стР'где*2/2 = 	12Приближенно в расчетной практике для определения (Травр.стр общей потери
устойчивости иногда обшивку не включают в площадь стрингера, но для ком-Фиг. 8.25. Деформация об¬
шивки крыла на участке меж¬
ду заклепками, вызванная по¬
терей устойчивости.пенсации этого момент инерции сечения изолированного стрингера вычисляют
относительно оси х—х, лежащей в срединной плоскости обшивки.§ 3. ОБШИВКАОбшивка крыльев современных летательных аппаратов обычно
изготовляется из отдельных листов дуралюмина, титановых спла¬
вов, нержавеющей стали и других материалов. Листы обшивки мо¬
гут соединяться между собой при помощи заклепочных, клеевых и
сварных швов, располагаемых, как правило, над элементами про-
дольно-поперечного набора.В обшивке возникают нормальные и касательные напряжения
в основном от общего изгиба и кручения крыла. Нормальные и
касательные напряжения поперечного изгиба от местной воздуш¬196
ной нагрузки незначительны и ими можно пренебречь. Прочность
обшивки в зависимости от ее параметров лимитируется величиной
нормальных напряжений сжатия и растяжения или величиной ка¬
сательных напряжений.В растянутой зоне разрушающие напряжения обшивки определяются в со¬
ответствии с формулой (8.1).В сжатой зоне обшивка работает совместно с подкрепляющими ее элемен¬
тами, как это рассмотрено в § 2.Разрушающие напряжения толстой обшивки при сдвиге определяются по
формуле (8.6).Если обшивка имеет кривизну, то аэ при сжатии вычисляется по следую¬
щим формулам:при	> 20 по (8.4),№при —— < 20 по (8.3),R огде R — радиус кривизны обшивки;5	—толщина обшивки;b — шаг стрингеров.В случае, когда на вогнутую поверхность обшивки действует давление р, тоa*=kp~Rib'	(8'9)Коэффициент kp для различных отношений (R/b) и (L/R) можно опреде¬
лять по номограмме* (фиг. 8.26), гдеEt — касательный модуль;°ЛУел = —“ + 0,002 — деформация растяжения в радиальном направле-
у Ении, соответствующая пределу текучести. Для боль¬
шинства конструкционных 'материалов приближенно
мджно считать ел ^0,007;"Qh —напряжение, соответствующее .пределу текучести в
радиальном направлении.При сдвиге для цилиндрической панели0,1£ . 5
Тв “ R/Ь + (6/8)2 *Трехслойная обшивкаВ отдельных конструкциях крыльев применяется трехслойная
обшивка (обшивка с заполнителем), состоящая из двух тонких
листов достаточно прочного материала (несущих слоев), прикреп¬
ленных с обеих сторон к сравнительно толстому (порядка двух¬
трех сантиметров) слою заполнителя малой прочности (фиг. 8.27).Для несущих слоев используются материалы, применяемые и
для обычной обшивки, а в качестве заполнителя — различные
пенопластмассы (пенопласты) с удельным весом порядка 0,05—*	Номограмма построена инженером В. Ф. Натушкиным на основании экс¬
периментальных данных, приведенных в IAS, VIII, 1957; ARS, 731, 18.
По известным значениям (L/R) и (R/Ъ), следуя ключу номограммы, опреде¬
ляется k0t а по известному обобщенному давлению q находится kq. Затем по
формуле, помещенной на номограмме, вычисляется значение kp.197
Фиг. 8.26. Номограмма для определения коэффициента критич¬
ности.Фиг. 8.27. Трехслойная обшивка крыла.
о—со сплошным заполнителем, б—с сотовым заполнителем.198
0,1 г/смъ. Часто заполнитель выполняется в виде сотовой конст¬
рукции из стеклотекстолита, алюминиевых сплавов или нержа¬
веющей стали (см. фиг. 8.27,6). Для прикрепления заполнителя
к несущим слоям могут быть использованы клей, сварка и пайка.Так как несущие слои находятся на сравнительно большом
расстоянии друг от друга, трехслойная обшивка имеет момент
инерции сечения значительно больший, чем однослойная такого
же веса. Поэтому такая обшивка обеспечивает большую попереч¬
ную жесткость, а следовательно, и хорошее сохранение аэродина¬
мических форм крыла на больших скоростях полета. Кроме того,
она дает выигрыш в весе благодаря высоким критическим напря¬
жениям сжатия. Этот выигрыш будет особо значительным для
сверхзвуковых аппаратов с обшивкой из высокопрочных металлов
(сталь, титановые сплавы), поскольку однослойная обшивка из
таких металлов получается очень тонкой и, следовательно, имеет
низкие критические напряжения потери устойчивости.Для больших скоростей ценным также является высокая тепло¬
изоляционная способность трехслойной обшивки. Объясняется это
большой толщиной и низкой теплопроводностью заполнителя.Обшивка с заполнителем может быть изготовлена без закле¬
почных соединений, что улучшает аэродинамические характери¬
стики и повышает усталостную прочность аппарата.Изготовление конструкций с заполнителем не требует примене¬
ния тяжелого машинного оборудования: мощных прессов, специ¬
альных фрезерных станков и т. д. Это упрощает и удешевляет
производство.Модуль упругости материалов, применяемых в качестве запол¬
нителя, обычно в несколько сот раз меньше модуля упругости
материалов несущих слоев, поэтому заполнитель практически не
оказывает сопротивления силам, действующим параллельно сре¬
динной плоскости трехслойной панели. Эти силы воспринимаются
несущими слоями.На растяжение такая обшивка работает принципиально так же, как и обыч¬
ные стержни и пластины. Разрушающие напряжения при этом определяются по
формуле (8. 1) При нагружении сжатием обшивка работает иначе из-за нали¬
чия заполнителя. Чтобы выяснить, как работает заполнитель, рассмотрим сво¬
бодно опертый трехслойный стержень, теряющий устойчивость при сжатии.
Предположим первоначально, что заполнитель абсолютно податлив на сдвиг,
т. е. состоит из отдельных волокон (фиг. 8. 28, а), работающих на растяжение —
сжатие, но свободно скользящих друг относительно друга.Места прикрепления волокон к несущим слоям показаны на фиг. 8.28, б
точками. Совершенно ясно, что в этом случае несущие слои при сжатии будут
выпучиваться в одну сторону и расстояние между ними оотанется неизменным
(см. фиг. 8.28,6). Волокна заполнителя будут скользить друг по другу, ни¬
сколько не препятствуя выпучиванию несущих слоев. Следовательно, заполни¬
тель не увеличивает устойчивость несущих слоев. Последние выпучиваются, как
изолированные. Реальный заполнитель обладает определенной жесткостью сдви¬
га, и его волокна, цепляясь друг за друга, препятствуют выпучиванию несущих
слоев, т. е. увеличивают их устойчивость по сравнению с изолированными. Есте¬
ственно. чем больше жесткость заполнителя на сдвиг, тем выше при прочих
равных условиях критические напряжения стержня. Таким образом, заполнитель,
работая в основном на сдвиг, обеспечивает совместную работу всего трехслой¬
ного стержня.199
Критические (разрушающие) напряжения сжатия трехслойной панели мож¬
но определять по формуле (8.2). Выражение (8.3) для трехслойных панелей
полностью неприменимо. Это объясняется большой деформируемостью заполни¬
теля на сдвиг, т. е. неприменимостью гипотезы плоских сечений.IaJкФиг. 8.28. Деформация сжатого трехслойного стержня абсолютно подат¬
ливым на сдвиг заполнителем,
а—ненагруженный стержень, б—стержень, нагруженный сжатием.В этом случае *—	о _9 (1 + S)2 9’где о'а — критические напряжения, подсчитанные по формуле (8. 3);№ G ’2h и Ь — соответственно толщина заполнителя и несущего слоя;
Е/ — модуль упругости несущего слоя;G — модуль сдвига заполнителя;Ь—ширина панели.Для однослойной панели, имеющей толщину и ширину Ь,' __ 3,6£/ 43£/7пог= ~b*Fn0r 9(8.10)(8.11)(8.12)8 (Ь/Ъ ,)2
где	Ef — модуль упругости;/пог и Fuor — погонные момент инерции и площадь поперечного сечения
панели..Подставляя в (8.12) выражения для /пог и FUor трехслойной панели
Jnor = 2b(h+-^-)2 ^2bh* Fn0r = 2b,получим43 Ef
(blh)2При £ > 1 необходимо учитывать изгибную жесткость несущих слоев.
В этом случаеv2*2£,(а+-М4/ ТП	X \2(т+т)521*	Формула (8.10), справедливая при £<1, получена А. П. Вороновичем (см.
А. Я. Александров, J1. Э. Брюккер, JI. М. Куршин, А. П. Прусаков, Расчет трех¬
слойных панелей, Оборонгиз, 1960 г.).200
агдеа — шаг нервюр;\if — коэффициент Пуассона несущего слоя.Здесь т (количество полуволн выпучивания) — целое число, которое нахо
дится из услопия минимума аэ.Фиг. 8.29. Зависимость коэффициента k\ от
отношения а/b, характеризующего размеры
сторон трехслойной пластины.Ось лонжеронаФиг. 8.30. Заполнитель с ше¬
стиугольными сотами.Критические напряжения сдвига свободно опертой трехслойной пластины опре-
деляются по формуле (8.6), гдеmin,	(8.13)*	(6/А)2b — всегда меньшая сторона пластины.Зависимость k\ от отношения ajb дана на фиг. 8.29.Все формулы для обшивки со сплошным заполнителем можно с некоторым
приближением применять и для обшивки с сотовым заполнителем, введя для
последнего приведенный модуль сдвига G. Для заполнителя с сотами в виде
правильных шестиугольников, ориентированных относительно лонжеронов, как
показано на фиг. 8.30, можно принятьG = 1,5GC -j-,где Gс — модуль сдвига материала соты.Разнесенная обшивкаСвоего рода разновидностью трехслойной обшивки является
разнесенная обшивка или обшивка с ребристым заполнителем
(фиг. 8.31), состоящая из двух несущих слоев 1, соединенных меж¬
ду собой ребристыми подкрепляющими элементами 2, которые201
играют роль заполнителя. Критические напряжения можно под¬
считать по формулам (8.2) и (8.10). Для разнесенной обшивки,
показанной на фиг. 8. 31, а, можно приближенно считать, что вер¬
тикальные лапки подкрепляющих элементов выполняют роль
заполнителя с приведенным модулем сдвигаG = G„где 8П —толщина гофра;Оп —модуль сдвига материала подкрепляющего элемента;
/ — расстояние между вертикальными лапками.Фиг. 8.31. Обшивка с ребристым заполнителем.а—заполнитель в виде гофра, б—заполнитель в виде корытообразных профилей, в—за¬
полнитель в виде двутавровых профилей, г—заполнитель в виде швеллеров.Крыло со сплошным заполнителемКрыло со сплошным заполнителем (см. фиг. 9.20) работает
как трехслойная пластина, нагруженная изгибом. Сжатый несу¬
щий слой такой пластины может потерять устойчивость, выпучи¬
ваясь мелкими волнами (фиг 8.32)./ч\Фиг. 8.32. Деформация трехслойной пластины при
изгибе, характеризующая .потерю ею устойчивости.Рассмотрим ту часть несущего слоя, которая выпучилась вверх
(см. фиг. 8.32, участок ab). Эта часть через заполнитель потянет202
вверх нижний несущий слой, расположенный под ней. В резуль¬
тате на нижнем несущем слое тоже образуется волна. Однако
нижний несущий слой, находясь в условиях растяжения, стремится
распрямиться, т. е. уменьшить прогиб. Это стремление через запол¬
нитель будет передаваться верхнему несущему слою, который,
в свою очередь, начнет перемещаться вниз. Последнее приведет
к уменьшению прогиба несущего слоя, т. е. к увеличению устой¬
чивости.Таким образом, нижний несущий слой, воздействуя через за¬
полнитель на верхний, увеличивает критические напряжения
последнего. Чем больше модуль упругости заполнителя в направ¬
лении, перпендикулярном несущим слоям, тем меньше будет выпу¬
чиваться верхний несущий слой, тем больше будут его критические
напряжения. При достаточно большой толщине и жесткости запол¬
нителя нормальные и касательные напряжения в нем затухают, не
дойдя до растянутого несущего слоя, и последний практически не
прогибается.В этом случае критические напряжения не зависят от толщины заполнителя
и будут определяться по формуле (8.2), где <тэ подсчитывается следующим
образом:где Е — модуль упругости заполнителя.Формула (8. 14) дает ошибку, не превышающую 10%, если удовлетворяются
следующие неравенства:где b — ширина пластины (размер, перпендикулярный действующим силам).Для заполнителя, имеющего соты, показанные на фиг. 8. 30,
в формулу (8. 14) следует подставлять модуль упругости в направ¬
лении, перпендикулярном несущим слоямгде Ес — модуль упругости материала соты.Нервюры крыла по своему назначению и конструктивному вы¬
полнению разделяются на два типа — нормальные и усиленные.Нормальные нервюры служат для сохранения заданной формы
профиля крыла, передают аэродинамическую нагрузку на лонже¬
роны и обшивку, участвуют в общей работе крыла, подкрепляя об¬
шивку и продольный набор.Усиленные нервюры выполняют те же функции, что и нормаль¬
ные, однако служат в основном для восприятия сосредоточенных
сил от крепления различных агрегатов (двигателя, топливных(8.14)§ 4. НЕРВЮРЫ203
баков и др.)* Кроме того, усиленные нервюры ставятся в местах
перелома продольных элементов (стреловидные крылья), у краев
больших вырезов, в разъемах и других местах, где они испытывают
значительные нагрузки, участвуя в перераспределении сил между
элементами крыла.Фиг. 8. 33. Типовые нормальные нервюры.Основными нагрузками для нормальных нервюр являются рас¬
пределенные аэродинамические силы. Нормальные нервюры в си¬
ловом отношении могут рассматриваться, как балки, которые
работают на изгиб в своей плоскости, уравновешиваясь касатель¬
ными потоками обшивки и стенок лонжеронов (см. фиг. 8. 1),
с которыми они обычно бывают скреплены.Типовые нормальные нервюры выполняются в виде сплошных
стенок из листового материала (фиг. 8.33). Такие нервюры назы¬204
ваются балочными. Их пояса могут образовываться отбортовками
стенок совместно с прилегающими участками обшивки или специ¬
альными профилями. Часто по условиям прочности стенки нервюр
получаются весьма тонкими. Это создает трудности в осуществле¬
нии доброкачественных заклепочных швов и других видов соеди¬
нений. Поэтому конструктивно толщину стенок увеличивают, ноФиг. 8.34. Рамные нервюры.в целях облегчения делают отверстия (см. фиг. 8.33, а, г) или
местные утонения, например, методом химического травления. Для
повышения критических напряжений стенок при сдвиге к ним кре¬
пятся специальные стойки (см. фиг. 8.33, в) или выштамповы-
ваются зиговки (см. фиг. 8.33,6).В целях упрощения сборки * крыла и повышения ее качества
иногда применяют нервюры, состоящие из двух половин, не свя¬
занных друг с другом (фиг. 8.34). Такие нервюры называются
рамными. Они в отличие от балочных менее выгодны в весовом
отношении. Это объясняется тем, что каждая половина рамной*	Здесь имеется в виду панельная сборка крыла, о которой будет идти речь
в следующей главе.205
нервюры работает на изгиб самостоятельно, как двухпоясная ба-
лочка со строительной высотой h (см. фиг. 8.34), значительно
меньшей по сравнению со строительной высотой балочной нервю¬
ры. К тому же балочные нервюры менее загружены, так как обыч¬
но работают от разности распределения аэродинамических сил
(pi—рг), приходящихся на отдельные половины рамных нервюр
(фиг. 8.35).Р,Фиг. 8. 35. Схема нагружения рамной нервюры.В крыльях отдельных летательных аппаратов пояса нервюр мо¬
гут непосредственно не соединяться с обшивкой (фиг. 8.36). Здесь
связь с обшивкой осуществляется через стрингеры. Это позволяет
сократить объем клепальных, работ и сохранить необходимую
жесткость поясов нервюр, не нарушая их цельности вырезами для
стрингеров. Такие нервюры работают от воздушной нагрузки на
изгиб, опираясь в основном на стенки лонжеронов. Включение же
в работу обшивки достигается постановкой усиленных нервюр,Фиг. 8.36. Соединение нервюры со стрингерами.пояса которых обязательно соединяются с обшивкой или непосред¬
ственно (фиг. 8.37), или с помощью специальных компенсаторов
(фиг. 8.38), или другим способом.В местах расположения топливных баков нервюры выполняют¬
ся без стенок. В этом случае пояса нервюр могут составлять одно
целое с обшивкой (фиг. 8.39).206
Фиг. 8.37. Усиленная нервюра.КомпенсаторыНосыннаФиг/8.38. Соединение нервюры с обшивкой.zz£z£		Д-ЯIФиг. -8.39. Поясная нервюра.207
Фиг. 8.40. Узел соединения нервюры с лонжероном.Фиг. 8.41. Конструкция усиленной нервюры.208
Основными нагрузками для усиленных нервюр, как было отме¬
чено выше, являются сосредоточенные силы. От этих нагрузок
в сечениях нервюр, особенно вблизи лонжеронов, возникают боль¬
шие изгибающие моменты и поперечные силы. Это обстоятельство
заставляет тщательно увязывать пояса и стенки силовых нервюр
с лонжеронами крыла. Вариант такой увязки показан на фиг. 8.40.В целом конструкция усиленных нервюр во многом аналогична
нормальным. Однако их средняя часть (фиг. 8.41) и иногда носо¬
вая весьма развиты, напоминая по своим сечениям лонжероны
крыла.Пояса нервюр нагружаются аналогично поясам лонжеронов
осевыми усилиями сжатия и растяжения, а стенки — сдвигом.
Расчеты нервюр будут рассмотрены ниже, здесь же отметим толь¬
ко, что метод определения разрушающих напряжений для элемен¬
тов нервюр такой же, как и для лонжеронов. При нахождении
разрушающих напряжений в толстых стенках следует иметь
в виду, что они нагружаются не только сдвигом, но и изгибом.14 598
Глава IXКОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ КРЫЛЬЕВКрылья современных летательных аппаратов отличаются зна¬
чительным разнообразием конструктивных форм.Конструкция крыла, выгодная в весовом и аэродинамическом
отношении для летательных аппаратов малых скоростей (транс¬
портные и пассажирские самолеты; планеры и винтокрылы), ока¬
зывается совершенно неприемлемой для летательных аппаратов
больших скоростей (крылатые ракеты, самолеты-снаряды, истреби¬
тели и др.)*Если рассматривать все многообразие летательных аппаратов,
то конструктивные формы крыльев в зависимости от степени уча¬
стия их силовых элементов и, в первую очередь, обшивки, в вос¬
приятии изгиба могут быть разделены на две большие категории—
лонжеронные и моноблочные.К лонжеронным конструкциям относятся такие, у которых поя¬
са лонжеронов воспринимают основную часть изгибающих момен¬
тов, а сравнительно тонкая, слабо подкрепленная обшивка преиму¬
щественно работает на восприятие крутящих моментов и попереч¬
ных сил.В моноблочных крыльях картина иная — продольные силы от
изгиба воспринимаются главным образом обшивкой совместно
с подкрепляющими элементами. Роль поясов лонжеронов в рабо¬
те таких крыльев на изгиб невелика, вследствие чего площадь их
поперечных сечений соизмерима с площадью поперечных сечений
отдельно взятых стрингеров.Таким образом, в моноблочных конструкциях в отличие от лон-
жеронных относительно толстая, хорошо подкрепленная обшивка
полноценно работает как при изгибе, так и при кручении.В лонжеронных крыльях стрингеры выполняются из профилей,
имеющих критические напряжения потери устойчивости, меньшие
предела пропорциональности. В противном случае в поясах лонже¬
ронов невозможно реализовать высокие напряжения, близкие
к сгразр.п, вследствие чего конструкция получается излишне пере-
тяжеленной. В этом легко убедиться, если рассмотреть диаграм¬
мы деформации стрингеров и лонжеронов (фиг. 9. 1). Стрингеры
с аКр>апц (кривая 2) после потери устойчивости практически
сразу разрушаются и выключаются из работы крыла на изгиб.210
В результате происходит догрузка поясов лонжеронов без увели¬
чения изгибающих моментов (внешних сил). Наоборот, стрингеры
с о'кр<^о’Пц (кривая 3) после потери устойчивости не разрушаются,
а продолжают работать примерно с постоянным напряжением. Это
дает возможность реализовать более высокие значения изгибаю¬
щих моментов, что в конечном итоге положительно сказывается на
весе конструкции. В то же время в моноблочных крыльях исполь¬
зовать для поясов лонже¬
ронов толстостенные про¬
фили с критическими на¬
пряжениями потери устой¬
чивости, значительно
большими, чем у стрин¬
геров, не рационально*
так ' как разрушение
стрингеров, несущих ос¬
новную долю нагрузки,
неминуемо приводит к
разрушению конструкции
в целом.Рациональность выбо¬
ра той или иной конст¬
рукции крыла, в первую
очередь, определяется назначением летательного аппарата, зави¬
сит от общего уровня производства, науки и техники. Так, напри¬
мер, для штурмовиков середины 40-х годов, имеющих крыло
с относительной толщиной 12-f-14% и большим количеством лю¬
ков для размещения вооружения и оборудования, предпочтитель¬
ней в весовом отношении была двухлонжеронная конструкция.
Для скоростных самолетов, крылья которых в целях уменьшения
волнового сопротивления набираются из профилей с малой отно¬
сительной толщиной, более выгодной конструкцией, в весовом
отношении является моноблочная.Ниже будут рассматриваться только конструкции крыльев со¬
временных летательных аппаратов, которые, как правило, имеют
обшивку, полноценно работающую на изгиб и кручение. Классифи¬
кация таких крыльев по степени участия обшивки в восприятии
силовых факторов особого смысла не имеет. Поэтому в дальней¬
шем термины «лонжеронные» и «моноблочные» конструкции нами
будут опускаться.§ 1. КОНСТРУКЦИИ крыльевКонструкция крыла практически на большей части размаха
выполняется одинаковой и не зависит от формы крыла в плане
(стреловидное, треугольное, прямое), относительной толщины и
Других параметров. В этих крыльях изгибающие моменты воспри¬
нимаются в основном обшивкой совместно с подкрепляющими ее
продольными элементами (стрингерами, гофром, стенками, ребрамиФиг. 9. 1. Диаграммы деформации стринге¬
ров (/ и 2) и лонжерона (5).14*211
жесткости, заполнителем и др.). Крутящие же моменты и попе¬
речные силы уравновешиваются касательными напряжениями об¬
шивки и стенок лонжеронов.Таким образом, обшивка является основным силовым элемен¬
том, который воспринимает большую долю внешней нагрузки.Принципиальные же отличия в конструктивном осуществлении
крыльев имеются лишь в их корневых частях, которые будут рас¬
смотрены в следующем параграфе.Конструкции крыльев в зависимости от типа и наличия элемен¬
тов, подкрепляющих обшивку, можно подразделить на следующие
виды:—	крылья со стрингерным набором;—	крылья с подкреплением в виде гофра;—• крылья, составленные из монолитных панелей;—	крылья с многостеночным подкреплением (многолонжерон-
ные);—	крылья с трехслойной обшивкой;—	крылья с разнесенной обшивкой;—	крылья со сплошным заполнителем.Конструкция крыльев со стрингерным наборомКрылья со стрингерным набором широко применяются для ле¬
тательных аппаратов различного назначения, когда относительная
высота профиля крыла не слишком мала.Типовая конструкция крыла со стрингерным подкреплением
показана на фиг. 9.2. Крыло состоит из двух лонжеронов / и 2 и
системы стрингеров 3, подкрепляющих толстую обшивку 4 *.Площадь поперечного сечения поясов лонжеронов у такого
крыла вполне соизмерима с площадью поперечного сечения изоли¬
рованного стрингера. В конструкциях крыльев тяжелых летатель¬
ных аппаратов часто применяются стрингеры в виде закрытых
профилей, у которых к концу крыла поперечные сечения плавно
уменьшаются в соответствии с законом изменения изгибающих мо¬
ментов. В ряде случаев они переходят в открытые профили. Воз¬
можное конструктивное осуществление такого перехода показано
на фиг. 9.3.Несмотря на применение толстой, хорошо подкрепленной об¬
шивки, разрушающие нормальные напряжения в сжатых панелях
крыла из-за потери устойчивости существенно меньше, чем в рас¬
тянутых. В связи с этим сжатая и растянутая зоны выполняются
конструктивно неодинаково. В растянутой зоне обычно обшивка
тоньше, количество стрингеров меньше и они слабее (фиг. 9.4).
Растянутая зона в расчетных случаях Д и Д' также работает на
сжатие, но нагрузка при этом примерно в два раза меньше по
сравнению с другими расчетными случаями (наприа^р, Л').*	Понятие толстой и тонкой обшивки дано в главе VIII.212
NФиг. 9.2. Конструкция крыла со стрингерным набором,
/—передний лонжерон, 2—задний лонжерон, 3—стрингеры, 4—обшивка.213
Основными силовыми элементами, воспринимающими изгиб
крыла, являются межлонжеронные панели, состоящие из обшивки,
стрингеров и поясов лонжеронов. Действительно, передняя и зад¬
няя части профиля близко расположены к нейтральной оси и мало
влияют на величину момента инерции сечения. К тому же наличие
элеронов и механизации практически выключает из работы на
изгиб заднюю часть крыла.Фиг. 9.4. Сечение крыла. (В растянутой зоне обшивка обычно тоньше, коли¬
чество стрингеров меньше и они слабее.)Требования к точности выполнения обводов передней части
крыла, а также к состоянию ее поверхности очень высокие. Это
заставляет в ряде случаев отказываться от постановки в носке
крыла стрингеров, соединение которых с обшивкой искажает про¬
филь. Для обеспечения необходимой жесткости от действий мест¬
ных воздушных нагрузок нервюры в носке ставятся довольно
часто. Соединение носовой и хвостовой частей крыла с поясами
лонжеронов в целях облегчения сборки может осуществляться
винтами, как это показано на фиг. 9.5.От действия воздушной нагрузки панель, состоящая из обшив¬
ки со стрингерами, изгибается, опираясь в основном на нервюры.
Поэтому расстояние между нервюрами в первом приближении
может быть оценено из условия равенства критических напряже¬
ний местной и общей ротери устойчивости стрингеров:Фиг. 9.5. Соединение носка крыла с поясом лонжерона.'разр.м(9.1)где а — расстояние между нервюрами;214
Оразр.м — разрушающее напряжение местной потери устойчи¬
вости стрингера, определяемое по формулам гла¬
вы VIII;т — коэффициент, зависящий от опорных условий стрин¬
гера;i — радиус инерции сечения стрингера с присоединенной
обшивкой.При относительно тонкой обшивке нервюры связывают не толь¬
ко с обшивкой, но и со стрингерами. Пример конструктивного вы¬
полнения такой связи при¬
веден на фиг. 9.6.В конструкциях с более
толстой обшивкой связь
стрингеров с нервюрами не¬
обязательна. Она достаточ¬
но надежно осуществляется
непосредственно самой об¬
шивкой, как это показано
на фиг. 9. 7.Для крыла со стрингер¬
ным подкреплением большое
распространение получила
так называемая панельная
сборка, сущность которой
заключается в том, что кры¬
ло расчленяется на ряд тех¬
нологических панелей (фиг.9.8), которые затем соби¬
раются вместе в определен¬
ной последовательности. При
этом каждая технологическая панель .изготовляется независимо от
других в специальном стапеле в следующем порядке: первоначаль¬
но обшивке придается необходимая форма, соответствующая тео¬
ретическим обводам профиля крыла, затем к ней присоединяются
стрингеры половинки нервюр 2 и лонжеронов 3. Недостаток па¬
нельной сборки — увеличение количества деталей и некоторое
утяжеление конструкции. Однако ряд существенных преимуществ
во многих случаях делает панельную сборку предпочтительнее
других.К этим преимуществам относятся:1.	Хорошая поверхность крыла и точное соответствие его обво¬
дов заданному профилю, так как каркас при сборке ориентируется
по обшивке.2.	Облегчается весь процесс изготовления крыла:а)	упрощается монтаж различных проводок;б)	становится возможным широкое применение открытой ма¬
шинной клепки и др.215
,СтрингерФиг. 9. 7. Узел соединения обшивки, стрингера и нервюры.216
Конструкция крыльев с подкреплением в виде гофраКонструкции с подкреплением в виде гофра (фиг. 9. 9) встре¬
чаются реже чем со стрингерами. Они могут оказаться выгодными
как в весовом, так и в технологическом отношении, если шаг меж¬
ду стрингерами, получаемый из условий обеспечения достаточной
прочности, окажется весьма малым. Замена стрингеров продоль¬
ным гофром с точ:ш зрения
работы силовой схемы крыла,
принципиального значения не
имеет. Здесь лишь следует ука¬
зать на дополнительное пре¬
имущество гофрированного
подкрепления, связанное с его
возможностью воспринимать
сдвиг.В условиях нагрева, при
полете на больших числах М
иногда приходится применять
стальную обшивку, которая
для обеспечения достаточной
прочности получается очень
тонкой, Конструкция крыла
с тонкой, хорошо подкреплен¬
ной стальной обшивкой в опре¬
деленном диапазоне темпера¬
тур может оказаться легче по сравнению с конструкциями из дру¬
гих материалов. Одним из рациональных способов подкрепления
тонкой стальной обшивки является применение гофра с малой тол¬
щиной (сотые и десятые доли миллиметра) и малым шагом. Как
видно из фиг. 9. 9, соединение гофрированных листов с гладкими
осуществляется при помощи точечной сварки. Стенки лонжеронов
в такой конструкции подкрепляются от потери устойчивости при
сдвиге также тонким гофром, толщина которого возрастает по мере
увеличения поперечной силы. В местах крепления поясов лонжеро¬
нов с точки зрения повышения усталостной прочности иногда пред¬
усматриваются гофрированные накладки.Конструкция крыльев из монолитных панелейЗа последнее время, по данным иностранной печати, широкое
распространение для скоростных летательных аппаратов получи¬
ли конструкции крыльев, составленные из монолитных панелей.Крылья с малой относительной толщиной выполнять в виде
обычной клепаной конструкции нерационально, так как с умень¬
шением относительной толщины крыла потребная высота стринге¬
ров становится практически соизмеримой с высотой профиля. Это
приводит к тому, что часть материала стрингеров при изгибе
крыла из-за близости к нейтральной оси работает с малыми нор¬
мальными напряжениями. Последнее невыгодно в весовом отно¬Фиг. 9.9. Конструкция с подкреплением
обшивки и стенок лонжеронов гофром.217
шении. Переход к монолитной конструкции, показанной, например,
на фиг. 9. 10, позволяет частично устранить этот недостаток.Монолитные панели, из которых собирается крыло, отличаются
большим разнообразием. Они представляют собой листы обшивки,
часто переменной толщины, как по хорде, так и по размаху, вы¬
полненные за одно целое с ребрами жесткости. Эти ребра в зави¬
симости от конструктивного осуществления крыла могут заменять
стрингеры, лонжероны и пояса нервюр.Фиг. 9.10. Конструкция крыла, изготовленного из монолитных па¬
нелей.Известно несколько способов изготовления монолитных панелей: штампов¬
кой, прессованием, литьем, механической обработкой, глубоким химическим
травлением, прокаткой и др. Все эти способы имеют свои преимущества и недо¬
статки. Так, например, штамповкой можно изготовлять панели переменного сече¬
ния по длине с ребрами в различных направлениях. Гладкость наружной
стороны таких панелей исключает всякую дополнительную механическую обра¬
ботку. Однако изготовление штампованных панелей больших размеров требует
применения очень мощных прессов с усилиями в десятки и сотни тысяч тонн.
Прессованием можно получить панели большой длины с различной формой
ребер, но весьма ограниченной ширины, что обусловлено возможностями совре¬
менного оборудования. Литьем получают панели практически любой конфигу¬
рации, однако их прочность относительно невелика. Механической обработкой
толстых листов можно изготовить панели переменной толщины и различной
формы. Недостатками этого способа являются большие отходы материала, зна¬
чительная трудоемкость, необходимость создания специальных фрезерных стан¬
ков. Глубоким химическим травлением получают панели с различным направле¬
нием ребер. Однако при этом способе трудно обеспечивать одинаковую толщину
ребер из-за неравномерности травления. Прокаткой в отличие от описанных
выше способов можно изготовлять панели малой толщины — 1 м и тоньше.218
Крылья из монолитных панелей при прочих равных условиях
обладают рядом существенных преимуществ по сравнению с обыч¬
ными клепаными конструкциями. К таким основным преимущест¬
вам следует отнести следующие:—	снижение веса за счет уменьшения количества деталей, со¬
единительных швов, повышения разрушающих напряжений,
использования панелей переменной толщины по хорде и размаху
в соответствии с требованиями прочностного расчета;—■ улучшение качества поверхности (отсутствуют вмятины в ме¬
стах постановки заклепок и др.);—	упрощение технологии сборки крыла и сокращение подго¬
ночных работ;—■ повышение производственных возможностей заводов и сни¬
жение стоимости изготовления.Применением монолитных панелей устраняются резкие измене¬
ния поперечных сечений в местах стыка стрингеров, обшивки и
других элементов, которые имеются в клепаных конструкциях, су¬
щественно сокращается количество отверстий под заклепки.
Благодаря этому уменьшаются возможные зоны концентрации
напряжений, что в конечном итоге позволяет * увеличивать разру¬
шающие напряжения растяжения [формула (8. 1)]. Критические
напряжения сжатия обшивки при переходе к монолитным конст¬
рукциям также возрастают. Это объясняется улучшением ее опор¬
ных условий (обшивка не может поворачиваться относительно
продольных ребер — стрингеров).Конструкции крыльев из монолитных панелей можно^ разбить
на три типа.Первый тип характеризуется отсутствием продольных ре¬
бер, играющих роль стрингеров. В таком крыле практически весь
изгибающий момент воспринимается толстой обшивкой.Подобная конструкция показана на фиг. 9. 10. Здесь крыло образуется из
нескольких монолитных панелей, соединенных между собой вдоль размаха за¬
клепочными швами. Стенки крыла стыкуются в плоскости хорд с помощью
специального соединения, возможная конструкция которого, состоящая из стяж¬
ного болта и четырех конусных гаек, показана на фиг. 9.10,6. Внутренние
гайки 2 служат для контровки. При завертывании передняя часть этих гаек
сминается о резьбу болта, так как конусность у них меньше внутреннего отвер¬
стия в основных гайках 1. Гайки 1 и 2 после затяжки выступают за обводы
крыла. При дальнейшей механической обработке эти выступы удаляются. Стен¬
ки в местах, где проходят, болты, имеют соответствующие утолщения.Конструкция крыла второго типа принципиально отли¬
чается от первого наличием панелей, имеющих продольные и попе¬
речные ребра, заменяющие стрингеры и пояса нервюр. Обшивка
в таком крыле тоньше и поэтому нуждается в более тщательном
подкреплении. Разновидностью рассмотренной конструкции
является крыло, состоящее из монолитных панелей, которые имеют
только продольные ребра — стрингеры (фиг. 9. 11). В этом случае
пояса нервюр выполняются отдельно.Третий тип крыла представляет собой смешанную конст¬
рукцию, состоящую лишь частично из монолитных панелей. Эти219
панели располагаются в наиболее нагруженных зонах крыла, где
нет вырезов, и образуют в ряде случаев контейнеры для размеще¬
ния топлива.Фиг. 9. 11. Узел соединения нервюры с монолит-
. ной панелью, имеющей продольные ребра.Многостеночная конструкция крыльевМногостеночные конструкции (фиг. 9. 12) находят применение
для крыльев с малой относительной толщиной. Они позволяют
избавиться от стрингеров и нервюр и тем самым позволяют при
одном и том же весе несколько увеличить толщину обшивки. По-Фиг. 9.12. Многостеночная конструкция крыла.следнее повышает жесткость крыла на кручение и сдвиг, что очень
важно для тонких крыльев, например, с точки зрения сохранения
©ффективности элеронов на больших скоростях полета. Кроме того,
наличие большого количества стенок в значительной степени раз¬
гружает обшивку от касательных напряжений изгиба. Практически
вся поперечная сила воспринимается стенками. Вообще следует220
иметь в виду, что подкреплять обшивку более выгодно стенками,
ибо нервюры не участвуют в восприятии силов&х факторов. Много-
стеночная конструкция крыла, показанная на фиг. 9. 12, образована
часто расположенными цельноштампованными стенками (лонже¬
ронами) швеллерного сечения, подкрепляющими толстую обшив¬
ку, обычно переменного сечения по размаху. Последнее достигает¬
ся ступенчатым фрезерованием или другим способом.Конструкция крыльев с трехслойной обшивкойВ конструкции крыла с трехслойной обшивкой (фиг. 9.13)*
почти весь изгибающий момент воспринимается обшивкой. Пояса
лонжеронов ставятся лишь из конструктивных соображений (обес¬
печивают крепление стенки к обшивке, см. узел II на фиг. 9.13).
Выгодность такого решения объясняется следующим. С увеличе¬
нием доли изгибающего момента, воспринимаемого трехслойнойЖФиг. 9.13. Конструкция крыла с трехслойной обшивкой.обшивкой, возрастает ее момент инерции, а следовательно, увели¬
чиваются критические (разрушающие) напряжения потери устой¬
чивости и поперечная жесткость.При достаточно частой постановке стенок можно добиться
уменьшения веса конструкции, выполняя последние трехслойными.
Действительно, при увеличении числа стенок толщина их несущих
слоев уменьшается, так как суммарная площадь поперечного се¬
чения несущих слоев определяется лишь значением поперечной
силы. Таким образом, общий вес стенок практически остается без
изменений, так как вес заполнителя мал в сравнении с весом несу¬
щих слоев. Уменьшение же шага стенок позволяет получить для
трехслойной обшивки более высокие критические напряжения по¬
тери устойчивости, а следовательно, меньшую толщину ее несущих
слоев.* Aircraft Engineering, I, 1957.221
Стрингеры в крыле с трехслойной обшивкой ставить нецеле¬
сообразно, так как разрушающие напряжения сжатия у них могут
быть меньше, чем у обшивки. Постановка нормальных нервюр для
подкрепления обшивки оправдывается лишь в том случае, если
шаг стенок велик.Чаще применяются сотовые заполнители из металлов и стекло¬
текстолита. Сплошные заполнители из пенопластов применяются
довольно редко.Дело в том, что в формулу (8. 10) для критических напряжений трехслой¬
ной панели из всех характеристик заполнителя входит только модуль сдвига G,
причем с увеличением последнего критические напряжения возрастают. Поэтому
более выгодным по весу будет заполнитель с наибольшим отношением G/у,
где у — его удельный вес. Металлы (дуралюмин, титановые сплавы, сталь) и
стеклотекстолит имеют отношение G/ч в несколько раз больше, чем у современ¬
ных пенопластов. Так как сотовый металлический заполнитель при том же
приведенном модуле сдвига получается значительно легче, чем заполнитель из
пенопласта. т.о он и получил значительное распространение, несмотря на боль¬
шие технологические трудности.У\/\SSL✓\/\ФУФиг. 9. 14. Типы сот для заполнителя.а—квадратные, б—шестиугольные с продольным подкреплением, в—квадратные с про¬
дольным подкреплением.Формы сот характеризуются большим разнообразием. По дан¬
ным иностранной печати *, наибольшее распространение получили
соты, показанные на фиг. 8.27 и фиг. 9.14. В весовом отношении
более выгодны формы сот бив (см. фиг. 9. 14).Изменяя толщину грани соты и ее размеры, можно получить
наивыгоднейшие весовые и жесткостные характеристики запол¬
нителя.Конструкции стыков трехслойных панелей имеют особенности,
связанные с малой прочностью заполнителя на сжатие и отрыв
при действии сосредоточенных нагрузок. Для усиления панелей
в местах приложения сосредоточенных сил применяются различно¬
го типа вкладыши, выполняемые из металлов, пластмасс или из
комбинации этих материалов (фиг. 9.15). В целях усиления кро¬
мок трехслойных панелей и защиты заполнителя от попадания
в него загрязнений и влаги они окантовываются полосками сплош¬
ного сечения или стандартными прессованными профилями (см.*	См., например, Luftahrttechnik, 1958, Bd. 4, Nr. 7, 9.222
фиг. 9. 15, а). Окантовка также улучшает работу панелей на сдвиг
и упрощает стыковку панелей между собой и с другими элемента¬
ми конструкции.При стыковке панелей для передачи нормальных и касательных
напряжений необходимо соединять между собой несущие слои.
Заполнитель в продольных стыках соединять необязательно
(фиг. 9. 16). Однако в этом случае он должен быть прикрепленВкладышПрофиль■гшинфшгтттОнантобочный
профильи/о)Фиг. 9. 15. Конструкция окантовок (а) и местных
усилений (б) трехслойных панелей.к профилям 2 или 3 (см. фиг. 9. 16), окантовывающим панель, для
передачи воздушной нагрузки.В поперечных стыках целесообразно обеспечивать соединение
заполнителя (фиг. 9. 17), так как он из технологических соображе¬
ний делается более жестким, чем необходимо, и может передавать
до 10—20% осевых усилий, действующих в панели.Соединение трехслойной обшивки со стенками и нервюрами
может осуществляться с помощью уголковых профилей на клею
или заклепках. Вариант такого соединения показан на фиг. 9. 18.Конструкции крыльев с разнесенной обшивкойКонструкция крыла с разнесенной обшивкой * принципиально
аналогична крылу с обычной трехслойной обшивкой (фиг. 9.19),
но встречается реже.-В качестве элементов, подкрепляющих несущий слой обшивки,
обычно применяется гофр, который в технологическом отно¬
шении выгоднее подкрепления в виде изолированных профилей
(см. фиг. 8.31).В межлонжеронной части крыла гофр размещается параллель¬
но размаху. При таком расположении он участвует в восприятии
осевых и касательных усилий, действующих на панель обшивки.
В носке и хвостике гофр может располагаться перпендикулярно
размаху крыла. В том случае, когда несущие слои получаются*	Иногда употребляется название — обшивка с ребристым заполнителем.223
Фиг. 9.16. Конструкция продольных
стыков трехслойных панелей./—накладки, 2—прессованные профили,3—катаный профиль, 4—пояс лонжерона.Фиг. 9.17. Конструкция поперечного стыка трех¬
слойных панелей*./—несущие слои, 2—сотовый заполнитель, 3—накладки,4—пластмассовый вкладыш.fФиг. 9. 18. Конструкция
соединения трехслойной
обшивки крыла со стен¬
кой лонжерона.
сравнительно тонкими, разнесенная обшивка не дает выигрыша
в весе. Это объясняется тем, что в этом случае толщина подкреп¬
ляющих элементов, выбираемая из условия обеспечения местнойустойчивости, будет соизмерима с толщиной несущих слоев. Под¬
крепляющие элементы, мало увеличивающие момент инерции, бу¬
дут иметь большой вес, что уменьшает весовую выгодность всей
разнесенной обшивки.Конструкции крыльев со сплошным заполнителем (фиг. 9.20)
могут оказаться выгодными в весовом отношении для крыльев
с малой относительной толщиной. Это объясняется тем, что в тон¬
ком крыле внутренние несущие слои трехслойной обшивки, распо¬
ложенные близко от нейтральной оси, неполноценно используются
при изгибе. Отказ от внутренних несущих слоев в этом случае поз¬
волит получить более рациональную конструкцию.Критические напряжения обшивки получаются достаточно вы¬
сокими из-за поддерживающего влияния заполнителя. Поэтому не
имеет смысла дополнительно подкреплять обшивку многочислен¬
ными стенками. Стенки ставятся только для восприятия попереч¬
ной силы. По условиям технологии часто бывает выгодно ставить
две стенки (у носка и хвостика). Если расстояние между стенками
невелико и заполнитель достаточно жесток, нормальные нервюры
не нужны. Воздушная нагрузка будет передаваться на стенки
через заполнитель. Так как заполнитель хорошо поддерживает
стенки при их работе на сдвиг, то последние делать трехслойными
нецелесообразно.15 598	225Фиг. 9. 19. Конструкция крыла с разнесенной обшивкой.Конструкции крыльев со сплошным заполнителем
Фиг. 9.20. Конструкция крыла со сплошным заполнителем.§ 2. КОНСТРУКЦИИ КОРНЕВЫХ ЧАСТЕЙ КРЫЛЬЕВКомпоновка летательных аппаратов (размещение двигателей,
топлива, воздухозаборников и др.), форма крыла в плане, его экс¬
плуатационные и технологические требования определяют разно¬
образие конструктивных форм корневой части крыла.Прямые крыльяДля прямых крыльев современных летательных аппаратов наи*
большее распространение получили следующие варианты конст¬
руктивного выполнения корневой части.Первый тип — конструкции, у которых продольные элемен¬
ты, работающие на изгиб (лонжероны, стрингеры, обшивка, гофр
и др.), продолжаются и на участке, занятом корпусом.Второй тип — конструкции, у которых все продольные эле¬
менты, за исключением лонжеронов, обрываются у борта корпуса
(фиг. 9.21). Разновидностью таких конструкций являются крылья,
имеющие на участке корпуса кольцевые лонжероны.Конструкции первого типа более совершенны, так как обшивка
с подкрепляющими элементами возле корпуса полноценно рабо¬
тает при изгибе.Осевые силы от изгибающего момента в лонжеронах, обшивке
и в подкрепляющих ее продольных элементах уравновешиваются
в центральной части самого крыла* (фиг. 9.22 и 9.23).На корпус передаются лишь поперечные силы и крутящие
моменты в виде распределенных касательных потоков (см.
фиг. 9.22) или в виде сосредоточенных сил Qi и Q2 (см. фиг. 9.23).Наличие силовых элементов крыла внутри корпуса создает
большие трудности в осуществлении желательной компоновки,*	Это справедливо при симметричном нагружении крыла. В противном слу¬
чае уравновешивание достигается за счет реакций в узлах крепления крыла к
корпусу.226
Фиг. 9.21. Конструкция корневой части крыла. Стрингеры и обшивка обры¬
ваются у бортов корпуса.Фиг. 9.22. Схема, иллюстрирующая передачу силовых факторов с крыла,
корневая часть которого внутри корпуса имеет обшивку, на корпус. (По¬
перечные силы и крутящие моменты с крыла передаются на корпус в виде
потоков распределенных касательных сил. Осевые силы от изгибающего мо¬
мента уравновешиваются в центральной части самого крыла и на корпус непередаются).15*22Г
toto00Фиг. 9.23. Схема, иллю¬
стрирующая передачу
силовых факторов с
крыла, корневая часть
которого внутри корпу¬
са не имеет обшивки,
на корпус. (Поперечные
силы и крутящие момен¬
ты передаются на кор¬
пус в виде сосредото¬
ченных сил Qi и Q2.
Осевые силы от изги¬
бающего момента урав¬
новешиваются в поясах
лонжеронов централь¬
ной части крыла и на
корпус не передаются).
особенно таких летательных аппаратов, у которых объемы для
размещения топлива, силовых установок и др. весьма ограничены.
Этот недостаток устраняется применением конструкций, у которых
лонжероны на участке корпуса трансформируются в силовые
кольцевые шпангоуты, возможные типы которых показаны на
фиг. 9.24. Такие лонжероны при правильном выборе их размеровмогут оказаться легче обычных. Объясняется это тем, что изгибаю¬
щие моменты от консольных частей крыла воспринимаются на
участке корпуса парами сил с плечами, гораздо большими, чем Н
(см. фиг. 9.24, а).Помимо преимуществ компоновочного характера, конструкции
второго типа позволяют осуществлять удобные в эксплуатации
разъемы, допускающие отделение консоли крыла от корпуса. Этим
самым повышается эффективность использования ^етательного
аппарата, так как крыло в случае его повреждения может быть
заменено новым. Кроме того, упрощается транспортирование
аппарата, его ремонт и др.229
Основной недостаток конструкций второго типа заключается
в неполноценной работе на изгиб стрингеров и обшивки вблизи
корпуса. Действительно, нормальные напряжения в обшивке и
подкрепляющих ее продольных элементах практически отсут¬
ствуют по сечению бортовой нервюры (где они имеют свободный
край) из-за пренебрежимо малой жесткости нервюры в направле-Фиг. 9.25. Конструкция лонжерона крыла в местах
прохода воздухозаборников двигателей.нии, перпендикулярном ее плоскости. По мере удаления от корпу¬
са нормальные напряжения возрастают. На удалении, приблизи¬
тельно равном расстоянию между лонжеронами, обшивка и
стрингеры воспринимают изгиб крыла полноценно.В крыльях тяжелых летательных аппаратов в местах прохода
воздухозаборников стенки лонжеронов в целях экономии веса
иногда заменяют штампованными рамами (фиг. 9.25).Стреловидные крыльяУ корневой части стреловидных крыльев имеются свои конст¬
руктивные особенности. Они обусловлены переломом в районе
корпуса осей элементов, составляющих продольный силовой набор
крыла (лонжеронов, стрингеров).Наиболее типичными являются конструкции корневых частей
стреловидных крыльев:—	с переломом осей элементов продольного силового набора
у бортов корпуса;230
—	с переломом осей элементов продольного силового набора
в плоскости симметрии летательного аппарата;—	с внутренним подкосом.Стреловидные крылья, у которых оси продольных элементов
имеют перелом у борта корпуса или на оси аппаратаКонструкции первых двух типов встречаются как с обшивкой и
стрингерами на участке корпуса, так и без них.Из-за трудностей компоновочного характера обшивка крыла на
участке корпуса иногда отсутствует (фиг. 9.26).Однако по сравнению с прямым крылом это в меньшей степе¬
ни сказывается на увеличении веса конструкции. Последнее объяс-Фиг. 9.26. Конструкция корневой части стреловидного крыла.няется более полноценной работой обшивки на нормальные на¬
пряжения вблизи корпуса. В этом легко убедиться, если рассмот¬
реть равновесие элементарных полосок, выделенных из обшивки
треугольной части крыла (фиг. 9.27). Нормальные напряжения
от изгиба (Хк могут действовать уже практически по всей длине
элементарной полоски, уравновешиваясь у ее скошенного конца
касательными потоками <7обш, которые и нагружают бортовую нер¬
вюру. Следовательно, в непосредственной близости от свободного
конца обшивки (борт корпуса) по граням элементарных треуголь¬
ников действуют значительные нормальные напряжения ст.В стреловидных конструкциях нормальные напряжения изгиба
огк в корневых сечениях распределяются иначе, чем в прямом231
Крыле. Это объясняется разными длинами элементов продольного
силового набора *. Задний лонжерон, примыкающие к нему стрин¬
геры и участки обшивки, как более короткие, а следовательно,
менее податливые изгибу, будут работать с ‘большими напряже¬
ниями. Такая специфика распределения нормальных напряжений,связанная с их концентрацией
вблизи стенки заднего лонже¬
рона, отражается на конструктив¬
ном осуществлении корневой ча¬
сти стреловидных крыльев:—	задний лонжерон выпол¬
няется более мощным по срав¬
нению с передним;—	обшивка в ряде случаев
делается переменной толщины
вдоль хорды с возрастанием тол¬
щины к заднему лонжерону.Возможная конструкция кор¬
невой части стреловидного кры¬
ла с переломом осей лонжеронов
у бортов корпуса показана на
фиг. 9.26. Помимо отмеченных
особенностей, она характеризует¬
ся наличием усиленных бортовых
нервюр.Бортовые нервюры (фигура
9. 28, б) нагружаются, например,
от изгиба крыла за счет перелома
осей лонжеронов в узлах 1 и 2
(см. фиг. 9.28, а) значительными изгибающими моментами Мьх и
МЬ2 и касательными силами обшивки (см. фиг. 9.27). Моменты
МБ] и Л/Б2 близки по величине моментам в лонжеронах. Поэто¬
му бортовые нервюры по размерам своих поперечных сечений мо¬
гут быть соизмеримы с лонжеронами.В тех случаях, когда на участке корпуса крыло имеет обшив¬
ку, бортовые нервюры (фиг. 9.29,6) нагружаются распределенны¬
ми касательными силамиФиг. 9.27. Схема, иллюстрирующая
уравновешивание сил в обшивке
треугольной части крыла.#Б.н	 Л^Б.нН12.1работая от них на сдвиг.В этом легко убедиться, рассматривая фиг. 9.30. Изгибающие
моменты, обозначенные векторами Л1Корп, нагружают часть крыла*
расположенную в корпусе (см. фиг. 9.29,а), а моменты МБ н —
бортовые нервюры (см. фиг. 9.29,6).*	Здесь под длиной продольных элементов понимается расстояние от рас¬
сматриваемого поперечного сечения до плоскости симметрии летательного аппа¬
рата. Например, для сечения 2—3 (см. фиг. 9.27) задний лонжерон имеет
длину 0—2, а передний 0—1—3.232
233
В конструкции крыла с переломом продольных элементов
<в плоскости симметрии корпуса (фиг. 9.31) предусматривается
дополнительная центральная усиленная нервюра. Выясним ее
роль.Составляющие МКОрП изгибающих моментов М, подошедших
с обоих половин крыла к плоскости симметрии летательного аппа¬
рата, взаимно уравновешиваются (фиг. 9.32). В то время как со-ЦентральнаяФиг. 9.31. Конструкция стреловидного крыла, продольные элементы
которого имеют перелом в плоскости симметрии корпуса.н»вставляющие Мц.н, суммируясь, приводятся к моменту ЯЛ =2Мц:
который, вызывая кручение подкорпусной части крыла (в плоско¬
стях, параллельных плоскости симметрии летательного аппарата),
в конечном итоге уравновешивается моментом опорных реакций
в узлах 1, 2, 1' и 2' Это происходит следующим образом. Мо¬
мент 2Я нагружает центральную нервюру вдоль ее поясов потоком
сил (фиг. 9. 33, б)ЯоН1о-огде Я —высота центральной нервюры.Этот поток образуется составляющими осевых усилий элемен¬
тов продольного набора. От сил qo центральная нервюра работает
на сдвиг, уравновешиваясь по контуру потоком касательных уси¬534
лий <7ц.н со стороны обшивки и стенок лонжеронов, с которыми она
скреплена (см. фиг. 9.31):?ц.н=^г—=°-5?0.где2^ц.„F„ „=///,о-о*Потоки qn.в сдвигом обшивки и сте¬
нок лонжеронов передаются на бор¬
товые нервюры (см. фиг. 9.33, в),
которые, в свою очередь, уравно¬
вешиваются реакциями R в узлах
крепления..—\tzsz	ОськрылаФиг. 9.32. Схема уравновеши¬
вания изгибающего момента.Центральная <
нервюр*бортовые^ ^
уУ хнервюры г?\яФиг. 9.33. Схема нагружения
центральной (б) и бортовых
(в) нервюр стреловидного
крыла, продольные элементы
которого имеют перелом в
плоскости симметрии корпуса.Стреловидные крылья с внутренним подкосомСтреловидные крылья с внутренним подкосом представляют со-'
бой конструкцию, опертую на корпус посредством шарнирных
узлов и подкосной балки (фиг. 9.34 и фиг. 9.35).Подкос размещается внутри крыла и выполняет роль, аналог
гичную роли обычного внешнего подкоса, который удерживает
шарнирно закрепленную балку от поворота, уменьшая изги¬
бающие моменты в ее корневой части (фиг. 9.36).Постановка внутреннего подкоса приводит не только к умень¬
шению величин изгибающих моментов в корневой части крыла (на
длине 1—4 фиг. 9.34,6), но и к разгрузке бортовых нервюр от
изгиба. Первое улучшает работу крыла на изгиб, а второе облег¬
чает задачу осуществления вырезов в корневой части крыла для235
ю%подносУсиленная нервюраЛонжерон
Бортовая нервюра5)Фиг. 9. 34. Силовой каркас стреловидного крыла с внутренним подкосом.
размещения шасси и др. При расположении оси подкоса перпен¬
дикулярно плоскости симметрии летательного аппарата бортовые
нервюры полностью разгружаются от изгиба. Это обстоятельствоворсовая
нервюра		Фиг. 9.35. Конструкция стреловид¬
ного крыла с внутренним подкосом
и вырезом под шасси.позволяет отказываться от их постановки в отдельных конструк¬
циях, имеющих большие вырезы (см. фиг. 9.35).В целях упрощения технологии изготовления крыла внутренний
подкос иногда делают неразъемным и не связанным с обшивкой и
стрингерами (фиг. 9.37). В этом случае подкос свободно проходит
через бортовую нервюру и своим
концом шарнирно соединяетсяНагрузка<тШарнир-,
ное креп-*
ление
балкис передним лонжероном. Возмож¬
ная конструкция такого шарнир¬
ного соединения показана на
фиг. 9.38. Однако при наличии
вырезов в обшивке корневой ча¬
сти крыла приходится отказы¬
ваться от такой конструкции под¬
коса и увязывать его в силовом
отношении с обшивкой, лонжеро¬
ном и нервюрами. Это необходимо
делать с целью обеспечения пол¬
ноценной работы корневой части
крыла на изгиб и кручение. При¬
мерная конструкция соединения подкоса с лонжероном и нервюрой
в узле I (см. фиг. 9. 35) показана на фиг. 9.39. Здесь связь между
ттоясами подкоса, лонжерона и нервюры осуществляется посред¬
ством толстой обшивки и соответствующих накладок.При больших углах стреловидности подкос обычно распола¬
гается неперпендикулярно к плоскости симметрии корпуса (см.Фиг.j HUUitUU V VLrrtitlfej 11 ШТТгтттт^-.9.36. Схема нагружения крыла
с внешним подкосом.237
фиг. 9.34,6). Это делается с целью увеличения строительной
высоты подкоса в районе разъемного узла 2, где действует макси¬
мальный изгибающий момент. Перелом продольной оси подкосаФиг. 9.37. Силовой каркас стреловидного крыла с внутренним подкосом.в узле 2 приводит к нагружению бортовой нервюры изгибающим
моментом. В этом случае постановка усиленной бортовой нервюры
в крыле или на корпусе обязательна. С целью увеличения разме¬
ров выреза лонжерон иногда выполняется с переломом продольной
оси в узле I (см. фиг. 9.35).Фиг. 9.38., Узел шарнирного соединения внут¬
реннего подкоса с лонжероном крыла.В заключение отметим, что стреловидные крылья встречаются
с различным расположением нервюр:—	крылья, когда нервюры расположены вдоль хорд фактиче¬
ского обтекания, т. е. по потоку;—	крылья, когда нервюры расположены перпендикулярно оси
крыла, передней кромке, линии фокуса или образуют приблизи¬
тельно равные углы с лонжеронами.238
Первый случай расположения нервюр предпочтительнее с точ¬
ки зрения аэродинамики, так как обшивка выпучивается в полете
в плоскостях фактического обтекания крыла. Однако в весовом и
в производственном отношениях преимущество за вторым спосо¬
бом расположения нервюр. Это объясняется относительной просто¬той соединения нервюр со стенками лонжеронов и обшивкой
(нет острых углов) и меньшей нагрузкой, приходящейся на каж*
дую нервюру*. Как показывают сравнительные расчеты и экспе¬
рименты, специфика расположения нервюр не оказывает практи¬
ческого влияния на работу силовой схемы стреловидного крыла.Треугольные крылья по конструктивному осуществлению
корневой части могут быть разделены на две категории. К первой
категории относятся конструкции, выполненные по типу стрело¬
видных крыльев, особенности которых рассмотрены выше. Однако
малые удлинения треугольных крыльев и большие абсолютные
толщины профи чей в корневых сечениях позволяют создавать вы¬
годные в весовом отношении специфические конструкции, которые
и относятся ко второй категории. Из специфических конструкций,
присущих только треугольным крыльям, наибольшее распростра¬
нение получили многолонжеронные и однолонжеронные конст¬
рукции.*	При этом предполагается, что шаг между нервюрами в обоих случаях
один и тот же«Фиг. 9.39. Узел соединения внутреннего подкоса
с лонжероном и силовой нервюрой крыла.Треугольные крылья239
Многолонжеронная конструкция треугольного крылаТиповая конструкция многолонжеронного треугольного крыла
показана на фиг. 9.40. Она характеризуется наличием продольных
балок-лонжеронов, расположенных перпендикулярно плоскости
симметрии летательного аппарата, которые воспринимают в корне¬
вых сечениях крыла основную долю изгибающего момента. Значи¬
тельная строительная высота основных лонжеронов в корневых
сечениях крыла и передача изгибающих моментов по кратчай¬
шему направлению способствуют получению выгодной в весовом
отношении конструкции. Однако расположение продольных сило-Фиг. 9.40. Силовой каркас многолонжеронного треугольногокрыла.вых элементов не по образующим крыла создает технологические
трудности, так как лонжероны и стрингеры в этом случае должны
выполняться двойной кривизны.Межлонжеронные отсеки треугольного крыла могут быть
использованы для размещения шасси, топлива и др. В этом случае
компенсация вырезов легко осуществляется путем соответствую¬
щего усиления продольных балок, окантовывающих вырез. Приме¬
нение монолитных панелей позволяет создавать хорошо гермети¬
зированные отсеки для топлива.Лонжероны на участке корпуса иногда трансформируются
в кольцевые или вообще переходят к однолонжеронной конструк¬
ции, которая состоит из одного основного и системы вспомогатель¬
ных лонжеронов — продольных балок. Вспомогательные лонжеро¬
ны в отличие от основного крепятся к корпусу шарнирно, в виде
одноболтового соединения или посредством бортовых уголь¬
ников.240
Для треугольного крыла с малой относительной толщиной про¬
филя, по данным зарубежной печати, возможно выгодной может
оказаться конструкция с вееро¬
образным расположением лонжеро¬
нов-стенок (фиг. 9.41). Выгодность
такой конструкции, по-видимому,
может быть объяснена следующими
обстоятельствами:—	веерообразно расположенные
лонжероны (стенки) одновременно
выполняют функции нервюр и лон¬
жеронов обычного треугольного
крыла. Однако количество их при
этом меньше, чем у совокупности
лонжеронов и нервюр;—	все лонжероны (стенки) в ме¬
сте действия максимального изги¬
бающего момента (около узла Л,
фиг. 9. 41) имеют наибольшие, прак¬
тически одинаковые высоты, что
рационально в весовом отношении;—	предельно упрощается сты¬
ковка крыла с корпусом, особенно
в случае поворотного крыла.§. 3. КОНСТРУКЦИИ РАЗЪЕМОВ
И ВЫРЕЗОВ В КРЫЛЬЯХУдовлетворение эксплуатацион¬
ным и технологическим требова¬
ниям, предъявляемым к конструк¬
ции летательных аппаратов, связано
с необходимостью выполнять крылья
разъемными и с вырезами в об¬
шивке. Разъемы служат для отделения крыла от корпуса лета¬
тельного аппарата при необходимости транспортировки самолета,
хранения его на складе, монтажа аппаратуры, ремонта и др. Кры¬
ло летательного аппарата небольшого веса, как правило, имеет
два разъема, по которым оно расчленяется на корневую часть
(центроплан) и две консоли. В крыльях тяжелых машин количест¬
во разъемов, обычно, больше и (выполняются они разнообразнее
(отъемные носки, х»востовики и др.). Разъемные крылья незави¬
симо от способа соединения их частей тяжелее неразъемных из-за
дополнительного веса стыковых узлов.Конструкции разъемов зависят от силовой схемы крыла и от¬
личаются большим разнообразием. Однако принципиально они
могут быть сведены к двум типам:1)	контурному разъему, в котором все силовые элементы кры¬
ла соединены друг с другом;Фиг. 9.41. Конструкция тре¬
угольного крыла с веерообраз¬
ным расположением лонжеро¬
нов.16 598241
2) тачечному разъему, в котором лишь отдельные силовые эле¬
менты крыла соединены между собой.Первый тип разъемов наиболее характерен для летательных
аппаратов, крылья которых имеют сравнительно толстую, хорошо
подкрепленную обшивку.При контурном соединении в разъеме повсеместно осущест¬
вляется силовая связь между обшивкой, лонжеронами, стрингера¬
ми или другими подкрепляющими элементами. Благодаря этомуФиг. 9.42. Конструкция контурного разъема крыла, осуществляемого
при помощи стыковочных профилей.силовые элементы в разъеме и вблизи него полноценно участвуют
в изгибе и кручении крыла. Следовательно, в этом случае с точки
зрения передачи силового потока можно считать, что разъема как
бы нет.Конструкция контурного разъема напоминает фланцевое со¬
единение и обычно образуется при помощи стыковочных профилей
(фиг. 9.42), фитингов (фиг. 9.43), уголковых профилей и др. Наи¬
большее распространение получила конструкция контурного разъ¬
ема, когда силовая связь обшивки и стрингеров осуществляется при
помощи стыковочных профилей (гребенок), стягиваемых болтами,
расположенными в специальных колодцах (см. сечение А—А на
фиг. 9.42). Торцы стыковочных профилей для плотного прилегания
друг к другу механически обрабатываются так, чтобы изгибающий
момент в сжатой зоне крыла передавался равномерно упором242
стыковых профилей или фитингов. Возможная конструкция сило¬
вой увязки стыковочного профиля с обшивкой и стрингерами по¬
казана на фиг. 9. 44. Недостаток контурных разъемов — трудности
монтажа и демонтажа — в значительной мере устраняется при
переходе к точечным разъемам.Фиг. 9.43. Конструкция контурного разъема крыла, осуществляемого при по¬
мощи фитингов.При точечном разъеме силовая связь между частями крыла осу¬
ществляется через узлы, стыкующие только лонжероны (стенки).
Обшивка и стрингеры непосредственно друг с другом не соеди¬
няются (см. фиг. 9.23)-. Поэтому они полноценно включаютсяФиг. 9.42. Конструкции контурного разъема крыла, осуществляемого
при помощи стыковочных профилей.в работу на изгиб лишь на некотором удалении от разъема. Вслед¬
ствие этого такой вид разъема по сравнению с контурным при
обеспечении одной и той же жесткости требует большего веса
конструкции.16*243
Количество стыковых узлов зависит от конструктивно-силовой
схемы крыла. Однако практически наименьшее число узлов равно
трем. Возможная конструкция разъема при трехточечном крепле¬
нии показана на фиг. 9.45. Изгибающий момент в этом случае
воспринимается срезом болтов, соединяющих соответствующие
пояса основного лонжерона. Нижнее ухо обычно выполняется
массивнее, так как оно работает на разрыв (расчетные случаи А,А') при большей нагрузке, чем верхнее (расчетные случаи Д, Д').
Стыковой узел на дополнительном лонжероне представляет собой
обычно шарнирное соединение и может обеспечивать восприятие
горизонтального изгибающего момента и поперечной силы верти¬
кального изгиба.Однако при такой конструкции узла (шарнир) дополнительный
лонжерон в разъеме не воспринимает изгиба в вертикальной плос¬
кости. По мере удаления от разъема за счет сдвигов в обшивке он
постепенно включается в изгиб и на некотором расстоянии от разъ¬
ема практически работает полноценно (см. фиг. 9.45,6).Конструкция разъемов при четырехточечном и большем числе
узлов крепления показана на фиг. 9.46 и 9.47. Применение разъ¬
емов с вертикально расположенными болтами (фиг. 9.48) позво¬
ляет в ряде случаев облегчить монтаж и демонтаж, а главное244
уменьшить габариты стыковых узлов. Последнее особенно важно
при малых относительных толщинах крыла. В стреловидных
крыльях, у которых бортовая нервюра перенесена на корпус, по¬
становка вертикальных болтов упрощает конструкцию разъема.Иногда конструкция разъема предусматривает комбинацию как
вертикально, так и горизонтально расположенных болтов (см.
фиг. 9.47). Это объясняется стремлением за счет среза горизон¬
тально расположенных болтов улучшить в разъеме восприятие
вертикальной поперечной силы.Для подхода к агрегатам оборудования, а также для монтажа
и демонтажа топливных баков и других целей в крыльях прихо¬
дится делать различные вырезы. Эти вырезы нарушают непрерыв¬
ность силовых элементов крыла и тем самым влияют на его рабо¬
ту. Степень влияния зависит от величины выреза, вида силового
воздействия, конструктивного оформления выреза и др. Малые вы¬
резы при незначительной компенсации практически не оказывают
влияния на деформации и напряженное состояние конструкции.
Компенсация малых вырезов достигается путем их окантовки со¬
ответствующими профилями и накладками, образующими плоскую
раму. Такие вырезы закрываются легкосъемными крышками, кон¬
струкция которых для сохранения формы и плотности прилегания
выполняется достаточно жесткой.Большие вырезы встречаются двух типов:1)	компенсированные;2)	некомпенсированные.245
Полная компенсация больших вырезов осуществляется путем
постановки съемных силовых панелей, равнопрочных с вырезан¬
ными участками крыла. Соединением съемных панелей с крылом
восстанавливаются нарушенные силовые связи и обеспечивается
полноценная передача изгиба и кручения.Фиг. 9.47. Конструкция разъема крыла, в котором применены верти¬
кальные и горизонтальные болтовые соединения.Конструкция съемной панели, полностью компенсирующей
большой вырез, показана на фиг. 9.49. Как видно из этой фигуры,
стрингеры и обшивка соединяются с прилегающими участками
крыла с помощью стыковых профилей и болтов. Этим самым обес¬
печивается передача осевых сил при изгибе. Передача же каса^
тельных потоков осуществляется винтами, при помощи которых
края панели крепятся к стрингерам и нервюрам. Съемные панели
утяжеляют конструкцию крыла. Их монтаж и демонтаж отличает¬
ся трудоемкостью и требует установки крыла в ненапряженное
положение.246
КольцевойлонжеронЛонжеронФиг. 9.48. Узел разъема крыла, в
котором применено вертикальное
болтовое соединение.Фиг. 9. 49. Конструкция силовой съемной панели.247
Если обшивка крыла относительно тонка и слабо подкреплена,
то конструкция съемных панелей упрощается. В этом случае они
крепятся по контуру только винтами, обеспечивающими лишь пе¬
редачу касательных сил. Утраченная за счет выреза жесткость на
изгиб восстанавливается соответствующим усилением поясов лон¬
жеронов.Большие некомпенсированные вырезы в крыле приходится де¬
лать для размещения шасси и в местах, требующих частого досту¬
па (аппаратура, грузы и др.)- Они существенно ослабляют конст¬
рукцию, к тому же значительные участки обшивки с подкрепляю¬
щими элементами вблизи краев выреза неполноценно участвуют
в изгибе. Поэтому компенсация таких вырезов сопряжена с корен¬
ными изменениями силовой схемы крыла (постановка дополни¬
тельных нервюр и др.). Панели, прикрывающие некомпенсирован¬
ные вырезы, выполняются не силовыми, однако они должны для
восприятия местной воздушной нагрузки обладать достаточной
прочностью и жесткостью.
Глава XРАСЧЕТ КРЫЛА НА ПРОЧНОСТЬРасчеты крыла на прочность сводятся к определению нормаль¬
ных и касательных напряжений в его основных силовых элементах
(обшивке, стрингерах и др.) от действия внешних нагрузок и
к сравнению этих напряжений с разрушающими. При расчете
жесткости определяют деформации и сопоставляют их с допусти¬
мыми. Исходными данными для расчета общей прочности и жест¬
кости крыла являются внешние нагрузки, геометрические парамет-¥Фиг. 10. 1. К распределению касательных т и нормальных напряжений о
по толщине обшивки в соответствии с безмоментной теорией.ры конструкции, физико-механические и прочностные характери¬
стики применяемых материалов с учетом кинетического нагрева.Определение напряжений и деформаций в элементах крыла,
базируясь на общих принципах строительной механики, представ¬
ляет собой сложную, многократно статически неопределимую
задачу. Поэтому практически приходится пренебрегать рядом
второстепенных факторов и переходить от реальной конструкции
к той или иной расчетной силовой схеме.В основе, расчета тонкостенных конструкций летательных аппа¬
ратов обычно лежит безмоментная теория, согласно которой нор¬
мальные и касательные напряжения по толщине элементов, обра¬
зующих конструкцию, распределяются равномерно (фиг. 10.1,6).
В действительности напряжения по толщине переменны (см.
фиг. 10.1 у а). Это значит, что практически пренебрегают моментами
внутренних усилий (см. фиг. 10. l.e), т. е. пренебрегают соб¬
ственной жесткостью изгиба и кручения отдельно взятых элемен¬249
тов конструкций. Безмоментная теория значительно упрощает
расчеты и обеспечивает достаточно приемлемую точность.Методы определения напряжений и деформаций, излагаемые
в настоящей главе, в общем случае не могут быть распространены
на сечения крыла, расположенные в районе разъемов, больших
вырезов и корпуса. Особенно это характерно для стреловидных и
треугольных крыльев, которым и посвящается следующая глава.§ 1. НОРМАЛЬНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯНормальные напряжения в сечениях крыла возникают от дейст¬
вия изгибающего момента М. При изгибе балок они определяются
по формуле°=т-у,	(10.1)J Xгде М — изгибающий момент;у—'Координаты точек конструкции, в которых определяются
напряжения;/*— момент инерции сечения относительно главной оси х—х.Фиг. 10.2. Эпюры продольных деформаций (а) и нормальных на¬
пряжений (б) по высоте сечения крыла.В основу вывода формулы .(10. 1) положены гипотеза плоских
сечений и линейная зависимость между напряжениями и дефор¬
мациями (закон Гука). Кроме того, предполагается, что материал
конструкции однороден и продольные волокна не давят при де¬
формации друг на друга, т. е. считается, что нормальные напряже¬
ния в продольных сечениях отсутствуют. Возникает вопрос: приме¬
нима ли для крыла формула (10.1)?Экспериментальные исследования показывают, что для крыла
гипотеза плоских сечений в основном справедлива, т. е. продоль¬
ные деформации элементов крыла изменяются по высоте его сече¬
ния по линейному закону (фиг. 10.2, а).Наличие жестких в своей плоскости нервюр обеспечивает неиз¬
меняемость контура поперечного сечения при изгибе, это дает
основание полагать, что давление продольных волокон друг на
друга отсутствует, т. е. напряженное состояние является одно¬
осным. Однако для крыла закон Гука не выполняется. К тому же
в ряде случаев оно изготавливается из разнородных материалов.
Для уяснения этого следует иметь в виду, что крыло рассчитывает¬
ся на действие разрушающих нагрузок, которым соответствуют250
пластические деформации, когда линейная зависимость между
напряжениями и деформациями нарушается (см. фиг. 10.2,6).
Нарушение этой зависимости может иметь место и при нагрузках
меньше разрушающих из-за потери устойчивости отдельными эле¬
ментами крыла. Все это вместе взятое позволяет сделать вывод,
что формула (10. 1) для
крыла непосредственно не¬
применима. Этой формулой
можно воспользоваться, если
ввести редукционные коэф¬
фициенты.Сущность метода редук¬
ционных коэффициентов за¬
ключается в том, что с их
помощью обеспечивается ли¬
нейная зависимость напря¬
жений от деформаций. Для
этого взамен истинного се¬
чения крыла вводят приве¬
денное (редуцированное),
выполненное из идеально
упругого материала. В этом
случае фактические диа¬
граммы сг = /(е) для сило¬
вых элементов (фиг. 10.3), полученные экспериментальным путем
или построенные приближенно теоретически, заменяются одной
фиктивной диаграммой с линейной зависимостью напряжений вф
от деформаций (е). При этой замене необходимо потребовать,
чтобы величины осевых усилий (S) в любом элементе истинного
и редуцированного (приведенного) сечения были одинаковымираз р. л■'растФиг. 10.3. Зависимость напряжений а от
относительных деформаций е для различ¬
ных силовых элементах крыла.1—пояс лонжерона, 2—стрингер, 3—фиктивная
линейная зависимость.— ^ф»(10.2)где 5и=ои/и — осевое усилие в произвольном элементе с площадью /и
истинного сечения крыла;5ф=аф/ф — осевое усилие в произвольном элементе с площадью /ф
редуцированного (фиктивного) сечения крыла.Из условия (10.2), следует°Ф /иЭто отношение называется редукционным коэффициентомили9=—•О*со /фЧ=Т'J н(10.3)(10.4)251
Из выражений (10.3) и (10.4) получим<5и=°фср;	(Ю.5)/*=/«?•	(ю.б>Как видно из (10.6), редукционный коэффициент показывает,
какую долю истинной площади поперечного сечения того или иного
элемента крыла следует принимать в расчет при пользовании
фиктивной диаграммой.Так как материал редуцированного сечения следует закону
Гука, то для определения вф вполне применима формула (10. 1):°Ф=Г-УФ>	(10.7)J фгде Ж —расчетный изгибающий момент в сечении крыла;J ф = Jj/фСр^ f— момент инерции редуцированного сечения крылар	относительно его нейтральной оси;Уф “ расстояния от нейтральной оси редуцированного се¬
чения до точек, в которых определяются напряжения.
Истинное напряжение в любом элементе крыла будетМаи=афЪ=у^УфЪ-Таким образом, для расчета крыла по формулам сопротивле¬
ния материалов необходимо знать редукционные коэффициенты,
которые в общем случае находятся методом последовательных
приближений *. Этот метод весьма трудоемкий.Определение нормальных напряжений может быть значительно
упрощено, если есть возможность заранее достаточно правильно,
задаться величинами редукционных коэффициентов. Здесь можно
воспользоваться тем обстоятельством, что расчет прочности авиа¬
ционных конструкций ведется по разрушающим нагрузкам. В пра¬
вильно спроектированном крыле этим нагрузкам будут соответст¬
вовать такие деформации (ер) основных силовых элементов, при
которых достигаются напряжения, близкие к разрушающим (см.
фиг. 10.3). Поэтому редукционные коэффициенты могут быть лег¬
ко найдены, если фиктивную диаграмму вф=1(е) провести через
область разрушающихся напряжений силовых элементов, лимити¬
рующих прочность крыла. В этом случае в соответствии с форму-*	О методе последовательных приближений см., например, С. Н. Кан и
И. А. Свердлов «Расчет самолета на прочность», Оборонгиз, 1940.252
лой (10.3) легко получить выражения для редукционных коэффи¬
циентов, ПОЛагаЯ (Хф — СТразр.стр*<р.стр__ °И	|Оф?п =°разр.паф аразр.стр(10.8)где (Тразр.стр — разрушающее напряжение стрингера в сжатой и
растянутой зоне, вычисляемое по формулам гла¬
вы VIII.Редукционные коэффициенты для стрингеров относятся и к присо¬
единенной * обшивке.Приближенный метод определения нормальных напряженийЭтот метод основан на схематизации крыла в виде двухпояс¬
ной балки. Так как основную долю изгибающего момента воспри¬
нимают силовые элементы, наиболее удаленные от нейтральной
оси, то работой стенок лонжеронов и части контура (носовой и
хвостовой) пренебрегают. Кроме того, полагают, что сечение меж¬
лонжеронной части крыла представляет собой прямоугольник
с высотойгде F — площадь сечения межлонжеронной части крыла.
Осреднение высоты контура сечения означает в то же время и
осреднение относительных деформаций. Разница в относительных
деформациях практически мало влияет на величины напряжений,
так как элементы крыла при разрушающих нагрузках работают
в пластической зоне на пологих участках диаграммы <т=/(е).
К тому же у современных скоростных профилей разница в превы¬
шении точек контура в межлонжеронной части крыла обычно не¬
значительна.Вектор изгибающего момента М, как правило, не совпадает
с главными осями инерции сечсния крыла (фиг. 10.4). Вертикаль¬
ная составляющая моментаМВ=М cos-jfуравновешивается сжимающей и растягивающей силами панелей
(фиг. 10.5),р 	о 	Мв°сж °раст гг •
ср*	В растянутой зоне крыла в отличие от сжатой в присоединенную обшивку
включается вся фактическая ширина панели.253
(10.9)В элементах панелей появляются нормальные напряженияо	Мвфв Яср2/Ф ’где 2 /ф — редуцированная площадь сечения элементов верхней или
нижней панели.Например, для сжатой зоны крыла со стрингерным подкреп¬
лением2/ф=2/пТи.с« + 2(/с,р+2с80в).	(Ю. 10)Здесь /п и /схр — площади сечений поясов лонжеронов и стрингеров•От действия моментаMr=Msin*{также возникают нормальные напряжения в угловых элементах
панелиМт°ф.г"W 9(10.11)где W — момент сопротивления горизонтальных панелей.Для ориентировочных расчетов можно считать, что момент пол¬
ностью воспринимается лишь поясами лонжеронова _ М?ф*г я2/п?п’где 2 /пТп “ редуцир°ванная площадь сечений поясов одного из
лонжеронов;	fВ — расстояние между лонжеронами.Нормальные напряжения (10.9) и (10.11) необходимо алгебраи¬
чески суммировать°ф = 0ф.в4*аф.г-Действительные напряжения найдутся, как произведение фик¬
тивных напряжений на соответствующие редукционные коэффи¬
циенты. Эти напряжения в основных элементах крыла должны
быть равны разрушающим. В противном случае крыло будет об¬254
ладать избытком или недостатком прочности. Для суждения о ра¬
циональности конструкции вводится понятие коэффициента избыт¬
ка прочности г), который представляет собой отношение разрушаю¬
щего напряжения к расчетному для наиболее загруженного эле¬
мента конструкциит]=!£!1р.	(10.12)°ФУ правильно спроектированного крыла ц = 1.Фиг. 10.5. Схема, иллюстрирующая уравновеши¬
вание изгибающего момента Мъ.Определение нормальных напряжений непо¬
средственно в месте разъема зависит от конструкции
последнего. При контурном разъеме напряжения вычисляются по
формулам, приведенным выше. В случае точечного разъема (см.
фиг. 9.46) можно считать, что изгибающий момент воспринимает¬
ся практически только поясами лонжеронов. Поэтому нормальные
напряжения определяются по формуле.С =		1	(10.13)яср2/п.г — £2/я. в	vгде <тп — напряжение в поясе одного из лонжеронов;2 /п.г — площадь сечения поясов верхней или нижней панели;2 /п.в — площадь сечения поясов одного из лонжеронов.§ 2. КАСАТЕЛЬНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯКасательные напряжения т в сечениях крыла возникают от
действия поперечной силы. Так как в общем случае точка А при¬
ложения поперечной силы (фиг. 10. 6) не совпадает с осью жест-255
кости крыла, то наряду с изгибом имеет место и кручение. Каса¬
тельные потоки д=тб удобно определять, не отделяя изгиба от
кручения *.В случае двухзамкнутого контура поток касательных усилий,
как известно, определяется по формуле5ф — статический момент части открытого контура редуци¬
рованного сечения относительно оси х —х;Уф —момент инерции всего редуцированного сечения отно¬
сительно оси х — х;Я\ и Яп — постоянные потоки касательных усилий в первом иФиг. 10. 7. Потоки касательных усилий в сечении крыла.с—касательные усилия в обшивке в предположении, что контур не замкнут,
б—постоянные касательные усилия, компенсирующие влияние произвольных
продольных разрезов в обшивке.Нахождение потоков qY и qn составляет однократно статически
неопределимую задачу, которая без особых затруднений решается
методом сил.*	См. С. Н. К а н и Я. Г. П а н о в к о, Элементы строительной механики
тонкостенных конструкций, Оборонгиз, 1952.Фиг. 10.6. Схема, иллюстрирующая
действие поперечной силы. (Попе¬
речная сила Q в сечениях кры¬
ла создает касательные напряже¬
ния Т. Равнодействующая внешней
нагрузки R совместно с поперечной
силой Q создает изгибающий мо¬мент M=Qc).Q-K(10.14)касательные усилия в открытом контуре (фиг. 10.7,а);втором контуре, компенсирующие произвольно сделан¬
ные продольные разрезы (см. фиг. 10. 7. б).Q256
Приближенный метод определения касательных напряженийНаибольшее значение статических моментов, а следовательно,
и сил q будет в стенках лонжеронов. В то же время положение про¬
дольного разреза в контуре I всегда может быть подобрано таким
образом, чтобы статические моменты 5ф для стенок лонжеронов
были одинаковыми. Последнее означает и равенство в них каса¬
тельных потоков q.В приближенном расчете можно полагать, что вертикальная
поперечная сила QB уравновешивается только касательными по¬
токами в стенках лонжеронов. Здесь пренебрегается проекциями
касательных усилий в обшивке на
вертикальную ось, так как они не¬
значительны.В этом случаеq^ + qH^Q,, (10. 15)где Hi и #2 — высоты стенок лонже¬
ронов.Из выражения (10. 15) имеем
0.Я-(10.16)Фиг. 10.8. Схема, иллюстрирую¬
щая уравновешивание попереч¬
ной силы в сечении крыла.Н\ + Я2Равнодействующая R касательных сил q в общем случае не
совпадает с линией действия поперечной силы Qb=R (фиг. 10.8).Обозначив расстояние между силами R и QB через d, получим
моментMK=Qd~~qH2b2 А-	(Ю. 17)Момент Мк уравновешивается моментом постоянных касательных
усилий ql и qu :ЖК=Ж, + Л/„,	(10.18)где A4j — qfiFj и Л!^—q^.F' ц.Приближенно можно момент Мк распределить между контура¬
ми/и II пропорционально их жесткости на кручение:С\Мп=МкСI + СцСи
Ci + Сц(10.19)где4 F1	dl ’
Ф(35Сп =4 Ft(10.20)17 598257
Ft и F„ — соответственно площади, ограниченные первым и вто¬
рым контуром, a G — модуль сдвига.Зная моменты Л/| и М„, легко находим погонные касательные
силы в первом и втором контуре:М,2Ft 'МпЯ\=-411 2Fn 'Задача значительно упрощается, если принять усилия qy и qu оди¬
наковыми по величине:ТогдаQi —Qn — Як-VK 2 F(10.21)уравновешивание горизонтальной со¬
ставляющей поперечной силы.F = F1 + Fn.Полные касательные усилия
находятся алгебраическим сумми¬
рованием в соответствии с
(10. 14).Определение касательных напряжений велось в предположе¬
нии лишь вертикального изгиба. Фактически же в каждом попереч¬
ном сечении, помимо вертикальной силы QB, имеется и горизон¬
тальная Qr (фиг. 10.9).Касательные усилия qv от силы Qr можно приближенно найти,
считая, что последняя уравновешивается только потоками в об¬
шивке горизонтальных панелей:От2 В(10.22)Следовательно, к ранее найденным в обшивке крыла касатель¬
ным усилиям необходимо алгебраически добавить потоки qT.§ 3. НОРМАЛЬНЫЕ И КАСАТЕЛЬНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯ
С УЧЕТОМ КОНИЧНОСТИ КРЫЛАПри определении в предыдущих параграфах нормальных и ка¬
сательных напряжений предполагалось, что крыло вдоль размаха
имеет постоянные поперечные сечения. Реальное крыло имеет ко-
ничную форму, т. е. набирается вдоль размаха из профилей с пе¬
ременными хордами и толщинами. Это приводит к нарушению
параллельности элементов продольного набора. В результате осе¬
вые силы, возникающие в них при изгибе крыла, будут также не¬
параллельны.258
Определим влияние конической формы на величины нормаль¬
ных и касательных напряжений, рассматривая крыло, как двух¬
поясную балку.Фиг. 10. 10. К определению нормальных и касательных
напряжений с учетом коничности крыла.Силы 5СЖ или SpacT могут быть найдены из условия равенства
моментов внешних и внутренних сил, например, относительно оси,
проходящей через точку 0 (фиг. 10. 10)QBC-ScxH=О,где QBC=МВ — вертикальная составляющая изгибающего момента
рассматриваемом сечении;М=Нср cos-i-;р — угол сходимости поясов лонжеронов при виде спереди.
Отсюдас* 	 Мв°СЖ~^	о *7 7 РЯср cos —Так как для реальных конструкций угол конусности невелик,
то cos-^-^1. Следовательно, коническая форма крыла не оказы¬
вает существенного влияния на осевые силы — нормальные напря¬
жения.Иначе обстоит дело с касательными напряжениями т. Силы Scm
и Зраст дают проекции на вертикаль, которые уравновешивают ча¬
стично QB. Поэтому за счет конической формы крыла в его попе¬
речных сечениях будут возникать Меньшие по величине касатель¬
ные напряжения.Часть внешней нагрузки, которая уравновешивается проекция¬
ми осевых сил, может быть легко найдена геометрическим сум¬17*259
мированием 5СШ и 5раСт (фиг. 10.11). Аналитически величина Rs
определится из уравнения:Таким образом, при определении касательных напряжений с уче¬
том коничности в формулу (10. 16) следует вводить поперечную
силу Qв, уменьшенную на величину Rs:Формула (10.21) для определения касательных усилий остает¬
ся в силе. При этом необходимо при вычислении момента МкФиг. 10.11. К определению касательных напряжений с учетом
коничности крыла.учитывать компоненты осевых сил, проектирующихся на плоскость
поперечного сечения крыла. Эта задача значительно упрощается,
если все продольные элементы крыла сходятся в одной точке N
(см. фиг. 10.11). В этом случае целесообразно за ось подсчета
момента Мк принять линию N, проходящую через вершину конуса,
чтобы исключить компоненты осевых сил.Rsr-Q£=0.
Используя прежние обозначения, можно записатьОвС Мв(10.23)260
Касательные потоки qv в обшивке от силы Qr с учетом конич¬
ности крыла можно определять по формуле, аналогичной (10.23):Мг
г\Qr-Чт-2 В(10.24)где Mr=QrC — горизонтальная составляющая изгибающего момента
в рассматриваемом сечении;
г, — расстояние от точки пересечения лонжеронов в плане
до рассматриваемого сечения.§ 4. ДЕФОРМАЦИИ КРЫЛАПод действием внешних сил крыло ‘В общем случае изгибается
и закручивается.Деформация изгибаИзгиб крыла характеризуется прогибами f и углами поворотапоперечных сечений 0=— (фиг. 10.12). Эти деформации опреде¬
ли(10.25)ляются интегрированием дифференциального
оси крыла.dz^ EJ р ’где р—радиус кривизны упругой
оси крыла.Формула (10.25) написана в
предположении однородности мате¬
риала конструкций и отсутствии по¬
тери устойчивости элементов крыла
рри эксплуатационных нагрузках.В противном случае жесткость из¬
гиба определяется для редуцирован¬
ного сечения.Интегрирование	уравнения(10.25) удобно производить графо¬
аналитическим путем.Последовательное интегрирова¬
ние кривой 1/р дает значение углов
поворота сечений ,уравнения упругой¥
•%L1\I ТГГТТПТТТТ^т! I ■^=)T,lz+c'и прогибов/= Nydz2 + Ciz + C2Фиг. 10. 12. Деформации, харак¬
теризующие изгиб крыла.Постоянные С\ и Сч находятся из граничных условий: при z=lK
прогиб /=0; при 2=0 угол поворота 0=0.261
Деформация крученияПри действии поперечных сил может происходить закручивание
крыла, определяемое углами *ф.Известно *, что полный угол кручения г]) связан с относитель¬
ным а следующей зависимостью:а=-dWdz(10.26)“ = 2Т#^; <10'27)dl — элемент периметра кон¬
тура;q — касательные усилия, опре¬
деляемые по формулам
§ 2 настоящей главы.
Последовательное интегрирова¬
ние эпюры а (фиг. 10. 13) дает пол¬
ные углы крученияф = cl dz С •Фиг. 10.13. Деформации, ха	Постоянная интегрирования Срактеризующие кручение кры-	«	r гла.	найдется из условия равенства ну¬лю угла кручения при 2=/к (у борта
корпуса).Если сечение крыла представляет собой многозамкнутый кон¬
тур, то, учитывая большую жесткость нервюр в своей плоскости,
полные углы кручеция следует определять по относительному углу
одного из контуров.Ось жесткостиДля оценки явлений аэроупругости и других целей иногда не¬
обходимо Знать положение оси жесткости. Эта ось обладает тем
свойством, что нагрузка, проходящая через нее, не вызывает де¬
формации кручения системы.Для определения в сечениях крыла координаты центра жест¬
кости следует воспользоваться условием отсутствия относительной
деформации кручения в случае совпадения точки приложения Q
с центром жесткости. При замене силы Q, расположенной в центре
жесткости, совокупностью момента Мк и силы Q относительная
деформация кручения по-прежнему будет равна нулю. Следова¬*	См., например, С. Н. К а н и Я. Г. П а н о в к о, Элементы строительной
механики тонкостенных конструкций, Оборонгиз, 1952.262
тельно, искомое расстояние I по хорде от силы Q до центра жест¬
кости (фиг. 10. 14) определится какQВеличина Мк может быть полу¬
чена из соотношениямк = — >
а1где ai — относительный угол кру¬
чения, определяемый по
формуле (10.27) от еди¬
ничного крутящего мо¬
мента.В прикидоччых расчетах допустимо координату центра жестко¬
сти определять по формулен\ 0х™~н\+н\§ 5. ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ ЛОПАСТИ
НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТАВ полете лопасти несущего винта вертолета нагружаются аэродинамически¬
ми и массовыми силами. Вращаясь вокруг оси винта и одновременно совершая
колебательное движение относительно горизонтального и вертикального шарни¬
ров, они нагружаются также инерционными силами. К ним в первую очеред!
относятся центробежная и кориолисовы силы. Последние действуют в плоскости
вращения лопасти и вызывают колебания относительно горизонтального шар¬
нира.С точки зрения прочности лопасти более существенными являются нагрузки,
обеспечивающие равновесие лопасти относительно горизонтального шарнира,
так как они действуют в плоскости меньшей жесткости. Рассмотрим выражения
для погонных нагрузок лопасти, действующих в плоскости ее меньшей жесткости.Аэродинамические силыПогонную нагрузку можно определить по формулелрG _Ят = ГТ-	(10.28)kRЗдесь /2р—коэффициент расчетной перегрузки;G — вес вертолета;
k — число лопастей;R— радиус лопасти.пПервый сомножитель 	 представляет собой среднюю погонную аэродинами-kRческую нагрузку по радиусу лопасти. Величина /\ (напоминающая собой отно¬
сительную циркуляцию для крыла) дает поправку, учитывающую изменение263Фиг. 10. 14. К определению коорди¬
наты центра тяжести.
погонной нагрузки по радиусу лопасти и по азимуту. Характер изменения qT
показан на фиг. (10. 15). Величина qT сильно возрастает к концу лопасти.Фиг. 10. 15. Эпюры погонной нагрузки <7тизб и ее
составляющих.Массовые силы
От веса лопасти
я1 = ПрЯл,где q„. — погонный вес лопасти.Характер распределения q£ определяется изменением qn по радиусу.Центробежные силых Ял 9qN=f	ьёг,gгде f — коэффициент безопасности;о — угловая скорость вращения винта;
г — расстояние элемента лопасти до оси вращения.Силу q N для лопасти, отклоненной от плоскости вращения на угол |
но разложить на две составляющие:qNi = qN cos P q — лежащую в плоскости лопасти (фиг. 10. 16) и
q= qN sin (3 ^ q $ — перпендикулярную к плоскости лопасти.Инерционные силы от махового движения, Ял dЧ(10. 29)(10.30)i, мож-(10.31)264
Избыточная погонная нагрузка«4,36 = ^ —«5 —?ЛГ, —<1032>
Па фиг. 10. 15 показан характер изменения <7тизб и ее составляющих.Зная величины погонных нагрузок, можно построить эпюры М, Мк и Q, как
это делается и для крыла. Дополнительно здесь лишь строятся эпюры осевых
сил N.В случае жесткого крепления
лопасти к втулке, т. е. при отсутст¬
вии шарниров она рассматривается,
как балка, защемленная на одном
конце, и характер эпюр М, AfK и Q
будет мало отличаться от эпюр для
крыла.При шарнирном креплении сис¬
тема лопасть—втулка представляет
собой механизм. Уравновешивание
лопасти в этом случае достигается
за счет внешней нагрузки. Опреде¬
лив угол р наклона оси лопасти к
плоскости вращения из условия рав¬
новесия моментов относительно оси
горизонтального шарнира можно считать ее уравновешенной и строить эпюры
моментов и сил.Помимо опорных условий, нагружение лопасти имеет и Другие существен¬
ные отличия от нагружения крыла. Так, на лопасть действуют не только попе¬
речные нагрузки, но и значительные осевые силы. Кроме того, она обладает
большой упругостью в плоскости меньшей жесткости. Упругость лопасти приво¬
дит к изменению внешних нагрузок и к значительной разгрузке ее от изгиба за
счет действия центробежных сил. Цоследнее обстоятельство наглядно иллюст¬
рируется фиг. 10. 17, где изображены оси жесткой и упругой лопасти. Как видно
из фигуры, момент от центробежной силы относительно оси, проходящей через
сечение лопасти, соответствующее точкам а и а', больше для упругой, чем дляФиг. 10. 17. Схема, иллюстрирующая разгрузку
сечений лопасти воздушного винта от Изгиба, за счет
центробежной силы.жесткой лопасти. Он разгружает лопасть от изгиба. Основные трудности расчета
лопастей на прочность связаны с учетом их упругости. Для упругой лопасти
максимальный изгибающий момент может уменьшится в 5-т-10 раз по сравнению
с соответствующим моментом для жесткой.На фиг. 10. 18 показаны эпюры изгибающих моментов М и осевых сил N
для лопасти с шарнирным креплением к втулке. Максимальный изгибающий
момент здесь получается в сечении, близком к средине, а максимальные осевые
силы у комля лопасти. Следовательно, комлевая часть в основном нагружаетсяФиг. 10. 16. Составляющие действую¬
щей на лопасть погонной центробеж¬
ной силы.265
Фиг. 10. 18. Эпюры изгибающих мо¬
ментов и осевых сил лопасти с шар¬
нирным креплением к втулке.“п	г п	г -• iL - = fir
и	п	ii	иjj	ti	У	IL-11	n	rr	rr-4.— rsr'tr-.zr-il	II I1	MII --U	IL	<U-if-
J	!LStl Ti—|i—Л	П	rr“I» » » “и n-S)Фиг. 10. 19. Конструкция лопасти несущего винта с жесткой обшивкой.
а—лопасть в плане, б—типовые сечения металлических лопастей.
осевыми силами от растяжения. На других участках лопасти осевые силы от
растяжения и изгиба алгебраически суммируются.Нормальные и касательные напряжения в сечениях лопасти определяются
аналогично крылу. При этом к нормальным напряжениям, вычисляемым по фор¬
муле (10.9), добавляются напряжения от действия центробежной силы N°ф"= а/ф)в+(2/ф)н ’	(10*33)где (2^4>)в и С£/ф)н — сумма редуцированных площадей соответственноверхней и нижней панелей.В растянутой от изгиба панели напряжения обычно больше, чем в сжатой, так
как они суммируются с напряжениями (10.33).Конструкция лопастиКонструкция лопасти учитывает специфику ее нагружения. В настоящее
время наибольшее распространение получили лопасти с жесткой обшивкой, об¬
ладающие более высоким аэродинамическим качеством по сравнению с лопастя¬
ми, имеющими мягкую обшивку. Поскольку крепление лопастей к втулке произ¬
водится в одной точке, они выполняются по однолонжеронной схеме. Чаще
всего роль этого лонжерона выполняет носок лопасти (фиг. 10. 19,6). Лонжерон
воспринимает основную часть нагрузок лопасти. Остальные элементы (нервюры,
стрингеры и обшивка) обеспечивают сохранение формы и передачу аэродинами¬
ческих нагрузок на лонжерон.Сечения лонжерона меняются в соответствии с изменением осевых сил и
изгибающих моментов по длине лопасти. Практически от комля до средины
длины лопасти они одинаковы.Характерным является увеличение местной жесткости к концу лопасти (при¬
менение жесткой обшивки, более частая постановка нервюр и т. д.) в соответ¬
ствии с ростом погонных избыточных нагрузок (см. фиг. 10. 15). Типовые сече¬
ния металлических лопастей показаны на фиг. 10.19,6. Как можно заметить,
в различных конструкциях основная масса материала сосредотачивается ближе
к носку лопасти. Это благоприятно сказывается на ее весовой балансировке.Более детальные сведения о конструкции и расчете несущих винтов и дру¬
гих частей вертолетов можно получить в специальной литературе.\
Глава XIРАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
СТРЕЛОВИДНЫХ И ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВСтреловидные и треугольные крылья имеют особенности, ка¬
сающиеся восприятия сил лишь в корневых сечениях. Поэтому на
некотором удалении от корпуса они могут рассчитываться на проч¬
ность обычным образом, как это было описано в предыдущей
главе.Ниже будут рассмотрены нагружение и расчет корневых сече¬
ний наиболее типичных конструкций стреловидных и треугольных
крыльев. В этой области успешные исследования
проводились советскими учеными И. А. Сверд¬
ловым, И. Ф. О б р а з ц о в ы м, В. Ф. К и с е л е в ы м и др.§ 1. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ СТРЕЛОВИДНЫХ КРЫЛЬЕВНаиболее распространенной является конструкция стреловид¬
ного крыла с переломом осей поодольных элементов у бортов кор-
пуса. Силовая схема такого крыла показана на фиг. 11.1. Выяс¬
ним особенности ее работы.Нормальные напряжения во распределяются по ширине панели
прямого крыла в соответствии с формулами (10.9) равномерно
(фиг. 11.2,а). Однако в корневых сечениях стреловидного крыла
картина будет иной и непосредственно воспользоваться указанны¬
ми формулами уже нельзя.Это объясняется наличием треугольной части 1—2—3 (см.
фиг. 11.2,6), благодаря которой элементы продольного набора
(стрингеры, пояса лонжеронов) имеют неодинаковую длину, а сле¬
довательно, различную податливость изгибу. В результате нор¬
мальные напряжения по ширине панели распределяются неравно¬
мерно. Действительно, менее податливые короткие продольные
элементы, расположенные вблизи заднего лонжерона (0—1) ока¬
зываются более напряженными по сравнению с длинными элемен¬
тами, расположенными около переднего лонжерона (0—2—3).
По мере удаления рассматриваемого сечения от корневой нервю¬
ры 1—3 этот эффект сглаживается (см. фиг. 11.2, в). Теоретиче-268
ские и экспериментальные исследования показывают, что на
расстоянии 1о^>В напряжения выравниваются (см. фиг. 11.2,г) и
расчет может производится по формулам главы X.Фиг. 11.1. Силовая схема стреловидного крыла,
продольные элементы которого имеют перелом
у бортов корпуса.Определение нормальных и касательных напряженийНормальные и касательные напряжения в корневых сечениях
стреловидного крыла (см. фиг. 11.1) можно находить в резуль¬
тате суммирования двух следующих расчетов. Первоначально
вычисляются напряжения а0 и касательные усилия q0 по формулам
главы X. Затем определяются дополнительные нормальные А а и
касательные Aq усилия, обусловленные стреловидностью.Следовательно, для произвольного сеченияО	= а0“Ь	(11* 1)q = q0 + Aq.	(11.2)Так как изгибающий момент М полностью уравновешивается
нормальными напряжениями а0 первого расчета, то напряжения
Асг (фиг. 11.3, а) обязательно должны приводиться в любом сече¬
нии к самоуравновешенной системе сил (см. фиг. 11.3,6). Допол¬
нительно отметим, что напряжения Да обусловливаются наличием
искажений (депланацией) поперечных сечений от действия нор¬
мальных напряжений Оо первого расчета. Мысленно отсоединим
консольную часть крыла от корневой. От напряжений Оо сечение269
1—3—4—5, принадлежащее консоли, останется плоским, в то вре¬мя как это же сечение'—jZZZZ11111. 1	\zzz>f—6п1—3—4—5 (фиг. 11.4), принадлежащее
корневому треугольнику, исказится. *
Последнее связано с наличием различ¬
ных длин продольных элементов (стрин¬
геров) треугольной части крыла. Факти¬
чески этого быть не может. Поэтому по¬
являются дополнительные нормальные
напряжения Да в результате взаимодей¬
ствия консоли крыла и его треугольной
части (см. фиг. 11.3,6).Таким образом, вторая часть расчета
заключается в определении напряженно-Фиг. 11.3.Самоуравновешенные
ния Да.напряже-Фиг. 11.2. Схема распре¬
деления нормальных на¬
пряжений по ширине пане-видногоМ°(б, в(и г) кТрыла’ ных по сечению корневой нервюры. Подлине консоли напряжения Да затухают
за счет сдвига обшивки и стенок лонжеронов. В треугольной же
части крыла Дет можно принять постоянными вдоль образующих*	В целях упрощения фиг. 11.4 деформации от <70 показаны без учета
влияния части крыла, расположенной в корпусе.270
(A(TTp=Aaz =/. ). У бортов корпуса за счет перелома осей продоль¬
ных элементов и возможного уменьшения их сечений Да меняются
скачком:А°корп = ТкА0^/.*	(11.3)где Yk — коэффициент, учитывающий возможное изменение пло¬
щадей сечений продольных элементов у бортов корпуса. Так, на¬
пример, для прямоугольного сечения крыла, состоящего из одной
обшивки,ь 2
Тк=— cos2/.°кЗдесь 6к — толщины обшивки в подкорпусной части крыла;
б— толщина обшивки в треугольной части крыла.Интересующие нас дополнительные нормальные напряжения
Да могут быть представлены в виде произведения двух функций:Д<3 = kx(s)k2(z),	(11. 4)где ^(s) —функция, характеризующая закон изменения дополни¬
тельных нормальных напряжений по сечениям крыла,
которая в дальнейшем на основании экспериментальных
исследований аппроксимируется в виде параболы;
k2 (z) — функция, характеризующая закон изменения дополни¬
тельных нормальных напряжений по длине крыла, под¬
лежащая определению.Следовательно, второй расчет заключается лишь в отыскании
функции k2(z), которая может быть получена из условия мини¬
мума энергии внутренних сил системы.271
В этом случае задача нахождения функции k2(z) сводится к интегрированию
однородного дифференциального уравнения.d<ih (*?_ _ u2k (г) = о.	(11.5)dz2 , zwДля крыла со стрингерным подкреплением, равномерно распределенным по ши¬
рине обшивки.27	1«2 = —	77—:		(П.6)£ / Яср 80б \ {~F В* 1 + -Г7Г	)	G \ 2В 8СТ / 8обРешение уравнения (11.5) можно представить в виде:k<i (z) = Cj sh uz + C2 ch uz.	(11*7)Постоянные интегрирования определяются из следующих граничных условий:1.	На свободном конце крыла (2=0) нормальные напряжения (k2) равны
нулю.2.	В сечении z=L отсутствуют взаимные перемещения треугольной части
крыла и консоли.	’Первое условие дает С2=0, а второе5 go z=L 11	~ 2В2 V sh uL ‘Таким образом, окончательно*5 % z-L Sh UZДс=_^_0гг£	Ь/5)	(И.8)2В2 v sh til*	V ’где<-=0,88ctgxl/K'+^rlr+'+l^^; (11.9)у SG \ 2В bcT j 50б	3 ^ Slnx*,(«)=(^-^+-f	(И. 10)iCp~g /стр “b 2с6об 5 /стр.к 4“ 2сЬ0б.Кb ’ “где 8 и 8K — приведенная толщина обшивки крыла соответственно в
сечении z=L и на участке корпуса;£ и &к —шаг стрингеров соответственно в сечении z=L и на
участке корпуса;%об и 8СТ —фактическая толщина соответственно обшивки и стенок
лонжеронов.Коэффициенты параболы (11.10) получены из условий само-
уравновешенности напряжений Да.Яср Яср*	В формуле (И. 10) для верхней панели */=Н—— , а для нижней у=	х — координата, отсчитываемая от стенки заднего лонжерона вдоль хорды
крыла.272
Дополнительные касательные усилия Дq определяются из рас¬
смотрения равновесия элементов отсека крыла (фиг. 11.5):F — площадь сечения контура межлонжеронной части крыла;
Р—'перпендикуляр, опущенный из произвольного полюса на
касательную к периметру контура.Подставляя в (11. 11) выражение для Да и полагая, что стенки
лонжеронов работают только на сдвиг, окончательно получимФормулы (11.8) и (11.12), содержащие постоянные коэффи¬
циенты, позволяют достаточно просто рассчитать прочность кор¬
невых сечений стреловидного крыла. Кроме того, на основе этих
формул удобно анализироватьгих параметров на величины Да
и Дq.От поперечных сид и крутящих моментов кры¬
ло вплоть до сечения 1—3 работает, как прямое, т. е. формулы §2
предыдущей главы остаются в силе. Некоторые особенности, свя¬
занные с передачей касательных потоков от указанных силовых
факторов, имеются лишь на участке корневого треугольника.Касательные силы <7о3 по стенке заднего лонжерона через
узел 1—5 передаются непосредственно на корпус (фиг. 11.6). Ка¬
сательные потоки <7ооб передаются на корпус частично сдвигом
треугольных панелей, а частично сдвигом обшивки носка и изги¬
бом корневой нервюры 1—3—4—5. По носку касательные силы до¬
ходят до нервюры а, а затем ее изгибом посредством узла 2—6
передаются на корпус (см. фиг. 11.6, б).от)гдеk2 FД q58_Vt и2£2 vвлияние отдельных параметров на
напряженное состояние конструк¬
ции. Так, например, с уменьше¬
нием угла стреловидности % ко¬
эффициент v увеличивается, что
приводит к уменьшению Да и Дq.
В пределе, когда х = коэффи¬
циент v обращается в бесконеч¬
ность, а Да и Aq — в нуль. Также
не составляет труда с помощью
формулы (11.9) проследить вли¬
яние толщины обшивки, /к и дру-Фиг. 11.5. Схема нагружения нор¬
мальными напряжениями Да эле¬
ментарного отсека крыла.18 598273
Касательные потоки в стенке переднего лонжерона, начиная от
сечения 3—4, могут передаваться дальше к корпусу:—	изгибом переднего лонжерона 3—2 и корневой нервю¬
ры 3—1\—	сдвигом стенок корневой нервюры и переднего лонжерона.
Более реальным является второй путь, так как деформациисдвига значительно меньше деформаций изгиба, а силы, как из¬
вестно, «текут» по более жестким направлениям.Фиг. 11.6. Схема, иллюстрирующая передачу потоков касательных сил
с треугольной части стреловидного крыла на корпус.Следовательно, из точки 3 сила q0пН будет передаваться на
корпус летательного аппарата частично сдвигом стенки корневой
нервюры и частично сдвигом стенки переднего лонжерона. Нетруд¬
но убедится, что поток q0n в этом случае разделится на две
равные части. Действительно, от корневой 'нервюры на треуголь¬
ную панель вдоль стороны 1—3 будут передаваться постоянные
касательные силы qn (см. фиг. 11.6,6), а от передней стенки вдоль
стороны 2—3 — силы <7ст, составляющие определенные части от
потока q0n. Но по закону парности касательных напряжений в точ¬
ке 3 треугольной панели (см. фиг. 11.6,6) эти силы должны быть
равны друг другу (?н=?ст). Следовательно,Касательные потоки <7н=<7ст, действующие по граням тре¬
угольных панелей 1—2—3, уравновешиваются нормальными на¬
пряжениями со стороны обшивки подкорпусной части крыла и
касательными силами со стороны бортовой нервюры.Для крыла с переломом элементов продольного силового набо¬
ра в плоскости симметрии летательного аппарата можно с неко-274
торым приближением воспользоваться приведенными выше ра¬
счетными зависимостями. При этом под /к следует понимать
истинную длину стенок лонжеронов на участке крыла, занятомCOS 4 укорпусом. Кроме того, в формуле (11.9) 		 необходимо заме-sin хнить ctgx- Приближенность здесь связана с пренебрежением
влиянием реакций в узлах крепления крыла к корпусу *.Стреловидное крыло с внутренним подкосом (фиг. 11.7)
может в основном рассчитываться, как обычное прямое
крыло. Особенности здесь связаны лишь с дополнительным нагру¬
жением крыла сосредоточенными силами в узлах его крепления
к корпусу (узлы У и 5) и к подкос-
ной балке (узел 2).Ниже рассмотрим порядок рас¬
чета на прочность подобной конст¬
рукции. Первоначально крыло
спрямляется и находятся координа¬
ты с и d точки приложения равно¬
действующей силы Q (см.
фиг. 11.7). Затем из условий равно¬
весия относительно осей 2—3, /—3
и 1—2 (см. фиг. 11.8) определяют¬
ся опорные реакции:—ЬЩ#i=Qа\*1-3 *я* =-Qr4*2-3*3—4(11.13)Фиг. 11.7. Силовая схема
стреловидного крыла с внут¬
ренним подкосом.где а4 — расстояние от точки приложения равнодействующей силы
Q до оси 1—2.После этого для крыла строятся эпюры Q; М (фиг. 11.8,6); М
и по формулам главы X рассчитываются в его сечениях нормаль¬
ные и касательные напряжения.Внутренний подкос работает на изгиб, как двухопорная балка
(см. фиг. 11.8,в), нагруженная силами /?2-Полноценное включение конструкции в работу от сосредоточен¬
ных сил Ru R2 и /?3 достигается постановкой усиленных нервюр
1—3, 2—5 и 3—4, преимущественно нагружающихся сдвигом.Касательные силы изгиба и кручения не могут быть переданы
сдвигом треугольных панелей 1—3—4 дальше корневой нервю¬
ры 3—4 из-за отсутствия нормальных напряжений в сечении 1—3
(свободный край). Поэтому эти касательные силы с обшивки сни¬
маются корневой нервюрой 3—4 и ею воспринимаются. Если кор¬
невая нервюра отсутствует (вследствие выреза в крыле), то ееСм. главу IX.275
функции выполняет усиленная нервюра 2—5, которая дополни¬
тельно может опираться в точке 5 на специальную продольную
балку, показанную на фиг. 11.8 пунктирной линией.Фиг. 11.8. Эпюры изгибающих моментов и поперечных сил для стре¬
ловидного крыла с внутренним подкосом.§ 2. ИЗМЕНЕНИЕ УГЛОВ АТАКИ В РЕЗУЛЬТАТЕ
ДЕФОРМАЦИЙ СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛАПри действии аэродинамической нагрузки крыло в общем слу¬
чае претерпевает деформации изгиба и кручения. Эти деформа¬
ции могут привести к существенным изменениям углов атаки сече¬
ний и, как следствие, к перераспределению аэродинамических сил.
В прямом крыле на углы атаки влияет только деформация круче¬
ния, переменная по размаху. Более сложная картина будет у стре¬
ловидных крыльев. Рассмотрим поточное сечение 1—2 (фиг. 11.9)
При изгибе крыла вверх (см. фиг. 11.9,6) это сечение повернется
и займет положение V—2', так как задняя кромка (точка 2) про¬
гнется на большее расстояние по сравнению с передней кромкой
(точка 1). В результате произойдет уменьшение углов атаки и тем
большее, чем ближе к концу крыла расположено сечение 1—2.
Обратное явление будет наблюдаться при изгибе крыла вниз.Величина и направление угла поворота любого сечения могут
быть представлены вектором, перпендикулярным плоскости пово¬
рота.Сечение т—п за счет кручения повернется на некоторый угол,
обозначенный вектором ф, а за счет изгиба — на угол df/dz. Проек¬
тируя эти векторы на ось, перпендикулярную плоскостям фактиче-276
ского обтекания, найдем изменение угла атаки сечения 1—2, об¬
условленное деформациями крыла:Да=срсозх-- —sin/,	(11. 14)dzdfгде ——девиация.dzУглы ф и df/dz могут быть определены известным образом, если
схематизировать стреловидное крыло в виде консольной балки
с прямолинейной осью жест¬
кости:Hit** <11Л5)г(11.16)2где GJK — жесткость круче¬
ния;EJ — жесткость из¬
гиба.Такая схематизация но¬
сит приближенный характер,
так как при этом не учиты¬
ваются деформации подкор-
пусной части крыла и влия¬
ние его заделки. Однако
теоретические и эксперимен¬
тальные исследования показывают, что при этом вносятся неточно¬
сти в основном лишь для зон крыла, расположенных вблизи кор¬
пуса. Но там деформации невелики и влияние их на перераспре¬
деление аэродинамических сил несущественно.Установлено, что деформации стреловидного крыла практиче¬
ски не сказываются на характеристиках устойчивости и управляе¬
мости летательного аппарата лишь в том случае, если прогиб
конца крыла не превышает примерно 10% от длины его полураз¬
маха.§ 3. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВДля современных летательных аппаратов, по данным зарубеж¬
ной печати, широкое распространение получили треугольные
крылья с различными силовыми схемами. Иногда в контур тре¬
угольного крыла вписываются силовые схемы стреловидных
крыльев (фиг. 11.10,а, б, в и г). В этом случае работа элементов
треугольного крыла и расчет его прочности будет такой же, как
у стреловидного. Наряду с этим имеют место силовые схемы, спе¬Фиг. 11.9. Изменение угла атаки при де¬
формациях стреловидного крыла.277
цифичные только для треугольных крыльев (многолонжеронные—
фиг. 11. 11, а; однолонжеронные — фиг. 11.11,6; со сходящимисяФиг. 11. 10. Силовые схемы треугольных крыльев.лонжеронами — фиг. 11.11,0, с веерообразным расположением
лонжеронов (стенок) —фиг. 11. И,г и др.).Ниже рассмотрим лишь расчет типовых схем.а—-многолонжеронная, б—однолонжеронная, в—со сходящимися лонжеронами, г—с веерооб¬
разным расположением лонжеронов.Расчет многолонжеронного треугольного крылаРаспределение нагрузки между элементами многолонжеронно¬
го треугольного крыла зависит в основном от жесткости обшивки
и нервюр. Роль нервюр в распределении усилий между лонжеро¬
нами такого крыла невелика и ею можно пренебречь.Если рассматривать изгиб треугольного крыла, как обычного
прямого, то в его корневых сечениях все лонжероны будут нахо-278
диться в одинаковых условиях. Последнее, например, означает, что
лонжероны с равными жесткостями воспринимают одинаковые по
величине изгибающие моменты. Однако такое представление
о работе треугольного крыла может вносить существенные неточ¬
ности в определении его реального напряженного состояния.Рассмотрим этот вопрос подробнее. Первоначально предполо¬
жим, что крыло имеет очень тонкую (не жесткую на сдвиг) об¬
шивку. В этом случае лонжероны будут работать на изгиб изоли¬
рованно друг от Друга, а их прогибы, например в сечении /—I,
будут соответствовать кри¬
вой А (фиг. И. 12). Такое
протекание кривой А объяс¬
няется тем, что большие по
величине изгибающие мо¬
менты от внешней нагрузки
крыла, а следовательно, при
прочих равных условиях и
прогибы, получаются в кор¬
невых сечениях тех лонже¬
ронов, которые длиннее. В
результате различия проги¬
бов лонжероны повернутся
один относительно другого
определенным образом
(фиг. 11.13). Фактически
же за счет наличия обшивки
с конечной жесткостью на
сдвиг взаимный поворот
лонжеронов будет иной —
произойдет уменьшение про¬
гибов длинных лонжеронов и соответствующее увеличение проги¬
бов коротких. Последнее означает, что длинные лонжероны не¬
сколько разгрузятся, а короткие соответственно догрузятся. Это
перераспределение усилий между лонжеронами осуществляется
касательными потоками в обшивке qi (фиг. 11.14).Нахождение касательных потоков qi в общем случае связано
с рассмотрением многократно статически неопределимой системы,
для решения которой И. А. Свердловым предложено составлять
в зависимости от количества лонжеронов (отсеков) системы трех¬
членных канонических уравнений. Однако касательные потокиА<7= {Я г—Яг-1),перераспределяющие изгибающие моменты между лонжеронами,
могут быть найдены значительно проще приближенным способом,
который и рассмотрим ниже.Истинное напряженное состояние лонжеронов является проме¬
жуточным между напряженными состояниями, соответствующими
крылу с обшивкой пренебрежимой жесткости на сдвиг (изолиро¬
ванные лонжероны), и крылу с абсолютно жесткой обшивкой иФиг. 11.12. Деформации прогиба лон¬
жеронов, не связанных между собой об¬
шивкой.279
Фиг. 11.13. Поворот лонжеронов треугольного крыла относительно
друг друга за счет изгиба.Фиг. 11. 14. Потоки касатель¬
ных сил в обшивке крыла, пе¬
рераспределяющие нагрузку
между лонжеронами.280
нервюрами. В последнем случае изгибающие моменты распреде¬
ляют между лонжеронами, как и в прямом крыле, пропорциональ¬
но их жесткостям на изгиб. В основу излагаемого приближенного
способа положено допущение, что промежуточное напряженное
состояние является точно средним. Как показывают сравнитель¬
ные расчеты, во многих случаях это допущение не является
грубым.Фиг. 11. 15. К определению потоков касательных
сил Aqi.Можно наметить следующий порядок расчета. Первоначально
определяют изгибающие моменты МИ.Л/ (фиг. 11.15) в заделке
лонжеронов, рассматривая их как изолированные балки, опертые
на корпус и нагруженные распределенными силами qni
(фиг. 11.16). ЗдесьЯл i=pau	(11.17)гдеЬ — длина хорды крыла в рассматриваемом сечении;
ai—'Ширина обшивки, примыкающая к лонжерону (фиг. 11. 17).281
Затем, предполагая, что обшивка и нервюры, абсолютно жесткие
на сдвиг, находят в бортовом сечении для каждого лонжерона
изгибающие моменты МЖ.Л; (см. фиг. 11.15 и 11.21):Ж-Л' Б2(£;)лг •(11.18)кгде МБ= f Q dz — изгибающий момент крыла в бортовом сечении;1/2гQ = j ^изб dz~\~ 2^агр — поперечная сила крыла;//2(EJ) — изгибная жесткость г-того лонжерона.Потоки Д<7г создают в сечениях
лонжеронов изгибающие моменты
АМг (фиг. 11.18), разгружающие
длинные лонжероны и догружаю¬
щие короткие:b.Mi = bq?F0(11.19)Фиг. 11.16. Эпюра изгибающих
моментов лонжерона, рассматри¬
ваемого как изолированная
балка.Фиг. 11. 17. К определению
погонной аэродинамической
нагрузки AquДля нахождения потоков Aqi достаточно знать величину A Mi в ка-
ком-либо сечении лонжерона, например в бортовом:A qt =__АMi2гл;(11.20)где Fл у — площадь контура, образованного обшивкой по длине
/-го лонжерона.Так как истинное распределение изгибающего момента по лонже¬
ронам (пунктирная линия на фиг. 11.15) принимается средним.282
между МИ_Л/ и Мт.л., то вычисление АМ{ производится без рас¬
крытия статической неопределимости:,, МИ'Л
А М~	!		1	ОЛонжероны, находящиеся выше линии /—/ (см. фиг.. 11.15),
догружаются, а ниже — разгружаются. После того как найденыIlin^^Пттттг^^Фиг. 11.18. Эпюра изгибающих мо¬
ментов ДMi лонжерона крыла.Фиг. 11. 19. Эпюры изгибающих
моментов и поперечных сил лон¬
жерона крыла.Д*7г, можно определить поперечные силы и изгибающие моменты
(фиг. 11.19) в произвольном сечении любого лонжерона:£Q/ = i q4 dz -(- Д<7,//Тек. ;
hMi^Qdz + bqflF^.(11.22)(11.23)Касательный поток для крайнего лонжерона, например задне¬
го, является истинной касательной силой в обшивке первого от¬
сека:A<7i = <7i.Поэтому погонные касательные силы в обшивке последующих
отсеков могут быть найдены согласно уравнениям типаQi+\ = Qiи т* Дмгде д?/+1-касательные усилия, вычисляемые по формуле (11.20);
qt __ касательные усилия в обшивке предыдущего отсека.283
Если крайние лонжероны имеют шарнирное крепление по бор¬
ту корпуса (фиг. 11.20), то весь порядок расчета остается в силе,
лишь упрощается
потоков Aq для
опертых лонжеро-При этом
вычисление
шарнирно
нов:гдеA M = AQdAMAq =	,4 2/^л(см. фиг. 11.20, б).Фиг. 11.20. Силовая схема
треугольного крыла с шарнир¬
ным креплением к корпусу
крайних лонжеронов (а) и
схема нагружения заднего
лонжерона (б).Фиг. 11.21. Силовая схема однолонжерон-
ного треугольного крыла (б) и эпюры
Q и М для вспомогательного лонжеро¬
на (а).Расчет однолонжеронного треугольного крылаИногда по соображениям компоновки бывает желательно не
пропускать силовые элементы крыла через корпус. В этом случае
целесообразной конструкцией треугольного крыла может оказать¬
ся однолонжеронная (фиг. 11.21), когда все лонжероны, за исклю¬
чением одного, шарнирно крепятся по борту корпуса. Нагрузка <7Л t
передается на корпус каждым вспомогательным лонжероном
в виде сил Д(?г=2<7л (см. фиг. 11. 21, а). При этом создаются мо¬284
менты AMi = AQidi, которые уравновешиваются в обшивке потоком
касательных силA д-AMiМоменты АМ{, суммируясь вдоль оси х (см. фиг. 11.21,6), пере¬
даются на основной лонжерон сдвигом обшивки, вызывая его
изгиб. Касательные силы, нагружающие основной лонжерон, мо¬
гут быть определены из следующей зависимости:Лл _ МъАЧосп сур	*где Мь —изгибающий момент крыла в бортовом сечении.Потоки в обшивке находятся по формулеMiгдеMi — момент, снимаемый с эпюры (см. фиг. 11.21,6).
Вспомогательные лонжероны работают на поперечный изгиб.
Эпюры Q и М для них показаны на фиг. 11.21, а.
Глава XIIКОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ И ЭЛЕРОНОВУ аппаратов нормальной схемы хвостовое оперение предназна¬
чается для обеспечения продольной и путевой балансировки, устой¬
чивости и управляемости.В отдельных случаях оперение обеспечивает также поперечную
управляемость. Для этого правая и левая половины стабилизато¬
ра поворачиваются в различные стороны.Фиг. 12. 1. Типичная схема хвостового оперения
околозвукового летательного аппарата./—стабилизатор, 2—киль. 3—руль высоты, 4—руль направления;5—триммер.Под балансировкой аппарата понимается уравновешивание моментов всех
сил относительно его центра тяжести.Под устойчивостью — способность аппарата возвращаться к первоначаль¬
ному режиму полета после прекращения действия сил, вызвавших его откло¬
нение.Под управляемостью—возможность изменять режим полета аппарата по
воле летчика или управляющего устройства.286
Хвостовое оперение околозвукового летательного аппарата
обычно состоит из горизонтального и вертикального оперения,,
каждое из которых, в свою
очередь, может разделять¬
ся на подвижную и не¬
подвижную части. К непо¬
движным частям отно¬
сятся стабилизатор и киль,
к подвижным — рули вы¬
соты и направления (фиг.12. 1). На сверхзвуковых
аппаратах все горизон¬
тальное и вертикальное
оперение может выпол¬
няться подвижным (фиг.12.2). Это обусловлено
недостаточной эффективно¬
стью рулей на сверхзву- фиг. 12.2. Возможная схема хвостового
ковых скоростях полета, оперения сверхзвукового летательного
г ^	аппарата,о чем подробно сказанотг	/—управляемый стабилизатор. 2—управляемыйв главе и»	киль.§ 1.'нагрузки на оперениеОперение нагружается аэродинамическими и массовыми сила¬
ми. Массовые силы невелики и при расчете статической проч¬
ности ими обычно пренебрегают.Основными нагрузками являются аэродинамические, которые
для отдельных типов летательных аппаратов определяются в соот¬
ветствии с нормами прочности.Нагрузки на горизонтальное оперениеНа горизонтальное оперение могут действовать следующие на¬
грузки:1)	уравновешивающая;2)	маневренная;3)	при полете в неспокойном воздухе;4)	несимметричная.Уравновешивающая нагрузкаУравновешивающая нагрузка обеспечивает статическое равно¬
весие аппарата относительно оси Ог для рассматриваемого режи¬
ма полета. Величина 'эксплуатационной уравновешивающей на¬
грузки Р9 находится из условия равновесия (фиг. 12.3)Пй К m'z9V*SbkИ9=—t— =	 ,LT'Q	2Z,r.0где N['z — момент самолета без горизонтального оперения относи¬
тельно поперечной оси Oz\287
—	коэффициент момента M'z;V — скорость рассматриваемого режима полета;
площадь крыла;ЬА — средняя аэродинамическая хорда.По нормам прочности уравновешивающая нагрузка подсчитывается для
всех расчетных случаев крыла; коэффициент безопасности f берется согласно
рассматриваемому расчетному случаю. Для расчета оперения на прочность бе¬
рется наибольшая из них. Обычно нагружение горизонтального оперения уравно-Фиг. 12.3. Уравновешивающая нагрузка обеспе¬
чивает уравновешивание моментов относительно
оси Oz.вешивающей нагрузкой характерно тем, что нагрузки стабилизатора и руля
высоты направлены в разные стороны (фиг. 12.4,а). Поэтому при расчете при¬
нимаютР9 = Р9сг-РЭр.В>	О2-1)где Рэ — эксплуатационная нагрузка оперения;Р1Т — эксплуатационная нагрузка стабилизатора;РрВ — эксплуатационная нагрузка руля высоты, которая берется равнойодной
четверти максимальной маневренной* нагрузки на горизонтальное опе¬
рение.а)	6)Фиг. 12.4. Действительное (а) и принимаемое при
расчете (б) распределение уравновешивающей нагруз¬
ки цо хорде горизонтального оперения.Из (12. 1) видно, что	 рэсг=рз+рэр.в>ра.*	Определение маневренной нагрузки см. в следующем подразделе (стр. 289).288
Уравновешивающая нагрузка, как и все другие нагрузки оперения, по размаху
распределяется пропорционально хордам, т. аР9Э	СТ L9ст=“^—*ст1 Ягде 0ст и ^р.в — эксплуатационные погонные нагрузки соответственно стабили¬
затора и руля высоты;Ьст и Ьр,в — хорды соответственно стабилизатора и руля высоты.
Принимается, что нагрузка по хорде распределяется по схеме (см. фиг. 12.4,6).Маневренная нагрузка действует на горизонтальное оперение
при выполнении маневра аппарата.Пусть аппарат совершает установившийся полет, тогда на го¬
ризонтальное оперение действует только уравновешивающая на¬
грузка. Для совершения маневра необходимо дополнительно
отклонить руль высоты (управляемый стабилизатор). В этом слу¬
чае на оперение начнет действовать нагрузка, которая и называет¬
ся маневренной. Маневренную нагрузку можно представить как
сумму двух нагрузок: уравновешивающей и собственно манев¬
ренной. Здесь уравновешивающая нагрузка — та часть маневрен¬
ной нагрузки, которая в данный момент времени обеспечивает
статическое равновесие аппарата относительно поперечной оси,
т. е. уравновешивает момент М'г Собственно маневренная нагруз¬
ка создает неуравновешенный момент, поворачивающий аппарат.
При его повороте возникает дополнительная подъемная сила,
искривляющая траекторию движения.Все многообразие действия нагрузок при маневре сводится
к двум случаям. Для первого случая уравновешивающая нагрузка
достаточно велика по сравнению с собственно маневренной нагруз¬
кой. Во втором случае уравновешивающая нагрузка мала по
сравнению с собственной маневренной и ею пренебрегают.В первом случае нагрузка определяется по формулегде Яур — уравновешивающая нагрузка соответствующего расчетного случая;АР®ан— собственно маневренная нагрузка.Можно записать:где 6Р.в — угол отклонения руля высоты при совершении маневра;V — скорость в рассматриваемом случае полета;
k — коэффициент, зависящий от резкости отклонения руля высоты.Подставив в выражение для АР® ан зависимостьМаневренная нагрузкаУ*___ Gn9
f 2 ~ Scy ’19 598289
получимдсу„ 5р.в Q
АЯман = ± k дь^л —723 5г.о.где G и S — вес летательного аппарата и площадь его крыла;Лэ и су — перегрузка и коэффициент подъемной силы крыла в рассматривае¬
мом случае.Обозначивк _ кдСуг.о Vb
^^р.в суи приняв /г^ах вместо лэ, отнеся введенную при этом погрешность к коэффици¬
енту k\, получимАРман = ± *l”max 5г.о-Величина коэффициента k\ зависит от случая полета и его скорости, выполняе¬
мой фигуры, резкости отклонения руля и т. п. и определяется на основании
теоретических и экспериментальных исследований.Во втором случае нагрузка определяется в соответствии с формулой^ман ~ i ^2wmax £ *^г-° >причем k2^>k\.Нагрузка при полете в неспокойном воздухеНагрузка при полете в неспокойном воздухе может оказаться
больше уравновешивающей из-за резкого изменения угла атаки
оперения за счет порывов воздуха. Эта нагрузка состоит из урав¬
новешивающей и дополни¬
тельной, обусловленной дей¬
ствием ветра *.Фиг. 12.5. Схема распределения давле¬
ний на хвостовом оперении при откло¬
нении руля направления влево.Несимметричная нагрузкаНесимметричная нагруз¬
ка (фиг. 12. 5) возникает за
счет неодинакового распре¬
деления подъемной силы на
правой и левой половине
горизонтального оперения.
Вследствие этого со стороны
оперения на корпус или
киль (в случае крепления
горизонтального оперения к
килю) передается момент
относительно продольной
оси аппарата, иногда очень
большой по величине.* См. главу VI.290
В основном несимметричная нагрузка на горизонтальном оперении возни¬
кает при полете со скольжением или при отклонении руля направления. Тогда
на одной поверхности вертикального оперения создается разрежение (знак ми¬
нус на фиг. 12.5), а на другой повышенное давление (знак плюс), которые,
распространяясь на соответствующие участки горизонтального оперения, и при¬
водят к несимметрии его нагружения. К несимметричному нагружению (тонкая
линия на фиг. 12.5) можно перейти от симметричного нагружения (жирная
линия), добавляя еще пару сил Pd.Нагрузки на вертикальное оперениеНа вертикальное оперение могут действовать следующие на¬
грузки, во многом аналогичные нагрузкам горизонтального опе¬
рения:Фиг. 12.6. Схема уравновешивания момента
относительно центра тяжести летательного
аппарата при асимметрии тяги двигателей.демпфирующая нагрузка, обеспечивающая статическое равно¬
весие моментов относительно вертикальной оси оу. Она возникает
при скольжении и аналогична уравновешивающей нагрузке гори¬
зонтального оперения;19*291
маневренная нагрузка, возникающая при резком отклонении
руля направления;нагрузка при полете в неспокойном воздухе, возникающая при
действии боковых порывов воздуха, перпендикулярных направле¬
нию полета;нагрузка при асимметрии тяги двигателей, возникающая из-за
отклонения руля направления, необходимого для уравновешива¬
ния момента относительно вертикальной оси (фиг. 12.6).
Нагрузка в этом случае определяется по формулеUoгде Рта* — максимальная асимметрия тяги двигателей.Кроме указанных нагрузок, рассматривается одновременное
нагружение вертикального и горизонтального
оперений. Обычно принимают, что на каждое оперение дейст¬
вует 75% его максимальной эксплуатационной нагрузки.§ 2. РАСЧЕТ ОПЕРЕНИЯ НА ПРОЧНОСТЬПередача силовых факторов по отдельным элементам конст¬
рукции оперения, нагружение этих элементов и работа оперения
аналогичны крылу.Основное отличие расчета оперения на прочность от расчета
крыла заключается в том, что в системе стабилизатор (киль) —
руль необходимо учитывать податливость опор руля.Для иллюстрации рассмотрим вертикальное оперение с трехопорным рулем
направления (фиг. 12.7). С точки зрения строительной механики киль представ¬
ляет собой консольную балку, заделанную в корпус, нагруженную распределен¬
ной нагрузкой qK и сосредоточенными силами в узлах подвески руля 2, 3, 4
(фиг. 12.8). Руль является балкой, упруго опертой в трёх точках на киль и на¬
груженной распределенной нагрузкой qv.Система киль—руль является однажды статически неопределимой. Для ее
решения можно использовать метод сил. В качестве лишней связи примем наи¬
менее нагруженную опору 2.Основная система изображена на фиг. 12.9. Неизвестная реакция X опре¬
делится из канонического уравнения, которое выражает условие равенства нулю
взаимного смещения точек 2, принадлежащих рулю и килю, в направлении, пер¬
пендикулярном плоскости симметрии киля"4" ^20 = О»где Ъ22 — взаимное смещение точек 2 от сил X = 1;А го — взаимное смещение этих же точек от внешней нагрузки,Д 20 = “ (Д20 + У20) »к	рЬ22 = *22v ~ (522 + У22)»к	ргде А20^ — прогиб точки 2, принадлежащей килю, от нагрузки основной системы
дк и реакций руля R^ и R30 (фиг. 12.10, tf);А2ор — прогиб точки 2, принадлежащей рулю, от нагрузки основной системы qp
(см. фиг. 12.10, а), если считать, что опоры 3 и 4 неподвижны;292
/Фиг. 12.7. Схема вертикального оперения
с рулем направления, подвешенным в трех
точках.Фиг. 12.8. Расчетная схема системы
киль—руль.Фиг. 12.9. Основная система, принятая
при точном расчете киля и руля на¬
правления.293
У20—прогиб точки 2 руля, вызванный тем, что опоры 3 и 4 руля имеют
прогиб из-за деформации киля, вызванной нагрузкой основной системы
(перемещение руля как жесткого тела определяется перемещением
опор 3 и 4);Ь22к — прогиб точки 2 киля под действием сил X = I;Ь22р — прогиб точки 2 руля под действием сил Х = 1, если считать, что
опоры 3 и 4 неподвижны;
у22—прогиб точки 2 руля, вызванный тем, что опоры руля 3 и 4 имеют
прогиб из-за деформации киля, вызванной силами X = 1.При опрёделении взаимного смещения точек 2 перемещения руля и киля,
направленные в одну сторону, вычитаются, направленные в разные сторонысуммируются. Указанный выше ра¬
счет системы киль—руль является
достаточно громоздким. Иногда при¬
ближенно принимают, что опоры руля
жесткие и опорные реакции находят
обычными методами, используя, на¬
пример, метод сил или уравнение
трех моментов. Однако это дает
весьма грубое приближение к дейст¬
вительности. Б. П. Цибуля предложил
следующий приближенный метод рас¬
крытия статической неопределимости
системы руль—киль. Для определе¬
ния реакций в опорах руля делается
разрез руля на средней опореЖФиг. 12. 10. Нагрузки на руль направ¬
ления (а) и киль (б) в основной си¬
стеме (см. фиг. 12.9).Фиг. 12. 11. Расчетная схема для
приближенного определения ре¬
акций, действующих со стороны
руля на киль.(фиг. 12.11). Полученные реакции R2, #з, Ra принимаются в качестве нагрузок
киля в дополнение к распределенной нагрузке qK. Эпюры Q, М, Мк для киля
показаны на фиг. 12. 12. Такое нагружение, дающее расчет в запас прочности
киля, не может быть принято для руля. Дело в том, что крайняя опора из-за
своей податливости в действительности имеет реакцию, меньшую, чем R2, и мо¬
мент на опоре 3 руля не равен нулю.Приближенно для учета податливости опор -можно считать, что на опоре 2
на руль действует сила R2/2. Таким образом, для руля принимается расчетная
схема, показанная на фиг. 12. 13. Эпюры Q, М, Мк для руля показаны на
фиг. 12. 14. При построении эпюры М не учитывалась составляющая Т' силы Т
в тяге управления рулем (фиг. 12. 15), так как она дает незначительный момент
в плоскости,- перпендикулярной плоскости симметрии руля. Для приближенного
учета этого момента можно считать, что от силы Т возникают реакции только
в опорах 4 и 3 (момент ог силы V показан на фиг. 12.14 пунктиром). Если бы
кабанчик находился в плоскости одной из опор, этот момент отсутствовал бы.
Крутящие моменты на эпюре 12. 14 брались относительно оси лонжерона; счи¬
талось, что кабанчик управления закреплен на конце руля (точка 6). Для
уменьшения крутящих моментов, действующих на руль, целесообразно кабанчик294
Фиг. 12. 12. Эпюры Q, Af и
Мк киля.Фиг. 12. 13. Схема нагружения
руля направления при прибли¬
женном его расчете на прочность.Т'1'.ь,	мкФиг. 12.14. Эпюры Q, М и Мк руля
направления (на эпюре изгибающих
моментов момент от составляющей
V силы в тяге управления показан
пунктиром).Фиг. 12. 15. К определению силы Т в тяге управле¬
ния рулем направления.295
управления помещать примерно посредине руля, однако в этом случае могут
удлиняться тяги управления.Дальнейший расчет на прочность производится так же, как для крыла, т. е.
определяются напряжения и сравниваются с разрушающими.§ 3. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯКонструкция неподвижных частей оперения (фиг. 12. 16) ана¬
логична конструкции крыла.Некоторые отличия имеются лишь в конструктивных схемах
рулей благодаря своеобразию их крепления к килю или ста¬
билизатору. Рули являются многоопорными балками, подвешивае¬
мыми к стабилизатору (или к килю) (фиг. 12.17). Узлов подвески
обычно бывает больше двух. Это делается для повышения живу-иФиг. 12.16. Конструкции хвостового оперения.
/ и //—узлы крепления стабилизатора к килю.чести и уменьшения веса руля, так как увеличение количества
опор уменьшает изгибающие моменты руля (или элерона). Под¬
веску руля выполняют на неподвижных и подвижных опорах
(узлы / и II на фиг. 12.17). Желая облегчить процесс навески
руля, один кронштейн делают неподвижным (узел /), а остальные
связывают со стабилизатором (или килем) шарнирно при помощи
одного вертикального болта крепления (узел II). Все осевые уси¬
лия вдоль руля воспринимаются только неподвижной опорой.В рулях аппаратов небольших размеров, где изгибающие мо¬
менты руля незначительны, последние воспринимаются в основном
лонжероном. Стрингеров может и не быть, обшивка служит для
образования профиля руля и восприятия крутящего момента.
Чаще всего лонжерон представляет собой гнутый корытообразный
профиль из алюминиевого сплава. В местах больших изгибающих
моментов (это обычно бывает в узлах подвески) лонжерон иногда
усиливается дополнительными накладками (см. фиг. 12.17, сече¬296
ние А—А). В ряде случаев для облегчения конструкции опоры
стремятся расположить так, чтобы абсолютные величины
положительных и отрицательных моментов практически не отли¬
чались.В восприятии изгибающего момента рулей аппаратов больших
размеров участвуют также и стрингеры с обшивкой (фиг. 12.18).
Поперечная сила воспринимается стенкой лонжерона руля. Кру-Фиг. 12.17. Типичная конструкция руля высоты летательного аппа¬
рата небольших размеров. (Вверху показана эпюра изгибающих моментов)./—груз для весовой балансировки, 2—лонжерон, 5—триммер.тящий момент воспринимается двумя замкнутыми контурами, об¬
разованными обшивкой и лонжероном.В местах узлов крепления руля к стабилизатору (или килю)
передний контур разрезан и крутящий момент воспринимается
только задним. Для передачи крутящего момента с переднего кон¬
тура на задний и, наоборот, по краям вырезов под узлы крепления
руля ставят нервюры. Как правило, нервюры также ставятся про¬
тив каждого узла крепления руля. Сила, действующая на узел
крепления, создает момент, который и передается этой нервюрой на
замкнутый контур обшивки руля.В рулях обычно предусматриваются балансировочные грузы
(см. фиг. 12.17), которые служат для предотвращения самовоз-
буждающихся колебаний * конструкций.* См. главу XXVI.297
Фиг. 12. 19. Конструкция руля со сплошным заполнителем.Фиг. 12.20. Хвостовая часть руля с сотовым заполнителем.298
В целях лучшего использования обшивки для восприятия изги¬
бающего момента и сохранения формы профиля применяют рули
с заполнителем (фиг. 12.19, 12.20). В такой конструкции лонже¬
роны руля превращаются в стенки, воспринимающие только попе¬
речную силу. Вся конструкция руля выполняется на клее, что
упрощает технологию ее изготовления по сравнению с клепкой.§ 4. КОНСТРУКЦИЯ УПРАВЛЯЕМОГО СТАБИЛИЗАТОРАКонструкция управляемого стабилизатора мало отличается
от конструкции неподвижного (фиг. 12.21). Основное отличие
определяется тем, что крепление управляемого стабилизатора
к корпусу должно обеспечить свободу поворота стабилизатора
в некотором диапазоне углов.Как правило, управляемый стабилизатор выполняют с одним
лонжероном, причем часть лонжерона, проходящая через корпус,
является осью вращения. Нагрузки на управляемый стабилизатор
значительны. Поэтому, учитывая, что расстояние между подшип-Фиг. 12.21. Конструкция стреловидного управляемого стабилизатора.А—корневая нервюра, Б—лонжерон, В—бортовая нервюра.никами, в которых стабилизатор поворачивается, ограничено раз¬
мерами корпуса, будут большими и силы, действующие на под¬
шипники.Расположение лонжерона по хорде стабилизатора зависит от
формы стабилизатора в плане. Для уменьшения веса лонжерона
стремятся располагать его в месте наибольшей толщины профиля
стабилизатора. Кроме того, для уменьшения усилий, передаваемых
на гидроусилитель, целесообразно помещать лонжерон вблизи
центра давления стабилизатора.Обычно стабилизатор треугольной формы крепится к корпусу
(килю) в двух точках 2 и 2' (фиг. 12.22). Управление стабилизато¬
ром осуществляется при помощи качалки 4, связанной с гидроуси¬
лителем. Все силовые факторы (Q, М, Мк) передаются на корпус
лонжероном, ось которого совпадает с осью вращения стабили¬
затора.Воздушная нагрузка нервюрами передается лонжерону в виде
поперечной силы; эта сила как бы «течет» по размаху лонжерона.
В точках 2 и 2' она передается на узлы корпуса. Изгибающий мо¬
мент, действующий на стабилизатор, практически воспринимается
одним его лонжероном, а крутящий момент — замкнутым конту¬299
ром обшивки, затем через усиленную нервюру 1—2—3 передается
на лонжерон и уравновешивается на качалке управления. Эпюры Q,
М, Мк приведены на фиг. 12.23. При построении эпюр считалось,
что стабилизатор нагружен распределенной нагрузкой, постоянной
по размаху, центр давления принимался на 50% хорды, сила, при¬
ложенная к качалке 4 при построении эпюр М и Q, не учитывалась.
Эпюра крутящих моментов Мк по¬
строена относительно оси лонжерона.^т,,,ртттНТГШ]Тг>иФиг. 12.22. Силовая схема треуголь¬
ного управляемого стабилизатора.Фиг. 12.23. Эпюры Q, М и
Мк треугольного управляе¬
мого стабилизатора.Для стреловидного стабилизатора, схема которого приведена
на фиг. 12.24, расположение его лонжерона перпендикулярно плос¬
кости симметрии аппарата обычно является невыгодным, так как
в этом случае ось вращения (лонжерон) стабилизатора будет
очень далеко расположена от центра давления его профиля, либо
лонжерон будет отнесен близко к задней кромке стабилизатора
и иметь очень малую высоту. Поэтому лонжерон, служащий
одновременно и осью вращения стабилизатора, располагают под
некоторым углом к плоскости симметрии аппарата. Силовая схема
стабилизатора состоит из одного лонжерона, совпадающего с его
осью вращения и опертого на корпус в точках 0 и 2, усиленных
нервюр 5—3—8 и 3—6. На участке стабилизатора до усиленной
нервюры 3—6 воздушная нагрузка передается нормальными нер¬
вюрами на лонжерон, который и воспринимает ее в виде попе¬
речной силы. Изгибающий момент вдали от опоры 2 воспринимает¬
ся стрингерами, обшивкой и частично лонжероном. У опоры он
полностью передается лонжерону. Крутящий момент воспринимает¬
ся двумя замкнутыми контурами обшивки, поэтому стенка нервю¬
ры 3—8 замкнутого контура не должна иметь больших вырезов.Воздушная нагрузка на участке 5—3—6 стабилизатора пере¬
дается в основном на нервюру 5—3, которая, изгибаясь, передает
ее на лонжерон. Нервюра работает, как консольная балка, заде¬
ланная на лонжероне в точке 3. Крутящий момент, который300
Фиг. 12.24. Силовая схема стреловидного
управляемого стабилизатора.Фиг. 12. 25. Эпюры Q и М для стреловидного
управляемого стабилизатора.
получается за счет передачи нагрузки на нервюру 5—3, передается
замкнутым контуром, образованным обшивкой и стенкой нервю¬
ры 3—5 на нервюру 3—6 и далее на лонжерон. На участке 0—2
лонжерон воспринимает не только поперечную силу и изгибающий
момент, но и крутящий момент. Поэтому он должен иметь замкну¬
тое поперечное сечение. Примерный вид эпюр Q, М показан на
фиг. 12.25. При построении эпюр воздушная нагрузка распределя¬
лась пропорционально хордам, перпендикулярным лонжерону.
Концевая часть стабилизатора была «спрямлена», как показано
на фиг. 12. 24 пунктиром.Если управляемый стабилизатор (см. фиг. 12.24) предназначен
для обеспечения поперечной управляемости аппарата, то его поло¬
вины могут поворачиваться в разные стороны за счет двух гидро¬
усилителей, связанных с качалками.§ 5. КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕРОНОВЭлероны, отклоняемые вверх и вниз, обеспечивают поперечную
управляемость аппарата. Моменты, возникающие при отклонении
элеронов в результате создания на них дополнительных подъем¬
ных сил ДУЭ, кренят летательный аппарат.Фиг. 12.26. Силы, возникающие при отклонении элеронов.При одинаковом отклонении элеронов появляется нежелатель¬
ный момент рыскания из-за различия в сопротивлении правого и
левого полукрыла (фиг. 12.26). Обычно управление элеронами
выполняется дифференциальным (опускающийся элерон откло¬
няется на угол, меньший чем поднимающийся). Это выравнивает
сопротивление полукрыльев, что уменьшает момент рыскания при
крене. Кроме того, увеличивается диапазон безопасных углов
атаки.302
Аэродинамические нагрузки элерона могут возникать как при
нейтральном, так и при отклоненном его положении. Нагрузка
элерона пропорциональна его площади S3 и скоростному напору q:Р = kfS3q,где k—'коэффициент, задаваемый нормами прочности;
f—коэффициент безопасности.По хорде элерона нагрузка распределяется по закону трапе¬
ций, а по его размаху, как правило, пропорционально хордам.С точки зрения строительной механики элерон — это много¬
опорная балка, воспринимающая поперечную силу, изгибающийФиг. 12.27. Конструкция элерона самолета небольших размеров./—узлы подвески,. 2—качалка управления, 3—лонжерон, 4—герметизирующая ткань внут¬
ренней компенсации, 5—весовой балансир, 5—ось вращения элерона, 7—задняя стенкалонжерона крыла.и крутящий момент. Поэтому в конструктивном отношении нет
принципиальной разницы между элероном и рулем (фиг. 12.27).
Так же, как и у руля, здесь поперечная сила воспринимается
стенкой лонжерона, изгибающий момент — поясами лонжерона и
частично обшивкой, крутящий момент — замкнутым контуром об¬
шивки. При расчете элерона в отличие от руля часто считают его
опоры на крыле жесткими. Это объясняется тем, что крыло из-за
своей большей толщины обладает более высокой изгибной жест¬
костью, чем стабилизатор (или киль).Так как толщина крыла значительно больше толщины стабили¬
затора (киля), на элероне часто удается осуществить внутреннюю
компенсацию, имеющую ряд преимуществ в аэродинамическом
отношении (см. фиг. 12.27,6) (в рулях носок такой компенсации
сильно ограничивал бы угол отклонения). Носок элерона связан303
с задней стенкой крыла при помощи прорезиненной ткани, герме¬
тически разделяющей верхнюю и нижнюю зоны задней полости
крыла. К носовой части элерона обычно прикрепляется весовой
балансир в виде стальной пластины для предотвращения опасных
вибраций *.ИнтерсепторыЗанимая сравнительно большую долю размаха, элероны не
дают возможность разместить механизацию по всему размаху
крыла, вследствие чего эффективность последней снижается. Стрем¬
ление увеличить размер, занимаемый механизацией, привело
к созданию интерсепторов, представляющих собой пластину, утоп¬
ленную в верхней (фиг.
12. 28, а) или нижней поверх¬
ности крыла (см. фиг.
12.28,6). Интерсептор, распо¬
ложенный на верхней поверх¬
ности крыла, при отклонении
вверх вызывает срыв потока,
а следовательно, падение подъ¬
емной силы. Для создания<с_а)0)Фиг. 12.28. Схемы расположения
на профиле крыла интерсептора.а—на верхней поверхности крыла, б—на
нижней поверхности крыла.Фиг. 12.29. Располо¬
жение на крыле эле¬
рона и интерсептора./-^элерон. 2—интерсеп¬
тор.правого крена отклоняется интерсептор правой консоли, а интер¬
септор левой консоли остается неподвижным. Увеличение лобового
сопротивления правой консоли приводит к развороту аппарата
в сторону крена. В том случае, если применяются интерсепторы,
расположенные на нижней поверхности крыла, для создания пра¬
вого крена отклоняется интерсептор левого крыла, а интерсептор
правого крыла остается неподвижным. Интерсептор при отклоне¬
нии на высоту пограничного слоя создает подпор и увеличивает
подъемную силу консоли.Чтобы устранить некоторое запаздывание в действии интерсеп¬
торов, применяется их комбинация с обычными элеронами
(фиг. 12.29). В этом случае площадь элерона может составлять* Подробно см. главу XXVI.304
всего около 1,5% от площади крыла вместо обычных 5—8%, что
дополнительно освобождает часть размаха крыла для увеличения
размеров механизации.Эффективность такой комбинированной системы достаточно
удовлетворительна. Запаздывание ее действия из-за наличия эле¬
ронов не происходит./—интерсептор, 2—качалки подвески интерсептора, 3—задняя стенка крыла, 4—тяга управле¬
ния системой элерон—интерсептор, 5—ролик тяги управления, 6—качалка управления, 7—тяга
механизма управления, 5—качалка механизма управления, 9—ось качалки управления,
10—нижняя обшивка крыла, 11—верхняя обшивка крыла, 12—ребро.У сверхзвуковых и околозвуковых летательных аппаратов
эффективность элеронов на больших скоростях полета резко сни¬
жается из-за деформаций крыла *. Для того чтобы обеспечить не¬
обходимую поперечную управляемость на некоторых аппаратах,
интерсепторы применяются дополнительно к обычным элеронам
(имеющим нормальные размеры).На фиг. 12.30 показана возможная конструкция интерсептора,
расположенного на нижней поверхности крыла. Интерсептор пред-* См. главу XXVI.20 598305
ставляет собой уголок, подвешенный на двух качалках к задней
стенке крыла. В нейтральном положении тяги управления системой
элерон—интерсептор (см. фиг. 12.30,6 пунктир) интерсептор
убран заподлицо с обшивкой (см. фиг. 12.30,в пунктир). При дви¬
жении тяги управления влево элерон отклоняется вверх, интерсеп¬
тор остается неподвижным. При движении тяги управления вправо
элерон отклоняется вниз, а качалка управления, поворачиваясь
вокруг оси, через механизм управления выпускает интерсептор
(см. фиг. 12. 30, в, сплошная линия).Элевоны применяются для обеспечения продольной и попереч¬
ной управляемости аппаратов типа «летающее крыло» и «бес-
хвостка». Они по сути дела представляют собой элероны, выпол¬няющие также функцию рулей высоты, так как самолет не имеет
горизонтального оперения (фиг. 12.31). При отклонении ручки
управления вперед или назад элевоны одновременно отклоняются
соответственно вниз или вверх. При отклонении ручки в стороны
элевоны отклоняются как обычные элероны.Конструкция, работа и расчет элевонов и элеронов аналогичны.ЭлевоныФиг. 12.31. Расположение элевонов на
аппарате типа «летающее крыло».
Глава XIIIМЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛАПод механизацией крыла понимают устройства, обеспечиваю¬
щие увеличение несущей способности крыла (cyS).Основное назначение механизации крыла — уменьшение по¬
садочной и взлетной скорости и тем самым уменьшение длины
пробега и разбега самолета. Некоторые виды механизации крыла
(концевые предкрылки) применяются для улучшения поперечной
устойчивости и управляемости самолета на больших углах
атаки, а также для увеличения его маневренных свойств в полете.
Особенно важно применение механизации на тех самолетах, для
которых размеры аэродрома определяются длиной послепоса-
дочного пробега.Помимо общих для всех частей самолета требований, к меха¬
низации предъявляются следующие специфические требования:1)	наибольшее приращение сУтах 5 в рабочем положении без
нарушения балансировки или устойчивости самолета;2)	наименьшее увеличение сх в нерабочем положении.§ 1. ОСНОВНЫЕ ВИДЫ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛАМеханизация крыла может быть основана на следующих основных
принципах:1.	Увеличение эффективной кривизны профиля.2.	Увеличение площади крыла.3.	Управление пограничным слоем (отсос или сдувание} с целью задержать
возникновение срыва потока.4.	Управление циркуляцией (струйные закрылки).Наибольший эффект дают виды механизации, в которых сочетаются все
четыре принципа. Однако в этом случае их конструкция усложняется.Существуют следующие ,виды механизации.ЩитокЩиток — непрофилированная нижняя хвостовая часть крыла, отклоняемая
вниз. Существуют простые и выдвижные щитки. Простой щиток (фиг. 13. 1, а)
при своем отклонении увеличивает кривизну исходного профиля. Кроме того,
происходит интенсивный отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла
в зону разрежения между крылом и щитком. Кривые cy=f(a) при отклонении
щитка смещаются, как показано на фиг. 13.2, а.20*307
Фиг. 13.1. Основные виды механизации крыла.а—простой щиток, б—выдвижной щиток, в—простой закрылок, г—щелевой
закрылок, д—струйный (реактивный) закрылок, в—подкрылок, яе—предкры¬
лок, з—отклоняющийся носок, «—отсос пограничного слоя, ас—сдувание
пограничного слоя.а)	6)Фиг. 13.2. Графики кривых cv=f(а) для крыла со щитком (а) и крыла
с предкрылком (б)./—крыло с неотклоненным щитком, 2—крыло с отклоненным щитком. 5—крыло без
предкрылка, 4—крыло с предкрылком по всему размаху, 5—крыло с предкрыл¬
ком на полуразмахе.308
Простой щиток дает довольно значительный прирост CymaXt имеет неболь¬
шой вес, конструктивно прост, удобен и надежен в эксплуатации. В открытом
положении он дает значительный прирост сх, что позволяет увеличить угол
планирования самолета при посадке и сократить длину пробега. Поэтому про¬
стые щитки широко применялись на дозвуковых самолетах с прямым крылом.
На самолетах со стреловидными крыльями простые щитки, как правило, не
применяются из-за резкого падения их эффективности по мере увеличения
стреловидности крыла.Выдвижной щиток или щиток со скользящим шарниром (см. фиг. 13.1,6)
дает больший прирост су тах по сравнению с простым, так* как он одновременно
с отклонением сдвигается назад, что увеличивает площадь крыла. Выдвижные
щитки конструктивно сложнее и имеют больший вес по сравнению с простыми,
но их эффективность с ростом стреловидности крыла падает меньше. Поэтому
они широко применяются на околозвуковых самолетах со стреловидными
крыльями.ЗакрылокЗакрылок — профилированная хвостовая часть крыла, отклоняемая вниз.
Различают простые и щелевые закрылки. Простой закрылок (см. фиг. 13. 1, в)
при своем отклонении вниз увеличивает кривизну исходного профиля, за счет
чего происходит увеличение су, а вместе с этим и Сутах. а также некоторое
снижение критического угла атаки. Кривые cy=f(а) при отклонении закрылка
смещаются качественно примерно так же, как и при отклонении щитка
(фиг. 13.2, а).Щелевой закрылокЩелевой закрылок отличается от простого наличием в отклоненном поло¬
жении профилированной щели между закрылком и основной частью крыла (см.
фиг. 13. 1, г). При отклонении щелевого закрылка к эффекту увеличения кри¬
визны добавляется эффект сдувания пограничного слоя на верхней поверхности
закрылка. Поэтому щелевой закрылок дает больший прирост сУтах, чем про¬
стой. При малых (взлетных) углах отклонения закрылок дает значительное
увеличение су при малом росте сх, что приводит к существенному уменьшению
скорости отрыва самолета и уменьшению длины разбега. Этим он выгодно отли¬
чается от щитка. Щелевые закрылки находят широкое применение для тяжелых
самолетов, так как здесь, как правило, размеры аэродрома определяются дли¬
ной разбега.Струйный (реактивный) закрылокСтруйный (реактивный) закрылок (см. фиг. 13.1,д) представляет собой
простой закрылок, из задней кромки которого выходит струя воздуха, либо
выхлопных газов двигателя. Воздух (газы) могут подаваться из двигателя,
специального компрессора или специального устройства, где сжигается топливо.
Выходящая струя дополнительно увеличивает подъемную силу крыла за счет
изменения циркуляции (уменьшения давления на верхней поверхности и увели¬
чения давления на нижней поверхности) и реактивной силы струи. Струйные
закрылки являются наиболее эффективным типом механизации (сутлх может
быть увеличен в несколько раз). К недостаткам струйных закрылков следует от¬
нести значительную конструктивную сложность, а также большой расход газа
(воздуха), потребный для значительного увеличения Су mai.ПодкрылокПодкрылок — отклоняющаяся вниз и сдвигающаяся назад профилированная
нижняя хвостовая часть крыла (см. фиг. 13. 1,е). По сути дела, подкрылок
представляет собой профилированный выдвижной щиток. Подкрылок дает зна-309
чительное увеличение несущей способности крыла из-за наличия щелевого
эффекта, увеличения площади крыла и кривизны профиля.Но, несмотря на это, подкрылки не получили широкого применения из-за
большого веса и главным образом благодаря конструктивным затруднениям,
связанным с размещением подкрылка и механизма его управления (особенно
в тонких крыльях).ПредкрылокПредкрылок — есть профилированная носовая часть крыла, которая на боль¬
ших углах атаки смещается вперед принудительно или автоматически под дей¬
ствием аэродинамических сил (см. фиг. 13. \,ж). Возрастание подъемной силы
происходит здесь за счет сдувания пограничного слоя с верхней поверхности
крыла струей воздуха, проходящей через профилированную щель между пред¬
крылком и крылом, а также из-за увеличения площади крыла. Изменение cv
по а при наличии предкрылка показано на фиг. 13.2,6. Так как предкрылок,
расположенный по всему размаху, сильно увеличивает критический угол атаки
крыла, сУтах использовать на взлете и посадке весьма затруднительно, прихо¬
дилось бы делать очень длинные шасси, которые трудно убрать. Поэтому пред¬
крылок, расположенный по всему размаху крыла, сейчас на самолетах с уби¬
рающимся шаг.си не применяется. Предкрылки, расположенные против элеронов
(концевые), могут применяться на самолетах для увеличения поперечной устой¬
чивости и управляемости на больших углах атаки (при взлете и посадке).Отклоняющийся носокОтклоняющийся носок (см. фиг. 13. 1,з) применяется на крыльях с острой
передней кромкой. В неотклоненном положении на больших углах атаки острый
носок приводил бы к срыву потока и тем самым к уменьшению подъемной силы.
При отклонении носок становится примерно по потоку, что дает прирост подъ¬
емной силы за счет затягивания срыва потока и увеличения эффекивной кривиз¬
ны крыла.Управление пограничным слоемУправление пограничным слоем (отсасывание — см. фиг. 13. 1,и или сдува¬
ние— см. фиг. 13.1, к) задерживает срыв потока с крыла, увеличивает Ci/max
и уменьшает сх крыла на малых углах атаки.Щель, через которую происходит сдувание пограничного слоя,, располагается
в месте возможного срыва потока. Большее применение в настоящее время нахо¬
дит система сдувания пограничного слоя на самолетах с ТРД. Забор воздуха для
сдувания производится из компрессора двигателя, что приводит лишь к неко¬
торому уменьшению тяги и увеличению расхода воздуха. Последнее из-за вклю¬
чения системы сдувания на режимах малой скорости полета (взлет й посадка)
приводит к существенным результатам. Наибольший эффект использования
управления пограничным слоем достигается при его сдувании не только с кры¬
ла, но также и с оперения, чем достигается сохранение управляемости в усло¬
виях очень малых скоростей полета.§ 2. КОНСТРУКЦИЯ ОРГАНОВ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
И ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА НИХ НАГРУЗКИВнешней нагрузкой для органов механизации крыла является
аэродинамическая нагрузка, действующая на них как в нейтраль¬
ном (нерабочем), так и в рабочем (отклоненном) положениях.
Величина и распределение аэродинамической нагрузки задаются310
нормами прочности. В частности, общая нагрузка на щиток опре¬
деляется по формуле^Щ ==	|где /—коэффициент безопасности;k — коэффициент пропорциональности, задаваемый нормами проч¬
ности;5Щ—площадь щитка;<7— скоростной напор при посадке.При хорде щитка нагрузка распределяется по закону трапеции,
а по его размаху— пропорционально хордам.Фиг. 13.3. Конструкция закрылка крыла тяжелого самолета./—лонжерон, 2—труба, жестко соединяющая обе половины закрылка, 3—рычагуправления.С точки зрения конструктивного оформления органы механиза¬
ции можно разделить на два типа. К первому типу относятся орга¬
ны, имеющие замкнутый контур обшивки, т. е., по сути дела, все
профилированные элементы механизации (предкрылки, закрылки
и подкрылки). С точки зрения строительной механики это много¬
опорные балки, воспринимающие поперечную силу, изгибающий и
крутящий моменты. Поэтому в конструктивном отношении нет
принципиальной разницы между органами механизации первого
типа и рулями или элеронами (фиг. 13.3). Так же, как и у рулей,
здесь поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов, изги¬
бающий момент — поясами лонжеронов и частично обшивкой,
крутящий момент — замкнутым контуром обшивки.Ко второму типу относятся органы механизации (простые щит¬
ки), не имеющие замкнутого контура обшивки и поэтому не могу¬
щие воспринимать крутящего момента. На фиг. 13.4 показана311
конструкция простого щитка, который по существу представляет
собой пластинку, подкрепленную в одном направлении нервюрами*
а в другом — лонжероном и задним стрингером. Щиток крепится
к крылу шомполом, вокруг которого он поворачивается при от¬
крытии. Управление щитком обеспечивается основной тягой, кото¬
рая движется вдоль размаха крыла. Основная тяга соединяется
с лонжероном щитка при помощи регулируемых тяг-тандеров.
Крепление тяг-тандеров к основной тяге и щитку при помощи бол¬
тов обеспечивает их относительный поворот при открытии и закры¬
тии щитка.Воздушная нагрузка с обшивки щитка передается на нервюры,
которые работают, как балки, опертые на лонжерон и шомпольное
соединение. Так как нервюры заклепками соединены с обшивкой,
то последняя участвует в восприятии изгибающего момента со¬
вместно с нервюрами. Обычно лонжерон располагается вблизи от
центра давления щитка, поэтому почти вся воздушная нагрузка
передается на лонжерон (в виде сосредоточенных сил в местах
крепления нервюр), а шомпольное соединение нагружается мало.
Воздушная нагрузка, перешедшая на лонжерон, заставляет по
следний работать на изгиб, как балку, опертую на тяги-тандеры.
В восприятии изгибающего момента принимает участие и обшивка,
связанная с лонжероном заклепками. Таким образом, воздушная
нагрузка на щиток передается на узлы крепления к крылу (шом¬
польное соединение и тяги-тандеры), изгибая щиток в двух
взаимно перпендикулярных плоскостях (параллельных соответст¬
венно нервюрам и лонжеронам). Конструкция трехопорного вы¬
движного щитка (фиг. 13.5) несколько напоминает конструкцию312
Фиг. 13.5. Конструкция выдвижного щитка крыла./—узлы крепления кареток, 2—лонжероны. 3—кронштейны крепления тяг управления. 4—замки крепления щитка в убранном
положении, 5—отверстия, выравнивающие давление над и под щитком.
простого щитка. Однако имеется принципиальное отличие, опреде¬
ляемое тем, что выдвижной щиток имеет между двумя лонжеро¬
нами замкнутый контур (см. фиг. 13.5), способный воспринять
крутящий момент.Воздушная нагрузка с нижней обшивки перетекает на нервюры,
которые своим изгибом передают ее на лонжероны. Так как нер¬
вюры заклепками связаны с обшивкой, то последняя воспринимает
изгибающий момент совместно с нервюрами. Далее воздушная
нагрузка, изгибая лонжероны, перетекает на узлы крепления
к крылу. Поскольку обшивка связана с лонжеронами, она воспри¬
нимает изгибающий момент совместно с последними. Обычно лон¬
жероны и нервюры представляют собой гнутые дуралюминовые
профили швеллерного или Z-образного сечения. Задняя кромка
щитка образуется специальным прессованным профилем.К щитку крепятся три каретки (см. фиг. 13.5) с роликами и два
кронштейна, служащих для присоединения тяг управления. При
выдвижении щитка каретки скользят по направляющим рельсам,
закрепленным на крыле, при этом щиток отклоняется и сдвигается
назад.Силы разрежения на большой скорости, стремящиеся открыть
щиток, достаточно велики. Для того чтобы щиток в убранном
положении не отсасывался, он подвешивается к крылу на трех
замках (см. фиг. 13.5). На нижней поверхности щитка имеется
несколько рядов отверстий, которые несколько выравнивают давле¬
ние над и под щитком и уменьшают нагрузки на замки подвески.
В отклоненном положении щиток удерживается цилиндром уборки
и выпуска, имеющим гидравлический замок.В том случае, если щитки на левой и правой консоли крыла бу¬
дут открываться несинхронно, создается значительный кренящий
момент, который не всегда может быть парирован летчиком.
Чтобы избежать таких случаев, правый и левый щиток соединены
между собой тросом синхронизации, который обеспечивает оди¬
наковый угол открытия щитков. В закрылке, показанном на
фиг.-13.3, синхронизация обеспечивается трубой, жестко соединяю¬
щей обе половины закрылка. В некоторых случаях синхронизация
обеспечивается специальными агрегатами гидросистемы (порцио-
неры).§ 3. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ОРГАНОВ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛАПри расчете органов механизации в отличие от рулей можно
считать их опоры на крыле жесткими. В остальном расчет на
прочность органов механизации, имеющих замкнутый контур об¬
шивки, не отличается от расчета рулей.При расчете выдвижных щитков имеются особенности, связан¬
ные со спецификой крепления, которое должно обеспечить выдви¬
жение щитка, а также с конструктивными особенностями послед¬
него. В качестве примера рассмотрим расчет выдвижного двух¬
опорного щитка, конструкция которого аналогична конструкции,
показанной на фиг. 13.5.314
На щиток действует воздушная нагрузка Рщ, силы реакции со
стороны направляющего рельса БЯЩ в точках А и В, а также
сила Т со стороны тяги управления (фиг. 13.6,6). Для определе¬
ния сил 2^?щ и Т целесообразно использовать условие равновесия.
В данном случае все три силы, действующие на щиток, пересе¬
каются в одной точке и должны образовывать замкнутый тре¬
угольник. Нам известны величина и направление силы Рщ, а так-Фиг. 13.6. К определению сил реакций,
действующих на щиток крыла.же направление силы Т. Сила Т направлена по тяге управления,
так как последняя закреплена шарнирно. Через точку 4 пересече¬
ния этих сил должна проходить и третья сила 2/?щ. Кроме того,
эта сила проходит и через точку 3, в которой, пересекаются две со¬
ставляющих силы воздействия рельса на передний и задний
ролики каретки. Так как силами трения в роликах можно, пре¬
небречь, считаем, что эти составляющие перпендикулярны поверх¬
ности рельса. Графическое определение сил Т и Б$щ показано на
фиг- 13.6,о.Для построения эпюр Q и М щитка согласно нормам прочно¬
сти распределяем погонную воздушную нагрузку по размахущитка пропорционально хордам. В этом случае Ящ=~Ьщ,315
где Ьщ — текущая хорда щитка. Так как хорды щитка обычно по
размаху меняются мало, можно приближенно воздушную нагрузку
распределять равномерно. Щиток представляет собой балку, опер¬
тую в точках А и В, нагруженную распределенной нагрузкой qm и
составляющей Т sin р силы в тяге управления, перпендикулярной
нижней поверхности щитка. Из рассмотрения равновесия этой
балки находим реакции, перпендикулярные нижней поверхности
щитка RAn и RBn (фиг. 13.7,а). Реакции, параллельные нижней
поверхности щитка RA( и RB(, определяются из рассмотренияS)а.)ia_Тъ,11L .КК1iT'T'V'i-.— 1 «гФиг. 13.7. Эпюры Q, М и Мк для щитка крыла и схемы действующихна него сил.равновесия щитка, как балки, нагруженной силой Т cos р (см.
фиг. 13.7, в). Имея RA( и RAn, RBn и RBf, находим суммарные
реакции кареток (см. фиг. 13.7,г). Для нахождения сил, дейст¬
вующих на щиток со стороны отдельных роликов RAi и RA , сле¬
дует разложить реакцию каретки на две составляющие (см.
фиг- 13.7,г). Эпюры Q, М и Мк для щитка показаны на фиг. 13.7,6.Нервюру щитка можно считать балкой, опертой на лонжероны
и нагруженной распределенной нагрузкой, определяемой согласно
нормам прочности. Эпюры Q и М для нервюры показаны на
фиг. 13.8. В местах стыков с лонжеронами на нервюру действуют
значительные изгибающие моменты. Так как здесь нервюра раз¬316
резана, необходимо обеспечить передачу изгибающего момента,
поставив, например, накладки, соединяющие полки нервюры.После построения эпюр определяются
нормальные и касательные напряжения
в элементах щитка аналогично элерону или
рулю и сравниваются с разрушающими.В частности, для выдвижного щитка,
показанного на фиг. 13. 5, нормальные на¬
пряжения а находятся по известной фор¬
муле:_М_°~W 9где W — момент сопротивления двух лонже¬
ронов с прилегающей к ним обшивкой.Приближенно можно не учитывать об¬
шивку и стенки лонжеронов и пользоваться
формулойМ#cp(/l +/2)гдеН_н1±н1.ср"Фиг. 13.8. Эпюры Q и
М для нервюры щитка
крыла.Я, и Нъ — высоты переднего и заднего лонжерона;/1 и /г-площади поясов переднего и заднего лонжеронов.
Глава XIVНАГРУЗКИ НА КОРПУС ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТАКорпус служит для размещения экипажа, оборудования, дви¬
гателей, топлива, различных грузов, определяемых назначением
летательного аппарата. Кроме того, в силовом отношении корпус
связывает между собой части летательного аппарата (крыло, опе¬
рение, шасси).К корпусу летательного аппарата предъявляются следующие
специфические требования.—■ Для улучшения характеристик управляемости аппарата
наиболее тяжелые грузы необходимо располагать вблизи его центра
тяжести (с целью уменьшения массовых моментов инерции Jz и Jy).—	Положение центра тяжести аппарата не должно сильно ме¬
няться при расходовании топлива и сбрасывании различных гру¬
зов. Это достигается рациональным размещением топлива и гру¬
зов, а также заданием специальных программ их расходования и
сброса.—	Компоновка корпуса должна обеспечивать удобное разме¬
щение членов экипажа, вход и покидание кабин и хороший
обзор.—	Конструкция корпуса должна обеспечить получение наиболь¬
ших свободных объемов при заданных габаритах и быстрый мон¬
таж и демонтаж его отсеков, стыковку отдельных частей аппа¬
рата, постановку и съемку контейнеров с оборудованием и пр.—	Для аппаратов одноразового действия, по мнению зарубеж¬
ных авторов, особо важными являются требования простоты
технологии конструкции, быстрого и надежного монтажа корпуса,
а также антикоррозийной стойкости при длительном хранении.§ 1. ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ НА КОРПУСОсновными нагрузками корпуса являются:—	массовые силы грузов и агрегатов, расположенных внутри
корпуса, а также силы от масс собственной конструкции;—	силы, передающиеся на корпус от прикрепленных к нему
частей летательного аппарата (крыла, оперения, двигательных
установок, шасси, стартовых устройств);—	аэродинамические силы разряжения или давления, распре¬
деленные по поверхности корпуса;318
—	силы давления в герметических кабинах, топливных баках,
воздушных каналах и др.Роль перечисленных сил в общем балансе нагрузок, действую¬
щих на корпус, зависит от типа аппарата и рассматриваемого по¬
ложения— взлет (старт), полет, посадка, маневрирование по
грунту, транспортировка и прочее.Следует иметь в виду, что для аппаратов сверхзвуковых скоро¬
стей значительные внутренние усилия — температурные напря¬
жения— могут возникать от кинетического нагрева. Поэтому
кинетический нагрев конструкции можно условно рассматривать,
как «температурную нагрузку» *.Необходимо отметить, что распределенные по поверхности
корпуса аэродинамические силы по сравнению с сосредоточенны¬
ми не оказывают существенного влияния на общую прочность
конструкции. В этом заключается главная особенность нагруже¬
ния корпуса в сравнении с нагружением крыла. Однако, если для
корпуса в целом распределенные аэродинамические силы являют¬
ся мало значимыми, то для его отдельных частей они могут
оказаться расчетными (величина удельного давления может до¬
стигать 7000 кГ/м2 и более).Прочность конструкции обеспечивается на расчетные случаи,
которые предусматриваются соответствующими нормами проч¬
ности **.Для аппаратов многоразового применения устанавливают слу¬
чаи неудачного их приземления (например, капот и посадка
с убранным шасси для самолетов). На эти случаи рассчитывают
специальные силовые элементы корпуса, обеспечивающие восприя¬
тие повышенных нагрузок, предотвращающих разрушение всей
конструкции.Характерные случаи нагружения ракетК характерным относятся те случаи нагружения, при которых
в отдельных частях ракеты возникают максимальные напряже¬
ния. Они могут иметь место как в полете, так и при наземной
эксплуатации.В полете характерные случаи нагружения обычно получаются:а)	на активном участке траектории (АУТ):—	при пуске (сочетание больших осевых нагрузок и внутрен¬
него давления);—	на криволинейной части АУТ (сочетание значительных осе¬
вых и поперечных нагрузок);—■ в конце АУТ (максимальные осевые перегрузки и массовые
нагрузки в отдельных сечениях);б)	на пассивном участке траектории при входе в плотные слои
атмосферы (большие осевые и поперечные нагрузки для корпуса
головной части).* Подробно см. главу XVII.** См. главу VI.319
В наземных условиях эксплуатации характерные нагружения
получаются в случаях:а)	стартового положения ракеты;б)	установки ракеты во взлетное (стартовое) положение;в)	транспортировки ракеты.Коротко остановимся на характеристике указанных случаев
нагружения.В полете корпус ракеты в общем случае нагружается массовы¬
ми и аэродинамическими силами, а также силой тяги двигателя.Сила тяги двигателя приложена в узлах крепления двигателя
к корпусу и направлена по его оси.Массовые силы по длине корпуса распределяются в соответст¬
вии с распределением грузов и массы конструкции самого корпуса.
В зависимости от положения ракеты на траектории она рассмат¬
ривается с баками полностью или частично заполненными топ¬
ливом.Аэродинамические силы при угле атаки, отличном от нуля
(фиг. 14.1), могут приводиться к значительной поперечной нагруз¬
ке, вызывающей изгиб корпуса. При отсутствии продувок прибли¬
женно можно принять*Yr — 3aSq,Гц=1,5а^Хц,	(14.1)где Уг и Уц — нормальная аэродинамическая нагрузка соответственно
головной и цилиндрической частей корпуса;
а —угол атаки корпуса;5—площадь миделевого сечения;<7 —скоростной напор;удлинение цилиндрической части корпуса.Фиг. 14. 1. Схема распределения аэродинамической нормальной нагрузки по дли¬
не корпуса. (При угле атаки а=£0 возникает поперечная нагрузка, вызываю¬
щая изгиб корпуса).* Н. Ф. Краснов, Аэродинамика тел вращения, Оборонгиз, 1958.320
Фактическое распределение нормальных аэродинамических
сил по длине корпуса в расчетах можно заменять приближенно
линейным законом (см. фиг. 14.1).Осевые аэродинамические силы распределяются по длине ци¬
линдрической части корпуса равномерно и могут составлять поло¬
вину полной силы сопротивления.В отдельных случаях аэродинамическими силами можно пре¬
небрегать, например, при движении ракеты в начале (скорость
мала) или в конце активного участка траектории (весьма разре¬
женная атмосфера).Полет на активном участке характерен действием больших
сжимающих усилий для корпуса.На пассивном участке при прохождении плотных слоев атмо¬
сферы отделяемая часть корпуса (весь корпус, если головная
часть не отделяется) нагружается аэроди¬
намическими и массовыми силами. Этот
случай характерен тем, что конструкция
подвергается действию больших тёпловых
потоков, вызывающих сильный ее нагрев.При положении на старте ракета прини¬
мается полностью снаряженной, но с нера¬
ботающим двигателем. На ракету дейст¬
вуют сила тяжести от масс конструкции и
грузов, размещенных в корпусе, и силы
реакции опорного устройства (фиг. 14.2).Для баллистических ракет, стартующих
вертикально, этот случай характерен боль-=-<рХ°У=и\оХ°У‘‘ W°?Фиг. 14.2. Схема сил, действующих на ракету на стартовой установке. (Для
вертикально стартующей ракеты реакции опор определяются с учетом боковоговетра).шими сжимающими усилиями для двигательного отсека корпуса..
При определении реакций опор необходимо учесть влияние боко¬
вого ветра, создающего распределенную аэродинамическую на¬
грузку, которая стремится опрокинуть ракету. В результате проис¬
ходит перераспределение нагрузок на подпятники. Для 'расчета
реакций опор скорость ветра у земли принимается исходя из
проектного задания.21 598321
Установка ракеты во взлетное положение.
Нагрузки на корпус зависят от степени снаряженности ракеты,
расположения на ее корпусе узлов для подъемного крана, спосо¬
ба установки во взлетное положение. Эти случаи могут явиться
расчетными для отдельных узлов конструкции ракеты.Транспортировка ракеты. Корпус ракеты, снаряжен¬
ный в соответствии с техническими условиями, рассматривается
в положении на транспортировочной тележке. Нагружается кор¬
пус сосредоточенными (Gin) и распределенными массовыми сила¬
ми (<7кп) от собственной конструкции и соответствующих грузов.Фиг. 14.3. Эпюры сил и моментов, действующих на ракету
при ее транспортировке.а—ракета на тележке, б—эпюры Q и М (qK— погонная нагрузка
от масс грузов и веса конструкции корпуса, G веса грузов, не
включенных в qK).Эти нагрузки уравновешиваются реакциями опор в узлах крепле¬
ния корпуса транспортировочной тележки (фиг. 14.3).322
В том случае, когда ракета прикреплена к тележке в двух се¬
чениях, расположенных против соответствующих силовых шпан¬
гоутов, ее с точки зрения строительной механики можно рассмат¬
ривать как двухопорную балку со свободными консолями.Величина коэффициента перегрузки п в большой степени зави¬
сит от качества дорог, скорости движения, упругости ложементов
и амортизаторов транспортных средств.Для буксировочных скоростей, не превышающих 15—20 км/час
(из опыта буксировки самолетов), можно принять перегрузку п=
= 1,5.Стремятся, чтобы нагрузки при транспортировке не являлись
расчетными для общей прочности ракеты. Частично это дости¬
гается выбором соответствующих транспортировочных средств и
условий транспортировки (снижение скорости при движении по
неровному грунту и пр.). Благоприятным обстоятельством здесь
может являться то, что ракеты средних и больших калибров транс¬
портируются, как правило, не снаряженными, т. е. без полезной
нагрузки, топлива и специального оборудования.От внешних сил корпус работает, как балка-оболочка, на
изгиб, на кручение и на осевые силы. Следовательно, исходными
данными для расчета корпуса на прочность являются эпюры по¬
перечных сил, изгибающих и крутящих моментов и эпюры осевых
сил. Для построения этих эпюр корпус необходимо уравновесить.
Уравновешивание корпуса осуществляется посредством приложе¬
ния к нему массовых сил. Рассмотрим уравновешивание корпуса.Симметричное нагружение корпусаРассмотрим нагрузки летательного аппарата при криволинеен
ном полете в вертикальной плоскости. В этом случае подъемная
сила крыла (фиг. 14- 4) согласно нормам прочностиKKp=nG;уравновешивающая сила горизонтального оперенияКY =—Г0УР Lt.OПодъемная сила всего аппарата равна алгебраической сумме
воздушных нагрузок крыла и горизонтального оперенияУ= У -+- У о
кр 	 Га коэффициент перегрузкиУ,
Отсюда видно, что перегрузка летательного аппарата пу отличает¬
ся от перегрузки п. Перегрузка пу постоянна для всего аппарата.При действии мгновенно приложенной нагрузки ДY (фиг. 14.5),
например оперения (маневренная нагрузка, поддув), дополнитель¬
но возникают поступательные и угловые ускорения аппарата. По¬
ступательному ускорению будет соответствовать перегрузка — .
Угловое ускорениеLY LT'Q
Jz ’где	—массовый момент инерции аппарата относи¬тельно оси z.Фиг. 14. 4. Схема сил при симметричном нагружении самолета в кри¬
волинейном полете (ДК=0).Угловому ускорению в точке с координатой Xi соответствуют
линейное ускорение XiSz и перегрузкаgСуммарная перегрузка в направлении оси у произвольной мас¬
сы корпуса может быть выражена алгебраической суммой:п1=п±—,у'±ЛУ	(14.2)о gЗдесь знаки плюс или минус берутся в зависимости от направле¬
ния уравновешивающей и маневренной нагрузок.При посадке полная перегрузка массы i определяется подоб¬
ным же образом. Сила реакции R при посадке (фиг. 14.6) сооб-324
VГ- У’EZL.	Г~~Г1st'r	:		 2 ^>UL_ L~СЛ{-, j ц-fl- ^	— t«*' tи | LT.oi L	!"'■ ни-lll'llll IIttt"пУг.Oy-'AY j
в 1TIT'ih”i^тгггПТПТ“llflt гr1 N 1 TJ J	L ___Фиг. 14.5. Схема сил при симметричном нагружении аппарата
в криволинейном полете (ДУ^ 0).а и б—перегрузки, обусловленные соответственно поступательным и угловым
ускорениям самолета, в—суммарные перегрузки.325
щает аппарату поступательное ускорение, которому соответствуетD	Паперегрузка—, и угловое ускорение ez = —, которое обусловли-О	Jzвает в точке i дополнительную перегрузкуgСуммарная перегрузка массы / определяется геометрической
суммой обеих перегрузок.Нагрузки, перпендикулярные плоскости симметрииПри несимметричном нагружении уравновешивание корпуса
производится также, как для симметричного нагружения. Рассмот¬
рим случай нагружения вертикального оперения маневренной на¬грузкой при скольжении аппарата (фиг. 14.7). На аппарат дейст¬
вуют силы вертикального оперенияРв.о=Рв.оур+ЬРи аэродинамическая нагрузка носовой части корпусаР =Р*	нос л B.OvLb.o“•”УР LHос
Суммарная сила аппаратаР=Р 4-Р* л в.о носсоздает поступательное ускорение аппарату- Этому ускорению
соответствует перегрузка, одинаковая для всех масс аппара¬
та P/G.326
Кроме того, сила АР создает угловое ускорение„ bPL в.огде Jv= — ^ — массовый момент инерции аппарата относительноg уоси у;i	^’0,1 (/,+/)—радиус инерции аппарата относительно оси у;L и / — длина корпуса и размах крыла.Этому ускорению соответствует перегрузка массы i аппаратаЬуГ jgПолная перегрузка в точке, отстоящей на расстоянии Хх от
центра тяжести аппарата в направлении оси z^B.Ovn ± ЬР + ЯнОс	с Xiп,=	S-—	±м.	(14.3)г	G	gВыше в целях общности рассматривался крылатый летатель¬
ный аппарат. Для бескрылого аппарата (ракеты) перегрузка
в любой точке корпуса определяется по формуле (14.2), как и
для крылатого аппарата при его симметричном нагружении, толь¬
ко вместо УКр и Уг.о в формулы надо подставить соответственно
*корп и Урул (фиг. 14.8). При этом для бескрылых аппаратов фор¬
мула (14.2) перепишется так:г^±г„. ^	(К4)G	g327
где YK0 = Yt -f Уи — подъемная сила корпуса, определяемая по фор¬
муле (14.1);Уруя = Гур±ЬУ;V М’г/ур=	уравновешивающая сила руля;i-рулМг—момент аппарата без учета управляющих сил
относительно оси z;Lpy„~расстояние от центра тяжести до точки прило¬
жения управляющих сил;ДУ—маневренная нагрузка, зависящая от ошибок
системы наведения и времени срабатывания си¬
стемы управления.Подобно формуле (14.4) может быть записано выражение для
определения перегрузки массы i в направлении оси г.§ 2. ЭПЮРЫ ИЗГИБАЮЩИХ МОМЕНТОВ
ПОПЕРЕЧНЫХ И ОСЕВЫХ СИЛПо перегрузкам щ можно определить массовые силы Pi от¬
дельных грузов или частей корпусаPi=niGi,где Gi — вес груза или части конструкции аппарата.Практически распределение массовых сил по корпусу произво¬
дится следующим образом. Корпус поперечными сечениями раз¬
бивается на ряд отсеков в зависимости от требуемой точности.
Затем подсчитывается вес конструкции каждого отсека, действие
которого заменяется сосредоточенной силой Рг-, приложенной
в центре тяжести этого отсека. Веса отдельных агрегатов и грузов,
находящихся в корпусе, учитываются отдельно.После уравновешивания корпуса приступают к построению
эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов, а также
осевых сил.Иногда требуется выявить, силовые факторы только в отдель¬
ных сечениях корпуса. В ©том случае эпюры можно строить толь¬
ко для части корпуса, рассматривая последнюю, как балку, за¬
щемленную в остальной части, или, как балку, опертую на узлы
крепления корпуса к крылу.На фиг. 14.3 и 14.9 показаны эпюры Q и М для корпуса при
симметричном его нагружении, на фиг. 14.10 — эпюры Q, М, Мк
для хвостовой части корпуса от нагрузки вертикального оперения.
При построении эпюр (см. фиг. 14. 10) вес конструкции корпуса не
учитывался.На фиг. 14. 11 представлены эпюры Q и М для корпуса ракеты
в предположении, что воздушная нагрузка головной части распре¬
делена по треугольному закону, а на цилиндрической части она
постоянна.328
329
<330
На фиг. 14. 12 дана эпюра осевых сил N для корпуса ракеты
при полете ее на активном участке траектории (сплошной ли¬
нией— момент старта, пунктирной — конец активного участка).Фиг. 14.12. Эпюра осевых сил для
корпуса ракеты./—в начале активного участка траектории,2—в конце активного участка траектории.Различие в эпюрах 1 и 2 фиг. 14.12 объясняется уменьшением
веса и некоторым увеличением тяги двигателя ракеты в конце
активного участка траектории.
Глава XVКОНСТРУКЦИЯ и ПРОЧНОСТЬ КОРПУСАКорпус современного летательного аппарата состоит из карка¬
са, представляющего собой набор стрингеров, шпангоутов и об¬
шивки (фиг. 15.1).Назначение этих элементов корпуса подобно назначению со¬
ответствующих элементов крыла. Это сходство объясняется тем,
что корпус так же, как и крыло, работает под действием внешних
нагрузок на изгиб и кручение.Нормальный.шпангоут'Усиленный шпангоутФиг. 15. 1. Конструкция корпуса современного самолета.От изгибающего момента в обшивке и в стрингерах возникают
нормальные напряжения, а от поперечной силы и крутящего мо¬
мента— касательные напряжения в обшивке. Шпангоуты под¬
крепляют обшивку и стрингеры, повышая их роль в силовом кар¬
касе корпуса.Корпус в отличие от крыла может также испытывать значитель¬
ные продольные силы, от которых в обшивке и в стрингерах воз¬
никают нормальные напряжения.Отдельные отсеки корпуса подвергаются внутреннему или
внешнему избыточному давлению. От этих нагрузок в обшивке
возникают растягивающие (сжимающие) напряжения.332
Опишем функции, выполняемые отдельными элементами кор¬
пуса.Обшивка создает форму и плавность обводов корпуса, она
работает на нормальные и касательные напряжения от изгиба,
сжатия (растяжения) и кручения.Стрингеры подкрепляют обшивку, повышая ее критические
напряжения сжатия и сдвига, работают на нормальные напряже¬
ния от изгибающего момента и сжимающих (растягивающих) сил.Усиленные стрингеры иногда называют бимсами, они устанав¬
ливаются по продольным границам вырезов для компенсации
ослабления конструкции.Шпангоуты обеспечивают требуемую форму корпуса в по¬
перечных сечениях. Шпангоуты увеличивают критические напря¬
жения в стрингерах и обшивке, являясь для них опорами. Они
работают под действием местных воздушных нагрузок и избыточ¬
ного давления в герметических отсеках.Усиленные шпангоуты кроме того передают сосредоточенные
силы от прикрепленных к ним частей летательного аппарата, гру¬
зов и агрегатов обшивке. Такие шпангоуты устанавливаются на
границах больших вырезов, в разъемах, в местах резких перело¬
мов оболочки, нагруженной избыточным давлением.§ 1. КОНСТРУКЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ КОРПУСА
ОбшивкаОбшивка может быть выполнена из листовых материалов, из
плит, полученных путем штамповки с последующей механической
обработкой, или химическим травлением (фиг. 15.2, а, б), а также
в виде слоистой конструкции (см. фиг. 15.2, в).Обшивка изготовляется из отдельных дуралюминовых или
стальных листов, а также из листов сплава на титановой основе.
Листы обшивки соединяются между собой впритык или внахлест¬
ку заклепочными, сварными или клеевыми швами. При примене¬
нии сварных и клеевых швов вес конструкции уменьшается и обес¬
печивается герметичность стыков обшивки. Последнее важно для
герметических отсеков корпуса.Обшивка может изготовляться за одно целое с подкрепляю¬
щими ее элементами (см. фиг. 15.2,6), образуя монолитные па¬
нели- Фрезерование и химическое травление позволяют получить
такие панели переменной толщины. Монолитные панели получают¬
ся достаточно жесткими и имеют гладкую наружную поверхность.
В весовом отношении они, как правило, легче подобных им клепа¬
ных конструкций.Слоистая обшивка (см. фиг. 15.2, в) состоит из двух тонких
несущих слоев материала и легкого заполнителя между ними со¬
товой или пористой структуры. Такая обшивка обладает повышен¬
ной поперечной жесткостью и высокими критическими напряже¬333
ниями сжатия и сдвига. Рационально спроектированная обшивка
слоистой конструкции в весовом отношении выгоднее обычной.а)S)Фиг. 15.2. Конструкции панелей.а и б—штампованные панели, в—панели слоистые с заполнителем пори¬
стой и сотовой конструкции.СтрингерыСтрингеры корпуса по своей конструкции подобны стрингерам
крыла (см. фиг. 8.20). Обычно они изготовляются из гнутых или
прессованных профилей. Стрингеры не только подкрепляют обшив¬
ку, но и сами несут нагрузку. Поэтому их стремятся делать нераз¬
резными.Роль стрингеров иногда выполняет гофр- Подкрепление даже
очень тонкой обшивки гофром позволяет получить высокие крити¬
ческие напряжения сжатия и сдвига для всей конструкции.334
ШпангоутыШпангоутНормальные шпангоуты выполняются в виде кольца,,
отштампованного из листового материала швеллерного или Z-об-
разного сечения (фиг. 15. 3). Иногда
пояса шпангоутов образуются про¬
филями уголкового или таврового
сечения. Нормальные шпангоуты
прикрепляются непосредственно к
обшивке или соединяются с нею
с помощью специальных накладок.При креплении шпангоута к об¬
шивке в нем для прохода стрингеров
делаются вырезы. Типовые соедине- о5шивна
ния шпангоута со стрингером и
с обшивкой показаны на фиг. 15.4.Усиленные шпангоуты
(фиг. 15.5) изготовляются путем
склепывания из отдельных листов
и профилей, штамповкой или в виде
слоистой конструкции.Пояса клепаных (сборных)
шпангоутов выполняются из прес¬
сованных профилей уголкового или
таврового сечения. Стенки изготов¬
ляются из листового материала и
подкрепляются стойками, кото¬
рые повышают критические напря¬
жения и улучшают условия их ра¬
боты от сосредоточенных сил. Если позволяет объемная компо¬
новка корпуса, то шпангоуты выполняются с глухой стенкой.Шпангоут \т=-_m05шивиа СтрингерФиг. 15.3. Нормальные коль¬
цевые шпангоуты, отштампо¬
ванные из листового материа¬
ла швеллерного или Z-образ-
ного сечения.ОбишбкаСтрингерШпангоутФиг. 15.4. Типовые соединения нормального шпангоута со стрингером
и с обшивкой (см. также фиг. 15. 3).335
336
В зоне усиленных шпангоутов стрингеры часто прерываются; пере¬
дача продольных усилий в этом случае осуществляется при по¬
мощи .специальных элементов — фитингов (фиг. 15.6). Штампо¬
ванные шпангоуты выгодны с точки зрения уменьшения веса и уве¬
личения шолезных объемов корпуса.§ 2. КОНСТРУКТИВНЫЕ И СИЛОВЫЕ СХЕМЫ КОРПУСОВКорпусы современных летательных аппаратов характеризуют¬
ся обшивкой, хорошо работающей на нормальные напря¬
жения.В зависимости от способа подкрепления обшивки конструк¬
тивные схемы корпусов можно подразделить на стрингерные и бес-
стрингерные.Тот или иной тип конструкции определяется объемной компо¬
новкой корпуса, технологическими соображениями и характером
внешних нагрузок. Существенное влияние на конструкцию оказы¬
вает наличие в ней вырезов под всевозможные люки.Стрингерная конструкцияСтрингерная конструкция корпуса состоит из тонкой обшивки,
подкрепленной стрингерами и шпангоутами (фиг. 15.7). Благода¬
ря этому обшивка работает с высокими напряжениями сжатия и
сдвига. По такой схеме наиболее часто выполняются хвостовые и
средние части корпуса самолета.Конструктивно корпуса выполняются из отдельных элементов
(обшивки, стрингеров, шпангоутов) с помощью заклепочных,
болтовых, клеевых или сварных соединений или из крупных моно¬
литных панелей, обычно соединяемых между собой с помощью
сварки (фиг. 15.8)-Бесстрингерная конструкцияБесстрингерная конструкция, корпуса состоит из обшивки, под¬
крепленной только шпангоутами. Функции стрингеров в этом слу¬
чае перекладываются на обшивку и частично на шпангоуты (под¬
крепление обшивки).По такой схеме часто выполняются отдельные отсеки корпусов
современных самолетов (фиг. 15.9).В производстве такая конструкция проще, чем стрингерная.
Отказ от стрингеров позволяет увеличить полезные объемы кор¬
пуса. Однако для увеличения жесткости обшивки последнюю при¬
ходится утолщать, что связано с утяжелением конструкции.
Преимущества такой конструкции наиболее полно проявляются
при создании в отсеке корпуса избыточного давления.22 598337
Усиленный
Стрингер	шпангоутФиг. 15. 7. Конструкция хвостовой части корпуса,
имеющей стрингерный набор.Фиг. 15.8. Конструкция корпуса из монолитных панелей, соединенных сваркой.
Корпусы небольших размеров, в которых значительная кри¬
визна оболочки повышает ее критические напряжения, а также
отсеки корпусов, в которых создается избыточное давление, иногдавыполняются в виде гладкой оболочки. Такие конструкции просты
в производстве, при заданных габаритах они обеспечивают наи¬
большие полезные объемы. К недостаткам таких конструкций сле¬
дует отнести трудность осуществления в них больших вырезов.Фиг. 15.10. Корпус с обшивкой слоистой конструкции.Корпусы с обшивкой слоистой конструкции
не требуют стрингерных подкреплений (фиг. 15.10).22*339
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАПРЯЖЕНИЙ В ЭЛЕМЕНТАХ КОРПУСАИсходными данными для расчета прочности корпуса являются:а)	геометрические размеры его сечений (фиг. 15. И);б)	физико-механические свойства материалов элементов кор¬
пуса;в)	эпюры поперечных сил —
Q, изгибающих моментов — М,
крутящих моментов — jWk и
осевых сил — N;г)	распределение темпера¬
тур по конструкции.Расчет корпуса на проч¬
ность заключается в определе¬
нии напряжений в элементах
конструкции от внешних на¬
грузок и градиентов темпера¬
тур и сравнении этих напря¬
жений с допускаемыми.Определение температур¬
ных напряжений в элементах
корпуса рассматривается от¬
дельно в главе XVII. Здесь
приводится расчет корпуса от
внешних нагрузок.Корпус рассматривается, как балка, в общем случае работаю¬
щая на изгиб, кручение и сжатие (растяжение).Нормальные напряженияНормальные напряжения возникают в обшивке и стрингерах
от действия изгибающего момента М и осевых сил N корпуса.Нормальные напряжения от изгибающего момента в любом
элементе сечения определяются по формуле(15.1)(15.2)Здесь /<р и Fv — момент инерции и площадь редуцированного се¬
чения;Уг — расстояние от нейтральной оси редуцированного
сечения до /-го элемента.В общем случае стрингеры и обшивка работают с различными
редукционными коэффициентами. Удобно (как это было сделано
при расчете крыла) ввести понятие приведенной ширины обшив¬
ки 2с и, присоединяя площадь обшивки 2с60б к площади стринге¬М°м —от осевых сил — по формулеN— F .<РФиг. 15.11. Геометрические пара¬
метры сечения цилиндрического кор¬
пуса.340
ра, заменить приближенно действительное сечение корпуса дис*
кретной системой (фиг. 15. 12).Геометрические характеристики приведенного сечения опреде¬
ляются следующими формулами-
Редуцированная площадь сеченияf*=2(/'’p+2cS4редуцированный момент инерции сечениял=2(/^р+2сЬоь)уь(15.3)(15.4)2	с = ЬЗдесь 80б — толщина обшивки;
/стр — площадь стрингера;акр. об•приведенная ширина обшивки для сжатой зоны;°разр.страразр.стр — разрушающее напряжение стрингера;°кР.об — критическое напряжение обшивки, определяемое
по одной из формул § 2 гл. VIII.Иногда в качестве расчетной схе¬
мы сечения принимают условно
гладкую оболочку (фиг. 15.13), в
которой влияние стрингеров учиты¬
вается увеличением толщины об¬
шивки. Расчётная приведенная тол¬
щина обшивки в этом случае5= 2<^р + 2с8°6>	(15.5)2nR	v }При равномерном распределении
стрингеров по контуру*	/стр ~Ь 2с50бо =	.ЬВ бесстрингерных конструкцияхДля расчетной схемы (см. фиг. 15. 13) приведенная площадь
сеченияF? = 2izRb,	(15.6)момент инерции приведенного сечения(15.7)При этом формулы для нормальных напряжений согласно (15.1)
и (15.2) перепишутся так:iW	AJ	/1 сг о\j/. = ——cos а;	(15.8)Фиг. 15. 12. Расчетная схема для
сечения корпуса в виде дискрет¬
ной (несплошной) оболочки.N •N2п RbtzR4(15.9)341
Суммарное нормальное напряжение от М и N°сум= °Л + °ЛГ-	(15.10)Распределение нормальных напряжений в сечении показано на
фиг. 15. 13.Фиг. 15. 13. Расчетная схема для сечения корпуса в виде
гладкой сплошной оболочки.Коэффициент избытка прочности корпуса можно определить
по формуле°разрri=s	 ,°сумгде сгСум — напряжение в наиболее нагруженном элементе.Для растянутой и сжатой зон обычно коэффициенты избытка
прочности имеют разные значения.Касательные напряженияПогонные касательные усилия в обшивке при изгибе корпуса
определяются по формулеQ'S9Яизг(15.11)где Q'=Q ——f — поперечная сила в сечении корпуса с уче-
2/?том его коничности (фиг. 15.14);«S^>= ^(/стр -j~ 2c8o6)j/< — статический момент редуцированного сече¬
ния, отсчитываемый от точки О;—	имеет то же значение, что и выше.
Касательные напряжения изгиба в любой точке контура_ 	?иэгWH3r *Ьоб(15.12)Если в качестве расчетной схемы принять условно гладкую
оболочку (фиг. 15.15), то5Ф=/?23 sin а.	(15.13)342
а.Фиг. 15.14. Схема, иллюстрирующая действие сил и моментов в сеченииконического корпуса.Фиг. 15. 15. Схема распределения	Фиг. 15. 16. Схема	совместногопогонных касательных сил изгиба	нагружения корпуса	поперечнойпо сечению гладкой оболочки	силой и крутящим	моментом,
цилиндрического корпуса.343
При этом из (15. И) с учетом (15.7) и (15. 13) получимЯизт о
TiR—	sin а	(15.14)sina.	(15.15)"л‘ *Rb обМаксимальное значение касательных напряжений получается
у нейтральной оси (при	см- Фиг* 15. 15).Если корпус к тому же нагружен крутящим моментом
(фиг. 15. 16), то к напряжениям тИЗг необходимо добавить каса¬
тельные напряжения от кручения— мк _ мк	^15 16J2Fb06Суммарные касательные напряженияTcyM = %sr + V	(15. 17)Напряжения в продольных сечениях корпуса при его изгибеРасчет корпуса при допущениях о недеформируемости контура
сечения и об отсутствии нормальных напряжений в продольных
сечениях не позволяет учесть влияние шпангоутов. В результате
не представляется возможным обосновать выбор их сечений и
расположение по длине корпуса. В действительности неизбежно
искривление оси корпуса и появление изгиба в кольцевом направ¬
лении. Обычно эти напряжения невелики. Однако для корпусов
больших самолетов, сравнительно слабо подкрепленных шпан¬
гоутами, они могут оказаться расчетными.При изгибе корпуса его ось искривляется. При этом осевые
силы в продольных элементах не находятся в равновесии
(фиг. 15.. 17) и дают составляющие qm, нормальные к оси оболочки.
Последние вызывают изгиб оболочки в радиальном направлении.
Для определения составляющих осевых сил рассмотрим часть де¬
формированного корпуса длиной а, равной расстоянию между
шпангоутами. При отсутствии шпангоутов можно принять а= 1.
Часть оболочки длиной а нагружается слева и справа нормальными
погонными усилиями амб, где ам — нормальное напряжение в по¬
перечном сечении корпуса, определяемое по формуле (15.1);
б — приведенная толщина обшивки.Нормальные усилия создают погонную нагрузку, нормальную
к оси оболочки (см. фиг. 15.17,6)= = <15-18)
которая вызывает изгиб корпуса в радиальном направлении.344
Система сил qm является самоуравновешенной.Если по длине корпуса нагрузка не меняется и каждый эле¬
мент длиной а деформируется точно так же, как и смежные с ним
элементы, то расчет корпуса на изгиб в кольцевом направлении
сводится к расчету кольца, нагруженного системой самоуравнове-
цгённых сил.Фиг. 15. 17. Схемы сил, действующих на элемент оболочки
цилиндрического корпуса.а—осевые силы при изгибе, б—эпюра дш по периметру оболочки.Прочность отдельных сечений кольца определяется изгибом.
При нагружении шпангоутов (колец) по схеме (см. фиг. 15.17,6)
наибольшие изгибающие моменты получаются в сечениях приy=±R-Имея MR, легко найти напряжения в сечениях кольца•*=т£-.	<15-19)где W — момент сопротивления изгибу шпангоута с присоединен¬
ной обшивкой.Общая устойчивость корпусаРазрушение корпуса может произойти в результате потери об¬
щей устойчивости конструкции при изгибе, сжатии и кручении.
У корпусов современных самолетов наиболее опасной деформа¬
цией с точки зрения общей устойчивости является изгиб.345
Потеря общей устойчивости характеризуется одновременным
искривлением обшивки, стрингеров и шпангоутов и сопровождает¬
ся образованием на сжатой части корпуса значительной вмятины
(фиг. 15.18).Соотношение размеров элементов большинства современных
корпусов таково, что для них проверка на общую устойчивость Ъе
требуется. Такая проверка необходима для корпусов больших раз¬
меров со сравнительно небольшой жесткостью шпангоутов наизгиб.Причиной общей неус¬
тойчивости корпуса яв¬
ляется недостаточная
жесткость шпангоутов.
При искривлении оси
корпуса происходит сплю¬
щивание поперечных се¬
чений силами qm (см.
фиг. 15. 17,6). При этом
момент инерции сечения
уменьшается, а нормаль¬
ные напряжения возрастают. Последние, в свою очередь, вызывают
дополнительное сплющивание сечений. Для каждой конструкции
существует критическое значение изгибающего момента, при пре¬
вышении которого происходит общая потеря устойчивости и, сле¬
довательно, разрушение корпуса.Для кругового цилиндрического корпуса бесконечной длины
критические напряжения окр потери общей устойчивости в преде¬
лах действия закона Гука можно определить по формулегде Уш —момент инерции сечения шпангоута;
а— шаг шпангоутов;8 —приведенная толщина обшивки.Наличие усиленных жестких шпангоутов препятствует сплю¬
щиванию сечений корпуса. В этом случае сплющивание может
происходить только на участках между усиленными шпангоутами.
При этом значение аКр получается больше, чем по приведенной
формуле. Следовательно, расчет по формуле (15.20) идет в запас
прочности.По соображениям минимального веса необходимо, чтобы кри¬
тические напряжения потери общей устойчивости корпуса соответ¬
ствовали разрушающим напряжениям стрингеров с обшивкой.
Этого можно добиться соответствующим подбором жесткостей
шпангоутов и расстояний между ними.Фиг. 15. 18. Деформация (выпучивание)
оболочки при потере ею общей устойчи¬
вости.-346
§ 4. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ КОРПУСА НА УЧАСТКЕ ВЫРЕЗА
И ВБЛИЗИ НЕГОДля конструкции корпуса характерно наличие большого коли¬
чества всевозможных люков. Вырезы под люки могут быть боль¬
шими или малыми, закрытые силовыми крышками или без
крышек.Небольшие вырезы типа смотровых лючков не влияют на ра¬
боту общей силовой схемы корпуса. Наличие таких вырезов при¬
водит лишь к местному ослаблению конструкции, которое сравни¬
тельно легко устраняется постановкой соответствующих накладок
(окантовок).Д-ДЛюки, закрытые силовыми крышками даже значительных раз¬
меров., также практически не влияют на работу общей силовой
схемы корпуса. Крышки таких люков крепятся к каркасу специ¬
альными замками или винтами, которые обеспечивают передачу
нормальных ц сдвигающих усилий на крышку люка, тем самым
включая ее в работу силовой схемы корпуса.Ниже рассматриваются большие вырезы, не закрытые силовы¬
ми крышками: под грузовые отсеки (фиг. 15. 19), под нишу шасси
и другие. Такие вырезы оказывают существенное влияние на ха¬
рактер нагружения участков корпуса, расположенных в районе
выреза. Чтобы компенсировать потерю прочности конструкции,
вызванную вырезом, последний окантовывают по продольным гра¬
ницам усиленными стрингерами (бимсами), а по краям — усилен¬
ными шпангоутами. Шпангоуты стремятся выполнять со сплош¬
ными стенками, если это возможно по условиям объемной компо¬
новки. Бимсы обычно изготовляются в виде мощных прессованных
профилей или тонкостенных замкнутых балок (фиг. 15.20). Бимсы
не заканчиваются у границ выреза, а продолжаются и в замкну¬
тую часть корпуса на длину А/ (см. фиг. 15. 19), на которую ока¬347
зывает влияние вырез. Длина А/ зависит от относительных разме¬
ров выреза, от жесткостей шпангоутов, обшивки и стрингеров научастке корпуса в ' районе
выреза. Приближенно длину
А/ принимают равной шири¬
не выреза В.Расчет корпуса в районе
выреза проведем отдельно
для случая изгиба и круче¬
ния.Расчет на изгибНа участке выреза, а
также на достаточном уда¬
лении от границ выреза (на
расстоянии, большем А/),
нормальные и касательные
напряжения определяются
по формулам (15.1) и
(15. 11).Для упрощения расчетов
удобно, присоединив стрин¬
геры к обшивке, действи¬
тельное сечение корпуса за¬
менить условно гладкой обо¬
лочкой с приведенной толщиной б, определяемой по формуле
(15.5). При этом геометрические характеристики открытого сече¬
ния круглого корпуса радиуса R (фиг. 15.21) могут быть подсчи¬
таны по следующим формулам.Момент инерции относительно оси zФиг. 15.20. Сечение по бимсу, представ¬
ляющему собой тонкостенную замкнутую
балку.относительно оси уJz=R*?>kzJv=R3bkу(15.21)(15.22)Здесь kz и ky — коэффициенты, определяемые по фиг. 15.22 и15.23 в зависимости от отношения — и ср,Rb тгде /Б —площадь сечения бимса;<Р° или <J)° — углы, характеризующие относительный размер
выреза.Статический момент отсеченной части сечения корпуса относи¬
тельно оси г(15.23)относительно оси угде ks и уц т= берутся по графикам (фиг. 15.24 и 15.25).SZ=R2 5 (sin а — _Уц.та);
S,=f?b(cosa + k5),(15.24)348
УФиг. 15.21. Геометрические характеристики сечения открытого контура
и эпюры распределения в нем напряжений.Фиг. 15.22. Зависимость коэффициента kz от
углов ф и t|) при различных значениях /б /М-349
350
Координаты точки сечения, характеризуемой углом аy=R(cosa— уат),
z—R sin а.Рабочие формулы для определения нормальных напряжений и
погонных касательных усилий на участке выреза запишутся при
этом так:MzR4kzMy' Rnky. Qy(cos a—Sin a;RkzQi(sin a—Уц.т<*),^=^r-(cosa + A:;S).Rky(15.25)(15.26)Уц.тv.=?ы.0,90,1-o,iч0чЧ4ч >IIsк>90 W\\МГЧД iSI**-иVOfФиг. 15.25. Зависимость отно¬
сительной координаты центра тя¬
жести уц.т сечения от углов ф
и г|) при различных значениях
f б№Эпюры а и q в сечении корпуса
при его изгибе показаны на
фиг. 15.2 LОпределив напряжения в откры¬
тых сечениях корпуса, рассмотрим
нагружение замкнутого участка
корпуса длиной Д/, непосредственно
примыкающего к вырезу.Со стороны выреза отсек Д/ (фиг. 15.26, а) нагружается нор¬
мальными напряжениями а0Ткр и погонными касательными уси¬
лиями <7откр, определяемыми до формулам (15.25) и (15.26); со
стороны замкнутой части корпуса — азамк и <7замк, определяемыми
по формулам (15. 1) и (15.11), без учета влияния выреза.Передача поперечной силы никаких особенностей в работу
участка Д/ корпуса не вносит- Погонные касательные усилия сдви¬
гом обшивки передаются на шпангоут, расположенный на границе
выреза, где и происходит их уравновешивание.Особенности нагружения этого участка проявляются при пере¬
даче изгибающего момента. Со стороны замкнутого участка кор¬
пуса отсек Д/ нагружается нормальными напряжениями, распре¬
деленными по всему сечению, а со стороны выреза — только по
части контура сечения. Следовательно, на участке корпуса длиной
Д/ происходит перераспределение напряжений. Например, в ниж¬
нем своде сечения m — m (см. фиг. 15.26, а) нормальные напря¬
жения отсутствуют. Объясняется это тем, что продольные переме¬
щения этих точек сечения ничем не стеснены. По мере удаления от
сечения m — m элементы свода постепенно включаются в работу
на нормальные напряжения и в сечении п — п они работают полно-351
ценно. Неодинаковость напряжений по длине характерна и для
других продольных элементов отсека.Примем за основное напряженное состояние конструкции си¬
стему напряжений азамк в замкнутом участке корпуса. Тогда на-Фиг. 15.26. Схема нагружения отсека корпуса т—т—п—п, примыкаю¬
щего к вырезу.а—нагружение отсека, б—эпюра осевых сил для бимса.пряжения а на участке А/ корпуса могут быть представлены в виде
суммы (Тзамк и дополнительных напряжений Да:° = 0замк + Л°-На границе выреза о —о,откр “Дз = Да° = а0ткр-азамк.(15.27)(15.28)Фиг. 15.27. Эпюры напряжений <70ткр в сечении т—т отсека
корпуса с вырезом (напряжение а откр можно представить
в виде суммы напряжения в замкнутом контуре а3амн вдали
от выреза и дополнительного напряжения Да — самоуравно-
вешенной системы на границе выреза).Система дополнительных напряжений Дет (фиг. 15.27) являет¬
ся самоуравновешенной. Это следует из того, что стзамк и <г0ткр
найдены из условия равновесия отсека.352
Приближенно можно считать, что по длине ДI участка корпуса
напряжения Да меняются по закону кубической параболы:До = До° (1 — л:)3,(15.29)где х =	относительная координата, отсчитываемая от границыАIвыреза.Приведенные соотношения позволяют найти о в любой точке
сечения замкнутой части корпуса, примыкающей к вырезу- Для
этого по уравнению (15.28)
определяется Д<т°, из (15.29) —Да и из выражения (15.27) —
искомое напряжение <х.Зная а, можно определить
усилие в бимсе РБ на участке
Д/ корпуса:Р Б = 0‘/б=; [°замк ++ Д<^0— *)3]-/Б, (15.30)гдеДо° подсчитываетсяФиг. 15.28. Схема нагружения элемен¬
та обшивки корпуса.ДЛЯпродольного сечения,
характеризуемого уг¬
лом <р°, по бимсу.Характер изменения усилий
вдоль бимса показан на фиг.15. 26, б.Изменение напряжений Да по длине отсека Д/ может происхо¬
дить только вследствие сдвига обшивки. Погонные касательные
силы найдем из условия равновесия элемента обшивки
(фиг. 15.28):а	аAq =j	<fa= - 3 (1 - XУ J До0 da. (15. 31)Максимальные касательные усилия получаются в сечениях
нижнего свода вблизи бимса. При х=0Дз = °замк = азамктах а*Подставляя найденное значение До° в (15.31), получим для
а = <рзямк Sin ср.
д I заМКшах *(15.32)Погонные касательные силы Дq являются дополнительными.
Полные погонные касательные силы в обшивке этого участка кор¬
пуса<7=#замк + bq.	(15.33)23 598	353
Касательные силы нагружают силовой шпангоут, ограничиваю¬
щий вырез, по дуге выреза. Над участком выреза шпангоут нагру¬
жается разностью касательных сил в обшивке слева gWp и спра¬
ва от него <7 = <7замк+Д<7*По приведенным значениям погонных сил можно определять
усилия на заклепку заклепочного шва обшивки со шпангоутом-
Погонные касательные силы в обшивке, действующие вдоль закле¬
почного шва бимса с обшивкойЯь — —^= —— Да°/Б(1 —х)2<
чб dx д/ 9jb\ )Из анализа работы корпуса в районе выреза становится
ясным назначение бимса и усиленного шпангоута на границе вы¬
реза. Наличие бимса в замкнутом участке корпуса компенсируетнедостаточно эффективную работу нижне¬
го свода на нормальные напряжения. На¬
личие шпангоута на границе выреза обе¬
спечивает работу нижнего свода на сдвиг
и тем самым включение его в работу на
нормальные напряжения. Отсутствие уси¬
ленного шпангоута на границе выреза рав¬
носильно увеличению длины выреза I, что
является нежелательным.Расчет на кручениеКрутящий момент в сечении корпуса оп¬
ределяется как произведение поперечной
силы на расстояние ее до центра жестко¬
сти сечения. Например, крутящий момент
на участке открытого сечения от силы Рв.0
(фиг. 15.29)Мк0Ткр=Яв.0(Л-ушж), (15.34)где Уц.ж — координата центра жесткости открытого сечения, опре¬
деляемая, как точка приложения равнодействующей
погонных сил изгиба q\ 1/ц.ш можно определять по
фиг. 15.30.^коткр может оказаться как больше, так и меньше крутящего
момента ^кзамк, подсчитанного для замкнутого сечения корпуса.На участках, прилегающих к вырезу, крутящий момент пере¬
дается замкнутым контуром поперечного сечения корпуса. При
этом в обшивке возникают погонные касательные усилия<7замк=|г.	(15.35)На участке выреза ввиду отсутствия нижней панели в передаче
крутящего момента участвуют в основном боковые панели, кото-Фиг. 15.29. К определе¬
нию крутящего момента
в сечении корпуса.354
рые нагружаются погонными усилиями — q0ткр (фиг. 15.31). Рас¬
сматривая боковые панели, нагруженные q0ткр, замечаем, что
равновесие последних возможно лишь при действии на них распре¬
деленных по высоте нормальных напряжений. Отсюда следует, что
крутящий момент на участке выреза передается так называемым
изгибным кручением.Нормальные напряжения а по
сечению представляют собой са-
моуравновешенную систему. Это
следует из того, что конструкция
нагружена только крутящим мо¬
ментом, в силу чего равнодейст¬
вующая проекций всех сил в се¬
чении на направление оси х
должна обязательно равняться
нулю. По длине выреза напряже¬
ния а меняются по линейному
закону, принимая наибольшие
значения у границ выреза (см.
фиг. 15. 31, б). В замкнутых участ¬
ках корпуса эти напряжения
постепенно затухают.Как известно из строительной
механики, напряжения в откры¬
том сечении контура меняются
по закону секториальных площа¬
дей (теория В. 3. Власова) и
могут быть определены по фор¬
муле(15.36)Кгде <в=/?2 (>»„.* sin а — а) — удвоенная секториальная площадь, полу¬
чаемая при начале отсчета угла а от вер¬
тикального диаметра и полюсе, совпадаю¬
щем с центром жесткости (фиг. 15.32);-Уц.ж= —относительная координата центра жестко-
^ сти, определяемая по фиг. 15. 30.Уш = ^Уд/=2/?55т] — секториальный момент инерции;/Д/—элементарная площадка сечения корпуса;
•»] — коэффициент, определяемый по фиг. 15.33.
х — координата, отсчитываемая от точки А
(см. фиг. 15.31).Положение точки А, соответствующей нулевому значению а,
зависит от жесткости замкнутых отсеков корпуса, прилегающих
к вырезу. Эти жесткости примерно одинаковы. Поэтому точку А
можно считать расположенной по середине длины выреза.— Уц.ж
ты Уц.т= ~~Z~~ ОТ углов ф И 'ф ДЛЯ
Нразличных значений /б/#6.23*355
Погонные касательные силы в сечениях по длине выреза опре¬
деляются по формуле<7откр = ^ш.	(15.37)согде So, = ^юД/=/?38 (|л — 0,5а2 — уцж cos a) — секториальный статиче-
/	ский момент;|1 — коэффициент, определя¬
емый по фиг. 15.33.Выражения (15.36) и (15.37) позволяют определить о и q в
любом сечении корпуса на участке выреза.Фиг. 15.31. Схема нагружения элементов корпуса на участке выреза
при действии крутящего момента Мк (а) и эпюра напряжений на этомучастке (б).За пределами выреза нормальные напряжения а быстро зату¬
хают, вызывая касательные усилия в обшивке. Порядок определе¬
ния напряжений в замкнутой части корпуса, примыкающей к вы¬
резу, аналогичен определению их при действии на корпус изгибаю¬
щего момента в вертикальной плоскости. Однако в случае
кручения нормальные напряжения <т3амк = 0 и Аа°=а0ткр. Свод
в случае кручения корпуса не загружается нормальными и допол¬
нительными касательными напряжениями.356
На фиг. 15.31 приведено нагружение элементов корпуса при
передаче крутящего момента. Шпангоуты, ограничивающие вырез,
необходимы для передачи погон¬
ных касательных сил замкнутых
участков на боковины открытого
сечения корпуса. Шпангоут при
этом нагружается разностью по¬
гонных касательных сил. подо¬
шедших к нему слева и справа.При одновременном нагруже¬
нии корпуса изгибом и кручением
необходимо напряжения, получен¬
ные при расчете конструкции от
действия крутящего момента, ал¬
гебраически просуммировать с
напряжениями, получающимися
при поперечном изгибе.Проверка устойчивости бимсаБимс работает, как стержень,
опертый по концам на усиленные
шпангоуты (жесткие опоры), а в пролете выреза — на нормальные
шпангоуты (упругие опоры). Нагружается бимс переменной по
длине осевой силой Р (фиг. 15.34):^)=0б,/б>гДе аБ —суммарное напряжение в бимсе от изгиба и кручения кор¬
пуса.Фиг. 15.32. К определению сек-
ториальных площадей сечения.Фиг. 15. 33. Зависимость коэффициентов г\ и ц от углов <р иПри некоторой величине среднего значения этой силы — Рср
(см. фиг. 15.34) бимс теряет устойчивость. Критическую силу357
^^Упругая опора (промежуточный
шпангоут)рСр г ТПТГТТптл 1111111111Фиг. 15.34. Расчетная схема бимса.VйФиг. 15.35. Сечение
по бимсу (а—а —
нейтральная ось).Фиг. 15.36. Зависи¬
мость коэффициента
т от жесткости про¬
межуточных шпан¬
гоутов k.Фиг. 15.37. Деформа¬
ции шпангоута от
нагрузки Р/=1.\\\-3,011 1Iг
о 			105 120 135 150 (р°Фиг. 15.38. Зависимость
функции £ от Угла Ф-358
общей потери устойчивости бимса можно определить по формуле
Эйлера:ЯКР=-^-	(15.38)где /Б —момент инерции сечения бимса относительно его нейтраль¬
ной оси а—а (фиг. 15.35);/« — коэффициент, определяемый по фиг. 15.36, в зависимости
от жесткости промежуточных шпангоутов k;(15.39)16 EJBa JBЗдесь Р/-\— сила, создающая единичный прогиб промежуточного
шпангоута (фиг. 15. 37);
а —расстояние между промежуточными шпангоутами;2	Уш —сумма моментов инерции промежуточных шпангоу¬
тов;? — функция, определяемая по фиг. 15.38.Необходимо, чтобы^ср<Лф.Можно решать обратную задачу: по известному усилию в бим¬
се и условию его устойчивости ЯСр=Лф определить потребное
значение /ш, задаваясь шагом шпангоутов а.Расчет корпуса в разъеме и вблизи негоВ сечении корпуса по разъему нагрузки передаются узлами
стыка. Продольные усилия в узлах стыка от изгиба и растяжения
корпусаPi = °Ji,	(15.40)где /, —площадь сечения стыкового стрингера;^ — нормальное напряжение, определяемое по формулам (15.1)
и (15.2) как для сечения, состоящего из дискретных эле¬
ментов.При этом момент инерцииJ=^M-Участки корпуса вблизи разъема работают так же, как и вбли¬
зи выреза. Сосредоточенные силы Р, возникающие в стыковых бол¬
тах от растяжения и изгиба корпуса, на участке вблизи разъема
постепенно рассредотачиваются (фиг. 15.39). Тонкая обшивка
плохо работает на сосредоточенные силы. Поэтому на участке
корпуса под узлами ставят усиленные стрингеры (фиг. 15.40),359
которые обеспечивают постепенное включение обшивки. Прибли¬
женно можно считать, что полное включение обшивки и стринге¬
ров происходит на длине В, которая определяется расстояниемСтыковой шпангоут а5солютно жесткий
в осевом направленииФиг. 15.40. Конструкция усиленных стрингеров, воспринимающих сосредото¬
ченные силы.Упругии стыковой шпангоутФиг. 15.39. Схема, иллюстрирующая влияние жесткости шпангоута
на распределение напряжений в обшивке.между стыковочными болтами. Для более быстрого включения
обшивки и стрингеров в работу стык стремятся осуществлять
многоболтовым соединением. Однако выполнить такое соединение
не всегда удается. Отделяемые в полете части корпуса (гер-стрингерыметическая кабина) могут крепиться к корпусу на взрывных
болтах. Поэтому количество стыковых* болтов в таких соединениях360
ограничено. Характер включения обшивки и стрингеров в работу
зависит от жесткости элементов корпуса. В сжатой зоне нагрузки
передаются через контактную поверхность стыковых узлов. Поэто¬
му характер распределения нагрузки в обшивке получается иной,
чем в растянутой зоне- Перераспределение нормальных напряже¬
ний в отсеке происходит вследствие сдвигов обшивки. Для уравно¬
вешивания последних у разъема необходим силовой шпангоут.Погонные касательные силы в обшивке у разъема от крутяще¬
го момента и поперечной силы определяются по формулам (15.16)
и (15.11).§ 5. РАСЧЕТ ШПАНГОУТОВ
Усиленные шпангоутыУсиленные шпангоуты нагружаются сосредоточенными силами
от воздействия частей летательного аппарата, а также от прикреп¬
ленных к ним грузов и агрегатов. Эти силы могут лежать в плос¬
кости шпангоутов, но могут и выходить из нее. В последнем слу¬
чае в конструкции обычно предусматриваются продольные элемен¬
ты. Поэтому приближенно можно считать, что шпангоут от сил,
нормальных к его плоскости, не работает. Уравновешивается на¬
грузка шпангоута касательными усилиями обшивки. Таким
образом, шпангоут представляет собой плоскую систему, нагру¬
женную сосредоточейной нагрузкой и распределенными усилиями
по контуру кольца. Определение уравновешивающего потока в об¬
шивке производится так же, как и определение касательных уси¬
лий в сечении тонкостенной оболочки от действия поперечной
нагрузки, т. е. по формулеЯ=?т->	(15.41)/<ргде Р — сила, действующая на шпангоут;S? и J9—статический момент и момент инерции редуцированно¬
го сечения корпуса.Расчетная схема усиленного шпангоута зависит от его конст¬
рукции. Усиленные шпангоуты могут выполняться либо в виде
замкнутого кольца-рамы, либо в виде рамы, частично или пол¬
ностью зашитой листом.Шпангоуты, выполненные в виде рамы-кольца (фиг. 15. 41, а)
в общем случае являются трижды статически неопределимыми.
Раскрывать статическую неопределимость можно известными
методами строительной механики, например методом сил. Значе¬
ния изгибающих моментов Ms, поперечных Qs и осевых сил Ns>
возникающих в сечении кольца при различных случаях его нагру¬
жения, приводятся в справочной литературе.361
Имея эпюры Ms, Qs и Ns, нормальные напряжения в поясах и
касательные напряжения в стенке шпангоута можно определить
по формуламА5ш(15.42)где h и 8Ш — высота и толщина стенки шпангоута (см. фиг. 15. 41, в);
.F —площадь сечения шпангоута.о)Й-Д*=Jfi(ASliunicoSA-f)M=HTR
*=hr (f^inoc-acosot-tt)Фиг. 15.41. Шпангоут в виде
кольца-рамы (а) и действующие
в его сечении силы и момен¬
ты (б).М=кт _
k=-jf(sinot-j )Фиг. 15.42. Вспомогательные графики
k=f(а) для определения в зависимо¬
сти от вида нагрузки изгибающих мо¬
ментов в сечениях шпангоута.Прочность отдельных сечений силовых шпангоутов, как прави¬
ло, определяется изгибом. На фиг. 15.42 приведены формулы
и графики для определения изгибающих моментов кольцевых
шпангоутов постоянного сечения от сил Р, Т и сосредоточен¬
ного момента т. Этими графиками с некоторым приближением362
можно воспользоваться для определения изгибающих моментов
шпангоутов, у которых сечение не очень сильно меняется вдоль
периметра и внешние нагрузки по своему характеру близки к со¬
средоточенным.Рассматривая элемент шпангоута
(фиг. 15.43), ограниченный двумя
радиальными сечениями, замечаем,
что вследствие кривизны шпангоута
при его изгибе возникают радиальные
погонные усилия S/R и соответствую¬
щие радиальные напряжения в стен¬
кахRbu(15.43)Фиг. 15.43. Нагружение шпан¬
гоута радиальными силами.Для повышения критических напря¬
жений стенку обычно подкрепляют
стойками или ребрами жесткости (см.
фиг. 15.41 и 15.43). Подкреплениестенки ребрами необходимо и в местах приложения к шпангоуту
сосредоточенных сил (см. фиг. 15.41,а). В этом случае ребра
трансформируют сосредоточенную силу в распределенную по стен¬
ке шпангоута, улучшая условия работы последнего.Фиг. 15.44. Конструктивная схема кольцевого шпан¬
гоута, заменяющего на участке корпуса лонжерон
крыла, и действующие на него силы.На фиг. 15.44 приведен шпангоут, заменяющий 4 на участке
корпуса лонжерон крыла. Такой шпангоут можно приближенно
рассматривать как статически определимую систему. Изгибающие
моменты в сечениях шпангоута у узлов А и В невелики. Поэтому
эти узлы можно считать шарнирными. Осевые усилия в шарни¬
рах А и В определяются по формулеSA=SB=I%.	(15.44)363
Рассматривая отдельно каждую половину шпангоута, можно най¬
ти значение изгибающих моментов и осевых сил в любом сечении.
Для сечения шпангоута (см. фиг. 15.44), характеризуемого угломР<РьMs=V?(l-cosp), 'Qs=^sinp,	(15.45)Ns=Sa cos p.Наибольшие по величине поперечные силы Qsmax возникают на
участке между узлами крепления крыла к шпангоуту; Qsmax мож¬
но найти, полагая sin 0^1, по формуле::S.Значительные величины Qsmax обусловливают большие толщины
стенки на участке шпангоута между узлами крыла.U-ZRа)	В)	6)Фиг. 15. 45. Конструктивные схемы шпангоутов, частично зашитых стенками.В отдельных случаях шпангоуты полностью или частично за¬
шивают стенкой (фиг. 15.45). Шпангоуты с глухой стенкой просты
по конструкции и выгодны в весовом отношении. Однако по усло¬
виям объемной компоновки корпуса такую конструкцию часто
осуществить трудно. Расчет шпангоутов с глухой стенкой в общем
случае достаточно сложен. Объясняется это тем, что стенка и
стержни, подкрепляющие ее, повышают порядок ‘статической не¬
определимости системы. Расчет шпангоута в этом случае сводится
к расчету решетчатой системы с ячейками, зашитыми листами.
Вместе с тем стенка уменьшает напряжения изгиба в шпангоуте.
Используя это, расчет шпангоута можно упростить. Рассмотрим,
например, шпангоут (см. фиг. 15.45,а), нагруженный силами Р,
у которого зашиты только боковые сегменты. Шпангоут уравно¬
вешивается потоком касательных усилий со стороны обшив¬
ки <7об.Если пренебречь изгибной жесткостью пояса шпангоута, то
можно считать, что усилие Р передается на стойку. Приняв, что364
усилие Р передается на стенку равномерно, поток касательных
усилий в стенке (см. фиг. 15.45,6) найдем по формуле_ Р
Я СТ £ »где I — длина стойки.Под действием Яст и Яоб (см. фиг. 15.45, в) стенка работает на
сдвиг, а каждый сегмент — на изгиб, опираясь на верхнюю и ниж¬
нюю перемычки шпангоута. Приняв <7об = ?ст, можно найти реак¬
ции сегмента в точках 1 и 2 и построить эпюры изгибающих
моментов (см. фиг. 15.45,в). Обычно напряжения от изгиба
в шпангоуте незначительны.Шпангоуты могут нагружаться распределенными по контуру
усилиями. В качестве примера рассмотрим нагружение усиленного
шпангоута от реакций опор (ложементов), возникающих при
установке аппарата на транспортировочной тележке. Приближен¬
но можно считать, что погонная нагрузка Яш на участке шпангоута
с углом охвата 2р (фиг. 15.46) меняется по закону гидростатиче¬
ского давления, т. е.?iii=?o(cosa-cosp),	(15.46)гдеNд°~~/ i*(p-Tsin2p)N — реакция опоры, определяемая из рассмотрения корпуса,
как балки, опертой на ложементы.Изгибающие моменты в сечениях шпангоута от распределенной
нагрузки <7ш безусловно будут меньше, чем от сосредоточенной
силы N, эквивалентной этой нагрузке. Наибольшее значение изги¬
бающего момента Мтах получается в сечении а=0. Значение Мтах
найдем по формуле:•Atfmax = ^МтахР-^’где kMmM—коэффициент, определяемый по кривой (см. фиг. 15.46)
в зависимости от угла охвата р.Как видно, Мтах существенно уменьшается с увеличением
угла р.Нормальные шпангоутыНормальные шпангоуты выполняются в виде тонкостенных рам,
обычно швеллерного или Z-образного сечения.Нормальные шпангоуты нагружаются силами, возникающими
вследствие деформаций изгиба корпуса, а также воздушными
нагрузками, передающимися на них с обшивки. Расчет шпангоу¬
тов от нагрузок, возникающих при изгибе корпуса, был дан выше.
Здесь остановимся на расчете нормальных шпангоутов от воздуш-365
Фиг. 15.46. Зависимость коэффициента	угла 0 при углеа=0 (к расчету шпангоута, нагруженного распределенными силами
по его контуру).366
ной нагрузки. Такой расчет может потребоваться для аппаратов
больших размеров с редким расположением шпангоутов,При симметричном нагружении корпуса нагрузка шпангоута?Ш=Д ра,где а —шаг шпангоутов;А/?-—избыточное давление на поверхности корпуса.(15. 47}$Фиг. 15. 47. Схемы нагружения нормальных шпангоутов.а—при симметричном нагружении корпуса, б—при отсутствии полярной симмет¬
рии в нагружении корпуса.Эта нагрузка является самоуравновешенной (фиг. 15. 47,а).
При внутреннем избыточном давлении шпангоут работает на ра¬
стяжение. При этом напряжения в шпангоутеа —<7ш R(15.48)1где Fm — площадь сечения шпангоута.При наружном избыточном давлении шпангоут работает на’
сжатие. В этом случае его необходимо проверять на устойчивость.
Критические значения погонной нагрузки/кр"_3EJu
~~ R*(15.49)'где /ш — момент инерции сечения шпангоута с присоединенной об¬
шивкой.367
При отсутствии полярной симметрии в нагружении корпуса от
воздушной нагрузки qB, от гидростатического давления жидкости
qm (см. фиг. 15.47,6) и пр. нагрузка шпангоута не является само-
уравновешенной. Уравновешивание шпангоута осуществляется
касательными усилиями q0б, возникающими со стороны обшивки.
Дальнейший расчет проводят, как указано выше.§ 6. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ УСИЛЕННЫХ ШПАНГОУТОВ
С УЧЕТОМ ИХ УПРУГОСТИВыше, при расчете усиленных шпангоутов последние уравнове¬
шивались касательными силами обшивки, которые соответствовали
абсолютно жестким в своих плоскостях шпангоутам. Действитель¬
но, от сосредоточенного момента (фиг. 15.48) любая точка соеди¬
нения жесткого шпангоута с обшивкой перемещается от сдвигаФиг. 15.48. Схема на¬
гружения концевого
шпангоута сосредото¬
ченным моментом.Фиг. 15.49. Схема на¬
гружения концевого
шпангоута сосредото¬
ченной силой.Фиг. 15.50. Переме¬
щение	жесткого
шпангоута под дей¬
ствием сосредото¬
ченной силы.обшивки на одинаковую величину. Понятно, что одинаковым сдви¬
гам соответствуют постоянные касательные силы, что и получается
по формуле_ мк
q~ 2*/?2Абсолютно жесткий шпангоут от силы Р (фиг. 15.49) переме¬
щается на некоторую величину у (фиг. 15.50). При этом произ¬
вольная точка А переместится по касательной к окружности на
величинуу sin а.Следовательно, обшивка загружается от шпангоута погонны¬
ми касательными силами <7q, пропорциональными sin а [см. фор¬
мулу (15. 14)]:qQ=— sin а.7СД368
Упругий усиленный шпангоут от действия силы Р не только пе¬
ремещается, но и меняет свою форму — вытягивается, принимая
конфигурацию, близкую к эллипсу (фиг. 15.51).На фиг. (15.52) показаны для наглядности в относительных
величинах радиальные деформации f кольцевого шпангоута
с жесткостью EJmt) от действия радиальной силы Р, касательной
силы Т и изгибающего момента т.Таким образом, полные перемещения по касательной любой
точки обшивки корпуса обусловливаются перемещениями абсо-Т Пг^ _Я Ш1 /-kJ£L /-/t. /р~Ьыш,	mFJuУр »m I I	| | /ГФиг. 15.51. Пере¬
мещение и дефор¬
мация упругого
шпангоута от
силы Р.~0,06Фиг. 15.52. Радиальные относительные де¬
формации кольцевого шпангоута от сил Р, Т
и момента тп.лютно жесткого шпангоута и дополнительными деформациями
вследствие изменения форм сечения шпангоута. Первые переме¬
щения, как уже отмечалось, соответствуют сдвигу оболочки, кото¬
рые получаются по приближенному решению. Вторые перемеще¬
ния создают сдвиг, обусловленный самоуравновешенными допол¬
нительными касательными силами. Абсолютные значения этих на¬
пряжений зависят от жесткостных параметров элементов системы
и находятся из решения статически неопределимой задачи.Многочисленные опыты с тензометрированием большого числа
точек цилиндрических оболочек показывают, что усиленные шпан¬
гоуты по их изгибу находятся в более выгодных условиях, чем мы
принимаем, определяя касательные силы обшивки приближенным
путем. Наибольшие по величине осевые усилия практически не
меняются, но они реализуются в иных сечениях шпангоута. Вбли¬
зи шпангоутов, нагруженных сосредоточенными силами, обшив-24 598369
ка корпуса и заклепочные швы нагружаются увеличенными
силами.Уточнение методики расчета усиленных шпангоутов из условия
их упругости должно привести к созданию более рациональных их
сечений, а следовательно, к уменьшению веса конструкции. К ска¬
занному следует добавить, что стоящие рядом с усиленными
нормальные шпангоуты нагружаются со стороны обшивки взаимно
уравновешенными касательными силами.На фиг. 15.53, 15.54, 15.55 показаны результаты решения ста¬
тически неопределимых задач * по расчету круговых концевых уси¬
ленных шпангоутов конических корпусов, нагруженных радиаль¬
ной силой Р, касательной силой Т и изгибающим моментом т.На фигурах даны следующие обозначения:/?0—радиус сечения корпуса по усиленному шпан¬
гоуту;8 — приведенная толщина обшивки;а —расстояние между нормальными шпангоутами;У шп —момент инерции сечения нормального шпангоута
с учетом прилегающей обшивки;Ушо-момент инерции сечения усиленного шпангоута;•Мтах —наибольший изгибающий момент усиленногоупршпангоута с учетом его упругости;Мтю —наибольший изгибающий момент усиленногожестшпангоута, определенный без учета упругости;<7тах — наибольшее значение погонной касательной силы7 упробшивки с учетом влияния упругости шпанго¬
утов;<7тах —наибольшие касательные силы обшивки, полу¬
ченные без учета упругости;t=\f -4^-cos2 — — относительная жесткость корпуса;V	27—-угол коничности корпуса.На фиг. 15.54 МтаХупр и МтахжесТ являются соответствующимиуп	жест	^моментами сечения шпангоута для а= — к.Кривые наибольших изгибающих моментов Л1тахупр, построен¬
ные в относительных величинах, наглядно показывают уменьшение
их вследствие упругости конструкции. На фиг. 15.55 Мтах упр и
Мтах жесТ соответствуют углу а =175°.Кривые наибольших касательных сил <7шахупр» построенные
в относительных величинах, наглядно показывают увеличение их
вследствие упругости конструкции.*	См. Р. А. Малаховский, Расчет круговых ортотропных конических
оболочек, Известия высших учебных заведений, Серия «Авиационная техника»,
1960, № 2.370
Фиг. 15.53. Графики для определения <7тотупр в обшивке и Мта*упр в усиленном шпангоуте, нагруженном радиальнойСИЛОЙ Р.
372Фиг. 15.54 Графики для определения <7тахупр в обшивке и Мтахупр в усиленном шпангоуте, нагруженном касательнойсилой Т.
Фиг. 15.55. Графики для определения <7тахупр в обшивке и Мтахупр в усиленном шпангоуте, нагруженном моментом т.
§ 7. УТОЧНЕННЫЙ РАСЧЕТ КОРПУСА НА ИЗГИБ В РАЙОНЕ
ЦЕНТРОПЛАНАВыше был дан метод расчета корпуса, основанный на предпо¬
ложениях о недеформируемости контура поперечного сечения и
о плоскостном законе распределения напряжений по сечению.
Приведенный метод дает хорошие результаты для расчета консоль¬
ной части, а также центральной части корпуса, если последний
крепится к центроплану крыла лишь по двум силовым шпангоутамФиг. 15.56. Схема нагружения элементов центральной части корпуса
при креплении к нему центроплана в двух точках.(фиг. 15.56). Корпус при этом можно рассматривать, как двух¬
опорную балку с консолями. Изгибающий момент М уравновеши¬
вается крутящим моментом крыла — Мк, приложенным в виде
пары сил в узлах силовых шпангоутов. При расчете центральной
части корпуса на изгиб нагружение оболочки, силовых шпангоутов
и бортовых нервюр может быть принято по фиг. 15.56. Нормаль¬
ные шпангоуты в данном случае не нагружаются. Расчет приве¬
денной силовой схемы корпуса изложен выше и уточнений не тре¬
бует.Иначе обстоит дело, если корпус крепится к крылу по всем
шпангоутам своей центральной части (фиг. 15.57). В этом случае
его можно рассматривать, как балку с консолями, опертую на374
силовые шпангоуты и на упругое основание — промежуточные
шпангоуты. Рассматриваемая система в отличие от приведенной
на фиг. 15.56 является статически неопределимой. Ее расчет при¬
водит к нелинейному закону изменения нормальных напряжений а
и переменности касательных усилий по длине корпуса, а также вы¬
являет нагружение не только силовых, но и нормальных шпангоу¬
тов. Необходимо отметить, что результаты расчета такой системыФиг. 15.57. Схема нагружения элементов центральной части
корпуса при контурном креплении к нему центроплана.без учета деформируемости контуров сечений обычно неудовлетво¬
рительно согласуются с данными эксперимента в части распреде¬
ления напряжений по элементам корпуса. ,В частности, нагрузки
силовых шпангоутов получаются весьма завышенными *. Дело
в том, что характер закрепления корпуса (см. фиг. 15.57) обусло¬
вил загрузку нормальных шпангоутов перепадом касательных
усилий <7ш и реакциями опор (бортовых нервюр). От этих нагрузок
шпангоуты, работая на изгиб, деформируются в своей плоскости.
Неодинаковость деформаций по длине конструкции приводит
к искажению плоских форм поперечных сечений корпуса (к появ-*	С. Н. К а н, А. В. С и л а н т ь е в, Расчет изгиба корпуса в районе центро¬
плана, Известия высших учебных заведений, «Авиационная техника», 1961,
№ 1 и 3.375
лению депланаций). В то же время сечения консольных частей
корпуса от основных напряжений остаются плоскими. Благодаря
этому депланации центральной части оказываются стесненными—
в оболочке возникают дополнительные нормальные и им сопутст¬
вующие касательные напряжения. Последние вызывают перерас¬
пределение напряжений в корпусе и изменение нагрузок шпангоу¬
тов и бортовых нервюр.Ниже задача об определении напряжений в центральной ча¬
сти корпуса решается в два этапа. Вначале выявляются основные
напряжения в предположении отсутствия депланаций сечения и
плоскостного закона распределения напряжений по сечению. Затем
это решение уточняется путем учета деформируемости контура.Основные напряженияРассматривается центральная часть корпуса, опертая по всем
шпангоутам на бортовые нервюры крыла, нагруженная изгибаю¬
щим моментом М (см. фиг. 15.57). Система является многократно
статически неопределимой. Порядок неопределимости зависит от
числа промежуточных опор. Принимая в дальнейшем число опор
бесконечно большим, искомую величину нормальных напряжений
можно представить в виде° = cuK-*)>	(15.50)м * мгде зэл=—у=	cos ср — нормальное напряжение в сечении кор-J я/?2йПрпуса по силовому шпангоуту;8 =8—приведенная толщина обшивки;ь<1>(л:) — функция от х, характеризующая изме¬
нение напряжений по длине корпуса,
подлежащая определению.Вид функции гр зависит, главным образом, от жесткости кор¬
пуса, шпангоутов и бортовых нервюр.По известным значениям а легко найти касательные усилия
в обшивке и выявить нагружение шпангоутов и бортовых нервюр.Поток касательных усилий в обшивке q найдем, рассматривая
условия равновесия элемента корпуса (фиг. 15.58), откудаоНормальные шпангоуты нагружаются вдоль их периметра по¬
гонными силами <7ш, которые определяются перепадом касатель¬
ных усилий q обшивки:
Рассматривая шпангоут, нагруженный силами qm и реакциями
опор (см. фиг. 15.57), как раму-кольцо, значение погонных изги¬
бающих моментов в любом его сечении можно найти по формулегдег/2фШш ~ 7х* т'(15.53)sjn ф — 3coscp — 2ср sin <р — 2Ь sin^ft —471—	2 cos ft+2 cos ср cos2MRпри 0 < <p < ft;tn = — (2ic sin <p — 3 cos <p — 2<p sin <p — 2ft sin ft —4n—	2 cos ft + 2 cos <f cos2 ft) при ft •< cp <! w;■&—'угол, характеризующий расположение центроплана (см.
фиг. 15.57).Бортовые нервюры нагружаются распределенными силами, пе¬
редающимися от шпангоутов (см. фиг. 15.57),РбоРт=|<7Ш sin <?Rd<?=^-(15.54)и усилиями Т= -— от крутящего момента крыла. Изгибающие
менты бортовой нервюры от сил РбортМборт =||я60рт^2=|- [ф-£-].	(15.55)Таким образом, задача определения напряжений в элементах
корпуса сводится к отысканию функции г[>. Раскрыть статическую
неопределимость можно с помощью энергетического метода. Длямо-377
©того необходимо составить выражение потенциальной энергии
системы и выполнить условие ее экстремума. Последнее приво¬
дит к неоднородному дифференциальному уравнению с постоян¬
ными коэффициентами:^L+4AM»=4**A—,	(15.56)dx4	/,цгдеМ2 /	J	\J \ 27борт I ^ М22/борт
]Jш — момент инерции сечения нормального шпангоута с учетом
прилегающей обшивки;/—расстояние между нормальными шпангоутами;Уб0рт — момент инерции сечения бортовой нервюры.Сравнительные расчеты показывают, что бортовые нервюры об¬
ладают большой жесткостью на изгиб. Поэтому не будет большой
ошибки, если при определении коэффициентов k и Л принятьJ борт==ОС1-Решение уравнения (15.56) при этом записывается в следую¬
щем виде:y=ClekJC sin kx -f C2eix cos kx -j- C3e~ kx sin kx + C4e~ kx cos kx, (15.57)где постоянные интегрирования C\, Сг, C3, C4 определяются гра¬
ничными условиями (жесткостью силовых шпангоутов, окаймляю¬
щих центральную часть корпуса).Найдя ф по выражениям (15.50) и (15.51), можно определить
напряжения в оболочке, по (15.53) и (15.55) —изгибающие мо¬
менты шпангоутов и бортовых нервюр. Расчет упрощается, если
воспользоваться графиками, приведенными на фиг. 15.59, 15.60,
15.61.На фиг. 15.59 дана зависимость коэффициента k от угла ■&, вы¬
численная при / борт=<Х)-На фиг. 15.60 приведены зависимости относительных значений
a, q и наибольших погонных изгибающих моментов нормальныхшпангоутов тт в функции — для различных корпусов, характе¬
раризуемых безразмерным параметром kLn. Кривые вычислены для
абсолютно жестких в своих плоскостях силовых шпангоутов.На фиг. 15.61 представлены подобные кривые, но для корпуса
без силовых шпангоутов.378
При упругих силовых шпангоутах кривые a, q и тш занимают
промежуточные положения между соответствующими кривыми
фиг. 15.60 и 15.61. Приближенно их можно считать абсолютно
жесткими и при расчетах пользоваться кривыми фиг. 15.60.0. 20 W 60 80 -100 по т 160 ш'Фиг. 15.59. Зависимость коэффициента k от угла О приJборт = 00•При наличии графиков расчет основных напряжений сводится
к вычислению коэффициентов k по формуле (15.56), kL4 и к опре¬
делению сг, q и тш с помощью приведенных кривых.Дополнительные напряженияНаибольшие дополнительные нормальные напряжения возни¬
кают на границах центрального и консольных отсеков корпуса,
в сечениях по силовым шпангоутам. По длине корпуса указанные
напряжения затухают, принимая нулевые значения на концах от¬
секов. Одновременно появляются дополнительные касательные
усилия в обшивке и изгибающие моменты в нормальных шпан¬
гоутах.379
1'°Фиг. 15.60. Зависимости относительных значений в, q и наибольших погонных
изгибающих моментов нормальных шпангоутов тш от x/Ln при различных зна¬
чениях kLn (силовые шпангоуты абсолютно жесткие).380
аФиг. 15.61. Зависимости относительных значений о, q и наибольших погонных
изгибающих моментов нормальных шпангоутов тт от х/Ьч при различных зна¬
чениях kLn (силовые шпангоуты отсутствуют).
Искомые дополнительные нормальные напряжения можно пред¬
ставить в виде«жоп,=4,® (?)«|», (■*).	(15.58)где Aj — амплитудные значения дополнительных нормальных напря¬
жений на границе переднего Ап (или хвостового Л„) и цент¬
рального отсеков;«I»,-функция, характеризующая изменение дополнительных на¬
пряжений по длине отсека (по переднему <J>„, по централь¬
ному фц п и фц-хв, по хвостовому <]>„ — фиг. 15.62);Ф (<р) — функция, характеризующая изменение дополнительных на¬
пряжений по сечению.♦bW уX. ^)1L' ._ . .М.,, _. L»х=0WKнапряженииФОт
юлнитель-* кУ 1? От 'дополнительных) 1^ От
дополнит ель -\ напрятений (у'Иц.п ^\ных напряме-и*ц.хв^Отдополнительных
^ напряжений ^
Фц.хвФиг. 15.62. Депланации сечений в передней, централь¬
ной и хвостовой частях корпуса от основных и допол¬
нительных напряжений.С достаточной степенью точности функцию Ф(<р), пропорцио¬
нальную депланациям сечений корпуса, можно представить
в виде:при среднем расположении крыла —Ф (ср)=cos 3<р;	(15.59)для низкоплана (высокоплана) —Ф (ср)=cos 2ср -J- cos Зср.	(15,60)382
Для среднеплана выражение (15.58) с учетом (15.59) прини¬
мает видДополнительные касательные усилия в обшивке qWn опреде¬
ляются из условия равновесия. В обшивке центральной части кор¬
пуса для среднеплана из (15.51) с учетом (15.61) найдемНормальные шпангоуты нагружаются перепадом касательных
усилий. В случае среднепланаПри этом погонные изгибающие моменты нормальных шпан
гоутовСледовательно, для определения дополнительных напряжений
в элементах корпуса необходимо знать функции и значение
Ап и Ахв.Функции <!ч определяются подобно тому, как была найдена
функция ф. Для этого составляется потенциальная энергия соот¬
ветствующего отсека и выполняется условие ее экстремального
значения. Последнее приводит к уравнению типа (15.56), решение
которого дает искомую функцию. Определение <|> и <]>хв упрощает¬
ся, если полагать Ln=LXB = oо, что вполне допустимо из-за срав¬
нительно больших длин переднего и хвостового отсеков корпуса.
При этом решение (15.57) записывается так:Здесь и всюду при определении -ф» от дополнительных напря¬
жений ki подсчитывается по формуле:Амплитудные значения дополнительных напряжений Аа и Ахв
можно найти из условий совместности деформаций центрального3830доЧ=ЛЖ(*)с08 3<р.(15.61)(15.64)где(J'n==txB==e k{XCOS ktX.(15.65)где/2 = 3.
отсека корпуса с передним и хвостовым отсеками (фиг. 15.62).
Последнее записывается так:^п = ^осн + ^«.п + ^ц.хв при * = 0; 1	5^хв = ^осн + ^«.п + ^ц.хв при X = LU, jгде W0CH — осевые деформации в отсеке (депланации) от основных
напряжений;■Wn, WXBt ИРЦ.П> — депланации в переднем, хвостовом и цент¬
ральном отсеках от дополнительных напряжений (см.
фиг. 15.62).Методика определения депланаций едина как от основных, так
и от дополнительных напряжений. Для этого необходимо выявить
погонные изгибающие моменты шпангоутов, найти радиальные и
касательные перемещения в оболочке, а затем, пользуясь гипоте¬
зой отсутствия сдвигов, перейти от касательных перемещений
к депланациям W. Найденные таким путем депланации от основ¬
ных напряженийооJV/ MR4 d3ф Г sin пЪ sin $ , cos пЬ cos $ 1И/ =	1. 		COS Щ. (15.67)0СН nEJ dx* jLl I ЛЗ(П2_ 1)2 Л2(Л2— 1)2 J Т Vш	л =2В случае среднего расположения крыла (Ф = 90°) выражение
(15.67) упрощается:W0C4= -0,08	cos 3<р.	(15.68)осн	EJk* dxз T	vОтсюда, кстати, следует, что дополнительные нормальные напря¬
жения для среднеплана меняются по сечению по закону соэЗф.Депланации от дополнительных напряжений для любого отсека
могут быть найдены по формуле08 3?- <15-69)4££4 dx3Таким образом, намечается следующий порядок определения
Ап и Лхв. Из решения уравнения типа (15.56) находятся if, при
коэффициенте затухания, определяемом выражением (15.65). Под¬
ставляя затем (15.68) и (15.69) в (15.66), получим выражения
для определения искомых величин.В случае среднеплана Ап и Лхв можно найти по фиг. 15.63.
При этом k вычисляется по формуле (15.56), kt—(15.65). Если
условия knLa > 2 и AXBZ,XB> 2 не удовлетворяются, то кривыми
воспользоваться можно, но как приближенными.Искомые фЦЛ1 и фц.хв и их производные можно определить по
фиг. 15.60 и 15.61, понимая под &£ц соответствующее значение
k L' Имея Ап, Ахв, фц.п и «1»ц.хв, по формулам (15.61), (15.62) и
(15.64) легко найти одоп, даоа и /пш.доп.384
Окончательный результат получается путем суммирования
основных и дополнительных напряжений.На фиг. 15.64 показано распределение нормальных напряже¬
ний в центральной части корпуса для среднеплана и низкоплана.Фиг. 15.63. Зависимости величин Аи и Лхв от kLlx при k„Ln> 2И ^хв^хв ^ 2.Как видно из фиг. 15.64, суммарные напряжения в образующей
Ф = 0^получаются меньше основных, в то же время в образующей
Ф = Ф' они получаются больше основных напряжений.Фиг. 15.64. Эпюры нормальных напряжений в центральной части корпуса
(для средне- и низкоплана).Перераспределение напряжений обусловливается различными
законами изменения по сечению основных (cos ф) и дополнитель¬
ных [Ф(ф)] напряжений. Оно может быть существенным и при¬2о 598	385
водить к тому, что максимальные напряжения в сечении будут
получаться не в точках, наиболее удаленных от нейтральной оси
(y=R), а при некоторых промежуточных значениях y=Rcos<p'.Примерное нагружение силового шпангоута от основных и до¬
полнительных напряжений показано на фиг. 15.65. Откуда видно.<[>nC0SJ<p♦stU<pФиг. 15.65. Схема нагружения силового шпангоута от основных и дополни- jтельных напряжений.что силовые шпангоуты разгружаются от дополнительных напря¬
жений. Суммарные изгибающие моменты силового шпангоута мо¬
гут получаться на несколько десятков процентов меньше основных,
подсчитанных без учета деформируемости сечений корпуса.■)
Глава XVIГЕРМЕТИЧЕСКИЕ ОТСЕКИ КОРПУСА
И МЕТОДЫ ИХ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ§ 1. ГЕРМЕТИЧЕСКИЕ КАБИНЫСовременные летательные аппараты совершают полеты на
больших высотах, в весьма разреженных слоях атмосферы.Нормальные условия жизнедеятельности экипажа и пассажи¬
ров при полете на больших высотах достигаются путем создания
герметических кабин, в которых поддерживается необходимое со¬
держание кислорода, повышенное по сравнению с окружающей
атмосферой давление воздуха, а также необходимые температура
и влажность.Надежность работы специального оборудования также зависит
от давления окружающей среды и температуры. С изменением дав¬
ления при значительном понижении или повышении температуры
качество работы оборудования ухудшается. При неблагоприятных
условиях оно может выйти из строя. Вопрос о создании требуе¬
мых условий для работы оборудования решается (как и для эки¬
пажа) путем заключения оборудования в герметические отсеки,
в которых поддерживается необходимое давление и температура.По назначению и характеру нагружения герметические кабины
для экипажа и герметические отсеки для оборудования анало¬
гичны.Типы герметических кабинРазличают два основных типа герметических кабин: вентиля¬
ционные и регенерационные.Кабины вентиляционного типаВ кабинах вентиляционного типа создается непрерывный поток
воздуха. Воздух поступает из атмосферы и компрессором нагне¬
тается в кабину. Количество воздуха, подаваемого в кабину, и не¬
обходимое давление обеспечиваются соответствующими клапана¬
ми. Отработанный воздух стравливается в атмосферу. Для под¬
держания необходимого температурного режима воздух подогре¬
вается или охлаждается в специальных устройствах. Принципи¬
альная схема вентиляционной кабины приведена на фиг. 16. 1.25*387
Одним из основных приборов системы наддува кабины являет¬
ся регулятор давления. Он обычно имеет два клапана: клапан по-
стоянного давления, поддерживающий примерно постоянное дав¬
ление в кабине pKa6 = const до некоторой высоты, и клапан постоян¬
ного избыточного давления Ap=const, которое поддерживается
в кабине при дальнейшем увеличении высоты полета. Регулятор
давления обеспечивает заданную программу изменения давления
в кабине. Типичная зависимость давления в кабине от высоты по-Фиг. 16. 1. Принципиальная схема герметической кабины венти¬
ляционного типа.1—кран ручной подачи, 2—коллектор, 3— регулятор давления.казана на фиг. 16.2. До высот 2000—3000 м в кабине сохраняется
давление окружающей среды. Достигнутое при этом абсолютное
давление в кабине примерно поддерживается до некоторой высоты,
начиная с которой сохраняется постоянное избыточное давление.
Благодаря этому условия в кабине по давлению и составу воздуха
соответствуют меньшей высоте, чем высота полета аппарата. При
законе изменения давления в кабине (см. фиг. 16.2), для высоты
полета равной, например, 14 000 м, условия в кабине соответствуют
высоте 5000 м. «Высота» в кабине зависит от величины избыточ¬
ного давления А р. Чем больше А р, тем «высота» в кабине при
прочих равных условиях получается меньше. Обычно Ар = 0,4—
0,6 кг/см2. Для аппаратов с большой дальностью полета и высот¬
ностью Ар выбирают по верхнему значению. Большие значения Ар
приводят к утяжелению конструкции кабины и всего аппарата.На случай выхода из строя регулятора давления в кабине
предусматривается предохранительный клапан, отрегулированный
на максимальное избыточное давление Артах, несколько превы¬
шающее А р.При быстрой потере высоты аппаратом для выравнивания дав¬
ления в кабине с атмосферным служит клапан обратного перепада.
Если клапан при этом не успевает пропускать воздух в кабину388
или он неисправен, давление в кабине может оказаться меньше
атмосферного. Это приводит к нагружению кабины внешним избы¬
точным давлением.При полетах аппарата в верхних слоях атмосферы (на высотах
больше 20 км) применение вентиляционных кабин становитсяр мм рт. ст.г 800\ 	700600500200100\А— <\s„в| „ Высота " 6 кабине Нкм\\\4рГч1\>\1ЧN:а■)ч/—V/О10 12 и Н КМФиг. 16. 2. Типичная зависимость давления в кабине от вы¬
соты полета.практически невозможным из-за необходимости затрачивать боль¬
шую мощность на наддув кабины. Тем более неприменимы такие
кабины при полете (вне атмосферы. В этих условиях находят при¬
менение кабины регенерационного типа.Кабины регенерационного типаКабина регенерационного типа с атмосферой не сообщается.
Питание кабины осуществляется от воздушных и кислородных бал¬
лонов. Очистка воздуха от продуктов дыхания происходит в спе¬
циальной регенеративной установке.К числу недостатков таких кабин следует отнести: сравнитель¬
но большой вес (из-за необходимости иметь на борту сосуды с кис¬
лородом, регенеративную установку и пр.)’ повышенную опасность
в пожарном отношении и зависимость продолжительности полета
от запаса кислорода на борту аппарата.Необходимый температурный режим в кабинах поддерживает¬
ся благодаря их теплоизоляции и установкам специальной обогре¬
вательной и охладительной аппаратуры.389
Конструкции герметических кабинГерметические кабины выполняются в виде отдельного агрега¬
та, закрепленного в корпусе, или в виде герметизированного отсека
корпуса. Наибольшее распространение получили кабины послед¬
него типа, обеспечивающие экономию веса и объемов корпуса. Ка¬
бина в этом случае нагружается избыточным давлением и, кроме
того, как часть общей силовой схемы корпуса.Фиг. 16.3. Форма герметической кабины самолета-истребителя.Лучшей формой отсека при его нагружении избыточным дав¬
лением является сфера или круговая цилиндрическая оболочка со
сферическими днищами. Оболочка кабины при этих условиях ра¬
ботает на растяжение. Однако по условиям объемной и конструк¬
тивной компоновки корпуса от этих наивыгоднейших форм часто
приходится отступать. Внешние формы выполненных герметиче¬
ских кабин имеют часто сложные обводы (фиг. 16.3). В этом слу¬
чае стенки кабины подвергаются изгибу. Поэтому их подкрепляют
балочками и арками. Подкрепление обшивки герметических кабин
может быть необходимым и с точки зрения нагружения этих отсе¬
ков, как части силовой схемы корпуса. Стремятся, чтобы элемен¬
тов, поддерживающих обшивку, было возможно меньше. Сокра¬
щение элементов жесткости приводит к необходимости увеличи¬
вать толщину обшивки и, следовательно, к некоторому утяжеле¬
нию конструкции. Но вместе с тем, уменьшается трудоемкость ра¬
бот и увеличивается надежность конструкции.390
Основные трудности создания кабины состоят в обеспечении ее
герметичности и теплоизоляции. Эти трудности обусловливаются
требованием высокой надежности конструкции. Для аппаратов,
летающих на больших высотах, резкое падение давления в кабине
при нарушении ее герметичности может привести к тяжелым фи¬
зиологическим последствиям для экипажа.Герметизации подлежат заклепочные швы, всевозможные вы¬
воды из-кабин, люки, фонарь и пр. Герметизация заклепочных
швов осуществляется посредством постановки специальных термо¬
стойких уплотняющих материалов в местах соединения листов
обшивки между собой и обшивки с элементами каркаса. При со-Б-БЯ'ПРезиновая камера 	Фиг. 16.4. Уплотнение откидной части фонаря и задел¬
ка стекол в каркасе.единении отдельных элементов применяются многорядные закле¬
почные швы с небольшим шагом заклепок. Имеется тенденция
перехода к сварным швам, обеспечивающим надежную гермети¬
зацию.Для перекрытия и уплотнения щелей между откидной частью
фонаря и крышками, а также окантовками люков обычно исполь¬
зуются резиновые камеры (фиг. 16.4), в которые при герметизации
кабин подается давление.Фонарь представляет собой металлический каркас, в котором
заделано стекло. Обычно стекло закрепляется в каркасе нежестко.
Это делается для того, чтобы в стекле не возникали напряжения
при деформации каркаса и при нагреве. Для уплотнения крепле¬
ния стекла применяют резиновые прокладки и специальные термо¬
стойкие герметики (см. фиг. 16.4).Для уплотнения выводов тяг и тросов с поступательным дви¬
жением используют гофрированные шланги (фиг. 16.5). Один
конец шланга соединяют со стенкой кабины, а другой — с тягой
(тросом). Изнутри шланг распирается кольцами, препятствующи¬
ми сдавливанию и заеданию проводки управления. Такой вывод391
хорошо обеспечивает герметичность, но создает дополнительное
осевое усилие на тягу, что нежелательно. Герметизация вывода
тросовой проводки может быть также осуществлена посредствомзатянутой резиновой пробки (фиг. 16.6). Такой вывод дает замет¬
ную утечку воздуха из кабины и создает дополнительное, трение
в системе управления.Герметизация вращающихся валиков производится с помощью
резиновых уплотнительных манжет, устанавливаемых со стороныобласти повышенного давления. Этот
принцип использован в коробке приво¬
дов (фиг. 16.7).Кабина современного летательного
аппарата обязательно теплоизоли¬
руется. Температура в кабине сильно
зависит от температуры обшивки. Чем
выше температура обшивки, тем боль-
ше температура в кабине и, следова¬
тельно, циркулирующий в кабине воз¬
дух должен отбирать большее коли¬
чество тепла. При температуре внут¬
ренних стенок кабины больше допу¬
стимой ( + 30° С) потребный расход
воздуха растет столь сильно, что прак¬
тически такую подачу осуществить
не удается из-за больших затрат
в мощности на компрессор. Листы
теплоизоляции выполняют обычно из
специальных пенопластов, а также из стекловолокна и стекло¬
ткани. Потребная толщина листов зависит от нагрева наружной
обшивки и может достигать нескольких десятков миллиметровФиг. 16.6. Герметизация вы¬
вода тросовой проводки
управления.392
Толстая теплоизоляция нежелательна как по соображениям аэро¬
динамики, так и веса. Поэтому применяют комбинацию теплоизо¬
ляции с холодильной установкой.УплотнительныеФиг. 16. 7. Герметизация выводов вращающихся валиков.Расчет на прочность герметических отсековРассмотрим в качестве примера расчет элементов кабины, пред¬
ставляющей герметизированный отсек корпуса (фиг. 16.8, в). Ка¬
бина состоит из боковых криволинейных панелей, форма кото¬
рых определилась компоновкой воздушных каналов двигателей,
плоских торцовых шпангоутов, пола и фонаря. Пол и боковины
кабины подкреплены продольными и поперечными элементами.Такой отсек работает, как часть силовой схемы корпуса на
изгиб, кручение и осевые силы, а также от действия избыточного
давления. Работа отсека, как части корпуса, была рассмотрена
выше. Здесь рассмотрим местную прочность элементов кабины от
действия внутреннего (внешнего) избыточного давления. Пере¬
пад давления на различных стенках отсека может быть неодинако¬
вым. Объясняется это различными условиями по давлению на
внешних стенках кабины. Например, в воздушных каналах двига¬
теля, примыкающих в кабине, может быть повышенное давление,
на фонаре — разрежение и так далее.393
Избыточное давление непосредственно воздействует на стенки
кабины, вызывая в них растягивающие или сжимающие напряже¬
ния. Со стенок нагрузка передается на элементы каркаса, которыеФиг. 16.8. Конструктивные элементы герметической кабины,
а—конструктивные элементы в сечении, б—боковая панель, в—силовая схема.своим изгибом передают ее на силовую схему корпуса. Рассмотрим
последовательно нагружение отдельных элементов герметической
кабины.Боковая панельБоковая панель представляет собой часть цилиндрической обо¬
лочки, нагруженной разностью давлений в кабине и в воздушном
канале двигателя. Избыточное давление может быть направлено
как внутрь, так и наружу отсека. Работа панели зависит от на¬
правления действующей нагрузки.Если давление Ар направлено внутрь кабины (фиг. 16.9), то
панель своим растяжением передает нагрузку на лонжероны.394
Расчетные растягивающие напряжения в обшивке определяются
из равновесия элемента круговой оболочки_ДpR' *об *(16.1)где R, 80б— радиус кривизны панели и толщина обшивки;Д/?=(Д/?шах ~t~Ркан) f—расчетное значение избыточного давления,
действующее на боковую панель;Асан — давление в канале;Дршах — максимальное избыточное давление в кабине;
/—коэффициент безопасности."ЪФиг. 16.9. Схема нагружения боковых панелей герметиче¬
ской кабины.а—при давлении, направленном внутрь кабины, б—при давлении,
направленном изнутри кабины.Если давление Ар направлено изнутри кабины, то обшивка на¬
гружается сжимающими усилиями. Во избежание потери устойчи¬
вости обшивки ее подкрепляют арками, связанными с лонжерона¬
ми. Нагрузка с обшивки передается на арки, загружая их погон¬
ной нагрузкойдв = Ьра,	(16.2)где а — расстояние между арками.В поперечном сечении круговой арки радиуса R возникают сжи¬
мающие усилияN=qBR=LpaR.	(16.3)Усилие N должно быть меньше критического, т. е.:ЛГ<*2 _ а2 EJарка2R2(16.4)где /арк — момент инерции сечения арки с учетом прилегающей
к ней обшивки.395
При малых значениях а, когда а2<^л2, последнее соотношение
можно упростить:4712£УаокJV<—-5-^,	(16.5)аркгде 1ЛШ=2a.fi — длина дуги арки.NПогонные растягивающие а60б = Лр/? и сжимающие — =ДpRасилы в первом и во втором случае рассматриваемого нагружения
панели являются для лонжеронор поперечными силами. От этих
сил лонжероны работают на изгиб, как балки, защемленные в
плоскости торцовых шпангоутов отсека. При этом изгибающий мо¬
мент на опоре^0.1 = ^-. (16.6)в середине пролета12(16-7)где / — длина отсека.Напряжения в лонжеронеМ_Wгде М — значение момента в пролете или на опоре;W — момент сопротивления изгибу сечения лонжерона.Силовой пол и торцовые шпангоутыСиловой пол и торцовые шпангоуты отсека нагружаются избы¬
точным давлением аналогично боковинам. Нагрузки с обшивки
пола (стенок шпангоутов) передаются на подкрепляющие его эле¬
менты, которые в свою очередь передают эти нагрузки на силовые
элементы корпуса. Пол, помимо нагрузок от избыточного давле¬
ния, нагружается значительными сосредоточенными силами: от
сиденья пилота, колонки управления и пр. Для восприятия этих
усилий пол подкрепляется мощными продольными и поперечными
силовыми элементами.Примечание. Приведенный выше метод расчета боковин отсека
является приближенным. Более строгие зависимости для определения напря¬
жений в элементах боковин можно получить, рассматривая боковую панель
вместе с подкрепляющими ее элементами, как балку криволинейного сечения,
опертую на торцовые шпангоуты отсека. Метод расчета при этом аналоги¬
чен методу расчета фонаря, который дается ниже.ФонарьФонарь герметической кабины состоит из неподвижного козырь¬
ка, закрепленного на корпусе, и подвижной части, обеспечивающей
доступ в кабину. По конструкции козырек и подвижная часть фо¬
наря подобны и состоят из металлического каркаса и остекления.396
Обычно подвижная часть фонаря крепится к корпусу в четырех
точках. Нагружается фонарь разностью сил давления в кабине и
разрежения над фонарем.Фонарь можно рассматривать, как двухопорную составную
(каркас и остекление) тонкостенную балку открытого сечения
(фиг. 16. 10), работающую на изгиб под действием погонной на¬
грузкиqB = bpB,	(16.8)где Л/? —расчетное значение избыточного давления на поверхности
фонаря;В — ширина фонаря.Металлическим
каркасСтеклогШ,11..Г ГГ♦*i*И,kж5)Фиг. 16. 10. Конструктивная (а) и расчетная (б) схемы фонаря кабины.Максимальный изгибающий момент фонаря получается посере¬
дине пролетам„_ /2
Я в*ф(16.9)где /ф—длина фонаря.Нормальные напряжения в поперечном сечении фонаряm ах(16.10)где У = dF — момент инерции редуцированного сечения фонаря;
ср — редукционный коэффициент.397
Для элементов металлического каркаса можно принятьТкарк 1»а для стекла¥ст = --'каркгде £ст и £Карк — модуль нормальной упругости остекления и ма¬
териала каркаса.Нормальные напряжения в стекле возникают также и в про¬
дольных сечениях фонаря. Эти напряжения больше напряжений,возникающих в поперечных сечениях фонаря. Поэтому они в основ¬
ном и определяют прочность остекления. Для определения кольце¬
вых напряжений рассмотрим равновесие элемента фонаря длиной,
равной, единице (см. фиг. 16.10,6). Этот элемент нагружается
распределенной по периметру нагрузкой Др* 1, которая приводит¬
ся к силе AQ=Ap-\B = qB. Уравновешивается эта нагрузка
(фиг. 16.11) приращением погонных касательных сил стекла—(16.11)где <72 и <7i — погонные касательные силы в сечениях выделенного
элемента фонаря;S — статический момент редуцированной площади отсе¬
ченной части сечения, отсчитываемый от точки О.398
От нагрузки Ар, погонных касательных сил Дq и реакций Т рас¬
сматриваемый элемент фонаря работает на изгиб и на растяже¬
ние. Для фонаря кругового поперечного сечения (B=2Rф), при¬
нимая приближенно Aq=Ap, найдем в любом сечении элемента
изгибающий моментm=ApR%(l — a — cosa-f-sina)—TT^sina	(16.12)и растягивающую силуя=Др#ф(1—cosa+sina)—Г sin a. ' (16.13)Здесь 7’= 0,364Д/?/?ф — горизонтальная реакция продольной балкикаркаса при допустимом предположении,
что она абсолютно жесткая;/?ф — радиус кругового сечения фонаря.На фиг. 16. 11 показаны эпюры тип для фонаря кругового сече¬
ния. От действия тип нормальные напряжения в продольных се¬
чениях стеклава=§*-+»	(16.14)СТ бстТорцовые опорные арки фонаря (фиг. 16. 12) нагружаются си¬
лами реакции Р= — 1£В и Г=0,364Р. Силы Т взаимно уравно¬
вешиваются. Силы Р уравновешиваются погонными касательными
силами стеклао6-15)где S и J имеют те же значения, что и раньше.399
От погонных касательных сил q и реакций Р и Т арка работает
на изгиб и растяжение. Для круговой арки, принимая приближен¬
но q=—, получим в любом сечении арки изгибающий момент/?ФУИ = /?фЯ(1 — a—-cosa + sina)— 77?ф8та (16. 16)
и растягивающую силуN—Р (cos a — sin a) -|- 7*sin a.	(16. 17)По M и N найдем нормальные напряжения в сечении аркивНг+Т-	(16Л8)Здесь F и W — площадь и момент сопротивления изгибу сечения
арки.Прочность фонаря обычно лимитируется остеклением. Наиболь¬
шие нормальные напряжения получаются в продольных сечениях
фонаря. При расчете следует учитывать не только изменение фи¬
зико-механических характеристик материалов от повышения тем¬
пературы, но и сами температурные напряжения.§ 2. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ТОПЛИВНЫХ ОТСЕКОВ КОРПУСАРассматриваются топливные баки, представляющие собой
часть отсека корпуса (фиг. 16. 13)*. Форма боковых поверхностей
таких баков определяется формой внешних обводов корпуса. Дни¬
ща баков обычно выполняются в виде элементов сферических
поверхностей. Такая форма днища позволяет рационально исполь¬
зовать объемы корпуса и выгодна в весовом отношении (при пра¬
вильном выбфре геометрических размеров).С целью упрощения технологии изготовления, увеличения
емкости баков и уменьшения веса их делают часто без продольно¬
го набора с редким подкреплением шпангоутами. Для предотвра¬
щения кавитации потока топлива перед насосом в баках создается
избыточное давление. Наддув баков вместе с тем сказывается на
прочности конструкции самих баков. Поэтому при выборе избы¬
точного давления это соображение также учитывается. За счет
наддува в стенках отсека создаются растягивающие усилия, кото¬
рые частично или полностью уравновешивают сжимающие усилия
от внешней нагрузки. Кроме того, наддув повышает критические
напряжения сжатия обшивки. При некотором значении избыточ¬
ного давления необходимость в шпангоутах для подкрепления
обшивки отпадает. Такие отсеки могут выполняться в виде непод-
крепленной тонкостенной цилиндрической оболочки.Топливные отсеки часто выполняются сварной конструкции.
Конструкционные материалы для топливных отсеков выбираются
с учетом их стойкости по отношению к химическому воздействию*	Схема произвольная (импровизация автора).400
топлива и окислителя и способности
сохранять высокие механические свой¬
ства в широком диапазоне температур.Топливные отсеки нагружаются,
как часть силовой схемы корпуса: сжа¬
тием, поперечными силами, изгибаю¬
щим и крутящим моментами. Кроме
того, они нагружаются внутренним
избыточным давлением за счет над¬
дува и гидростатического давления
столба жидкости. Основными нагруз¬
ками топливного отсека являются осе¬
вое сжатие, изгиб и избыточное давле¬
ние. Рассмотрим расчет топливного
отсека корпуса ракеты от этих нагру¬
зок. На фиг. 16. 14 приведены пример¬
ные эпюры нагрузок топливного от¬
сека корпуса ракеты.Напряжения о\ в точках А и В по¬
перечного сечения цилиндрической
круговой оболочки (фиг. 16. 15) отсека
радиуса RЗдесь N и М — осевая сила и изги-гдеВ продольном сечении02=/ (А/> + />гид)/? . (16.20)
8оббающий момент, дей¬
ствующие в сечении
топливного отсека
корпуса;/стр8,=80б -)- —	приведенная толщи¬на обшивки в попе¬
речном сечении от¬
сека (/стр — площадь
стрингера, Ъ — рас¬стояние между
стрингерами);
Др=рвя — ртр — избыточное давление газа в отсеке, определяемое
как разность внутреннего и наружного давлений;
Ам=- гидростатическое давление столба жидкости в
сечении S (см. фиг. 16.14);
пх—коэффициент перегрузки;? — удельный вес жидкости;/—коэффициент безопасности.Фиг. 16.14. Эпюры нагрузок топливного отсека корпуса ракеты.а—эпюра гидростатического давления Ргид; б—эпюра избыточного давления Ар;
в—эпюры осевых сил N в начале и в конце активного участка траектории, г—возмож¬
ный вид эпюры изгибающих моментов М корпуса.Условие прочности обшивки, испытывающей напряжения раз¬
ных знаков в двух направлениях, согласно теории наибольших
касательных напряжений будет°1+°2<ав-(16.20, а)От осевых сил оболочка топливного отсека может потерять
устойчивость. Условие устойчивости имеет вид(16,20,5)где окр = k -—8 — критическое напряжение оболочки;k — коэффициент, принимаемый по фиг. 8. 26 в зависи¬
мости от параметра q.Для гладкой оболочки 6i=606. При этом, используя условия
(16.20, а), (16. 20, в), a также (16.19) и (16.20), нетрудно с уче-402
том значения сгКр получить выражения для определения толщины
обшивки по условию прочности и устойчивости:'V,=/^(P+iP + 2/>,„).	(16.21)<16'22>Потребные величины бщюч и буст получаются при различныхS)Фиг. 16. 15. Схемы уравновешивания внешних нагру¬
зок в элементах топливных баков.а—равновесие отсеченной части топливного отсека, б—равновесие
элемента оболочки корпуса.случаях нагружения аппарата. Очевидно, что для получения кон¬
струкции минимального веса необходимо, чтобы* 	*проч уст*Из (16.22) можно также определить потребную величину над¬
дува Ар для обеспечения устойчивости отсека корпуса:. - 2kE / > \2При этом надо иметь, в виду, что коэффициент k зависит также
от избыточного давления Ар.Последнее выражение дает возможность определить потребное
значение Ар при различных положениях аппарата: полет, транс¬
портировка, установка на стартовый стол и пр.Нижнее днище бакаНижнее днище бака нагружается избыточным давлением, рав¬
ным сумме гидростатического давления столба жидкости и избы¬
точного давления газа. От этой нагрузки в днище возникают26*403
ADUiiiiMlMiiliiii]шшУ;a)6)Фиг. 16. 16. Схема нагружения днища топливного бака (а)
и эпюры продольных 0\ и кольцевых <т2 напряжений, воз¬
никающих в днище бака (б),Фиг. 16. 17. Схема, иллюстрирующая равновесие сил,
действующих на элемент днища бака.404
продольные G\ и кольцевые в2 растягивающие напряжения. Напря¬
жения (Ti в сечении п—п днища определяются из условия равно¬
весия отсеченной части днища (фиг. 16. 16, а):тсг2 (А/? + рги д) + nx-\v(16.23)2пгЪт sin <рЗдесь г—радиус оболочки в сечении п—п\v — объем части отсека ниже сечения п—п\
бдн — толщина днища бака.Напряжения а2 определяются из рассмотрения равновесия эле¬
мента отсека фиг. 16. 17, выделенного из оболочки двумя меридио¬
нальными плоскостями и двумя плоскостями, нормальными к на¬
чальному меридиану (уравнение Лапласа)где R1 и /?2 — радиусы кривизны оболочки соответственно в ме¬
ридиональном и поперечном сечениях.В верхнем днище бака напряжения определяются так же, как
и в нижнем, но нагружается днище только давлением Др. В этом
случае формулы (16.23) и (16.24) упрощаются:Наиболее нагруженными сечениями топливного отсека являют¬
ся участки сопряжения днища бака с цилиндрической частью.
Здесь благодаря сопряжению обечайки с днищем возникают
радиальные усилия qm, стрёмящиеся деформировать бак. Шпан¬
гоуты при этом нагружаются равномерно распределенной погон¬
ной нагрузкой, которую можно определить по формулеql I °2 /*гид 4- АрR1 R2	йдн(16.24)fВеличина R\ снимается с чертежа, a Rz=	. Эпюры напря-sin сржений о 1 и (J2 в днище бака показаны на фиг. 16.16, б.Верхнее днище бака(16.25)ql I 	^Р_?ш=0,39Д/>/£8(16.26)где 8 —толщина стенки бака;Fm — площадь сечения шпангоута;
Ь — (см. фиг. 16.16,6).405
Эта нагрузка для шпангоута может быть сжимающей (приf Р \ 2f— 1 >3,4) или растягивающей. В случае сжатия шпангоута
(фиг. 16.18) его необходимо проверить на местную и общую устой-Фиг. 16. 18. Схема нагружения
силового шпангоута топливного
отсека.чивость. Критическая нагрузка потери общей устойчивости шпан-»
гоутаа 	з*Лпр~ £з *где /ш — момент инерции сечения шпангоута с учетом прилегаю¬
щей обшивки.
Глава XVIIРАБОТА КОНСТРУКЦИИ
В УСЛОВИЯХ ВЫСОКИХ ТЕМПЕРАТУРПолет современных скоростных аппаратов может сопровож¬
даться значительным нагревом их конструкции. В результате воз¬
никает ряд новых вопросов, от успешного решения которых во
многом зависит совершенство летательного аппарата. К числу та¬
ких вопросов относятся:—■ ухудшение при нагреве характеристик прочности и жестко¬
сти материалов и конструкции в целом;—	возникновение (чаще всего при резком изменении режи¬
мов полета) дополнительных, так называемых температурных на¬
пряжений. Эти напряжения, суммируясь с напряжениями от
внешней нагрузки, могут стать причиной преждевременного раз¬
рушения конструкции или потери устойчивости и искажения фор¬
мы ее отдельных элементов;—	необходимость учета ползучести материала — фактора, ко¬
торый может быть причиной либо разрушения конструкции либо
возникновения недопустимых деформаций, приводящих к наруше¬
нию нормальной эксплуатации аппарата;—	возникновение в некоторых случаях таких опасных в экс¬
плуатации явлений аэроупругости *, как реверс органов управле¬
ния, дивергенция, флаттер и др. из-за изменения при нагреве
упругих сил вследствие ухудшения механических характеристик
конструкционных материалов и наличия температурных напря¬
жений;—	трудности обеспечения нормальных условий для работы эки¬
пажа, а также топливной системы, электро- и радиоприборов и дру¬
гого оборудования.Решение этих проблем в общем случае связано со значитель¬
ным усложнением и утяжелением конструкции.В настоящей главе будут рассмотрены лишь отдельные вопро¬
сы из перечисленных проблем, а именно: определение температур¬
ных напряжений, влияние ползучести на работу конструкции,
мероприятия по борьбе с вредными последствиями аэродинамиче¬
ского нагрева.*	См. главу XXVI.407
§ 1. ИСТОЧНИКИ НАГРЕВА КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТАИсточниками нагрева летательного аппарата являются:—	двигательные установки;—	атмосферная и солнечная радиация;—	аэродинамический нагрев и др.Роль каждого из указанных факторов зависит от типа аппара¬
та и его режима полета (высоты, чисел М).Двигательные установки,
как источники тепловых потоковДвигательные установки при расположении их внутри конст¬
рукции благодаря высоким температурам в камерах сгорания
могут являться источниками тепловых потоков с интенсивностьюФиг. 17. 1. Распределение температур в хво¬
стовой части корпуса вблизи форсажной ка¬
меры двигателя.100 000 ккал/м2 час и выше. Непосредственно вблизи форсажных
камер температура конструкции в отдельных случаях достигает
700° С. На фиг. 17.1* показано распределение температур в хво¬
стовой части корпуса самолета после включения на 4 мин. фор¬
сажной камеры. Из этого примера видно, что максимальная тем¬
пература составляет 650°.* График заимствован из Aeronautical Engineering Review, IX, 1957.408
Атмосферная и солнечная радиацияАтмосферная и солнечная радиация зависят от высоты полета,
географической широты, времени года, суток и др. Тепло, полу¬
чаемое конструкцией от тепловых лучей солнца, в основном опре¬
деляется окраской и состоянием поверхности аппарата, материа¬
лом его обшивки, углом между внешней нормалью к поверхности
и тепловыми лучами.При полете с числами 3 на высотах, меньших 60 км, тепло¬
вой поток от солнца несущественен и вполне допустимо в расчетах
пренебрегать им.Аэродинамический нагревАэродинамический нагрев конструкции является следствием
торможения потока большой скорости у обшивки аппарата. В ре¬
зультате такого торможения происходит рост температуры в по¬
граничном слое, величина которого зависит от режима полета и
теплообмена с окружающей средой.Процесс теплообмена между обшивкой и пограничным ёлоем
сложный. Он определяется совместным действием конвекции, теп¬
лопроводности и лучеиспускания.Поверхность летательного аппарата, получая определенное ко¬
личество тепла от пограничного слоя, нагревается. Нагретая по¬
верхность в свою очередь излучает тепловой поток в окружающую
среду и воспринимает излучение от этой среды. При полете даже
с весьма большими скоростями тепловым излучением атмосферно¬
го воздуха ввиду его малости можно пренебрегать.Тепло во внутренние полости летательного аппарата передает¬
ся через обшивку и другие элементы конструкции, главным обра¬
зом, путем теплопроводности. Количество тепла, передаваемое из
пограничного слоя через обшивку толщиной 6 внутрь аппарата,,
может быть подсчитано по известной формуле:Q = k№F>где k=				общий коэффициент теплопередачи;15 1
+ *— -f
ан * авX — коэффициент теплопроводности материала об¬
шивки;ан — коэфф ициент теплоотдачи от пограничного
слоя к обшивке;ав — коэффициент теплоотдачи от внутренней по¬
верхности обшивки к воздуху (или другой
среде);F — площадь поверхности обшивки;ДГ— разность между температурой пограничного
слоя вблизи наружной поверхности обшив¬
ки и температурой среды, омывающей об¬
шивку с внутренней стороны.409
Вопрос о температуре воздуха во внутренних отсеках летатель¬
ного аппарата важен с точки зрения обеспечения нормальной ра¬
боты топливной системы, приборов, возможности нахождения эки¬
пажа и др.Определение температуры нагрева обшивкиТемпература обшивки обтекаемого тела Т0$ может быть опре¬
делена из уравнения баланса тепла:?п.с + ?с.р+ ?обор — Ятл = ^J f	(11)где qnc — количество тепла, поступающего из пограничного слоя(ккал \—*);л/2сек/qcp — количество тепла, поступающего на единицу площади в/ ккал \единицу времени за счет солнечной радиации f	 ;\л/2 сек f4обоР-тепловой поток, поступающий за счет работы обору дова-(ккал \	);л/2 сек/дизл — количество тепла, излучаемое с единицы площади в еди-(ккал \	);л/2 сек/^	I ккал Uс — удельная теплоемкость материала обшивки 	R\ кГ град Jf — удельный вес материала обшивки (кГ/м3);8—толщина обшивки (м);
t — время (сек.);Тоб — температура внешней поверхности обшивки (°К).И тВ случае установившегося полета —- =0 и уравнение балансаdtтепла упрощается:<7п.с + <7с.р + <7обор *7изл	0^*2)Нагрев поверхности аппарата при большой скорости полета на
малых и средних высотах (#<60 км), как выше было указано,
практически не зависит от солнечной радиации, т. е. вполне допу¬
стимо считать <7с.р=0. Кроме того, полагая также, что <7обор=0,
получим?п.с-?иэл=0.	(17.3)Количество тепла, излучаемое с единицы площади в единицу вре¬
мени, может быть определено по закону Стефана-Больцмана:?иэл=ез71б»	(17.4)где е — коэффициент черноты поверхности;<т= 1,36 • 10~п 		постоянная.м? сек град4410
Количество тепла, поступающего из пограничного слоя на единицу
площади в единицу времени, может быть приближенно найдено
в соответствии с законом Ньютона:Я п.с ®(^из.об TJ,(17.5)где а —местный коэффициент теплоотдачи [	—j .\ м^сек-град )Гиз. об “■ температура теплоизолированной поверхности в °К;Тоб — температура обшивки в рассматриваемой точке в °К.
Тогда уравнение (17.3) будет
иметь вид«(ТИЗ'0б-Тоб)-*оТАоб = 0. (17.3')Здесь мы ограничились рассмот¬
рением тонкой обшивки, для ко¬
торой можно считать, что темпе¬
ратура по ее толщине не меняется
(фиг. 17.2). В случае металли¬
ческих обшивок, обладающих
большой теплопроводностью, это
условие выполняется до толщин
порядка 8-ь 10 мм.Температура теплоизолиро¬
ванной поверхности определяется
по формулез.об — Т0 ^1 -f^гмг).(17.6)ТобФиг. 17.2. Распределение темпера¬
туры по толщине тонкой обшивки.
(В металлической обшивке толщи¬
ной до 10 мм можно принимать
температуру постоянной по всей
толщине).Здесь Т0 и М0 —соответственно температура и число М потока
на внешней границе пограничного слоя;срх=—=1,4 —отношение теплоемкостей воздуха;сVг — коэффициент восстановления температуры, ко¬
торый с достаточной точностью для инженерных
расчетов может быть принят равным 0,87.Местные коэффициенты теплоотдачи могут быть определены по
методу Эккерта*:20,332g? Wpm(17.7)*	Приведенные ниже формулы справедливы для пластин, но могут быть
использованы для оценки температуры обшивки крыльев и цилиндрической
части корпуса.411
—	для ламинарного пограничного слоя;. = 0,0296 Рг*~ ~	(17.8)gf и0Ср ^ P*uqxJ'2—	для турбулентного пограничного слоя,
где g — ускорение силы тяжести {м/сек2);pCngРг=	число Прандтля;X[х —динамический коэффициент вязкости газавоздуха
(кГ сек 1м2);^ — удельная теплоемкость газа (воздуха) при постоянном
давлении (ккал\кГ град)\X — коэффициент теплопроводности газа —воздуха
/ ккал \ %\ мсек град ) ’и0 — скорость на внешней границе пограничного слоя;
jc —координата, отсчитываемая от передней кромки вдоль
поверхности тепла;* — индекс, означающий, что соответствующие параметры
необходимо брать при так называемой определяющей
температуре7’*=7’0+0,5 (Тоб - Т0)+0,22 (Гиз.0б - Т0).В приближенных расчетах формула для температуры 71*, пола¬
гая 7,0б = 7из.об, может быть упрощена:Г* = 7"0 + 0,72 (Ттоб —Т0).Для определения температуры поверхности необходимо знать,
каким будет пограничный слой — ламинарным или турбулентным.
Достоверный ответ на этот вопрос получить очень трудно. Извест¬
но, что сохранению ламинарного режима в пограничном слое спо¬
собствует уменьшение шероховатости поверхности, ее охлаждение,
уменьшение давления вдоль поверхности и др.На высотах порядка 100 км можно пренебрегать теплоотдачей
от пограничного слоя, но зато необходимо учитывать приток тепла,
обусловленный солнечной радиацией,?с.р = ас?с»	О7-9)где <7c=/4cGcsinP;А с коэффициент затенения, зависящий от состояния атмо¬
сферы, облачности и др.;Gc — количество солнечной энергии, падающее в 1 сек. на 1 м2
поверхности, расположенной перпендикулярно лучам
солнца;Р — угол наклона поверхности к солнечным лучам;412
ctc — коэффициент поглощательной способности для солнечных
лучей, зависящий от материала обшивки и обработки ее
поверхности.Продолжительность полета многих аппаратов такова, что тем¬
пература обшивки не успевает достичь стационарного значения.
С ростом высоты полета время, необходимое для достижения
равновесной температуры при прочих равных условиях, увеличи¬
вается, так как интенсивность поступления тепла в конструкцию
пропорциональна плотности воздуха.В случае неустановившегося теплообмена для определения тем¬
пературы обшивки по времени следует пользоваться нелинейным
дифференциальным уравнением (17.1). Для интегрирования этого
уравнения можно применять различные численные методы.Температурные поля, возникающие в конструкции за счет аэро¬
динамического нагрева и других указанных выше факторов, ха-/дТ дТ дТ \растеризуются температурными градиентами	по Раз“личным направлениям. Эти градиенты, а следовательно, и соот-Фиг. 17.3. Распределение темпера-	Фиг. 17.4. Температурные градиен-тур вдоль хорды по нижней и верх-	ты в местах расположения стрин-
ней поверхностям сплошного * сталь- гера.
ного крыла.ветствующие им тепловые потоки, зависят от типа конструкции,
режима полета, наличия охлаждающих сред и др. В реальных
конструкциях в большинстве случаев температурные градиенты
оказываются существенными в одних направлениях и пренебрежи¬
мо малы в других. Благодаря этому появляется возможность
упрощать задачу и вместо трехмерного теплового потока рассмат¬
ривать двухмерный или одномерный. Поясним сказанное на не¬
скольких примерах.413
В случае быстрого разгона аппарата до больших чисел М мо¬
гут иметь место значительные температурные градиенты:Д t*Ct сенФиг. 17.5. Изменение перепада температур
по времени для стрингера и лонжерона.а)	в крыльях сплошного сечения в направлении хорды. На
фиг. 17.3 показано распределение температур вдоль хорды крыла
по его нижней и верхней поверхности, а также по средней линииФиг. 17.6. Распределение температуры по дли¬
не корпуса снаряда.профиля при достижении аппаратом числа М=6. Кривые показы¬
вают, что температурные градиенты по толщине профиля сравни¬
тельно малы;414
б)	в крыльях, которые состоят из тонкой металлической обшив¬
ки и каркаса (стрингеров, лонжеронов, нервюр). Здесь из-за нали¬
чия теплоотвода в подкрепляю¬
щие элементы могут возникать
большие температурные гра¬
диенты по высоте лонжеронов
и стрингеров (фиг. 17.4), в то
время как температурные гра¬
диенты по толщине элементов,
из которых они образованы,
несущественны. О последнем
свидетельствуют многочислен¬
ные расчеты и эксперименты.Характер изменения перепада
температур по времени для
лонжерона (между точками1	и 2) и стрингера (между точ¬
ками 3 и 4) показан на
фиг. 17. 5;в)	в корпусах вдоль их го¬
ловной части. На фиг. 17.6
в качестве примера * представ¬
лено распределение температур
по корпусу аппарата, обшивка
которого выполнена из стали,
толщиной 0,5 мм при достиже¬
нии им высоты 37 км со ско¬
ростью 3000 м/сек. Здесь вид¬
но, что наибольший перепад
температуры будет в головной
части.Значительные температур¬
ные градиенты могут иметь место также в области раздела двух
сред, например по периметру корпуса аппарата, частично запол¬
ненного жидкостью (фиг. 17.7).§ 2. ТЕМПЕРАТУРНЫЕ НАПРЯЖЕНИЯТемпературные напряжения могут возникнуть вследствие не¬
однородности материалов и наличия температурных градиентов.
Как в первом, так и во втором случае имеют место различные отно¬
сительные деформации элементов конструкции. В пределах пропор¬
циональности температурные напряжения могут быть значитель¬
ными. При действии же разрушающих внешних нагрузок
температурные напряжения резко падают из-за наличия пластиче¬
ских деформаций — значительного падения модуля упругости
материала. В отдельных случаях их можно даже вообще не учиты¬
вать, принимая во внимание лишь изменения физико-механических* IAS, 20, IX, 1953.Фиг. 17.7. Распределение темпера¬
тур по периметру сечения корпуса
летательного аппарата, частично за¬
полненного жидкостью.415
свойств материала. Вместе с тем при действии эксплуатационных
нагрузок необходимо проверять величину суммарного напряжения
от воздействия внешних сил и температуры; она не должна пре¬
восходить предела пропорциональности.В общем случае корпус (фиг. 17.8) или несущая поверхность
могут быть подвержены воздействию трехмерного температурного
поля, обладающего как осевыми градиентами температур (dt/dx),
так и градиентами в поперечных сечениях (кольцевыми dt/ds и ра¬
диальными dt/d р)Предполагая, что конструкция работает в пределах упругости,
можно вести расчет температурных напряжений независимо от
расчета конструкции на внешние нагрузки. Суммарные напряжения
получаются наложением температурных напряжений на напряже¬
ния от внешних нагрузок *.Основой для вывода расчетных формул на первом этапе прини¬
мается гипотеза плоских сечений, согласно которой поперечные сече¬
ния силовой схемы остаются плоскими и после температурного
воздействия. Следовательно, относительные деформации элементов
подчиняются закону плоскости. Полные деформации элементов
конструкции получаются как за счет температурного расширения
материала гf =at (х, s, р), так и за счет упругих деформаций еа,
вызванных температурными напряжениями а0 (х, 5, р):где а — коэффициент линейного расширения материала;
t(x, 5, р) —функция, описывающая распределение температур по длине
и поперечным сечениям конструкции.*	При работе конструкции с учетом внешних нагрузок за пределом пропор¬
циональности изложенный ниже порядок определения температурных напряже¬
ний остается в силе. Только здесь в расчете необходимо учитывать истинное зна¬
чение уменьшенного модуля упругости материала за пределом упругости.Расчетные зависимостиФиг. 17.8. Расчетная схема корпуса.г = е" + а t (л:, S, р),(17.10416
С другой стороны, согласно гипотезе плоских сеченийг=е0 + Ду + Я2,	(17.11)где величины ео, А и В подлежат определению. Приравнивая друг
другу правые части выражений (17.10) и (17.11), получим:*° = *o + Ay-\-Bz— at(x, s,p).Пользуясь законом Гука, найдем нормальные температурные
напряжения в произвольном элементе конструкции:а0 (х, S, р, t) = Et [е0 -f Ay + Bz — at (x, S, p)],(17.12)где Et — модуль упругости материала элемента с учетом нагрева.Так как температурные напряжения являются самоуравнове-
шенными, то для любого поперечного сечения<j)°o(*.s.P. f)dF=0,
^o0(jc, s, р, t)ydF=0,
^o0(jc, s, p, t)zdF= 0,(17.13)где d/7—площадь сечения элемента (для корпуса dF=bds>8 — приведенная толщина обшивки, a ds — элемент дуги).
Из выражений (17.13) определяются постоянные:A =v(j) *r\Eat (х, 5, р)dF<j> V*-** ^X' fidFB-->"4E<izt (x, s, p)dF
]Уп(17.14)где Qri=(^yiEdF —редуцированная площадь поперечного сечения
конструкции;=	и Jy^ = (j) r\Ez2 dF — редуцированные моменты инер¬ции сечения соответственно относительно осей
Z и у;г\Е = —^	редукционный коэффициент элемента с учетомпрвлияния температуры;Et —модуль упругости материала, к которому при-'
водится все сечение.27598417
Практически, как правило, представляется возможность пред-
ставить закон изменения температуры в виде произведения двух
функций:где o)(s, р) — функция, определяющая закон изменения температуры
по сечению конструкции;Ф(лс) — функция, определяющая закон изменения температуры
по длине конструкции;Т0 — температура в точке, соответствующая началу отсчета.В таком случае напряжения (17.12) можно представить в сле¬
дующем виде:—■ напряжения, развиваемые в силовых элементах конструкции бе$
учета влияния изменения температуры вдоль оси системы.По формуле (17.17) определяются на первом этапе температур¬
ные напряжения в элементах конструкции без учета изменения
температуры по длине системы, на базе гипотезы плоских сечений.В частном случае изменения температуры в сечениях конструк¬
ции по плоскостному закону при f^const, (т]е=1) согласно
(17. 17) температурные напряжения отсутствуют.Рассмотрим в качестве примера случай неравномерного нагрева корпуса,,
внутренняя полость которого частично заполнена топливом (фиг. 17.9). Как
показывают экспериментальные данные, в этом случае практически отсутствуют
температурные градиенты по толщине стенки б и большие градиенты темпера¬
туры получаются вдоль периметра сечения в месте раздела сред (воздух —
топливо). Эго объясняется тем, что благодаря хорошему теплоотводу в топливо*
обшивка корпуса на участке C'DC имеет температуру, почти равную темпера¬
туре топлива; участок же обшивки В'АВ быстро прогревается и его темпера¬
тура близка к температуре торможения пограничного слоя. Для инженерных
расчетов можно считать дугу В—С равной нулю, т. е. полагать, что темпера¬
тура изменяется скачком.Величина напряжений (To(s, t) может быть определена по формуле (17. 17),
которая упростится вследствие симметрии системы относительно вертикальной
плоскости; пропадет третий член квадратных скобок. При этом, считая Т0 рав¬
ной величине скачка температуры, функция со (s, р) соответствует единице над
топливом (\|?<t|?o) и равна нулю ниже уровня топлива (,ф>,фо). Если не учиты¬
вать изменения модуля упругости материала за счет повышения температуры
(£*=£=const), что дает г\в = \, то согласно формуле (17.17) будем иметь
для ф < фо:S, р) = т0а> (S, р) Ф (л:),(17.15)о0 (X, S, р,-1) = О0 (5, р, t) Ф (х),(17.16>где(17.17)И ДЛЯ ф > Фо:(17.18)(17,19)418
Кривые изменения нормальных напряжений в поперечном сечении корпуса
в относительных величинах, рассчитанные по формуле (17. 17) для четырех
характерных точек А, В, С и D, представлены в зависимости от уровня топлива
на фиг. 17. 10. Здесь учтено влияние температуры на величину модуля упругости
материала (для точек С и D считалось ,пл,==1, а для А и В взято т|я<1)*Таким образом, определив а0 (5, р, t) (ем. фиг. 17.10) для любой точки,
умножением а (s, р, t) на Т0аЕи находим абсолютное значение нормального
напряжения. Анализ кривых (см. фиг. 17. 10) показывает, что для прочности
с точки зрения величины нормальных температурных напряжений в одинаковой
степени опасно как начало рас¬
ходования топлива (малые фо).
так и приближение к полному
опустошению корпуса (больше
1|)о).На фиг. 17.9 в порядке
иллюстрации представлена эпю¬
ра изменения нормальных на¬
пряжений по высоте корпуса
в относительных величинах для
произвольного уровня топли¬
ва г|)0.Напряжения, опреде¬
ляемые формулой (17. 17),
являются единственными
и окончательными для
сечений конструкции, зна¬
чительно удаленных от
концов, при условии по¬
стоянства температуры
вдоль	образующих[Ф (*) = const]. За счет
взаимодействия отдель¬
ных частей системы междусобой, а также влияния концевых условии поперечные сече¬
ния будут депланировать, что является причиной возникновения
дополнительных нормальных напряжений. Переменность о вдоль
силовой схемы создает касательные напряжений и является при¬
чиной изменения форм поперечных сечений конструкций. Значи¬
тельные по величине температурные касательные напряжения, сум¬
мируясь с напряжениями от внешних нагрузок летательного аппа¬
рата, могут создавать недостаточную прочность отдельных элемен¬
тов силовой схемы, в том числе и в соединениях — заклепочных
швах.Таким образом, в реальных условиях по мере приближения
к краевым сечениям конструкции напряжения а(х, s, р, t) будут
уменьшаться, следуя вдоль оси х некоторому неизвестному закону
|(*). Искомые нормальные напряжения в произвольном сечении х
о(х, s, р, t) = a0(s, р, *)£(■*)•	(17.20)Для определения неизвестной функции £(*) можно воспользо¬
ваться условием минимума потенциальной энергии, согласно
которому энергия упругой системы в действительном состоянии
принимает минимальное значение. Условие минимума энергииТемпература участка корпу-
1 га, не соприкасающегося с
■ «--г-Лтоплидомбi(S,p,t)Фиг. 17.9. Эпюра нормальных температурных
напряжений во по высоте корпуса, внутренняя
полость которого частично заполнена жидко¬
стью. (Наибольшие градиенты температуры, а
следовательно, и температурные напряжения,
имеют место в зоне раздела/сред).27*419
деформации системы, дает для неизвестной функции g(x) сле¬
дующее дифференциальное уравнение:?^± + №Цх) = А№(х),	(17.21)dx*где k — некоторый коэффициент, зависящий от геометрии сечения
оболочки и от закона изменения температуры по дуге s,
т. е. со (5).Фиг. 17. 10. Кривые изменения нормальных температур¬
ных напряжений в поперечных сечениях корпуса для
четырех характерных точек А, В, С и D в зависимости
от уровня жидкости. (Температурные напряжения наи¬
более опасны как в начале расходования жидкости,
т. е. при малых я|?0, так и при приближении к полному
ее израсходованию, т. е. при больших *фо).Для рассмотренного выше' случая нагрева корпуса, частично
заполненного топливом, величину коэффициента k дифференциаль¬
ного уравнения (17.21) в зависимости от угла яро, характеризующе¬
го уровень топлива, можно определить по графику (фиг. 17. 11).Из условия равновесия элемента обшивки самоуравновешенные
касательные температурные напряжения в ней$х(х, s, Р, t)=±*&). Г О (s, Р, t)dF.	(17.22)ь dx Jо420
Зная закон изменения температуры по длине конструкции Ф(х)
и граничные условия на краях системы, можно получить из реше¬
ния дифференциального уравнения (17.21) искомую функцию £(*).
Далее, учитывая (17.20) и (17. 22), нетрудно получить выражения
для нормальных и касательных напряжений.Если закон изменения температуры Ф(я) =е“"тдг»т0 Для относительно длин¬
ных конструкций и при начале координат на свободном конце корпуса
(фиг. 17. 12) получим<*(■*, Р, 0 =4&1 о (s. 9jJ) ^ тх_£ kx ^ sin kx cos kxjj ^	23)Ш + /7Z4где m — декремент затухания температуры;
к108642?~kVi,RsB >1где гш = jfto глад, оболот >ГX..X -. / стр/	„	//—ft-ft. Л /л00 t v - ~ ь
$СТ?°-площааь стрингера
J...-мп мент uhpduuu гтомежит.>«/>11
у1UT 1/\'к^шпангоутаr i1\11111111111110,8Ь2п/22,02,“2,871 (fФиг. 17.11. Изменение коэффициента k в зависимости от уровняжидкости.коэффициент у в случае абсолютно жестких в своей плоскости краевых
шпангоутов будет:v21-т(тУа для случая, когда корпус в краевых сечениях вообще не подкреплен шпан¬
гоутами,k — т
х=-^'Для постоянной по длине конструкции температуры, т. е. Ф(*) = 1, что со
ответствует рассмотренному случаю при т—0, нормальные напряжения опреде¬
ляются следующим образом:—	при абсолютно жестких, в своих плоскостях краевых шпангоутах(х, s, р, t) = о0(5, р, t) [l — e~~kx cos kx]\	(17.24)при отсутствии краевых шпангоутово (х, s, р J) = o0(s, р, t) [l — e~kx (sinkx -f cos&*) ].	И7.25)Для относительно коротких корпусов (kL<C3) с жесткими краевыми шпан¬
гоутами (13.24) наибольшие нормальные напряжения (в плоскости симметрииконструкции при1 \д:=—у следует определять по формуле(дг='|_> s’ Р- *) = °o(s, е, 0 [i. kL kLch 	COS —2 2ch kL -f- cos^Z,(17.26)421
Указанный порядок определения температурных напряжений
в одинаковой, степени применим как к корпусу, так и к несущей
поверхности. Выше дифференциальное уравнение (17.21) и далее
его решение относилось лишь к корпусу. Для несущих поверхно¬
стей, учитывая наличие жестких в своих плоскостях нервюр, кото¬
рые препятствуют деформациям сечений, дифференциальное урав¬
нение для определения неиз¬
вестной функции £(*), бу¬
дет^1—иЧ(х)= -иЩ(х),гдеиг(17.27)ф -jjp- »о (*• р. <) dFФиг. 17. 12. Закон изменения температуры
по длине конструкции.Фj* °0(j. Р- *)ОdsИъ(17.28)В знаменателе выражения (17.28), как и в (17.22), за начало
интегрирования следует принимать точку сечения, где касательные
напряжения т равны нулю.Если закон изменения температуры по длине L несущей поверхностиФ (х) = А — В — ,(17.29)тоA sh и (L — х) + (А — В) sh их
,sh uLгде А и В — некоторые постоянные коэффициенты.В частном случае постоянной по длине L температуры (В = 0)е(*) = л[dt (х)1~Аиsh u(L — х) + sh их
sh uLch и (L — x) — ch их(17.30)dx ’	sh uLПри этом наибольшие касательные напряжения получаются при х = 0:*Ь(х)dx= Auch и L — l
sh uLТак как для реальных конструкций обычно uL > 3, тоd% (х)dx: Au.(17.31)(17.32)422
Пример расчета температурных напряженийКорпус, заполненный топливом до 'ф0=60о, находится под воздействием
установившегося температурного поля, закон изменения которого по контур}
поперечного сечения изображен на фиг. 17.9. При этом величина скачка темпе¬
ратуры между точками В и С соответствует 7,0=200°С. Вдоль оси х корпуса
(см. фиг. 17.8) температура и уровень топлива сохраняются постоянными.Дано:* R =75 см; L = 15 м; 5=0,5 см; 506 =0,2 см; /ш = 2 смъ;а = 2,2-10~5 1/град.При заданном законе изменения температуры по сечению оболочки модуль
упругости элементов верхнего („горячего") свода корпуса будет £/=5,1х
X 105 кГ/см2, а нижнего („холодного") £/пр = 7• 105 кГ)сМ2. Тогда -цЕ =0,73.Из фиг. 17. 10 видно, что при угле уровня жидкости it0=60^наибольшие
нормальные напряжения будут возникать в точке С, для которой сто (s, р, t) =
=0,56. В таком случаеo0(s, р, t) = aT0Eta0(s, р, 0 = 2,2 • 10-5-200-7-105-0,56 = 1725 кГ/см2.Для того чтобы выяснить закон изменения напряжений по длине конструк¬
ции, необходимо определить безразмерную величину kL. По фиг. 17.11 для71	—фо=60р (в радианах— =1,05) имеем &=4. Следовательно,оk = k\f ~гт~ = 41/"—J—-==0,00225 1/см.У 4/?68 У 4-756-0,5В таком случае kL=Q,00225 • 1500=3,38.Для kL>3 можно считать, что в плоскости симметрии конст¬
рукции полностью реализуются напряжения <To(s, Р* *)• Тогда,
пользуясь формулой (17.24), получим закон изменения напряже¬
ний вдоль образующей:о(х, s=s0, р, /=200°)= 1725(1	cos0,00225*). (17.24)Если длина оболочки L=700 см, т. е.AZ,=0,00225-700 = 1,56,то необходимо уточнить величину наибольших напряжений по фор¬
муле (17.26):( L	, олл.\ I'ToeTi л ch 0,78 cos0,78 1a х= —, s=s0, р, *=200 )= 1725 1—2——11	 =\ 2	0 r	'	[ ch 1,56 + cos 1,56 J= 1725.0,25 = 430 кГ/см2.Таким образом, при длине корпуса 700 см в его средней части
реализуются только 25% от нормальных напряжений бесконечно
длинной оболочки (Т0.*	Данные примера гипотетические.423
Температурные напряжения, обусловленные градиентом
температуры по толщине стенкиВсе предыдущие рассуждения по определению температурных
напряжений велись для случая постоянства температур по толщи¬
нам стенок конструкции. В реальных условиях полета летательного
аппарата могут получаться температурные градиенты по толщине
стенок. Рассмотрим осесимметричную задачу по определению тем¬
пературных напряжений в обшивке корпуса, предполагая, что
температура t(?) меняется по толщине по линейному закону
(ф'иг. 17.13). При этом наружная поверхность имеет температу-где Et — принятый постоянный модуль упругости материала, ко-Постоянную е уравнения (17.34) найдем из условия равно¬
весия:Подставляя (17.35) в (17.34), получим температурные нор¬
мальные напряжения в наиболее удаленных волокнах (сжатие сна¬
ружи и растяжение — внутри):ру tHt а внутренняя — tB.jl волокна может быть принятапостоянной, соответствующей
относительной деформации ра¬
диуса R срединной поверхно¬
сти. Постоянная относительная
деформация в тангенциальном
направлении (17. 10)в = ев + а/(р). (17.33)Откуда8° = е — atf (р).Так как конструкция тонко¬
стенная, то относительная де¬
формация радиуса р любогоФиг. 17. 13. Изменение температуры и
напряжения по толщине обшивки кор¬
пуса.Используя закон Гука, по-кор" ЛУЧИМар = е«£/ = £,[«-<»*(р)]. (17.34)о	оторыи соответствует средней температуре корпуса ——ьj <у/р=0,очто дает(17. 35)2(17.36)424
Следует отметить, что такие же напряжения будут получаться
в шпангоутах.Большие температурные градиенты, а следовательно, и напря¬
жения, могут получиться в корпусе, выполненном из трехслойной
обшивки, у которой внутренний слой может выполнять функцию
теплоизоляций.В качестве дополнительного примера конструкции с большими
температурными градиентами по толщине можно указать на от¬
дельные шпангоуты. Здесь может применяться формула (17.36)
при наличии одинаковых площадей сечений поясов FU=FB. Если
площади разные (FH=£FB), то температурные .напряжения внутрен¬
него пояса(17.37)(17.38)Примечание. При большой высоте сечения шпангоута и значитель¬
ной толщине стенки корпуса формулы (17.36), (17.37) и (17.38) могут
давать значительные погрешности. Во избежание этого недостатка необхо¬
димо уточнить расчетные формулы, учитывая давление волокон друг на
друга и принимая разные относительные деформации радиуса р и перемен¬
ные значения модуля упругости.§ 3. ВЛИЯНИЕ ПОЛЗУЧЕСТИ МАТЕРИАЛА НА РАБОТУ КОНСТРУКЦИИОдним из наиболее существенных факторов работы конструк¬
ции сверхзвуковых летательных аппаратов является ползучесть ее
материала под действием аэродинамического нагрева. Сущность
этого явления состоит в росте деформаций в отдельных конструк¬
тивных элементах с течением времени при одном и том же нагру¬
жении. Природа ползучести еще полностью не изучена. Одной из
причин ее считается появление при нагреве* сдвигов по граням
кристаллов и деформаций самих кристаллов пространственной
решетки, характерной для данного материала. Ползучесть пред¬
ставляет собой пластическую деформацию и может рассматривать¬
ся как медленная текучесть. Она характеризуется графиком, даю¬
щим зависимость относительных деформаций при заданных
напряжениях и температуре от времени. Такие графики носят на¬
звание диаграммы ползучести или кривых простого последствия.
Вид их показан на фиг. 17. 14.Как видно из этого графика, деформации ползучести растут
быстрее при более высоких температурах и напряжениях.*	Некоторые металлы (свинец и др.) и пластики «ползут» под действием
нагрузки и при комнатной температуре.= *Et	,а наружногоо — а —-
Н	в о425
Полная деформация образца е, соответствующая некоторому
времени tu может быть представлена (см. фиг. 17. 14, а) каке=еу“Ьер>	(17.39)где еу — мгновенная упругая, либо упруго-пластическая деформа¬
ция (если напряжения в детали превосходят предел про¬
порциональности) ;
ер — пластическая деформация за счет ползучести.J=const<*)Фиг. 17. 14. Диаграммы ползучести,
а—при постоянной температуре, б—при постоянном напряжении.Помимо деформаций ер, обычно представляет интерес их ско¬
ростьdtхарактеризующая темп нарастания деформации.Процесс ползучести можно разбить на три стадии.Первая стадия (участок АВ на кривой ползучести) харак¬
терна сравнительно быстрым ростом деформаций ер и перемен¬
ностью их скорости vv и носит название стадии неустановившейся
ползучести.Вторая стадия (участок ВС) носит название установив¬
шейся ползучести, так как скорость vv здесь практически постоян¬
на. Наконец, на третьей стадии (участок CD) деформации
растут очень быстро и наступает разрушение детали. Причиной
разрушения, как правило, является ослабление сечения детали
вследствие образования трещин по границам кристаллов или внут¬
ри их. Для расчетов конструктивных элементов в условиях ползу¬
чести желательно иметь аналитическую зависимость, связывающую
деформации (е или ер) с временем, температурой и напряжениями.
Таких зависимостей предложено много и все они, как правило, но¬
сят полуэмпирический характер >и лишь частично базируются на
теоретических предпосылках.Наибольшее распространение получили теория постоянной ско¬
рости пластической деформации и теория старения. По первой426
учитывается только участок установившейся ползучести, в предпо¬
ложении, что скорость деформаций ползучести не зависит от
времени:где S (а) — некоторая функция напряжения, устанавливаемая
с помощью кривых простого последствия.Эта теория в ряде случаев сильно искажает опытные данные, в осо¬
бенности для авиационных конструкций, где стадия неустановив-
шейся ползучести может оказаться основной. Вторая теория дает
функциональную зависимость между пластической деформацией
(или ее скоростью), напряжением и временем:Одним «из вариантов этой теории является теория течения, предло¬
женная проф. JI. М. Качановым, согласно которойгде функция времени Bn(t) и коэффициент п зависят от материала
и температуры испытаний; они определяются путем обработки кри¬
вых простого последствия.Кривые простого последствия получаются ‘интегрированием
уравнения (17.42'), в предположении а=const:Последней теорией мы и будем пользоваться в дальнейшем.Другим важным понятием, связанным с ползучестью, является
релаксация, под которой понимают постепенное снижение напря¬
жений в нагруженной детали при сохранении величины полной
деформации:Релаксация ведет к росту пластических деформаций за счет
уменьшения величины упругих деформаций. Примером релаксации
может быть постепенное ослабление затяжки болтового соедин-ения
при действии высоких температур.Рассмотрим основные вопросы влияния ползучести на работу
конструкции.(17.41)(17. 42)(17. 42')ер=о »Q(t),(17.43)где(17.44)оe = ev-fep = const.427
Рост деформаций с течением времениЗа счет ползучести постепенно накапливаются пластические
деформации. В результате этого полная деформация e = ey-f-ep мо¬
жет через определенный промежуток времени превзойти допусти¬
мое значение. Последнее определяется допусками на искажение
аэродинамических форм летательного аппарата или опасностью
разрушения его конструкции. Поскольку ползучесть приводит к тем
же результатам, что и остаточные деформации, можно принять ве¬
личину предельной суммарной деформации (остаточная+ползу-
честь) такой же, как и обычно в самолетостроении, т. е. 0,2% в те¬
чение срока службы. Для аппаратов, совершающих кратковремен-Фиг. 17.15. Зависимость прогиба от времени при
нагружении крыла постоянной во времени на¬
грузкой и температурой.ные полеты в условиях аэродинамического нагрева, с целью умень¬
шения их веса можно допустить и большие деформации *.Порядок определения деформаций с учетом ползучести проде¬
монстрируем на примере изгиба крыла.Определим зависимость от времени прогиба конца крыла
(фиг. 17.15), нагруженного постоянными во времени нагрузкой и
температурой. Кроме того, будем полагать, что имеющиеся в кры¬
ле нервюры, жесткие в своей плоскости, препятствуют сближению
верхней и нижней панелей крыла.Примем обычные для таких расчетов допущения о справедли¬
вости закона Гука до появления ползучести, малости деформаций
и применимости гипотезы линейного изменения суммарных относи¬
тельных деформаций по высоте сечения (гипотезы Навье). Кроме
того, будем считать, что деформации ползучести связаны с напря¬
жением и временем зависимостью (17.42). Пренебрежем также
перераспределением напряжений за счет ползучести.Полную деформацию в любом сечении будем определять по
формулеv=v0+vp,	(17.45)где v0 и 0р—-соответственно начальная (упругая) и vv пласти¬
ческая деформации.*	По рекомендациям, приводившимся в иностранной литературе, допускае¬
мые деформации могут составлять 0,1-т-0,2% в час, что намного превышает
норму, принятую в общем машиностроении — 0,1% за 10 000 час.428
Запишем условие равновесия внешних и внутренних усилий:Mx(z)=$oydF,	(17.46)Fгде Мх (г) — изгибающий момент в сечении z\dF и у — соответственно элементарная площадка и ее расстояние
от нейтральной оси для редуцирования сечения.Но из (17.42)(1 deD \ я—-	М	(17.47)вп (() dt )В свою очередь согласно гипотезе линейного изменения относитель¬
ных деформаций по высоте сеченияd-VnиdeD d*vD
р— р"	(17.48)dt dzidtПоставив последовательно (17.48) в (17.47), а (17.47) в (17.46) и
произведя несложные преобразования, получим дифференциальное
уравнение, из которого можно определить прогиб vp:d* vpГ^-Т 5л(0=0,	(17.49)L Jnx Jd& dt
Г л+2где Jnx= j у n ^ — обобщенный момент инерции редуцированногоF	сечения.Решение уравнения (17.49) будем искать в виде®р=г»р2(0.	(17.50)Подставий (17.50) в (17.49), получим уравнение для v9:dS ГМх(г)Лп qdz* L Jnx \и'2*„ „ I J nr Iо 0Используя граничные условия на защемленном конце,vp=0dv 0	— = 0 при 2 = 0dzнайдемС,=С2=0.429
Следовательно,(17.51)0 0 пхПодставив (17.51) в (17.50) и (17.50) в (17.45), найдем для кон¬
ца крылаI	гv=v0+Qn(t) J J	dzdz=Vft(t\ (17.52)0 0 пхгдеяга-Т(*)= \ + Q(t)±\-t	.	(17.53)СГМХ{2)J] ~Erdzdzо оВ уравнении (17.53) использовано выражение для v0, получае¬
мое интегрированиемd2vо 	Мх(г)dz> ~ EJпри тех же граничных условиях, что и для vv. Коэффициент при
£2(/) в (17.53) может быть определен графоаналитическим рас¬
четом.0 500 1000 1500 2000 2500 t часФиг. 17. 16. Вид функции Q(t) для углеродистой
стали. (Рост функции Й(^) и определяет увели¬
чение деформаций с течением времени).Функция Q(/) является монотонно возрастающей по времени.
Вид ее для углеродистой стали с содержанием углерода 0,35% при
температуре 454° представлен на фиг. 17.16. Рост Q{t) и опреде¬
ляет увеличение деформаций с течением времени. С учетом дефор¬
маций контура рост прогибов по времени становится более интен¬
сивным и может привести к разрушению крыла.Зависимость деформаций от времени является одним из наибо¬
лее существенных факторов при оценке долговечности летательных
аппаратов, подверженных аэродинамическому нагреву.430
Работа элементов конструкции, нагруженных
продольно-поперечным изгибомПри таком нагружении стержневые элементы не обладают
устойчивостью. Их деформации более или менее быстро растут,
пока не наступит разрушение. Это явление можно проиллюстриро¬
вать на примере стержня, имеющего начальный прогиб и нагру¬
женного осевыми силами (фиг. 17. 17). За счет продольного изгиба
стержень получит упругий прогиб ^о- В дальнейшем по истечении
некоторого времени появится дополнительный прогиб из-за ползу¬
чести с;р. Рассматривая по¬
следний, как начальный про¬
гиб, для некоторого момента
времени, можно утверждать,
что он должен вызвать до¬
полнительный упругий про¬
гиб Да0. При этом в сечении
стержня возрастут напряже¬
ния от изгиба, что повысит
интенсивность ползучести.Этот процесс роста дефор¬
маций будет продолжаться
до потери несущей способ¬
ности и разрушения стер¬
жня.На основе тех же допущений, что и для поперечного изгиба
можно для рассматриваемого случая шарнирно-опертого стержня
с начальным синусоидальным прогибомv„=b sin тс —Фиг. 17. 17. Стержень, имеющий началь¬
ный прогиб и нагруженный осевыми си¬
лами.Vo—упругий прогиб за счет продольного изгиба,
£>р —прогиб, обусловленный ползучестью, A v0—
дополнительный упругий прогиб.получить приближенную формулу для суммарного поперечного
прогиба с учетом ползучести:V--l~P "l/i _°n(n-l)Py-'L2V	*2(1 -P)nJnnx п{)sin-^-, (17.54)—	Ргде Р=	отношение действующей силы к эйлеровской крити-ческои силе:#л —коэффициент, зависящий от п.431
Для некоторых значений п величины ап приведены в таблицеп123456ап10,850,750,6780,6250,585Формула (17.54) позволяет установить критическое время ра¬
боты стержня /Кр, т. е. время, когда деформации становятся беско¬
нечными. Очевидно, что при {Рф 1) это будет иметь место приV см"$=0,5 СМQ ^кр 500 tKp1000tKJS 1500 2000 2500 tnacФиг. 17. 18. Зависимость поперечных деформаций от времени
для балки, имеющей различный начальный прогиб.равенстве подкоренного выражения нулю. Из этого следует урав¬
нение для определения tHp:2«(U=O-pfj»а„(п— 1) Pnbn-lL*(17.55)432
В реальных конструкциях всегда существуют условия для продоль¬
но-поперечного изгиба. Стрингеры, пояса лонжеронов, панели и up.
обычно нагружаются не только осевыми силами, но имеют й попе¬
речную нагрузку. Кроме того, по различным причинам производ¬
ственного и конструктивного характера их оси не прямолинейны.
С учетом явления ползучести этим нагружением пренебрегать
нельзя. Это подтверждается графиком (фиг. 17.18), на котором
показана зависимость поперечных деформаций от времени для
балки, имеющей различный начальный прогиб и указанные на чер¬
теже размеры. График построен на основе расчетов, проведенных
по формуле (17.54), и зависимости Qn(t)=f{t), изображенной на
фиг. 17. 16. Как видно из фиг. 17.18, при начальном максимальном
прогибе 6=1 см и осевой силе* Р= 15000 кГ критическое время
^кр<’Ю0 час. По мере приближения Р к единице критическое время
резко падает. То же самое происходит при дополнительном попе¬
речном нагружении.Следовательно, элементы конструкции, нагруженные продоль¬
ным или продольно-поперечным изгибом, работают при появлении
ползучести в тяжелых условиях.Влияние ползучести на напряженное
состояние и вес конструкцииДеформации ползучести, будучи пластическими, вызывают пере¬
распределение напряжений в конструктивных элементах. Это необ¬
ходимо учитывать при расчете их несущей способности и деформа¬
ций. Сложность этого учета состоит в том, что само перераспреде¬
ление меняется во времени.Явление ползучести вынуждает применять силовые элементы
с более мощными сечениями и, следовательно, увеличивать вес кон¬
струкции летательного аппарата. Утяжеление конструкции будет
тем большим, чем более жесткие требования предъявляются к ве¬
личине деформации. К этому же приводит увеличение срока служ¬
бы аппарата, так как для замедления роста деформаций необхо¬
димо снижать напряжения в сечениях % силовых элементов при
действии эксплуатационных нагрузок.Таким образом, проблема ползучести для летательных аппа¬
ратов связана с долговечностью и увеличением веса их конст¬
рукции.Отметим некоторые трудности расчета прочности и деформа¬
ций конструкции с учетом ползучести.Прежде всего они связаны с отсутствием общей теории, нели¬
нейной зависимостью между напряжением и деформациями и по¬
явлением новых расчетных параметров — температуры и времени.
Помимо этого, необходимо учесть, что конструкция летательных
аппаратов работает в условиях «прерывистой» ползучести. Дело
в том, что в процессе их эксплуатации напряжения и температура*	Эйлеровская критическая сила для этого стержня 43 300 кГ.28 598433
в элементах конструкции меняются в значительных пределах. Не¬
которые виды нагрузок (например, при полете в неспокойном воз¬
духе) носят циклический характер, другие могут давать кратко¬
временные пики перенапряжений (при маневрировании). Зависи¬
мость деформаций от времени в
этих условиях носит иной харак¬
тер, чем при постоянном нагру¬
жении. Вид кривых «прерыви¬
стой» ползучести показан на
фиг. 17. 19. Характерным для
'них является то, что при перехо¬
де от больших напряжений к
меньшим часто наблюдается
уменьшение пластических дефор¬
маций, т..е. появление обратной
ползучести. Учет всех этих явле¬
ний сильно усложняет рас-
17. 19. Диаграмма «прерыви- четы,
стой» ползучести.§ 4. МЕРОПРИЯТИЯ, УСТРАНЯЮЩИЕ ВРЕДНОЕ ВЛИЯНИЕ НАГРЕВАКОНСТРУКЦИИВредное влияние нагрева может проявляться весьма разно¬
образно: ухудшаются физико-механические свойства материалов,
возникают дополнительные температурные напряжения в конст¬
рукции, появляются деформации, вызванные ползучестью, чрез¬
мерно повышаются температуры в отсеках, где расположено обо¬
рудование и экипаж и др. Значимость того или иного из этих фак¬
торов связана с назначением аппарата и режимом его полета
(скоростью, высотой, продолжительностью). Поэтому указать кон¬
кретные мероприятия по устранению вредного влияния нагрева
конструкции, которые в равной мере оказались бы целесообраз¬
ными во всех случаях, не представляется возможным. Ограничим¬
ся рассмотрением лишь отдельных вопросов этой проблемы.Обеспечение необходимых механических характеристикматериаловОбласть температур, в пределах которой можно применять те
или иные конструкционные материалы, в значительной мере зави¬
сит от их характеристик удельной прочности (Гь/Т (фиг. 17.20) и
удельной жесткости Е/ч (фиг. 17. 21).Из рассмотрения этих характеристик видно, что в интервале
температур до 150--200° С наиболее выгодны сплавы алюминия и
сплавы титана. Но фактически находят применение в основном
сплавы алюминия, как более дешевые. С дальнейшим ростом тем¬
ператур удельная прочность алюминиевых сплавов резко падает,
в силу чего в диапазоне температур 350—550° основным конструк¬
ционным материалом могут быть титановые сплавы. При темпера¬434
туре выше 600° С рациональными материалами являются уже
нержавеющие стали и специальные жаропрочные сплавы. Указан¬
ные границы применения материалов по температурам являются
ориентировочными. Они зависят от типа аппарата, продолжитель¬
ности полета при высоких числах М и др.б)гЛ-ю‘W0e
15Ю‘
Х(М0‘
0.ШjTuiтановый^сплабNД16\\\IXJ8IЧ9Т-|-с.V-ю‘о то worn wo soo soo гootx/ _Титановыйсплав—>>>0г16тнзтФиг. 17.20. Изменение удель¬
ной прочности (Tb/y различных
конструкционных материалов
в зависимости от температу¬
ры. (Титановый сплав содер¬
жит 4% А1 и 4% Мп).Фиг. 17.21. Изменение удель¬
ной жесткости Е/у различных
конструкционных материалов
в зависимости от температу¬
ры. (Титановый сплав содер¬
жит 4% А1 и 4°/о Мп).Алюминиевые сплавы и другие материалы могут применяться
и тогда, когда температура торможения потока значительно превос¬
ходит приведенные выше границы (например, 200° С для алюми¬
ниевых сплавов). Вредное влияние нагрева на механические
свойства материалов в этом случае можно устранить следующими
мероприятиями:—	применением специальных теплоизолирующих покрытий;—	охлаждением конструкции.ТеплоизоляцияТеплоизоляция создает большое сопротивление тепловому пото¬
ку, идущему от внешней среды. В результате время достижения
установившейся температуры в обшивке и других элементах конст¬
рукции увеличивается. Это отчетливо видно из графика фиг. 17.22,
на котором показано распределение температур за различные про¬
межутки времени т в точках конструкции, удаленных на различные
расстояния (ось h) от поверхности (по нормали к ней), к которой
подводится тепло. Если время мало (ti, Тг, . .), то температура
на поверхности конструкции без тепловой изоляции (см.
фиг. 17.22,6) будет значительно больше. С течением времени, не¬
смотря на теплоизолирующие слои, температура во всех точках
конструкции выравнивается.Таким образом, наличие теплоизоляции является эффективным
средством, которое позволяет при кратковременном полете в усло¬
виях интенсивного аэродинамического нагрева снизить рабочие28*435
температуры силовых элементов конструкции, обеспечить необхо¬
димый уровень температур внутри аппарата и др.В случае длительного воздействия нагрева для снижения тем¬
пературы конструкции необходимо применять в дополнение к теп¬
лоизолирующим покрытиям и охлаждение (фиг. 17.23).К материалам для теплоизолирующих слоев предъявляются
следующие требования:—	высокое термическое сопротивление 6Д, т. е. малое значение
коэффициента теплопроводности % при заданной толщине слоя б;—	малый удельный вес;—	достаточно высокая механическая прочность;Равнобесное состояние°CiРабнобесное состояние/Ж——	Ifcf—	_ | АI* <L Теплоизоляционный слой.hдез теплоизоляции.а)	5)Фиг. 17.22. Распределение температур по толщине конструкции за раз¬
личные промежутки времени,
а—при наличии теплоизоляционного слоя, б—без теплоизоляции.—■ химическая стойкость и малая гигроскопичность;—	легкость обработки;—	низкая стоимость.Если температура изолируемого объекта велика, то к тепло¬
изоляционным материалам добавляется требование иметь высокую
температуру фазовых превращений. В этом случае непосредствен¬
но использовать для изоляции многие материалы с высоким тер¬
мическим сопротивлением (пробка, картон и др.) не представляет¬
ся возможным. Выходом из этого положения является применение
многослойной изоляции, поверхностный слой которой выдерживает
большую температуру, в то время как остальные слои выполняются
из материалов, более эффективных с точки зрения теплоизоляцион¬
ных свойств.Наилучшим образом перечисленным требованиям отвечают ме-
талло-керамические покрытия, состоящие из металлических окис¬
лов, карбидов, нитридов, боридов, силицидов и тугоплавких ме¬
таллов, а также отдельные типы стеклопластиков на основе
фенолоформальдегидных, кремний-органических и полиэфирных
смол и др.Толщина изоляционного слоя не должна превышать определен¬
ную величину, оптимальную для каждой температуры. В противном
случае вес конструкции будет неоправдано завышен. На фиг. 17.24436
показано изменение относительного веса конструкции при различ¬
ных температурах за один час полета в зависимости от толщины
термоизоляционного покрытия *. Здесь за единицу принят вес
конструкции при нормальной температуре, обшивка которой вы¬
полнена из алюминиевого сплава толщиной 5 мм.Фиг. 17. 2Э|. Распределение темпера¬
тур по толщине конструкции в слу¬
чае применения теплоизоляции и
охлаждения.Фиг. 17 24. Изменение относитель¬
ного веса конструкции в зависимо¬
сти от толщины теплоизоляционного
слоя при различных температурах.Из рассмотрения этой фигуры следует:—	с ростом температуры' потребный вес конструкции как без
изоляции, так и с ней резко (возрастает. Причины этого очевидны —
они заключаются в ухудшении механических свойств материалов;—	применение тепловой изоляции позволяет несколько сни¬
зить относительный вес конструкции. Последнее объясняется воз¬
можностью уменьшить в некоторых пределах толщину материала,
основной конструкции При определеннрм весе термоизоляционных
материалов это может привести к уменьшению общего веса конст¬
рукции.Мероприятия по уменьшению температурных напряжений
Выбор материалаБольшое влияние на величину температурных напряжений ока¬
зывают такие свойства материалов как коэффициент линейною
расширения а и модуль упругости Е (это видно, например, из фор¬
мулы 17.37). Выполняя конструкцию из материалов с малыми
значениями коэффициента линейного расширения, можно при про¬
чих равных условиях существенно снизить температурные напря¬
жения.Если предположить, что имеется материал, у которого коэффи¬
циент а близок к нулю, то в конструкции, выполненной из такого
материала, ни при каких условиях не возникали бы температур-* «IAS», No. 6, 1958.437
ные напряжения. Из применяемых конструкционных материалов
сравнительно малым коэффициентом линейного расширения обла¬
дают титановые сплавы. Влияние модуля упругости Е на темпера¬
турные напряжения аналогично влиянию коэффициента а. Здесь
лишь следует иметь в виду, что возможность применения мате¬
риалов с низким значением модуля упругости будет ограничивать¬
ся потребной жесткостью конструкции.Осуществляя конструкцию из различных материалов, можно
практически избежать термических напряжений. Для этого необ¬
ходимо область конструкции, где меньшие температуры (централь¬
ная часть крыла, см. фиг. 17.3, стенки лонжеронов и др.), выпол¬
нять из материалов с большим коэффициентом линейного
расширения и теплопроводностью, чем у материала, который рас¬
положен в области высоких температур. Например, при наличии
градиента температуры по высоте стенки лонжерона (см.
фиг. 17.5) обшивку крыла следует изготовлять из материала
с меньшим коэффициентом а, чем у материала стенки.Уменьшение температурных градиентовВсе мероприятия, направленные на устранение или ослабление
температурных градиентов, являются решающими в борьбе с тем¬
пературными напряжениями. Для конструкций, выполненных из6 кГ/мм2Фиг. 17.25. Влияние теплоизоляции на величины тем¬
пературных напряжений в панели из нержавеющей
стали.однородных материалов, отсутствие температурных градиентов
равнозначно отсутствию температурных напряжений. Основное
средство уменьшения температурных градиентов заключается
в применении термоизоляции и охлаждения. Из фиг. 17.23 вид¬
но, что наличие теплоизоляционных слоев, особенно в сочетании
с охлаждением конструкций, позвол*яет резко снизить температур¬
ные градиенты. В качестве примера на фиг. 17.25* показано*Kitchenside A., Journal of the Royol Aeronautical Society, 62,
No. 566, 1958.438
ПодВод теплаПодВод теплавлияние изоляции на величины температурных напряжений в па¬
нели из нержавеющей стали с сотовым заполнителем. При этом
предполагается, что характер
температур соответствует разгону
аппарата на высоте 12 000 м в
течение 120 сек. с М=1,5 до
М = 3.Из рассмотрения этой фигуры
следует, что изоляция уменьшает
температурные нагружения более
чем в три раза. На температур¬
ные градиенты можно воздейст¬
вовать, затрудняя отвод тепла в
различные элементы_конструкции,
например в стрингеры, стенки
лонжеронов. Это достигается
уменьшением площади контакта
(фиг,-17. 26) в местах сочленения элементов или постановкой меж¬
ду ними теплоизолирующих прокладок. Температурные градиенты
также зависят от формы обтекаемого тела.Фиг. 17.26. Способы, затрудняющие
подвод тепла к элементам конструк¬
ции.а—уменьшение площади контакта, б—по¬
становка теплоизолирующих прокладок.Конструктивные мероприятияСуть большинства конструктивных мероприятий, направленных
на уменьшение температурных напряжений, заключается в устра¬
нении препятствий температурному расши¬
рению материала, иными словами, в приме¬
нении конструкций, являющихся статиче¬
ски определимыми в отношении темпера¬
турных напряжений. Примерами таких
мероприятий являются: постановка гофри-Фиг. 17.27. Конструкция лонжерона с гофрированной
стенкой.рованных стенок лонжеронов, увязанйЙх с их поясами в отдельных
точках (фиг. 17.27); замена стенок, работающих на сдвиг, элемен¬
тами фермы; шарнирное соединение носков и хвостиков крыльев
с их остальной частью и др. Смысл таких мероприятий можно по¬439
яснить на последнем примере: в случае градиента температур
вдоль хорды крыла, когда его носовая и хвостовая часть более
прогреты, наличие люфтов в шарнирных соединениях компенси¬
рует температурное расширение материала и температурные на¬
пряжения практически не возникают.Мероприятия по уменьшению деформаций ползучести
и повышению долговечности конструкции
летательных аппаратовВыбор материала и способа его обработкиБольшое влияние на величину деформаций ползучести оказы¬
вает выбор материала. Известно, например, что чем выше темпе¬
ратура плавления материала, тем меньше его ползучесть. В зави¬
симости от характера деформаций (растяжение, сжатие и др.)
одни материалы «ползут» медленнее, чем другие. На диаграммы
ползучести большое Елияцие оказывает характер термиче¬
ской обработки и способ изготовления детали. Так, некоторые
литые материалы имеют при одних и тех же напряжениях меньшие
пластические деформации по сравнению с механически обработан¬
ными. Следовательно, при выборе материала и способа его обра¬
ботки необходимо иметь сравнительные диаграммы ползучести.Выбор режима полетаИз фиг. 17. 14 видно, что деформации ползучести увеличивают¬
ся как с ростом температур, так и с ростом напряжений. Это при¬
водит к мысли, что для уменьшения деформаций следует избегать
режимов полета, где совпадают максимумы температуры и напря¬
жений в элементах конструкции.Предварительное упрочнение материала конструкцииИзвестно, что предварительное упрочнение материала сни¬
жает относительные деформации ползучести. Ввиду этого в ряде
случаев может оказаться целесообразным нагружать отдельные
детали конструкции на некоторый период времени перед сборкой
до напряжений, несколько превышающих те, что в среднем возни¬
кают в них во время полета.Условия эксплуатацииВыше уже отмечалось, что ползучесть материала в значитель¬
ной мере определяется сдвигами по границам кристаллов. При
возникновении интеркристаллической коррозии, проникающей
в глубь материала, уменьшается эффективная площадь попереч¬
ного сечения, вследствие чего скорость ползучести растет. Чтобы
исключить это явление, особое внимание следует обратить на на¬
дежность лакокрасочных покрытий частей аппарата, подвержен¬
ных нагреву. Всякого рода царапины на поверхности деталей
способствуют возникновению коррозии, которая- не только сама440
по себе ведет к разрушению конструкции, но и вызывает рост
деформаций за счет ползучести.Мероприятия, обеспечивающие необходимый уровень
температур на поверхности аппарата и внутри его отсековНаиболее эффективным способом предотвращения вредных по¬
следствий нагрева, как было указано выше, является охлаждение
конструкции в сочетании с теплоизоляцией.Для летательных аппаратов могут находить применение сле¬
дующие методы охлаждения:—	отвод тепла к менее нагретой среде (атмосферному воздуху,
топливу для двигателей);—	испарение жидкостей;—	.путем массообмена;—■ путем поглощения энергии при расширении воздуха (турбо-
холодильные устройства).Рассмотрим кратко целесообразность использования этих спо¬
собов охлаждения.Охлаждение атмосферным воздухомЭтот вид охлаждения может применяться только в тех случаях,
когда температура охлаждаемой поверхности Тп выше температу¬
ры торможения воздуха Гиз.об-На фиг. 17.28 приведен график, позволяю¬
щий судить, до каких чисел М охлаждение
атмосферным воздухом еще возможно.Воздушное охлаждение, как правило,
предназначается для защиты от перегрева
местных участков конструкции ’ самолетов
в районе размещения двигательных установок,
оборудования и др. Пример такого охлажде¬
ния показан на фиг. 17.29. Здесь воздух про¬
дувается через специальный кожух, располо¬
женный вокруг форсажной камеры.Снизить температуру воздуха, поступаю¬
щего из атмосферы, и тем самым повысить
эффективность такой системы охлаждения
можно применением впрыска воды, которая
при этом испаряется.Охлаждение топливомКаждый вид топлива имеет вполне опре¬
деленный предел по температуре, свыше ко¬
торого нагревание его невозможно. Так, для некоторых сортов
керосина максимально возможная температура составляет 125—
135° С.При большей температуре (порядка 140—150°) возникает
опасность коксования керосина.44 11 2 3 ТпГиз.обФиг. 17.28. Числа М
полета, ограничиваю¬
щие возможность
охлаждения конст¬
рукции атмосфер¬
ным воздухом.
Таким образом, использовать топливо в качестве среды для
отвода тепла можно лишь в тех случаях, когда нагрев его не бу¬
дет превосходить допустимых температур. Эти температуры для
употребляемых топлив невелики. К тому же их приходится сни¬
жать в целях предупреждения потерь топлива через дренажныеФиг. 17.29. Воздушное охлаждение конструкции в районе
трубы форсажной камеры двигателя.магистрали при его испарении. Применение топлива как охлаж¬
дающей среды ограничивается самолетами сравнительно неболь¬
ших сверхзвуковых скоростей полета. С этой целью топливо
прокачивается насосами на пути к двигателям через теплообмен¬
ники, представляющие собой специальные кожухи.Кроме того, топливо может использоваться для охлаждения
камеры сгорания и сопла ЖРД. При этом температура топлива
на выходе из рубашки охлаждения не должна превышать его
температуру кипения.Испарительное охлаждениеЭтот вид охлаждения применяется для поддержания заданной
температуры в конструкции. При этом испарение жидкости может
быть организовано как на внутренней, так и на внешней поверх¬
ности аппарата. В случае внутреннего охлаждения жидкость из
соответствующего резервуара подается в полость, образованную
стенками конструкций, например обшивкой крыла й кожухом. За
счет нагрева и испарения жидкости происходит отвод тепла от
конструкций. Образовавшийся пар через специальные клапаны
выбрасывается в атмосферу.Эффективность испарительной системы охлаждения зависит от
хладоресурса применяемой жидкости, который представляет
собой сумму скрытой теплоты парообразования и тепла, потреб¬
ного для ее нагревания до температуры кипения. В этом отноше¬
нии одним из лучших охлаждающих агентов является вода. Внут¬
реннее испарительное охлаждение связано со значительными
расходами жидкости. Поэтому оно применяется лишь кратковре¬
менно в сочетании с теплоизоляцией.442
Для более эффективной защиты наружной поверхности лета¬
тельного аппарата от перегрева может применяться внешнее
испарительное охлаждение, которое осуществляется пропусканием
жидкости под давлением через отверстия в специально изготов¬
ленной пористой обшивке *. Суть этого метода охлаждения заклю¬
чается в том, что жидкость, проходя сквозь поры, испаряется на
внешней поверхности конструкции, образуя заградительный слой,
обладающий значительным термическим сопротивлением. В ре¬
зультате температура на наружной поверхности обшивки аппа¬
рата при достаточном расходе жидкости поддерживается близкой
к температуре ее кипения.Заградительный слой на наружной поверхности аппарата мо¬
жет иногда создаваться продавливанием через поры обшивки воз¬
духа (газа). Однако такой способ охлаждения менее выгоден, чем
предыдущий. Объясняется это тем, что расход жидкости при про¬
чих равных условиях будет значительно меньше расхода воздуха,
так как ее испарение является дополнительным источником
отвода тепла.Охлаждение путем массообменаИнтенсивность теплового потока, поступающего в конструкцию
за счет аэродинамического нагрева, может быть в отдельных слу¬
чаях (космические корабли, гиперзвуковые самолеты и др.) столь
велика, что полностью исключает применение любого из рассмот¬
ренных выше способов охлаждения.В силу этого получил распространение способ охлаждения пу¬
тем массообмена. Он заключается в том, что конструкция покры¬
вается специальными теплозащитными слоями, которые в полете
плавятся или возгоняются, а затем непрерывно уносятся вместе
с аккумулированным ими теплом.Потребная толщина такого теплозащитного покрытия при про¬
чих равных условиях будет тем меньше, чем выше его аккумули¬
рующая способность. Однако аккумулирующая способность
плавких материалов сравнительно невелика. Более эффективными
в этом отношении являются материалы, которые при нагреве
переходят из твердого состояния в газообразное, минуя жидкую
фазу, или термически разлагаются с выделением газообразных
продуктов.Покрытия из сублимирующих**, или терморазлагающихся,
материалов в дополнение к высокой аккумулирующей способ¬
ности обладают тем достоинством, что при их нагреве над поверх¬
ностью создается газовый заградительный слой, благодаря кото¬
рому снижаются конвективные тепловые потоки, поступающие
в конструкцию. По данным зарубежной печати, в качестве субли¬*	Такой метод охлаждения иногда называется выпотеванием.** Процесс перехода материалов при их нагреве из твердого состояния
в газообразное, минуя жидкую фазу, называется сублимацией.443
мирующих материалов обычно применяются графиты, специаль¬
ные керамики, а в качестве терморазлагающихся материалов —
пластмассы.Охлаждение при помощи турбохолодильных устройствПоддержание внутри кабин и отсеков с оборудованием необ¬
ходимой температуры может достигаться различными способами.
Для самолетов наибольшее распространение получили методы
охлаждения с использованием турбохолодильных установок.
Здесь воздух, отбираемый от компрессора ТРД, если речь идет
о реактивном самолете, или непосредственно из атмосферы, посту¬
пает в воздушную турбину, где он за счет расширения охлаждает¬
ся. В зависимости от типа летательного аппарата и режимов его
полета (скорости и высоты) воздух, поступающий в турбину,
может предварительно охлаждаться за счет впрыска воды или
специальных теплообменников. Последние весьма разнообразны.
Охлаждение воздуха в них может достигаться прокачкой воды
(которая при этом превращается в пар), топлива, атмосферного
воздуха и др.
Глава XVIIIКОНСТРУКЦИЯ ШАССИОсновное назначение шасси — поглощение и рассеивание энер¬
гии летательного аппарата в момент приземления и обеспечение
его разбега и пробега при взлете и посадке, а также передвиже¬
ния его по земле.К шасси, кроме общих требований *, предъявляют следующие
специфические требования:1.	Обеспечение самолету во время его движения по земле необ¬
ходимой устойчивости и маневренности. Выполнение первого из
этих требований обычно достигается правильной компоновкой
шасси на самолете.Второе требование — маневрирование самолета при рулении
осуществляется, как правило, путем раздельного торможения
главных колес (при ориентирующемся носовом колесе) или по¬
средством управляемого носового колеса и изменения тяги двига¬
телей (у многодвигательных самолетов).2.	Возможность эксплуатации самолета на полевых аэродро¬
мах**. Проходимость самолета, т. е. возможность эксплуатации
его на полевых аэродромах, существенно зависит от удельного
давления на грунт, типа и размеров пневматика.3.	Поглощение и рассеивание возможно большей доли кинети¬
ческой энергии самолета, приобретаемой им при посадке. Погло¬
щая энергию посадочного удара, амортизационное устройство
шасси снижает перегрузки (т. е. выполняет ту же роль, что и
рессоры в автомобиле), а рассеивая ее — гасит колебания (эффект
демпфера). Амортизирующие устройства должны также умень¬
шать величину ударных нагрузок, возникающих при движении
самолета на земле особенно на большой скорости.4.	Торможение на пробеге при посадке для поглощения и рас¬
сеивания большей части кинетической энергии движущегося са¬
молета.Стремление к более полному удовлетворению технических
требований, предъявляемых к шасси, приводит к большому разно¬
образию типов взлетно-посадочных устройств.*	Эти требования рассмотрены в главе I.** Это требование относится к самолетам, которые совершают взлет и по¬
садку на неподготовленные аэродромы.445
§ 1. ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКЦИИ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ УСТРОЙСТВ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВВ зависимости от способа взлета и посадки все летательные
аппараты могут быть разделены на два класса:—	аппараты, требующие аэродромов (аппараты аэродромного
базирования);—	аппараты, не требующие аэродромов (аппараты безаэро-
дромного базирования).Аппаратам аэродромного базирования для взлета и посадки
необходимы подготовленные аэродромы. Основным элементом,
обеспечивающим для них возможность разбега перед взлетом и
пробега после посадки, является шасси. Передвижение по земле
таких аппаратов, как правило, осуществляется с помощью колес
(фиг. 18. 1, а) или лыж (см. фиг. 18. 1,6). К преимуществам аппа¬
ратов аэродромного базирования мож:но отнести:1)	их автономность, т. е. независимость от наземных приспо¬
соблений для взлета;2)	возможность одновременного взлета в короткие сроки не¬
скольких аппаратов, так как для этого не требуется затрат вре¬
мени на обслуживание взлетных устройств;3)	легкость перебазирования на сравнительно большие рас¬
стояния при наличии заранее подготовленных аэродромов.Наряду с этим аппараты аэродромного базирования обладают
определенными недостатками, особенно существенными для ско¬
ростных самолетов:1)	в связи с ростом взлетных и посадочных дистанций, а также
полетного веса самолетов аэродромы становятся огромными до¬
рогостоящими сооружениями;2)	аэродромы, а также самолеты, расположенные на них, срав¬
нительно легко могут быть выведены из строя в обстановке
военного времени;3)	шасси, вес которого составляет 3-f-6% от полного веса са¬
молета, является в полете лишним грузом, изъятием которого
можно существенно улучшить летно-технические данные аппарата
и упростить его компоновку.Перечисленные недостатки заставляют создавать аппараты, не
требующие для своей эксплуатации подготовленных аэродромов.К аппаратам безаэродромного базирования можно отнести:—■ самолеты с вертикальным взлетом и посадкой. Для их по¬
садки и стоянки на земле применяется также специальное шасси
(фиг. 18.2);—■ вертолеты и преобразуемые самолеты-вертолеты. Здесь
шасси также обеспечивает посадку и стоянку на земле;—	самолеты, взлетающие с помощью тележек. Взлетно-поса¬
дочными средствами у них являются тележка для взлета и лыжи
для посадки. Самолет перед взлетом устанавливается на тележку
(фиг. 18.3) с пневматиками низкого давления, обеспечивающими
движение по мало подготовленным аэродромам. Для сокращения
длины разбега на тележке могут устанавливаться стартовые уско-446
Ь)Фиг. 18. 1. Самолеты аэродромного базирования.
а—с колесным шасси, б—с лыжным шасси.Фиг. 18.2. Самолет с вертикальным
взлетом и посадкой (взлетно-поса¬
дочными органами здесь служит
специальное шасси).447
рители. Тележка с самолетом разгоняется за счет тяги его двига¬
телей и ускорителей. По достижении взлетной скорости * летчик
отцепляет самолет от тележки и осуществляет взлет. Тележка при
этом автоматически тормозится колесными и специальными тор¬
мозами. Наряду с тележками на пневматиках могут применяться
тележки, перемещающиеся по рельсовому пути. С их помощью
может осуществляться взлет и тяжелых самолетов. Замена шасси
посадочными лыжами снижает вес конструкции аппарата, что
дает возможность улучшить его некоторые летные свойства или
повысить грузоподъемность;Фиг. 18. 3. Самолет с тележкой для взлета,
а—самолет, установленный на тележке, б—взлетная тележка.Фиг. 18.4. Схема катапульты для взлета самолета.1—катапультируемый самолет, 2—тележка, «?—буксирный трос. 4—направляющие для
разгона тележки, 5—передаточный механизм с барабаном, 5—двигатель.—	самолеты, взлетающие с помощью катапульт. Значительно¬
го сокращения взлетной дистанции можно достичь, применяя спе¬
циальные устройства — катапульты (фиг. 18. 4), сообщающие*	Под взлетной понимается минимальная скорость, при которой подъемная
сила крыла становится равной весу самолета.448
самолету за короткий промежуток времени взлетную скорость.
Катапульты значительно отличаются по конструкции, но имеют
общую принципиальную схему. Они состоят из тележки или бук¬
сирного устройства, перемещающихся по направляющим под
действием двигателя, входящего в конструкцию катапульты. Раз¬
меры последней выбираются из условия достижения самолетом доФиг. 18.5. Стартовый стол для вертикального взлета ракет.начала свободного полета взлетной скорости с учетом физиологи¬
чески допустимых перегрузок. Катапульта решает только пробле¬
му взлета. Для посадки требуются специальные устройства (на¬
пример, посадочные лыжи);—	аппараты, взлетающие со стартовой установки. Взлет со
стартовой установки осуществляется с помощью стартовых ракет.При вертикальном взлете обычно применяется пусковой стол
(фиг. 18.5).29 598449
Иногда используются направляющие для взлета самолета под
углом к горизонту (фиг. 18.6). В этом случае стартовые ракеты
устанавливаются так,, что сила реакции их составляет некоторый
угол с осью аппарата и обычно проходит через его центр тяжести.Минимальная скорость в момент отрыва должна обеспечить
устойчивость движения самолета и поэтому может быть меньшеФиг. 18.6. Взлет самолета с помощью стартовой уста¬
новки. (Взлет осуществляется с помощью ускорителей,
сила реакции которых проходит • через центр тяжести
самолета.)взлетной скорости. Соответственно этому уменьшается длийа на¬
правляющих. Для небольших самолетов они могут размещаться
на специальных автомашинах.При взлете с помощью стартовых установок требуется неболь-
щая площадка для запуска аппарата. Сама стартовая установка,
как правило, легко перевозится.К недостаткам стартовых установок можно отнести:а)	продолжительность подготовительных операций, связанных
с запуском;б)	большую стоимость одного запуска;в)	необходимость посадочных приспособлений (для аппаратов
многоразового действия).Со стартовых установок, как известно, взлетают баллистиче¬
ские и крылатые ракеты.450
§ 2. КЛАССИФИКАЦИЯ ШАССИПо типу опор шасси можно классифицировать на:—	колесное (см. фйг. 18. 1,а);—	скользящее (лыжное) (см. фиг. 18.1, б);—	гусеничное.Кроме того, на гидросамолетах применяются лодки или по¬
плавки.Колесное шассиКолеса являются наиболее распространенным типом опор. По¬
этому в дальнейшем основное внимание будет уделено колесному
шасси.Малый коэффициент трения качения колеса по грунту обеспе¬
чивает небольшое сопротивление при разбеге самолета на взлете и
при рулении по аэродрому. Помимо этого, пневматики колес ча¬
стично воспринимают энергию посадочного удара, а тормозные
устройства поглощают кинетическую энергию самолета при про¬
беге после посадки.Стремление к снижению удельного давления на взлетно-поса¬
дочную полосу и к уменьшению объемов для уборки шасси тяже¬
лых самолетов привело к применению многоколесного
шасси. При этом на одной опоре может устанавливаться от
двух до восьми колес. Для крепления колес применяются специ¬
альные тележки (фиг. 18.7).Достоинства многоколесного шасси:1)	нагрузки распределяются по большей площади; благодаря
этому можно пользоваться взлетно-посадочными полосами с мень¬
шей толщиной искусственного покрытия;2)	тележка с колесами весит меньше, чем одно или два экви¬
валентных по нагрузке колеса;3)	тележку легче разместить внутри аппарата в убранном по¬
ложении, чем одно эквивалентное по нагрузке колесо;4)	повышается живучесть шасси; менее опасны проколы и по¬
вреждения отдельных пневматиков;5)	уменьшается износ пневматиков в момент касания земли,
так как колеса малого размера, обладая меньшим моментом инер¬
ции, легче раскручиваются;6)	создаются лучшие условия для торможения при размеще¬
нии тормозов во всех колесах тележки в связи с увеличением по¬
верхности, рассеивающей тепло в окружающую среду.Недостатки многоколесного шасси:1)	сложность конструкции и технического обслуживания;2)	меньшая маневренность самолета при движении на земле —
для поворота самолета необходимо приложить большие моменты;3)	сложность равномерного распределения нагрузки на все
колеса тележки.29*451
Несмотря на эти недостатки, многоколесное шасси получило
широкое распространение на современных тяжелых самолетах.Фиг. 18.7. Многоколесное шасси.а—тележка с восемью колесами, б—тележка с четырьмя колесами.Скользящее (лыжное) шассиСкользящее (лыжное) шасси позволяет значительно умень¬
шить давление на грунт (до 1—2 кг/см2) и тем самым повысить
проходимость самолета. Лыжи применялись для посадки еще на
первых самолетах, однако взлетать с их помощью при невысокой
энерговооруженности аппаратов того времени можно было -только
со снежного покрова.При высокой энерговооруженности современных самолетов
взлет с лыж представляется возможным, хотя и является менее
экономичным (по расходу горючего) по сравнению со взлетом
с колесным шасси. Правда, коэффициент трения скольжения
лыжи по слегка влажной, покрытой дерном почве (|ы = 0,10-^0,15),
близок к коэффициенту сопротивления движения пневматиков низ¬
кого давления (|i^0,12).452
Лыжное шасси характеризуется следующими преимуществами
по сравнению с колесным шасси:1)	оно легче примерно на 30-^50 %;2)	упрощается механизм уборки шасси и требуются меньшие
объемы для его размещения в убранном положении;3)	позволяет взлетать с мягкого, даже топкого грунта, допус¬
кает взлет и посадку на воду (в последнем варианте оно носит
название гидролыж);4)	посадка становится более безопасной, так как нет пневма¬
тиков, которые чаще по сравнению с лыжами выходят из строя;5)	лыжное шасси имеет более простую конструкцию и дешевле
в производстве.К недостаткам летательных аппаратов с лыжным шасси мож¬
но отнести:1)	плохую маневренность на земле;2)	возможность взлета только при больших тяговооруженно-
стях и расходах горючего, а также увеличение длины разбега по
сравнению с длиной разбега на колесном шасси;3)	существенное изменение коэффициента трения скольжения
в зависимости от скорости движения (от 0,6-=-0,8 в начале разбега
до 0,1 -г-0,2 в конце), что требует значительных избытков тяги при
разбеге и особенно при рулении;4)	резкое возрастание давления на грунт в момент посадки и
при переезде через неровности аэродрома вследствие того, что
рост нагрузок на опоры в этих случаях не сопровождается увели¬
чением площади контакта, как это имеет место в колесном шасси;5)	увеличение длины пробега при посадке из-за меньшего зна¬
чения коэффициента трения скользящего шасси по сравнению с за¬
торможенными колесами.Последний недостаток может быть частично устранен примене¬
нием плужков, зарывающихся в грунт на пробеге и небольшого
разворота лыж. Однако это приводит к порче аэродрома.Гусеничное шассиГусеничное шасси пока не нашло широкого применения в авиа¬
ции. Оно напоминает ходовую часть гусеничных тракторов с той
лишь разницей, что металлическая лента заменяется гибкой лен¬
той из прорезиненной ткани, а опорные ролики для нее устанав¬
ливаются на амортизирующих колодках. Гусеничное шасси позво¬
ляет по сравнению с колесным шасси снизить удельное давление
на грунт (примерно в 3—4 раза) и тем самым повысить прохо¬
димость самолета. Однако оно имеет большой вес, более сложную
и менее надежную конструкцию.§ 3. КОМПОНОВКА ШАССИ НА САМОЛЕТЕКомпоновка шасси определяется количеством опор и их распо¬
ложением. По числу и характеру расположения опор на самолете453
можно выделить две схемы шасси, получившие наиболее широкое
распространение:1)	трехопорное шасси*;2)	велосипедное (двухопорное) шасси.Эти схемы в основном удовлетворяют техническим требова¬
ниям, предъявляемым к шасси. Так, устойчивость самолета при
движении по земле обеспечивается определенным расположением
опор относительно его центра тяжести (фиг. 18.8 и 18.9). Перед-Фиг. 18.8. Схема и параметры трехопорного шасси,
в—вынос главных колес, в—база, В—ширина колеи, h—высота шасси.няя опора, расположенная впереди центра тяжести, практически
исключает возможность опрокидывания. Это упрощает посадку и
позволяет применять резкое торможение колес, что значительно
сокращает посадочную дистанцию.Опрокидывание относительно продольной оси исключается вы¬
бором надлежащей ширины колеи В у трехопорного шасси (см.
фиг. 18.8) или установкой подкрыльных опор у велосипедного
шасси (см. фиг. 18. 9).Передняя опора шасси выполняется ориентирующейся. Это
облегчает путевое управление и повышает путевую устойчивость
самолета при движении по аэродрому. Действительно, появление
сноса (фиг. 18. 10) вызывает на главных колесах боковые состав¬
ляющие сил трения Fq, момент которых относительно вертикаль¬
ной оси, проходящей через центр тяжести самолета, направлен на
уменьшение угла сноса.*	В литературе трехопорное шасси обычно именовалось, как шасси с носо¬
вым колесом. Шасси с хвостовой опорой нами не рассматривается, так как
в настоящее время оно применяется редко.454
Фиг. 18.10. Силы, возникающие при движении самолета
на земле со сносом. (Путевая устойчивость самолета обеспечи¬
вается "тем, что при движении со сносом на основных опорах
возникают боковые составляющие сил трения, момент кото¬
рых направлен на уменьшение угла сноса.)
Одним из недостатков рассматриваемых схем шасси является
то, что они не обеспечивают продольной устойчивости самолета
при движении на основных опорах (начало посадки и конец раз¬
бега при взлете). В этом легко убедиться, рассмотрев действую¬
щие при этом на самолет силы (фиг. 18.11). Условие равновесия
моментов относительно поперечной оси имеет вид:£М=Гкрс-Кг.Л.о + Лкн(е + М0=0,
где (лк — коэффициент трения качения.Допустим, что угол атаки крыла увеличится на Да. За этот
счет подъемные силы крыла и оперения (при неизменном поло-Фиг. 18.11. Основные силы, действующие на самолет при движении
на основных опорах. (Трехопорное шасси не обеспечивает продольной устой¬
чивости самолета при движении на земле.)жении руля) возрастут на АУкр и АУг.о- В свою очередь, сила Росв
на основную опору изменится на величинуДЯ=-(ДГКР + ДГГ0).В результате на самолет будет действовать моментДМ = ДКкр (е + - с) + ДКГ„ (/.г-0 - е - j*КЛ),направленный на кабрирование?Как видно из выражения для AM, продольная неустойчивость
возрастает с ростом выноса основных опор. Продольная неустой¬
чивость при движении на главных опорах способствует продоль¬
ным колебаниям и взмыванию самолета.Рассмотрим параметры и компоновку шасси.Трехопорное шассиОсновными геометрическими параметрами шасси, определяющи¬
ми его компоновку (см. фиг. 18.8), являются: база Ъ, ширина ко¬
леи В, вынос основных колес е и высоту шасси Л. Кроме того,
характерными являются углы: угол выноса основных колес f$r
стояночный угол оси самолета ср* и угол фг.От геометрических параметров шасси зависит распределение
нагрузок между опорами, устойчивость и маневреннорть самолета456
при движении по земле. Так, величина нагрузки на носовую опору
зависит от отношения е/b. Для уменьшения этой нагрузки вели¬
чина е/b должна быть минимальной. Поскольку e = h tg р, то отно¬
шение е/b может быть уменьшено за счет увеличения базы
снижения центра тяжести самолета h и уменьшения угла выно¬
са р. Однако высоту h и угол р нельзя выбирать произвольно.
Высота выбирается так, ^чтобы отдельные части самолета (корпус,
крыло, винт и пр.) не задевали земли при посадке и движении по
аэродрому. Для этого в первую очередь необходимо обеспечить
определенную величину угла фг:9а ^ апос ауст Tl >где апос — посадочный угол атаки крыла;ауст —- установочный угол крыла.Выбор угла р должен обеспечить самолету возможность вер¬
нуться в стояночное положение из предельного, когда самолет
хвостовой частью касается земли. Для этого необходимо, чтобыР>ф2-Тем самым устанавливаются минимальные величины р и е. Для£современных самолетов— = 0,1ч-0,15.Стояночный угол ф1 выбирается из условия обеспечения наивы¬
годнейшего угла атаки крыла для разбега самолета при взлете,
либо из конструктивных соображений. Увеличение базы Ь обеспе¬
чивается в основном удлинением носовой части корпуса и вы¬
носом передней опоры вперед.От ширины колеи В зависит поперечная и путевая устойчи¬
вость и управляемость самолета при движении по земле. С увели¬
чением В возрастает маневренность и поперечная устойчивость
самолета на земле. Но при этом увеличивается плечо колес отно¬
сительно центра тяжести и при переезде через неровности могут
возникать большие разворачивающие моменты. Кроме того, уве¬
личение колеи приводит к росту изгибающих моментов крыла при
посадке, а следовательно, к его утяжелению. В ряде случаев
по соображениям уборки шасси (например, при высокопланном
или очень тонком крыле)' опоры располагают вблизи корпуса. Ве¬
личина колеи и в этом случае должна исключать возможность
бокового опрокидывания. У многодвигательных самолетов ширина
колеи, как правило, определяется местом расположения гондол
двигателей.Велосипедное шассиУ скоростных самолетов с тонкими стреловидными крыльями
практически трудно убрать главные опоры в крыло. Это затрудне¬
ние может быть преодолено применением велосипедной схемы
шасси.457
Шасси велосипедной схемы (см. фиг. 18.9) имеет две главные
опоры, расположенные одна за другой под корпусом, и две вспо¬
могательные, свободно ориентирующиеся опоры, размещенные под
крыльями. Ширина колеи основных опор при этом практически
сведена до нуля. Подкрыльные же опоры необходимы здесь пото¬
му, что без них не обеспечивается достаточная поперечная устой¬
чивость самолета при движении его по земле на малых скоро¬
стях *. При большой же скорости движения поперечная устойчи¬
вость может быть обеспечена и без подкрыльных опор за счет
аэродинамических сил крыла.В велосипедной схеме шасси передняя и задняя опоры уби¬
раются в корпус. Это позволяет повысить проходимость самолета
путем применения колес больших размеров. Колеса вспомогатель¬
ных опор небольшие, они убираются в крыло.В зависимости от расположения главных опор относительно
центра тяжести самолета различают два типа велосипедного
шасси:а)	шасси, имеющее расположение опор относительно центра
тяжести (по оси самолета), аналогичное тому, как это принято
у трехопорного шасси. В этом случае основные параметры вело¬
сипедного шасси (за исключением колеи) выбираются из тех же
соображений, что и у трехопорного. Подобная схема обычно при¬
меняется у легких самолетов. Размещение задней опоры вблизи
центра тяжести самолета облегчает отрыв носовой опоры от зем¬
ли при взлете и выдерживание взлетных и посадочных углов
атаки;б)	шасси с расположением задней опоры на значительном уда¬
лении от центра тяжести самолета. Такие схемы свойственны
тяжелым аппаратам, у которых объемы корпуса вблизи центра
тяжести заняты под топливо и другие грузы. Иногда главные опо¬
ры велосипедного шасси располагают примерно на одинаковом
расстоянии от центра тяжести. Благодаря этому выравниваются
нагрузки между опорами и снижается давление на покрытие
взлетно-посадочной полосы, что позволяет уменьшить ее толщинуи,	следовательно, стоимость аэродромов.Вследствие удаления задней опоры от центра тяжести самолета
получаются большие нагрузки на носовую опору. Если не принять
специальных мер, это исключит возможность отрыва передней
опоры от земли при взлете и выдерживания посадочного угла при
посадке, что приведет к увеличению длины разбега и пробега.
Указанные недостатки велосипедной схемы шасси могут быть
устранены различными'путями. Отметим некоторых из них:1)	применение поворотного крыла, устанавливающегося на не¬
обходимые углы для взлета, посадки и других режимов полета;*	В случае применения тележек или спаренных колес самолет может дви¬
гаться на основных опорах и на малых скоростях. Подкрыльные же опоры в та¬
ком случае нагружаются только при наличии бокового ветра и на крутых раз¬
воротах.458
2)	просаживание задней опоры при посадке, обеспечиваемое
специальным устройством шасси;3)	применение на носовых опорах тележек с автоматическим
вздыбливанием при малых нагрузках на колеса (такая тележка
показана на фиг. 18.12).С помощью специального амортизатора на заключительном
этапе разбега, когда шасси разгружается за счет действия подъ¬
емной силы крыла, тележка поворачивается относительно оси ее
крепления к стойке и изменяет угол атаки крыла. При посадке
эта тележка снижает нагрузки на носовую опору, поскольку смяг¬
чает удар, появляющийся при повороте самолета относительно
поперечной оси.Подкрыльные опоры стремятся максимально разнести по раз¬
маху— их часто устанавливают на концах крыльев. Этим дости¬
гается снижение нагрузок, действующих на колеса, и уменьшение
их размеров. Наибольшие нагрузки возникают при развороте и
посадке самолета со сносом. Как видно из фиг. 18.13, а, в случае
разворота на самолет действуют сила трения F и в соответствии
с принципом Даламбера центробежная сила N, составляющие
пару сил:хг с mV2N=F=	,ггде тп — масса самолета;V— скорость его движения;
г —радиус кривизны траектории.При уравновешивании этой пары подкрыльная опора нагружается
силойп	Nh mV*h	/1Q*подкр	£	(	JT Г ~2~В случаях посадки со сносом (см. фиг. 18.13,6) сила трения
основных опорсоздает момент относительно центра тяжестиM=Fh=PKpCKh,где Рк — нагрузка на колеса, нормальная к земле;Иск — коэффициент трения при скольжении.Благодаря этому моменту на подкрыльную опору действует
силаР — м — р«^кН	(18.1)^подкр В	В~2~ ТИз формул следует, что величина Рподкр будет тем меньше, чем
больше колея В подкрыльных опор.459
Механизм путевого
управления носовойФиг. 18.12. Тележка шасси со «вздыбливанием» колес,
а—нормальное положение, б—«вздыбленное» положение.Фиг. 18. 13. Силы, действующие на под¬
крыльную опору шасси.а—искривление траектории за счет центростреми¬
тельной силы F, б—силы, действующие при этом
на опоры шасси.460
В случае стреловидных крыльев (фиг. 18.14) необходимо про¬
верять, обеспечивают ли подкрыльные опоры возможность посад¬
ки самолета. При посадке они должны иметь запас хода амортиза¬
ции, достаточной для обжатия пневматиков и амортизатора задней
главной опоры шасси.Фиг. 18.14. К выбору подкрыльных стоек. Высота
подкрыльных стоек должна обеспечить * возможность
посадки самолета.Возможны два типа подкрыльных опор. У большинства самоле¬
тов с велосипедной схемой шасси подкрыльные опоры на стоянке
частично обжаты и воспринимают небольшую часть нагрузки от
веса самолета (примерно 3-f-5%). Во время посадки и взлета
они могут отрываться от земли за счет прогиба крыла под дейст¬
вием аэродинамических сил. У отдельных типов самолетов одна
из подкрыльных опор нагружается при кренении на стоянке.§ 4. АМОРТИЗАЦИЯ ШАССИВ момент касания колесами земли при посадке самолет обла¬
дает определенным запасом кинетической энергии*г— тУ22	эгде т—масса самолета;V — скорость движения его центра тяжести.Фиг. 18. 15. Составляющие скорости движения само¬
лета в момент его приземления.Вектор скорости V может быть разложен на две составляющие —
горизонтальную VUoc и вертикальную VУп (фиг. 18.15). Посадоч¬
ная скорость l/пос гасится постепенно на длине пробега. Если бы
не было амортизирующих устройств, вертикальная скорость Vyo461
должна была бы гаситься мгновенно и мы получили бы явление
удара. При этом возникли бы значительные ускорения и на эле¬
менты конструкции действовали бы недопустимо большие нагруз¬
ки. Подобное явление может возникнуть и при переезде на
большой скорости через значительные неровности посадочной
полосы.Амортизация шасси служит для уменьшения нагрузок на эле¬
менты конструкции самолета при его посадке и движении по
аэродрому. Сущность амортизирования заключается в том, что ки¬
нетическая энергия самолета, определяющаяся скоростью V Уо,
поглощается амортизацией. Большая часть этой энергии превра¬
щается в потенциальную энергию деформации амортизации, дру¬
гая часть, превращаясь в тепловую энергию, рассеивается.Благодаря амортизации вертикальная скорость самолета V Уй
гасится не мгновенно, а в течение некоторого промежутка време¬
ни, продолжительность которого зависит от величины обжатия
(хода) амортизации. С увеличением хода амортизации снижаются
ускорения и перегрузки самолета.Итак, амортизация шасси должна поглотить кинетическую
энергию:mV\т		УоНо при обжатия амортизации, кроме того, совершается дополни¬
тельная работа, равная изменению потенциальной энергии за счет
опускания центра тяжести самолетаn = kyOH,где О —вес самолета;// — вертикальное перемещение его центра тяжести на величину
обжатия амортизации;
ky — коэффициент, учитывающий разгрузку опор за счет подъем¬
ной силы крыла; обычно принимают, что подъемная сила
в начале посадки Кпос=0,750 и тогда ^=0,25.Работу Я также воспринимает амортизация. Следовательно, пол¬
ную работу, поглощаемую амортизацией, можно записать в сле¬
дующем виде:mV\А—Т+/7=	—-\-kyQHилиmV\(18.2)гдеV2y= V*y, + 2 kjgH;g — ускорение силы тяжести.Скорость Vv можно назвать приведенной вертикальной ско¬
ростью самолета.462
При расчете амортизации работа, которую она должна погло¬
тить, задается нормами прочности в виде (18.2). Там же дается
выражение для определения приведенной скорости Vv, полученное
на основе теоретических и экспериментальных исследований. Нор¬
мированная работа, приходящаяся на отдельные опоры шасси,
определяется по формулеV2Ан — Я1ред 2~~ *	(18.3)где тред—редуцированная масса, приходящаяся на опору. Реду¬
цированная масса предполагается расположенной на линии дейст¬
вия силы реакции земли на опору.Для передних опор/«ред=—V*	<18’4)У т I1+тгде iz= \/ —^—радиус инерции самолета относительно попереч¬
ной оси, проходящей через его центр тяжести.—момент инерции относительно той же оси.Формула (18.4) получена из рассмотрения движения самолета
под действием приложенной к носовой опоре силы реакции зем¬
ли Рк. Ускорение редуцированной массы, расположенной над опо¬
рой, состоит из поступательного ускорения всего самолета
Рк/ц— — и вращательного ускорения относительно его центра тя¬
тяжестиРка Рка%^, = т= —*—а=—-—Полное ускорениеу=у„+Лр-^-(1+4)-Из выражения Рк=т^ следует формула (18.4). Для основных
опор шасси формула (18.4) принимает вид**ред = ^Г*	(18’5)1 +При небольшом выносе задних опор (например, у трехопорного
шасси) вторым членом знаменателя формулы (18.5) пренебре¬
гают и принимаюттреА=т.Для1 того чтобы амортизация могла поглотить нормированную
работу, она должна обладать определенными упругими свойства¬
ми. Роль амортизации выполняют пневматики колес и специальные463
амортизаторы. Пневматики воспринимают часть энергии удара и
аккумулируют ее. Амортизаторы не только воспринимают, но и
рассеивают энергию. Благодаря этому колебания самолета зату¬
хают. Частично амортизация происходит также за счет деформа¬
ции конструкции шасси (например, лыж), каркаса самолета и
грунта.В заключение отметим основные требования, которым должна
удовлетворять амортизация шасси:1)	поглощать энергию посадочного удара с минимальной пере¬
грузкой, при этом нагрузки на опоры шасси должны плавно
нарастать, достигая наибольшей величины в конце хода аморти¬
зации;2)	рассеивать часть энергии удара, превращая ее в тепло;3)	обеспечивать переезд через неровности аэродрома без боль¬
ших перегрузок;4)	совершать обжатие и выпрямление в возможно меньший
промежуток времени (не более 0,8 сек.) с тем, чтобы амортизация
была быстро готова к восприятию следующего удара;5)	мало зависеть от температурных и других эксплуатацион*;
ных условий.
Глава XIXКОЛЕСА ШАССИ§ 1. КОНСТРУКЦИЯ КОЛЕС И РАБОТА ПНЕВМАТИКОВ
Конструкция колесОсновными элементами конструкции колес (фиг. 19.1) являют¬
ся: литой барабан из алюминиевого или магниевого сплава, пнев-
матик и тормоз (для тормозных колес).Пневматик колеса состоит из покрышки и камеры *. Для уве¬
личения прочности и износоустойчивости покрышки она выпол¬
няется многослойной. Верхний слой — протектор изготовляется из
вулканизированной резины со специальным рисунком для лучшего
сцепления с грунтом. Затем идут несколько слоев прорезиненной
ткани и, наконец, корд, состоящий из плетения прорезиненных
нитей (на современных колесах из перлона или нейлона). Пневма¬
тик закрепляется на барабане съемной ребордой. В собранном
виде колесо монтируется на оси с помощью подшипников качения.Давление в камерах пневматиков для различных колес может
колебаться в широких пределах: от 3 до 10, а в редких случаях и
до 20 атм. Колеса высокого давления имеют малые габаритные
размеры D и d (фиг. 19.2), что облегчает их размещние в крыле
или корпусе в убранном положении. Однако повышение давления
в пневматиках ухудшает проходимость самолета по нетвердому
грунту, так как удельное давление колеса на грунт примерно со¬
ответствует давлению в пневматике.Внешняя нагрузка на колеса — сила реакции земли—уравно¬
вешивается избыточным давлением в пневматике на контактную
поверхность, образующуюся в результате его деформации.Элементы пневматика в основном испытывают деформации
растяжения от действия внутреннего давления в камере и центро¬
бежных сил, развивающихся при вращении колеса. Для снижения
центробежных нагрузок иногда применяют более тонкие покрыш¬
ки, обладающие меньшей массой. Другим видом нагружения по¬
крышки является знакопеременный изгиб при ее качении. По мере*	В настоящее время сравнительно широкое распространение получили бес-
камерные пневматики, у которых покрышки совместно с барабаном обеспечи¬
вают необходимую герметичность.30 598465
Фиг. 19. 1. Колесо шасси./—барабан, 2—покрышка, 3—камера, 4—ось, 5—подшипники, 5—затяжная
гайка, 7—съемная реборда, 8—тормозная рубашка, 9—камера тормоза,
10—тормозные колодки, //—магистраль для подачи жидкости (газа)
в камеру тормоза.466
движения колеса отдельные элементы покрышки вначале проги¬
баются за счет сил реакций, а затем выпрямляются под действием
внутреннего давления и центробежных сил.При торможении и раскрутке колес в по¬
крышке появляются, кроме того, значительные
деформации сдвига.Работа, поглощаемая пневматикамиАмортизирующие свойства колес зависят
от размеров паневматика и давления в нем.Полное представление об амортизирующих
свойствах пневматика дает его диаграмма
обжатия, на которой изображается зависимость
нагрузки на колесо Р от обжатия пневматика 6
(фиг. 19.3). Вид этой зависимости в основном
определяется величиной давления начальной
зарядки ро в камере и жесткостью покрышки.Полная сила, необходимая для некоторого
обжатия пневматика, может быть представ¬
лена так:^ = ^. + ^пок.	(19. 1)где Ря=р--—т —сила, необходимая для сжатия воздуха;dbdVпн —степень изменения объёма пневматика — VnH при
обжатии 8;рпок усилие, потребное для деформации покрышки.
При медленном (статическом) обжатии пневматика процесс
сжатия воздуха можно считать изотермическим:Р=Ро^у>	(19.2)где Vo и V — соответственно начальный и некоторый конечный
объем камеры.Объем пневматика при обжатии уменьшается незначительно,
вследствие этого согласно (19.2) мало меняется и давление в ка¬
мере. Максимальное уменьшение объема и увеличение давленияне превышает 15-f-20%. Поскольку величина d^ , как показываютопыты, практически не зависит от ро, то усилие Рв пропорциональ¬
но давлению ро.Сила Рпок при статическом обжатии обычно не превосходит
10—12% от Рв- Величина ее также зависит от давления начальной
зарядки ро, так как с ростом последнего увеличивается жесткость
пневматика.При быстром (динамическом) нагружении пневматика (на¬
пример, при посадке или переезде через неровности грунта) про¬Фиг. 19.2. Харак¬
терные размеры
пневматика. Ос¬
новными разме¬
рами пневматика
являются внешний
габаритный раз¬
мер D и диаметр
пневматика — d.30*467
цесс сжатия воздуха можно считать адиабатическим. Благодаря
этому по мере обжатия быстрее растут давление р и усилие Рв.
Существенно также возрастает сила Рпок вследствие увеличения
модуля упругости резины с ростом скорости ее деформации.
В результате этого при скоростях обжатия в несколько метров
в секунду, имеющих место при грубой посадке, усилие Р, соответ¬
ствующее некоторому обжатию б, возрастает по сравнению со
статическим значением на 30% и более. Примерный вид диаграм¬
мы P=f{ б) при быстром
РкГ 1	частичном обжатии и рас¬прямлении пневматика по¬
казан на фиг. 19. 3 пункти¬
ром. На этой диаграмме
ясно выражена петля гисте¬
резиса (заштрихованная об¬
ласть), показывающая, что
в данном случае (в отличие
от статического обжатия)
имеет место некоторое рас¬
сеивание энергии пневмати-
ком.Обычно пользуются диа¬
граммой статического об¬
жатия. На ней можно отме-
$м.д8п.о Яр*, 3метить следующие характер¬
ные точки, для которых из¬
вестно:1)	постоянное для каж¬
дого колеса стояночное об¬
жатие пневматика бст, зада¬
ваемое организацией-изгото-
вителем, и соответствующая ему нагрузка на колесо Рст при
стоянке самолета на земле;2)	полное обжатие 6п.о, соответствующее моменту соприкосно¬
вения внутренних поверхностей пневматика (см. фиг. 19.2) и ха¬
рактеризуемое нагрузкой Рп.о;3)	максимально допустимое в процессе эксплуатации обжатие
бм.д, которому соответствует максимально допустимая нагруз¬
ка Рм.д; обычно принимаютФиг. 19.3. Диаграмма обжатия пневмати¬
ка. На диаграмме представлена зависи¬
мость нагрузки на пневматик Р от его
обжатия 6; чем больше начальное давле¬
ние роУ тем круче идет диаграмма.**..=0,958,.,;4)	положение, соответствующее разрушению колеса; нагрузка,
при которой наступает разрушение колесаР =2 Р'раз	п.о*Для колес передних опор с учетом их дополнительного нагруже¬
ния при торможении после посадки, помимо стояночной нагрузки468
Рст, задается динамическая нагрузка Рдин, соответствующая*дин ~ О»58п>0.Работа, поглощаемая пневматиком в процессе нагружения,
будет6Am=^Pdb.	(19.3)оПоскольку зависимость P=f(b) близка к линейной, работу Ам,д
при обжатии бмд можно определить по формулеА,д~0,9^*5-.	(19.4)Графически работа пневматика определяется площадью диаграм¬
мы обжатия. Легко видеть, что работа зависит от величины обжа¬
тия и внутреннего давления в пневматике.Энергия, воспринимаемая пневматиком в процессе его обжа¬
тия, направляется по двум каналам. Основная ее часть идет на
совершение термодинамического процесса сжатия воздуха. Остав¬
шаяся часть затрачивается на упругие деформации пневматика.Способность колеса воспринимать нагрузки характеризуется
коэффициентом грузоподъемности.пг р=-^-.	(19.5)Г стДля колес передних опор в формуле (19.5) следует Рст заменить
на Рдин.§ 2. МЕТОДИКА ПОДБОРА КОЛЕС К САМОЛЕТУПодбор колес задних опор шасси производится по стояночной взлетной и
посадочной нагрузке, которая находится распределением соответствующего веса
самолета между опорами по правилам механики. Зная стояночную нагрузку
Рст по стандарту подбирают колесо так, чтобыРст < ^ст шах>где Рст max — максимально допустимая стояночная нагрузка для данного коле¬
са по каталогу колес.Обычно Рст max в каталоге задается для взлетного и расчетного посадоч¬
ного веса. Неравенство РСт<Рст max должно иметь место для обоих весов. По¬
скольку РстСРст max, то для сохранения стояночного обжатия при взлетном
весе устанавливают потребное давление в колесеP0 = P0mix	(19*6>гст шахгде р\ошах—давление в колесе, соответствующее Рст max. Формула (19.6) по¬
лучена в предположении пропорциональности стояночной нагрузки на колесо
начальному давлению в пневматике при сохранении стояночного обжатия йст.469
Колеса передних опор подбираются по стояночной нагрузке с учетом догру¬
жения опоры за счет торможения колесгде Рно с. с т — стояночная нагрузка на носовую опору;F — сила трения колес, которая может быть определена по величине
ускорения самолета j, получающегося в процессе торможения:h — высота шасси — расстояние ^центра тяжести самолета до земли;
Ъ — база шасси;Gnoc — посадочный вес самолета.Ускорение / обычно задается в каталоге.Эта нагрузка должна быть меньше Рдин шах, взятой из каталога колес. При
этом определение начального давления в пневматике ведется по формуле, ана¬
логичной (19.6). Подобранное таким образом колесо должно иметь РСт max
для взлетного веса большее, чем Рст» действующее на колесо носовой опоры
при взлете.Колеса подкрыльных стоек велосипедного шасси подбираются по нагрузке,
получающейся при развороте или сносе [формулы (18. 1) и (18. Г)]- Эта нагрузка
не должна превышать некоторой доли Рст шах, задаваемой каталогом.§ 3. ТОРМОЗНЫЕ УСТРОЙСТВА ШАССИСовременные самолеты обладают при посадке большим запа¬
сом кинетической энергии, определяющейся высокими посадочны¬
ми скоростями. Длина пробега самолета зависит от быстроты рас¬
сеивания этой энергии.Рассеивание энергии в процессе послепосадочного пробега
(торможения) происходит за счет работы, затрачиваемой на пре¬
одоление сил трения при движении по грунту и сил аэродинамиче¬
ского сопротивления.Помимо этого, для тех же целей могут применяться специ¬
альные устройства, как, например, реверс тяги двигателей или
винтов.Коэффициент аэродинамического торможенияс(19.8)для скоростных самолетов, имеющих большую удельную нагрузку
на крыло (р>250 кГ/м2) и хорошую аэродинамическую форму
(малые значения сх)у невелик. Ввиду этого сравнительно невелика
и доля энергии, рассеиваемая за счет торможения в воздушном
потоке. Она может быть существенно увеличена путем примене¬
ния аэродинамических тормозов — тормозных щитков и парашю¬
тов. Применение тормозных парашютов сокращает длину пробега
примерно на 30-^40% и к тому же увеличивает срок службы пнев¬
матиков благодаря меньшей интенсивности торможения колес.470
Основную роль в рассеивании кинетической энергии самолета
играют тормоза шасси. На их долю приходится примерно 70—80%
всей энергии. Коэффициент торможения за счет трения о грунт^тр=7^ = 2^*4 ~~G~ ’	(19'где F — суммарная сила трения всех колёс;О —вес самолёта;—	коэффициент трения колёс i-той опоры;Рк. — нагрузка, приходящаяся на эту опору.В случае незатормо¬
женных колес коэффи¬
циент |лТр равен коэффи¬
циенту трения качения
Цтр.кач, величина которого
определяется трением в
подшипниках, сопротивле¬
нием качения упругого
пневматика и деформа¬
цией грунта.Если к колесу, вра¬
щающемуся с некоторой
угловой скоростью со, при¬
ложить тормозной мо¬
мент Л1тор (фиг. 19.4),
то при отсутствии каса¬
ния его о грунт величина
со начнет падать. При
движении колеса по зем¬
ле с постоянной скоро¬
стью это должно вызвать
проскальзывание поверх¬
ности покрышки (беговой
дорожки) по грунту. Но
этому мешает сила сцеп¬
ления колес с грунтом,
т. е. сила трения F, момент которой MF относительно оси вращения
уравновешивает приложенный к колесу тормозной момент Л1тор:MF = FRo6=MTQpi	(19.10)где R0q — радиус обжатого пневматика.Сила F и тормозит движение самолета. При этом в соответст¬
вии со снижением скорости движения самолета уменьшается
угловая скорость вращения колеса. Чем больше Мт0р, тем больше
сила F и сильнее торможение самолета. Однако величина F не мо¬
жет быть больше^7шах = 1АТр.пок^)к»	(19. 11)где (LiTp.noK — коэффициент трения покоя.Фиг. 19. 4. Схема сил и моментов при тормо¬
жении колеса. При действии на колесо мо¬
мента Мтор возникает сила трения F, уравно¬
вешивающая на плече R0б момент Мт0р и
замедляющая движение самолета.471
Попытка получить большую силу трения приложением тормоз¬
ного момента^тор	^тр.пок^к^обприведет к отрицательному результату. Это объясняется тем, что
при Л1ТОр>.Мр max окружная скорость беговой дорожки колеса
становится меньше скорости движения самолета и колесо начинает
проскальзывать по грунту. В этом случаеF ^тр.ск^к tSp.noic ^ ^тах*Таким образом, выражение (19.11) дает максимальную силу
торможения, которую можно получить с помощью колесного тор¬
моза. Для ее достижения необходимо стремиться к тому, чтобы
AfTOp~Mjrmaxe Другое ограничение величины F связано со способ¬
ностью тормоза рассеять большое количество тепла, выделяемого
за счет трения его вращающихся и неподвижных частей.Это становится очевидным из следующего примера.Пример. Определим количество тепла, выделяемого при торможении само¬
лета, имеющего посадочный вес (/пос = 100 ООО кГ и УПос=216 км/ч (60 м/сек).Решение. Кинетическая энергия самолетаmVloc 100000
А = —-г^=	602 = 18,3-106 кГ-м.2	2-9,81Если на долю тормозов приходится 70% этой энергии, то количество выде¬
ляемого тормозами тепла составитQ =—-0,7-18,3-106 = 30000 ккал.
v 427Поскольку выделение этого тепла происходит за короткий про¬
межуток времени, то элементы тормоза и колеса подвергаются
сильному нагреву, что в конечном счете может привести к их раз¬
рушению.Поэтому в реальных конструкциях предусматриваются меро¬
приятия, обеспечивающие хороший отвод тепла от тормозов.Кроме того, решаются задачи:а)	обеспечения плавности торможения и растормаживания
в короткие сроки (1-:-2 сек.);б)	создания больших тормозных моментов (MTOpM^AfFmax)
при малых габаритах и весах тормозов.На современных самолетах обычно применяются камерные
тормоза. Такой тормоз (см. фиг. 19. 1) состоит из ряда колодок,
облицованных фрикционными пластинами из пластмассы. Колод¬
ки могут перемещаться лишь в радиальном направлении под дав¬
лением жидкости или воздуха, подводимого в резиновую камеру.
Тормозной момент, создающийся за счет трения колодок о бара¬
бан, передается через шлицевые выступы на корпус, связанный
с осью колеса. Для отвода тепла на поверхности барабана колеса
имеются ребра.Величина тормозного момента определяется силой трения ко¬
лодок о барабан. Эта сила пропорциональна суммарной площади472
колодок, коэффициенту их трения о рубашку и давлению, созда¬
ваемому камерой.Камерные тормоза характеризуются: плавностью торможения,
равномерным распределением давления по поверхности барабана,
простотой изготовления и эксплуатации, сравнительно небольшим
весом при большом тормозном
моменте. Недостатком их яв¬
ляется большой расход жидко¬
сти или воздуха на торможе¬
ние, длительность торможения
и растормаживания колес
большого диаметра.Некоторое распространение
на современных зарубежных
самолетах получили также ди¬
сковые тормоза (фиг. 19.5).Они действуют по принципу
фрикционной пластинчатой
муфты сцепления. Торможение
здесь осуществляется за счет
взаимного трения подвижных
дисков Зу укрепленных на ба¬
рабане колеса и неподвиж¬
ных 4, связанных с корпусом
тормоза. Величина тормозного
момента, создаваемого диско¬
вым тормозом, зависит от силы
сжатия дисков 3 и 4, имеющих
возможность смещаться па¬
раллельно оси колеса.Сжатие дисков происходит
при перемещении кольцевого
поршня <5 под действием жид¬
кости или газа, подводимого
от тормозной системы. В исход¬
ное положение поршень воз¬
вращается пластинчатыми пру¬
жинами.Достоинством дисковых тор¬
мозов является возможность
создания больших тормозных
моментов, плавность действия и компактность. Их недостатком сле¬
дует считать плохой отвод тепла, благодаря чему при длительном
торможении возможно сваривание отдельных дисков. Кроме того,
вес таких тормозов обычно больше, чем камерных.В связи с трудностью отвода большого количества тепла of
тормозов, расположенных внутри колеса, и снижением толщины
покрышек на некоторых самолетах применяют тормозные колод-
ки, вынесенные за пределы колеса. Эти колодки при торможенииФиг. 19.5. Дисковый тормоз,
/—корпус колеса, 2—корпус тормоза, 3—по¬
движные диски. 4—неподвижные диски. 5—ка¬
нал для жидкости, 5—кольцевая полость,.
7—резиновое кольцо, 8—кольцевой поршень,
9—кольцевой диск, 10—кольцевая регулиро¬
вочная шайба.473:
прижимаются непосредственно к посадочной полосе и создают
большие силы,трения (фиг. 19.6). Такие тормозные колодки хоро¬
шо компонуются с тележками шасси, имеют простую конструк-Фиг. 19.6. Колодочный тормоз, расположенный вне
колеса. (Тормозное усилие создается при прижатии ко¬
лодки к посадочной полосе.)цию, удобны и надежны в эксплуатации. Их недостатком являет¬
ся больший вес по сравнению с колесными тормозами вследствие
ТОГО, ЧТО |Ь1тр.ск<\М'Тр.пок, и быстрый износ трущейся поверхности.
Обычно трущаяся поверхность выполняется сменной.§ 4. МЕРОПРИЯТИЯ ПО БОРЬБЕ С РАЗРУШЕНИЕМ ПНЕВМАТИКОВ
В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТАРазрушение пневматиков при эксплуатации самолета может
происходить вследствие:1)	изменения физико-механических свойств резины;2)	знакопеременного изгиба, сочетающегося с большими на¬
пряжениями от центробежных сил и внутреннего давления в
пневматике;3)	явлений, связанных с торможением колес.В процессе эксплуатации самолета пневматики подвергаются
воздействию температур широкого диапазона. Их нагрев может
происходить не только за счет атмосферного тепла, но и за счет474
деформации покрышки, трения о грунт и отвода тепла от тормо¬
зов. Повышение температуры приводит к снижению механических
свойств резины. К таким же результатам ведет воздействие света,
воздуха, масла и керосина. При сильном понижении температуры
резина теряет свои упругие свойства и разрушается даже от не¬
больших деформаций.Снижение механических свойств резины в сочетании с неблаго¬
приятными условиями нагружения (знакопеременный изгиб, вы¬
зывающий явление усталости) может привести к значительному
сокращению срока службы пневматиков. С увеличением посадоч¬
ных скоростей растут инерционные нагрузки и число циклов
деформаций пневматиков, что также сокращает их срок службы.Неблагоприятные условия нагружения усугубляются непра¬
вильной зарядкой пневматика. Зарядка давлением р0, меньшим
расчетного, увеличивает стояночное обжатие и интенсивность изги¬
ба при качении. В небольших пределах можно повышать давление
предварительной зарядки пневматика ро при сильном понижении
температур с целью уменьшения обжатия и изгиба резины, ча¬
стично потерявшей упругие свойства.Следует добиваться хорошего отвода тепла от тормозов. При
частных посадках самолета технический состав самолета должен
следить за температурой колес и при необходимости их охлаж¬
дать.Большой износ пневматиков получается за счет трения колесо	землю в начальный момент посадки и при торможении. В начале
пробега окружная скорость колес не равна скорости движения
самолета. Благодаря этому происходит проскальзывание колес
(«юз»). Проскальзывание колеса ведет к тому, что энергия само¬
лета частично гасится за счет трения покрышки о грунт. Но это
приводит к ее быстрому износу. К тому же при проскальзывании
износ покрышки может быть неравномерным. Если колесо не вра¬
щается, то покрышка сильно изнашивается только в месте ее каса¬
ния о грунт. Подобное явление может возникнуть и при сильном
торможении, если тормозной момент превышает максимальное зна¬
чение МРтлх, определяемое началом скольжения колес о грунт.В процессе торможения величина^^,max = ’^'TP'n0K^K^°6непрерывно меняется. Это объясняется следующими обстоятель¬
ствами. Коэффициент м-тр.пок изменяется вследствие неоднородности
посадочной полосы. Нагрузка на колесо Рк в начальный момент
пробега сравнительно невелика, так как шасси в значительной мере
разгружается за счет подъемной силы крыла. По мере уменьшения
скорости движения самолета Рк возрастает. Соответственно с изме¬
нением Рк меняется обжатие пневматика и радиус Лоб-Таким образом, в начале пробега момент ^Fraax невелик. К тому
же обычно самолет совершает посадку на задние колеса, и летчик
в этом положении удерживает его рулем высоты, не допуская475
переваливания на переднее колесо. Торможение в этот период не
допускается. Оно начинается с началом движения на задних и
передних колесах. Интенсивность торможения должна возрастать
в соответствии с ростом Л1^шах.Для лучшего использования тормозов и предупреждения про¬
скальзывания колес применяются автоматы торможения. Автомат
торможения (фиг. 19.7) обычно состоит из инерционного датчика
угловых ускорений (маховичка), вращающегося через повышаю¬щий редуктор вместе с колесом. Как только колесо замедляет вра¬
щение, маховичок по инерции поворачивается относительно оси
колеса и заставляет срабатывать механизм выключения тормозов.
Благодаря этому устраняется проскальзывание колес, что приводит
в соответствие Мтор и MFmax и уменьшает износ пневматиков.Недостатком большинства существующих автоматов торможе¬
ния является то, что колебание давления в тормозной системе при¬
водит к резкому затормаживанию и растормаживанию колес. Соот¬
ветственно меняются и силы торможения, что может привести к
сильной раскачке самолета относительно поперечной оси в случае
приближения частоты изменения сил к частоте упругих колебаний
конструкции, а также к действию ударных нагрузок на опоры476Детали узла!Фиг. 19.7. Автомат торможения.1—маховик, 2—валик привода маховика, 3—втулка со скосами для
перемещения толкателя, 4—толкатель, 5—коромысло, 6—контакт, замы¬
кания электросети, управляющей клапаном растормаживания, 7—устрой¬
ство для регулировки сил трения между меховиком и приводным
валиком.
шасси. Для устранения этих явлений в системе автомата торможе¬
ния применяются специальные модуляторы, работа которых состоит
в том, что они обеспечивают более плавное изменение давления в
тормозах. Величины тормозных моментов, обеспечиваемых такими
автоматами торможения, очень близки к Л4гтах, что сокращает
время, а следовательно, и длину послепосадочного пробега.Износ пневматиков за счет истирания в начале посадки может
быть устранен применением предварительной раскрутки колес с
помощью аэродинамических сил или специального привода.
Глава XXАМОРТИЗАТОРЫ ШАССИ§ 1. ВИДЫ АМОРТИЗАТОРОВАмортизаторы шасси поглощают и рассеивают большую часть
энергии самолета, определяющейся вертикальной скоростью пере¬
мещения его центра тяжести относительно земли *. Для выполне¬
ния этих функций они должны обладать определенными упругими
и диссипативными свойствами. Упругость амортизатора обеспечи¬
вает поглощение энергии за счет его деформации. Диссипативные
свойства сводятся к необратимому преобразованию кинетической
и потенциальной энергии самолета в тепловую энергию и последую¬
щему ее рассеиванию.Те или иные свойства амортизатора в основном определяются
выбором рабочего тела. В соответствии с типом рабочего тела
амортизаторы, применяющиеся в настоящее время, можно разбить
на три вида: жидкостно-газовые, жидкостные и жидкостно-газово¬
пружинные.Жидкостно-газовый амортизаторВ жидкостно-газовом амортизаторе рабочими телами являются
жидкость (обычно спирто-глицериновая смесь, либо специальное
масло) и газ (воздух, азот и т. д.). Жидкость, помимо поглощения
энергии, способствует ее рассеиванию. Газ является упругим телом,
аккумулирующим энергию при сокращении амортизатора. Он воз¬
вращает амортизатор в исходное положение после снятия нагрузки
и тем самым подготавливает его к очередному нагружению.Жидкостной амортизаторВ жидкостном амортизаторе используется свойство сжимаемости
жидкостей при больших давлениях. Жидкость в этих амортизато¬
рах не только поглощает и рассеивает энергию посадочного удара,
но и служит упругим телом, т. е. выполняет роль газа в жидкостно¬
газовой амортизации.*	См. главу XVIII.478
Жидкостно-газово-пружинный амортизаторВ жидкостно-газово-пружинном амортизаторе упругим телом
является газ и пружина. Благодаря наличию дополнительного упру¬
гого элемента (пружины) повышается способность к поглощению
энергии; амортизация становится менее жесткой, что способствует
уменьшению нагрузок на шасси. Такие амортизаторы иногда при¬
меняются для подкрыльных стоек велосипедного шасси.§ 2. КОНСТРУКЦИЯ и ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ЖИДКОСТНО-ГАЗОВЫХАМОРТИЗАТОРОВКонструкция амортизаторовЖидкостно-газовый амортизатор обычно состоит из стального
цилиндра, в котором перемещается шток по специальным направ¬
ляющим—буксам (фиг. 20. 1, 20.2). Одна из букс укрепляется на
конце штока и перемещается вместе с ним. Другая устанавливает¬
ся в нижней части цилиндра.В собранном виде амортизатор через специальные штуцеры
заряжается вначале жидкостью до определенного уровня над што¬
ком, а затем.и газом.до некоторого начального давления р0-Уплотнение между цилиндром и штоком обеспечивается уплот¬
нительными пакетами, состоящими из кожаных или резиновых ман¬
жет и распорных колец. В амортизаторе, выполненном по схеме,
показанной на фиг. 20. 1, уплотнение монтируется на штоке у верх¬
ней буксы и образует поршень. При этом не используется кольце¬
вой объем между штоком и цилиндром. В амортизаторе, представ¬
ленном на фиг. 20.2, уплотнение на нижней буксе неподвижно
относительно цилиндра. В верхней буксе имеются отверстия, по
которым жидкость перетекает в запоршневое пространство.Внутри цилиндра укрепляется трубка-плунжер с отверстиями
для торможения жидкости. Отверстия для перетекания жидкости
чаще просверливаются в центре донышка плунжера. Дополнитель¬
но на начальном участке хода штока может создаваться зазор
между плунжером и штоком для смягчения работы амортизатора.На плунжере (см. фиг. 20. 1) или в запоршневом пространстве
(см. фиг. 20.2) устанавливаются обратные клапаны. Назначение
их — усилить торможение жидкости, т. е. рассеивание энергии при
распрямлении амортизатора (на обратном ходе) путем уменьше¬
ния размеров проходных сечений. Размеры проходных сечений в
обратном клапане (см. фиг. 20.2) влияют на скорость выхода штока
из цилиндра и поэтому подбираются так, чтобы время совершения
прямого и обратного хода не превышало допустимого.Принцип действия амортизатораРассмотрим работу амортизатора. Если внешние нагрузки
отсутствуют, начальное состояние амортизатора характеризуется
внутренним давлением ро и объемом газовой камеры v0. Шток479
Прямой ходIФиг. 20. 1. Амортизатор с подвижным уплотнением на штоке./—цилиндр, 2—шток, 3—плунжер, 4—верхняя букса, 5—уплотнение, 5—нижняя букса,
7—обратный клапан, 8—сальник, 9—затяжная гайка сальника, 10—затяжная гайканижней буксы.480
а)Фиг. 20. 2. Амортизатор с неподвижным уплотнением в цилиндре.1—цилиндр. 2—шток, 3—плунжер, 4—верхняя букса с отверстиями для про¬
тока жидкости, 5—уплотнение. 6—нижняя букса. 7—обратный клапан, 8—саль¬
ник, 9—затяжная гайка.31 598481
удерживается в крайнем нижнем положении давлением газа ро и
трением покоя манжет и букс. СилаQo=PoF.	(20.1)действующая со стороны газа на шток при необжатом амортиза¬
торе, носит название усилия предварительной затяжки. Площадьи %с12F=—,4принимаемая в ра¬счет в (20.1) и последующих
формулах, в зависимости от
схемы амортизатора опреде¬
ляется диаметром поршня
(см. фиг. 20. 1) или внеш¬
ним диаметром штока (см.
фиг. 20.2). В последнем
случае давления в запоршне-
вом пространстве и над
поршнем взаимно уравнове¬
шиваются и неуравновешен¬
ная сила действует только
на площадь, охватываемую
контуром штока.При нагружении силой
Q>Qo амортизатор начи¬
нает обжиматься * (фиг.
20. 3, а). Благодаря этому
жидкость частично запол¬
няет объем v0, вследствие
чего газ сжимается. Про¬
цесс сжатия газа при по¬
садке самолета протекает
быстро и практически в этот
момент тепло не успевает
отводиться через стенки ци¬
линдра. Однако при перете¬
кании жидкости через ма¬
лые отверстия плунжера
образуется эмульсия и часть
тепла передается жидкости.
Ввиду этого в общем слу¬
чае процесс сжатия газа
следует считать политропи-
ческим и давление в амортизаторе |и при некотором ходе штока 5
определять из уравнения политропы(20.2)Фиг. 20.-3. Схема сил, возникающих
в амортизаторе,
а—прямой ход; б—обратный ход.*	Пока не учитываются силы трения. В первом приближении можно также
пренебречь силами инерции движущихся масс (штока и колес).482
(20. 3)где н — показатель политропы (обычно принимают х=1,2);vs — объем газа при ходе штока, равном 5. Соответственно уси¬
лие, потребное для сжатия газа,Vq_-Fs)На фиг. 20.4 кривая 1—2—5 изображает диаграмму изменения
силы Qr по ходу 5. Если после полного обжатия амортизатор посте¬
пенно разгружается, то шток под действием внутреннего давления
будет совершать обратный ход. При этом вследствие малых потерь
на трение в газовой среде кривая изменения усилий газа примерно
совпадает с 1—2—5.Площадь диаграммы 1—2—5—6—0—1 равна работе, погло¬
щенной газом на прямом ходе. Для политропического процесса ее
можно выразить так:<2о-4)Поскольку газ практически не рассеивает энергии, поглощенная
работа будет возвращена целиком на обратном ходе и затратится
на подъем центра тяжести
самолета.Как при прямом, так
и при обратном ходе
амортизации жидкость
должна перетекать через
небольшие отверстия (см.
фиг. 20.3), а из гидрав¬
лики известно, что при
перетекании жидкости че¬
рез малые отверстия
имеет место потеря напо¬
ра, так как энергия за¬
трачивается на сообще¬
ние струе кинетической
энергии и на трение в
жидкости. Эта энергия
отдается стенкам в виде
тепла.Избыточное давление
в жидкости, необходимое
для ее перетекания через
формулеФиг. 20.4. Диаграмма работы амортизато¬
ра. Площадь 1—3—5—6—0—1 эквивалент¬
на энергии, поглощенной амортизатором
на прямом ходе. Заштрихованная пло¬
щадь численно равна энергии, рассеян¬
ной за один цикл.отверстие, может быть определено пор V2_	_ „ г “ ж гРизб Рж Рг ^ оl2е(20.5)гдерж — давление жидкости;
рг — давление газа;31*483
р и f — плотность и удельный вес жидкости;Vx — скорость струи жидкости;С —коэффициент гидравлического сопротивления, учитывающий
потери при перетекании жидкости через диафрагму и зави¬
сящий в основном от формы канала и вязкости жидкости;
обычно принимают С = 2-ч-2,5.Скорость струи жидкости Vm может быть выражена через скорость
лоршня с помощью уравнения неразрывности струи:V.J = FXVB.	(20.6)Здесь /—площадь проходных отверстий для жидкости;/^ — площадь сечения столба жидкости внутри штока;Vn — скорость движения поршня.Умножив избыточное давление рИзб на площадь Fm, найдем
силу (2ж, которую необходимо приложить к штоку для проталкива¬
ния жидкости через отверстия плунжера:Q«=A*^«=*T^f	(20-7)или, учитывая (20.6),(2о-8)*g j *Из (20.8) следует, что сила гидравлического сопротивления про¬
порциональна квадрату скорости движения поршня. В начале и в
конце хода скорость Кп=0 и сила (2Ж=0. В промежуточных поло¬
жениях скорость сокращения амортизатора Vn на самолете вначале
быстро нарастает, а затем убывает. В соответствии с этим изме¬
няется величина сила Qm.На прямом ходе сила Qm имеет то же направление, что и Qr (см.
фиг. 20.3, а) и поэтому они суммируются. Кривая 1—3—5 (см.
фиг. 20.4) изображает суммарные усилия Qr+Q>«. Полная работа,
совершаемая амортизатором на прямом ходе, численно выражает¬
ся площадью диаграммы 1—3—5—6—0—1. Часть этой работы,
соответствующая площади 1—3—5—2—1, рассеивается. Оставшая¬
ся часть (работа газа Аг) аккумулируется и является источником
энергии для совершения обратного хода амортизатора. При рас¬
прямлении амортизатора (обратном ходе) жидкость должна пере¬
текать через отверстия в плунжере, но уже в противоположном
направлении по сравнению с прямым ходом (см. фиг. 20.3,6). Воз¬
никающая при этом сила Qm имеет противоположное направление
по отношению к Qr. Отняв на диаграмме (см. фиг. 20.4) от орди¬
нат Qr значения Qm, получим кривую 5—4—1 изменения усилий в
амортизаторе на обратном ходе. Таким образом, часть энергии сжа¬
того газа (площадь 1—2—5—4—1) затрачивается при обратном
ходе на перетекание жидкости; другая часть (площадь
1—4—5—6—0—1) возвращается самолету и рассеивается при по¬
следующих циклах работы амортизации. Полная энергия, рассеи-484
ваемая за один цикл (на прямом и обратном ходе), представляется
на диаграмме работы амортизатора заштрихованной площадьюХарактер диаграммы работы амортизатора зависит от грубости
посадки, так как это влияет на величину вертикальной скорости
опускания центра тяжести самолета, а
следовательно, и на скорость обжатия
амортизатора. При мягкой посадке мень¬
шую энергию воспринимает амортизатор.Поэтому уменьшается его ход и наиболь¬
шее усилие Q, вследствие чего точка 5
переместится на политропе в положе¬
ние 5' Большое влияние на вид диа¬
граммы оказывает величина проходных
сечений для жидкости в плунжере. Как
видно из формулы (20.8), уменьшение
проходных сечений приводит к увеличе¬
нию силы Q)к. Ход диаграммы (при по¬
стоянных 5э и(Зэ) в этом случае (см.
фиг. 20. 4) показан пунктирными линия¬
ми /—3'—5 и 1—4'—5. Из диаграммы
видно, что с уменьшением площади от¬
верстий для жидкости растет величина
энергии, воспринимаемой амортизатором
на прямом ходе. Помимо этого, возра¬
стает величина рассеиваемой за один
цикл энергии (площадь 1—3'—5—4'—1).Однако амортизация становится более
жесткой и нагрузки на шасси возра¬
стают.Изменяя величину проходных сече¬
ний для жидкости по мере движения
поршня, можно добиться более плавного
нарастания усилий в амортизаторе.С этой целью иногда в отверстие плун¬
жера вводится игла переменного сече¬
ния (фиг. 20.5). Обычно сечения иглы
выбираются так, чтобы в начале хода, когда скорость Vn быстро
нарастает, проходные сечения для жидкости были большими,
а к концу хода, когда Vn падает, они уменьшались. Постановка
обратного клапана усиливает торможение жидкости и кривая изме¬
нения усилий в амортизаторе на обратном ходе будет иметь вид
5—4'—1 (см. фиг. 20.4). Очевидно, что в этом случае растет вели¬
чина рассеиваемой за один цикл энергии.Силы трения в манжетах и буксахПомимо рассмотренных, выше сил, при движении штока отно¬
сительно цилиндра действуют силы трения в манжетах и буксах.ная схема амортизатора
с переменным по ходу
размером отверстия для
жидкости. (Форма иглы
переменного сечения
определяет закон изме¬
нения проходного сече¬
ния для жидкости и
усилия в амортизаторе.)485
Фиг. 20. 6. Диаграмма работы жидкостно-газового
амортизатора с учетом сил трения. (За счет трения
манжет и букс кривая усилий амортизатора пере¬
мещается вверх при прямом ходе и вниз при обрат¬
ном ходе.)Фиг. 20.7. Шасси с амортизатором, вос¬
принимающим изгиб. (Сила Ри изгибая
стойку, нагружает буксы нормальными
силами.)
Благодаря этому кривые усилий 7—8 в амортизаторе (фиг. 20. 6)
идут на прямом ходе выше, а на обратном ходе 9—10 ниже по
отношению к кривым 1—3—5 и 5—4—1 (см. фиг. 20.5).Силу трения в м а нжетах можно выразить так:где /^ — площадь трения манжет;рж — давление жидкости над манжетами;|1М — коэффициент трения манжет.Трение манжет возрастает по мере обжатия амортизатора, по¬
скольку растет давление рж. В реальных конструкциях оно может
составлять примерно 10% от полного усилия амортизатора Q.Сила трения в буксах может быть определена по формулегде ^ — коэффициент трения в буксах;/?н и/?в — поперечные усилия (реакции) в направляющих штоках.
Если амортизатор нагружается только осевыми усилиями (это имеет
место у рычажных схем шасси, о которых будет идти речь ниже),
и соответственно сила QT.6~0. Для амортизаторов,
работающих на изгиб, реакции Ru и RB можно выразить через ход
амортизатора 5 и усилие в нем Q.Так, в телескопической стойке, показанной на фиг. 20. 7, при действии вер¬
тикальной силы Р амортизатор изгибается силойгде 0 — угол наклона стойки.При этом шток может рассматриваться как балка на двух опорах. Опорами слу¬
жат буксы. Опорные реакции для верхней и нижней буксы соответственно будутЗдесь а — расстояние от оси колеса до нижней буксы;Ь — расстояние между буксами при распрямленном амортизаторе.Сила трения букс	,заторе Q растет. В начале хода сила трения (?т.б при неудачной компоновке
шасси (т. е. большом отношении а/b) может оказаться больше усилия амортиза¬
тора Q и последний не сможет сокращаться, т. е. произойдет его заклинивание.Итак, для получения реалькой диаграммы работы амортизатора
необходимо учесть силу тренияФт.м РиГыРж*Фт.б^М^н + Яв)»Pj == Psin 0 = Q tg 0,я в = Q tg 0a — 5b “f- sиС увеличением 5 величина ф ($) =От.б - w (Ян + Яб) = Qmуменьшается, но сила в аморти-tg 6 = Qw+ *g 0-Qtp = (?t.m+Qt.6-487
При отсутствии более точных данных в инженерных расчетах силу
трения QTP можно считать пропорциональной полному усилию в
амортизаторе:QTp=kQ.Коэффициент пропорциональности обычно принимают равным
k=0,1ч-0,2; нижнее его значение относится к амортизаторам, на¬
гружающимся только осевыми усилиями, верхнее — к амортизато¬
рам, подверженным изгибу.§ 3. ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ АМОРТИЗАТОРААмортизатор характеризуется усилиями, возникающими в нем
по мере обжатия, а также работой, которую он в состоянии погло¬
тить и рассеять. Эти характеристики связаны с рядом параметров,
которые рассмотрим ниже.Коэффициент эксплуатационной перегрузки для шассиПод коэффициентом перегрузки для шасси понимают отноше¬
ние вертикальной силы, действующей на колеса при посадке или
при движении по неровному грунту, к стояночной нагрузке*.
При этом для расчета прочности шасси и самолета в целом опери¬
руют коэффициентом эксплуатационной перегрузки пэ , который
получается в случае поглощения нормированной эксплуатационной
работы Л® , задаваемой нормами прочности. Величина перегрузки
при посадке существенно зависит от амортизирующих свойств
шасси. При мягкой амортизации (большом ходе) ускорения масс
самолета и перегрузка шасси будут меньше, чем при жесткой амор¬
тизации (малом ходе). Обычной посадке самолета, когда вер¬
тикальный компонент его скорости меньше задаваемого нормами
прочности, соответствует перегрузка п<СпъДля полного использования работы колеса целесообразно при¬
нимать пэ =птр. В этом случае работа А® воспринимается при мак¬
симальном обжатии пневматика—бм.д. Однако пэ не должно пре¬
вышать величины, задаваемой нормами прочности. Для тяжелых
самолетов определяемая по нормам прочности величина пэ, как
правило, меньше пгр для расчетного посадочного веса, что не по¬
зволяет полностью использовать работу колеса.Передаточное число шассиВеличину отношения силы Q, действующей на амортизатор, к
вертикальной нагрузке колес Р принято называть передаточным
числом:* Коэффициент перегрузки может определяться для взлетного или поса¬
дочного веса.488
Передаточное число зависит только от схемы шасси. В телескопи¬
ческих схемах (см. фиг. 20. 7) передаточное число не зависит от
обжатия амортизатораФ=—=cos 0 = const.Y РВ рычажных схемах шасси (фиг. 20. 8, а) передаточное числоQ Iт=7“7значительно меняется, возрастая к концу хода. Примерная зави¬
симость ф от 5 в этом случае представлена на фиг. 20.8, б. Если$Фиг. 20.8. Схема шасси с рычажной подвеской колес (а)
и -кривая зависимости передаточного числа ф этого шасси
от обжатия амортизатора s (б).1—стойка, 2—амортизатор, 3—колесо, 4—рычаг.обозначить через ук перемещение оси колеса при обжатии аморти¬
затора 5, то из равенства работ на малых перемещенияхQ ks = P kyKследует, чтоР AsТаким образом, передаточное число показывает также, во сколько
раз перемещение оси колеса по вертикали больше или меньше хода
амортизации.489
Параметры, связанные с диаграммой работы,
совершаемой амортизаторомМаксимальное усилие, возникающее в амортизаторе при вос¬
приятии нормированной эксплуатационной работы А\ , называют
эксплуатационным усилием (Q9). Соответствующий этому усилию
ход носит название эксплуатационного хода (s9).Коэффициент предварительной затяжки амортизатора представ¬
ляет собой отношение нагрузки Р0, действующей на шасси в начале
обжатия амортизатора (при s=0), к стояночной нагрузке Рст:п0-~QoРст Рст?0где фо — передаточное число, соответствующее началу обжатия
амортизатора.Величина п0 в реальных конструкциях берется для задних опор
шасси /го=0,6-И, а для передних я0=0,9-М,1. Выбор больших зна¬
чений п0 для передних опор приводит к меньшей раскачке самоле¬
та при движении по неровному грунту. Уменьшение п0 при прочих
равных условиях делает амортизацию более мягкой.Эффективность амортизатора характеризуется еще коэффици¬
ентом полноты диаграммы т]э, который представляет собой вели¬
чину отношения поглощаемой амортизатором работы к работе
амортизатора при постоянном по ходу эксплуатационном усилии
(Q9s3). Чем больше величина коэффициента г]э, тем круче идет
диаграмма на прямом ходе и меньше ход s9.Практически г|э =0,65-f-0,85. Значения т]э у амортизаторов,
подверженных изгибу, обычно больше, чем у амортизаторов ры¬
чажных схем шасси.Свободный ход амортизатора. При переезде самолета на боль¬
шой скорости через неровность (кочку) положение центра тяжести
его по вертикали практически меняется мало благодаря обжатию
пневматиков. При небольших размерах колес, помимо обжатия
пневматиков, сокращается и амортизатор. Резкое обжатие амор¬
тизатора ведет к росту скорости поршня VU9 а следовательно, и
усилия Qm [см. формулу (20.8)]. В этом случае в амортизаторе
может предусматриваться свободный ход sCB. На этом участке
обжатия амортизатора увеличиваются проходные сечения в плун¬
жере и благодаря этому резко уменьшается гидравлическое
сопротивление при перетекании жидкости (малое Q«). Величину
5СВ можно определять по формуле:*с.=—[Лк-(8м.д-0,25&ст)],	(20. 9)9где (р —среднее значение передаточного числа для свободного хода;
hK — величина стандартной неровности (кочки) (обычно' берут
Лк=120 мм);490
Зм.д — 0,256ст — наибольшее обжатие колеса, которое может
иметь место при переезде через неровность (кочку); вели¬
чина 0,25бст представляет собой обжатие при движении
самолета до неровности с учетом подъемной силы
y=0,75G.Фиг. 20.9. Диаграмма работы аморти¬
затора при наличии свободного хода.(На участке свободного хода sCB уси¬
лие Q>k^0.)Диаграмма работы амортизатора с учетом свободного хода полу¬
чает вид, показанный на фиг. 20.9.§4. РАСЧЕТ ЖИДКОСТНО-ГАЗОВОГО АМОРТИЗАТОРА*Расчет амортизатора позволяет определить ёго основные гео¬
метрические размеры. Исходными данными для расчета являются:
расчетный вес самолета G, посадочная скорость 17Пос, стояночная
нагрузка на опору РСт и схема*шасси (передаточные числа). Рас¬
чету амортизатора предшествует подбор колес и определение нор¬
мированной эксплуатационной работы Л® по формуле (18.3).
Дальнейший расчет можно производить в следующем порядке.Определение энергии, поглощаемой амортизаторомРаботу Лам > которую должен поглотить один амортизатор при
эксплуатационном обжатии, можно определить по формулеAlu=ZAl_iAKy	(20.10)где v — число опор, на которые приходится Л*;i	— число колес на одной опоре;*	Здесь рассматривается гидравлический расчет амортизатора. Вопросы
прочности излагаются в главе XXI.491
Лк — работа, воспринимаемая колесом при поглощении аморти¬
зацией нормированной работы. Эта работа может быть
меньше Лм>д, так как амортизация рассчитывается на поса¬
дочный вес, когда обжатие пневматика	Приближенно
работу Ак можно определять по формуле:Амортизация должна быть также рассчитана на поглощение мак¬
симальной работыНеобходимость такого расчета вытекает из того, что в процессе
эксплуатации возможны ошибки в выполнении посадки. В этом
случае амортизация вынуждена поглотить работу, несколько боль¬
шую, чем А\. В соответствии с увеличением работы возрастает
потребный ход амортизации (smax) и перегрузка (Яшах). Работа,
приходящаяся на амортизатор при поглощении энергии ЛтаХ9
определяется по формуле:Из выражения для работы, поглощаемой амортизатором при
эксплуатационном обжатии s3где ср9 — передаточное число, соответствующее эксплуатационномуДля передних опор шасси в формуле (20. 13) Рст заменяется на
Рдин,==^редЯ •Если передаточное число меняется по ходу амортизатора, урав¬
нение (20.13) включает два неизвестных 5Э и <рэ. В качестве вто¬
рого соотношения между s и ф можно использовать графическуюР 5где Лпо=0,9 п-° п-° — работа колеса при полном его обжатии.Определение эксплуатационного ходаAlM=Q3s3if,следуетполучим(20.13)ходу.492
зависимость ср=f(s) по фиг. 20.8,6 (см. кривую 2 на фиг. 20. 10).
Построив дополнительно зависимость ф от s по формуле (20. 13)
(кривая 1 на фиг. 20.^10) можно по точке пересечения кривых 1 и 2гФиг. 20. 10. К определениюЭксплуатационный ход s9
и передаточное число <р9
определяются как коорди¬
наты точки пересечения
кривых 1 [уравнение
(20. 13)] и 2 [зависимостьsSф = f(s)lопределить s9 и фэ. Как видно из (20. 13), при заданной рабо¬
те ход амортизатора 59 будет тем больше, чем меньше пере¬
грузка п9, передаточное число фэ и коэффициент полноты диа¬
граммы Т]Э.где фо — передаточное число в начале обжатия амортизатора;Ро — начальное давление в амортизаторе.Начальное давление ро у амортизаторов современных самолетов
колеблется в широких пределах: ро = 30—100 атм для задних опор
и р0=5—30 атм для передних. Меньшие значения относятся к
амортизаторам, подверженным изгибу, большие — к нагружающим¬
ся лишь осевыми усилиями (у которых легче обеспечить надежное
уплотнение). Определив F, а затем и dTt можно по существующим
образцам подобрать поперечные размеры уплотнения штока и ци¬
линдра.следуетF=(l-k) Qq(1 — k)PcTn0<?0(20.14)Вычисление начального объема воздухаИз (20.2), приравняв s = s3 и р=рэ, можно получитьТак какРэ _ Q3 = яу
Ро Qo поЧо493
то, подставив величину этого отношения в предыдущую формулу,
получим окончательное выражение для начального объема воз¬
духаv0=	—	.	(20.15).	/ лр<ро у/»Uv/Зная начальный объем v0 и площадь, охватываемую внутренним
контуром цилиндра, можно найти высоту газовой камеры.Определение степени обжатия
амортизатора при стоянке самолетаИспользуя (20.2), можно также, как это делалось при полу¬
чении t)0, найти выражение для sCT'[1~('7EL),,X]’	(20Л6>где фст — передаточное число шасси при стояночном обжатии, кото¬
рое может определяться графически тем же построением,
что и при определении s9 и <ра (см. фиг. 20.10).Определение максимального хода smai
и максимальной перегрузки nmazДля определения smax и лтах можно составить два уравнения.
Одно уравнение следует из выражения для работы (по аналогии
с (20. 13)):Атахs™*=-	^	,	(20.17)* cT^maxVmax^maxдругое получается из уравнения политропы (20.2)ИщахУтах Г	°0	1*	(20.18)П0<Р0 L ^0 — ^тах J
Здесь <ртах — передаточное число шасси, соответствующее ходу smax;
т) —коэффициент полноты диаграммы при восприятии А™* ;приближенно1ЭВ (20.17) и (20.18) в общем случае входит еще неизвестная вели¬
чина фшах и поэтому эти уравнения удобно решать графически,
используя зависимость cp=/(s).Определение уровня жидкости в амортизатореДля амортизатора, выполненного по схеме, показанной на
фиг. 20.1, начальный уровень жидкости должен выбираться так,
чтобы перекрывались отверстия в плунжере. В амортизаторах, вы¬
полненных Но схеме (см. фиг. 20.2), жидкость по мере обжатия494
перетекает в запоршневое пространство. Если при этом обнажится
верхняя букса, то на обратном ходе произойдет гидравлический
удар, который может привести к поломке амортизатора. Таким
образом, уровень жидкости должен быть такой, чтобы жидкость
покрывала буксу при максимальном обжатии амортизатора. При¬
ближенно (пренебрегая вытеснением жидкости плунжером) началь¬
ный уровень жидкости можно определить из условия равенства ее
объема н^д поршнем и объема, на который увеличивается запорш¬
невое пространство при полном обжатии амортизатораЛж = 5шах	J »где D — внутренний диаметр цилиндра.Расчет проходных сечений для жидкостиПроходные сечения можно рассчитать, задав предварительно
диаграмму Q=f(s) (см. фиг. 20.4). В этом случае ставится задача
подобрать их так, чтобы обеспечить определенный закон измене¬
ния усилий, действующих на шасси по мере обжатия амортизации.Выражение для определения площади проходных сечений сле¬
дует из формулы (20.8)*-vV'-k£- <20Л9)В формуле (20. 19) пока неизвестными величинами являются
скорость поршня Vn и сила гидравлического сопротивления Qm.Скорость движения поршня может быть определена из уравне¬
ния движения самолета при обжатии амортизации. Рассматривая
самолет как систему, состоящую из двух масс (массы самого са¬
молета и массы подвижных частей шасси), связанных между собой
упругим элементом (амортизатором), можно для нахождения ско¬
ростей перемещения самолета и поршня получить систему двух
нелинейных дифференциальных уравнений второго порядка. Реше¬
ние ее связано с большими трудностями *. Ниже приведем при¬
ближенный метод расчета Vn и f.Скорость движения поршня Vu может быть выражена через ско¬
рость опускания центра тяжести самолета:K~—Va.T,	(20.20)?где £п=0,7-^0,8 и учитывает скорость перемещения центра тяжести
за счет обжатия пневматика. В свою очередь, скорость опускания
центра тяжести Уц.т может быть определена из условия равенства*	Методы ее решения разработаны А. А. Белоусом, А. Г. Агладзе, Вольма-
ном и др. (см. «Справочная книга по расчету самолета на прочность», стр. 701,
Оборонгиз, 1954).495
энергии, приходящейся на амортизацию, и работы, которую она еще
может при данном обжатии воспринять:ТОреД2— + kytn^gh = Ли - чЛам - пАь,	(20.21)где Лам и Ak — работа амортизатора и колеса, совершенная при
некоторых обжатиях 5 и б; определяется по диа¬
граммам работы амортизатора и колеса;
h — изменение высоты центра тяжести самолета за счет
обжатия амортизации:h = «Э?ср + 5М.Д — ScPcp —8;ФсР и Фср — средние значения передаточных чисел, соответ¬
ствующие ходам s3 и s.Сила <2ж берется для различных значений 5 из диаграммы работы
амортизатора. Таким образом, можно для каждого 5 поформулам
(20.20) и (20.21) определить Vu и по формуле (20.19)—вели¬
чину f.Точный расчет площади проходных сечений f при проектиро¬
вании вряд ли целесообразен, так как большинство исходных дан¬
ных (£, tj, k и др.) задается приближенно. Дальнейшее уточнение
может быть сделано после динамических испытаний на копре.
В связи с этим можно рекомендовать приближенную формулу для
средней величины площади f, полученную после ряда упрощений
из приведенных* выше зависимостей:/«0,5(s»-sCB)l/ С^-(я»-Л,),	(20.24)г лж<Рсргде Лж=ЛаМ — Лг —работа, затрачиваемая на перетекание жидкости
через отверстия на ходе s3.У реальных амортизаторов площадь /W(0,01-^0,02) Fm.§ 5. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ АМОРТИЗАТОРА В СЛУЧАЕ
ЕГО НЕПРАВИЛЬНОЙ ЗАРЯДКИАмортизация шасси удовлетворяет предъявленным к ней тре¬
бованиям только при правильной зарядке пневматиков колес и
самого амортизатора. При правильной зарядке давление воздуха в
пневматике, начальное давление и начальный объем газа в амор¬
тизаторе должны соответствовать расчетным значениям. При этом
начальный объем газа определяется количеством заливаемой в
амортизатор жидкости.В практике эксплуатации самолетов возможны случаи непра¬
вильной зарядки амортизации.Кроме того начальное давление и исходная вязкость жидкости
может изменяться при резком изменении внешней температуры.496
Расчеты показывают, что при повышении температуры на
40-н50°С (примерное суточное колебание температуры летом в
некоторых районах нашей страны) давление в амортизаторе уве¬
личивается примерно на 20-4-25%. Одновременно существенно
изменяется вязкость жидкости. Еще в больших пределах возможно
повышение температуры в результате аэродинамического нагрева
конструкции шасси в полете.Для выяснения в этих случаях особенностей работы амортиза¬
тора будем исходить из того, что амортизация обязана поглотить
нормированную работу; максимальное усилие в амортизаторе не
должно превышать Q3, а максимальное обжатие пневматика не
должно превосходить 6м.д. Для упрощения анализа будем рассмат¬
ривать работу амортизации при отклонении только одного пара¬
метра от расчетного, полагая, что остальные соответствуют расчет¬
ным значениям.В этом случае диаграмма работы пневматика пойдет менее
круто (фиг. 20.11, а, кривая II). Если нормированной работе Л®
соответствует расчетное обжатие пневматика бм.д, то в рассматри¬
ваемом случае неправильной зарядки он не поглотит приходяхцую-Фиг. 20. 11. Диаграммы работы амортизации при непра¬
вильной зарядке пневматика.а—работа пневматика, б—работа амортизатора, /—давление воздуха
в пневматике соответствует расчетному, //—давление ниже рас¬
четного, ///—давление выше расчетного.ся на его долю энергию, и количество энергии, которую должен
воспринять амортизатор, увеличится. При небольших нагрузках
на колеса (в начале хода амортизации) вследствие более быстрого
обжатия пневматиков скорость движения поршня будет меньше,
чем при правильной зарядке. В соответствии с этим уменьшатся
силы гидравлического сопротивления и суммарные усилия в амор¬
тизаторе на прямом ходе (см. фиг. 20.11,6, левая часть кривой II).
Здесь амортизация будет мягче и нагрузки на шасси будут сравни¬
тельно невелики. Однако пневматик полностью обожмется еще доДавление в пневматике ниже расчетногор32 598497
того, как будет воспринята амортизацией работа Л*. В дальней¬
шем обжатие амортизации происходит только за счет сокращения
амортизатора. С этого момента скорость движения поршня и соот¬
ветственно усилия в амортизаторе резко возрастают. В конце
эксплуатационного хода усилие в амортизаторе Q станет больше
усилия Q3 и, следовательно, возрастут нагрузки на шасси. Кроме
того, при грубой посадке (А>А* ) может оказаться, что приходя¬
щаяся на долю амортизатора работа воспринимается лишь на ходе
я>$тах (см. фиг. 20. 11, б, кривая //), что приведет к поломке огра¬
ничителей амортизатора и других частей самолета.Следует также помнить, что рассматриваемая неправильная
зарядка пневматиков ведет к увеличению стояночного обжатия
пневматиков 6СТ> а следовательно, и к сокращению их срока службы.Давление в пневматике выше расчетногоБлагодаря повышенному давлению пневматик становится же¬
стче и диаграмма его работы идет выше (см. фиг. 20. 11, а, кри¬
вая III). Наряду с этим возрастает скорость обжатий амортиза¬
тора, что вызовет большие усилия Qm в начале хода. Амортизация
в целом будет жестче, возрастают перегрузки и нагрузки на кон¬
струкцию могут оказаться выше допускаемых по соображениям
прочности.Начальное давление газа
в амортизаторе ниже расчетногоНа фиг. 20. 12, а приведена диаграмма работы амортизатора
при правильной зарядке (кривые /). Нижняя линия соответствует
изменению Qr, верхняя — суммарному усилию в амортизатореQ=Qv+Qm.Если начальное давление газа р0' <р0, то кривые усилий Qr и
Q пойдут ниже (кривые II). Вследствие этого нормированная работа
будет воспринята лишь на ходе s>sэ , что недопустимо. К тому же
при ходе s=s9 меньшую работу воспримет и пневматик, так как
здесь сила Q<CQ9 и обжатие пневматика меньше расчетного
(фиг. 20. 12, б). При грубой посадке практически может получиться
s>Smax, чт0 приведет к разрушению.При ударах с малой энергией (Л<^Л9) такая амортизация мяг¬
че, благодаря чему в меньшей степени нагружается конструкция
самолета.Начальное давление газа
в амортизаторе выше расчетногоВид диаграммы работы амортизатора для этого случая показан
на фиг. 20. 12, а, кривая III. Благодаря большему начальному дав¬
лению кривые суммарных усилий Qr и Q пройдут выше, чем при
нормальной зарядке. Амортизатор в этом случае будет жестким и
усилия Q превысят Q3 при восприятии нормированной работы.498
К сказанному следует добавить, что обжатие пневматика б (см.
фиг. 20. 12, в) может превзойти бм.д.Таким образом, при увеличении начального давления в аморти¬
заторе выше расчетного могут сильно возрасти нагрузки на шасси.Фиг. 20. 12. Диаграммы работы амортизации при
неправильной зарядке амортизатора (начальное
давление ро не соответствует расчетному).а—работа амортизатора, б—работа пневматика при началь¬
ном давлении в амортизаторе, меньше расчетного (заштри¬
хованная площадь), в—работа пневматика при начальном
давлении в амортизаторе, большем расчетного (заштрихо¬
ванная площадь). /—нормальная зарядка, //—начальное дав¬
ление меньше расчетного, ///—начальное давление больше
расчетного.Количество жидкости в амортизаторе меньше потребногоВ этом случае начальный объем газа v0 больше расчетного и
политропа газа (фиг. 20. 13, кривая II) пойдет более полого, что
следует из уравнения (20.2). Характер работы амортизации каче¬
ственно совпадает с ранее рассмотренным случаем, когда началь¬
ное давление в амортизаторе меньше расчетного. Отличие в диа¬
граммах (см. фиг. 20. 12, а и 20. 13) состоит лишь в том, что при
неправильной зарядке газом начальные усилия Q0 различны, а при
неправильной заливке жидкости усилие предварительной зарядки
Qo не меняется.32*499
Следует также иметь в виду, что в рассматриваемом случае для
конструкции амортизатора, изображенного'на фиг. 20.2, возникаетопасность гидравлического удара
вследствие обнажения верхней
буксы при некотором ходе.Количество жидкости
в амортизаторе больше потребногоВ этом случае начальный
объем газа v0 меньше расчетного,
благодаря чему усилия Qr возра¬
стают и диаграмма работы амор¬
тизатора принимает вид, пока¬
занный на фиг. 20. 13, кри¬
вые III. Качественно работа
амортизации здесь аналогична
случаю, когда начальное давле¬
ние в амортизаторе выше расчет¬
ного.Из рассмотренного можно сде¬
лать вывод, что амортизацию
(амортизатор и пневматик) следует заряжать согласно расчетным
данным с учетом колебания внешних температур, так как в про¬
тивном случае при грубой посадке возможны поломки амортиза¬
торов, узлов крепления шасси и других элементов конструкции,§ 6. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ И РАСЧЕТА ЖИДКОСТНЫХАМОРТИЗАТОРОВКонструкция и принцип работыПри высоких давлениях становятся существенными упругие
свойства жидкостей, заключающиеся в способности изменять объем
при изменении давления. Эти свойства, как и вязкость, используют¬
ся в жидкостных амортизаторах. Упругость жидкости может харак¬
теризоваться секущим модулем объемной упругостиФиг. 20.13. Диаграмма работы амор¬
тизации при неправильной зарядке
жидкостью (начальный объем v0 не
соответствует расчетному)./—нормальная зарядка, II—начальный
объем меньше расчетного, ///—начальный
объем больше расчетного.Е =■^секРAv(20.25)где р — давление в жидкости;Дг> — изменения объема за счет повышения давления;v0 — начальный объем жидкости.На фиг. 20.14, где показаны зависимости />=/(-—j. величина
£CeK = tg-r-Как видно из графиков, Есек зависит от рода жидкости и давле¬
ния р. Помимо этого, £Сек меняется с изменением температуры
жидкости.500
Принципиальная схема жидкостного амортизатора представле¬
на на фиг. 20.15, а.Поршень, имеющий небольшие калиброванные отверстия, делит
внутренний объем цилиндра на две полости, целиком заполняемые
жидкостью под некоторым начальным давлением ро. Последнее
должно обеспечить предварительную затяжку (коэффициент я0), а
также позволяет выбрать зазоры и тем самым исключить опасность
гидравлического удара. Кон¬
струкция .амортизатора пока- V*r;
зана на фиг. 20.16.Для предотвращения утечки
жидкости применяется спе- **ооо
циальное уплотнение, обеспе¬
чивающее герметичность при
высоких давлениях (у совре¬
менных жидкостных амортиза¬
торов максимальное рабочее 2000
•давление достигает 3500 кГ/см2
и более). Уплотнение может
осуществляться по типу, пока¬
занному на фиг. 20. 16. Основ¬
ным элементом его является
уплотнительное кольцо 10, на
которое передается через пла¬
вающую шайбу 12 сила30001000о°сгГлицери,hJ Bodaj fhгитан/1f //LV&0,05 0,1 0,1502 ASР = d Fж У ж ш»где рж и — соответственно
давление жидкости и площадь
поверхности шайбы 12, на ко¬
торую действует это давление.На шайбе 12 жестко закреп¬
лены штифты, свободно прохо¬
дящие через отверстия в кольце 10. Благодаря этому давление
распора этого кольца рк будет:Фиг. 20. 14. Зависимость изменения дав-Avления р от относительного объемаЩжидкости.(Упругость жидкости, характеризуемая
/Avвеличиной ЕСек=р /— , зависит от
/ voрода жидкости, давления и темпера¬
туры) ./VРж1 — *где /шт — суммарная площадь сечения штифтов. Оно всегда больше
давления рж, чем и предотвращается возможность просачивания
жидкости по зазорам между кольцом 10, цилиндром и штоком.
В уплотнении устанавливаются сетчатые шайбы 11, предотвращаю¬
щие прилипание уплотнительного кольца к плавающей шайбе, и
фигурные шайбы .9, предотвращающие выдавливание материала
уплотнительного кольца наружу.При обжатии амортизатора жидкость перетекает из нижней
полости цилиндра в верхнюю. При этом энергия, затрачиваемая на501
обжатие амортизатора, расходуется, с одной стороны, на преодоле¬
ние гидравлического сопротивления жидкости, перетекающей через
малые отверстия, а, с другой стороны, на ее сжатие. Причиной
сжатия жидкости является уменьшение внутреннего объема цилинд¬
ра за счет объема, занимаемого штоком. На ходе s штока величина
изменения объемаkV — Fшт5,
где FmT — площадь сечения штока.а)	5)	в)Фиг. 20.15. Принципиальная схема работы жидкостного амор¬
тизатора.а—схема амортизатора, б—перетекание жидкости на прямом ходу при нали¬
чии клапана, в—перетекание жидкости на обратном ходе при наличинклапана.По мере уменьшения объема жидкости растет в ней давление.Энергия, расходуемая на преодоление гидравлических сопротив¬
лений, как и в случае жидкостно-газовой амортизации, необратима
и превращается в тепло. Энергия, затраченная на сжатие жидкости,
аккумулируется в ней в виде потенциальной энергии. При снятии
внешней нагрузки благодаря неуравновешенной силе, развиваемой
давлением в амортизаторе на площади сечения штока, совершает¬
ся обратный ход, т. е. распрямление амортизатора. На обратном502
ходе энергия дополнительно затрачивается на преодоление гидрав¬
лического сопротивления перетекания жидкости через отверстия в
поршне.Диаграмма работы жидкостного амортизатора имеет вид, пред¬
ставленный на фиг. 20.17. На этой диаграмме кривая 1—2—5 по-Фиг. 20. 16. Конструкция жидкостного амортизатора./—шток, 2—букса с сальниковым кольцом, 3—затяжная гайка,
4—цилиндр, 5—пружинный клапан, 5—сливная пробка, 7—кла¬
пан для заливки, 8—внешняя шайба, 9—фигурная шайба,
10—уплотнительное кольцо, 11—сетчатая шайба, 12—плава¬
ющая шайба со штифтами, 13—установочное кольцо.казывает зависимость усилия Qmv , потребного для сжатия жид¬
кости, от хода поршня 5. Эта кривая может быть получена
перестроением графика фиг. 20. 14. Для получения кривой 1—2—5
необходимо ординаты кривых, приведенных на фиг. 20. 14, умно¬
жить на Л* а абсциссы на v0/Fm. Площадь диаграммы
О—1—2—5—6—0 эквивалентна работе, затрачиваемой на сжатие
жидкости при прямом ходе. К Qmv добавляются усилия Qm, необ¬503
ходимые для преодоления гидравлических сопротивлений. Эти уси¬
лия определяются по формуле (20.8), где вместо Fm следует под¬
ставлять площадь поршня — Fu. Кривая 1—3—5 показывает изме¬
нение суммарного усилия Q = Qm~{-Qmv по ходу поршня. Площадь
диаграммы 0—1—3—5—6—0 эквивалентна работе, воспринимае¬
мой амортизатором на прямом ходе. Обратный ход совершается под
действием усилий Часть этих усилий затрачивается на прео¬
доление гидравлических сопротивлений. Кривая 5—4—1 дает ха¬
рактер изменения усилий в амортизаторе на обратном ходе. Итак,
за один цикл амортизатор поглощает энергию, эквивалентную пло¬
щади 0—1—3—5—6—0, и
рассеивает энергию, соответ¬
ствующую заштрихованной
площади 1—3—5—4—1.Для получения более
плавного характера измене¬
ния усилий по обжатию
амортизатора в нем пред¬
усматривают пружинный
клапан (см. фиг. 20. 15 6, в
и 20. 16), который открывает
дополнительные отверстия
для перетекания жидкости
при определенном значении
усилия <3ж, преодолеваю¬
щего предварительную за¬
тяжку пружины.Жидкостные амортизато¬
ры благодаря применяемым
в них высоким давлениям
получаются компактнее жид¬
костно-газовых. Основным недостатком жидкостных амортизато¬
ров является сложность их эксплуатации, так как при незначи¬
тельной течи жидкости через уплотнения давление резко падает
и такой амортизатор выходит из строя. Кроме того, работа как
жидкостных, так и жидкостно-газовых амортизаторов зависит от
температуры внешней среды.Особенности расчета основных параметровРасчеты жидкостного и жидкостно-газового амортизатора мало отличаются.
В связи с этим здесь рассмотрим только некоторые особенности.После определения энергии, приходящейся на амортизатор, можно по (20. 13)
определить эксплуатационный ход s3 Коэффициент полноты диаграммы для
жидкостных амортизаторов г\ э ?^0,9-г-0,95.Площадь штока Гшт может быть найдена из условия его равновесия
в конце хода амортизатора:_ (1 — k)Pcln3<f	(20. 26)Фиг. 20. 17. Диаграмма работы жидкостно¬
го амортизатора. (Площадь 0—1—3—5—
6—0 эквивалентна работе, поглощенной
амортизатором на прямом! ходе. Заштри¬
хованная площадь соответствует работе,
рассеиваемой за один цикл).504
Для этого необходимо по условиям надежности уплотнения и прочности амор¬
тизатора задаться давлением в конце эксплуатационного хода с учетом возмож¬
ного его повышения при обжатии амортизатора до максимального хода.Объем внутренней полости цилиндра (начальный объем
жидкости i>o) можно определить с помощью (20.25), если все параметры, входя¬
щие в формулу, отнести к концу эксплуатационного хода (s=s9, р=р9 ):Vn—E3 — -шт^- (20.27 )•^сек	^сек р9 'Модуль объемной упругости £Сек определяется графически с помощью кривых,
подобных приведенным на фиг. 20.14 для рэМаксимальный ход smax и максимальная перегрузка
«шах определяются с помощью выражений для работы (20.17):лтахс =	!“		(20.17VтЗХ ЯСТ/|тахсРтахг)1пахи начального объема (аналогичному 20.27)Посколькутостах ^шт^тах	/0Л 0Q4v0=EceK ~ •	(20.28)Р maxОтах — (1 k) ^maxTmax^ст — Апах^7шт»_ (1 k) ЛщахУтах^ст	9QvР шах—	с.	• ■	(20.29/Подставив значение ртах в (20.28), получим второе уравнение, включающееПтах* S max И фтах^—«g • (20ЭДРазделив почленно (20.17) на (20.30), можно получить после некоторых преоб¬
разований выражение для smax:(1 -k)A?™v0pmsLJсекВ (20.31) входит неизвестная еще величина £™кХ- Поэтому smax прихо¬
дится искать последовательными приближениями. Например, задавшись Е
можно с помощью (20.31) определить smax. Далее, подставив значение Smax
в (20.17), МОЖНО найти величину Произведения Лтахфтах и ПО (20.29) Ртах.
Наконец, по формуле (20.28) получаем новое значение Е™** Процесс повто¬
ряется, пока расхождение в величине £™акхдвух последовательных расчетов не
станет меньше погрешностей, допускаемых в инженерных расчетах.505
Площадь поршня Fn определяется из условия:Fп (5шах ~Ь Л) = Vq — bFшх,откудаР 	fro — bFштsmuz+h'где b — расстояние между поршнем и днищем цилиндра при необжатом аморти¬
заторе;h — толщина поршня, выбираемая из конструктивных соображений.Средняя величина площади проходных сечений для жидкости может опреде¬
ляться по формуле (20.24), где следует принятьиАж = (1 — Л) -^ам —Здесь Аж9 —работа, затрачиваемая на .сжатие жидкости при эксплуатационном
обжатии амортизатора. Она может определяться графически с
помощью диаграммы работы амортизатора.
Глава XXIКОНСТРУКТИВНЫЕ И СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ШАССИ§ 1. ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ НА ШАССИПри посадке и движении по аэродрому на шасси самолета мо¬
гут действовать значительные внешние нагрузки, являющиеся в
основном силами реакции земли. Их величина и направление дей¬
ствия зависят от характера посадки, жесткости амортизации, каче¬
ства посадочной полосы и степени торможения колес. Наиболее
тяжелые и характерные случаи нагружения задаются нор¬
мами прочности в виде расчет¬
ных случаев. В нормах проч¬
ности для различных расчет¬
ных случаев шасси приводят¬
ся величины коэффициента
эксплуатационной перегрузки *
лэ, коэффициента безопасно¬
сти f и направление действия
силы.В зависимости от характера
посадки и движения по аэро¬
дрому силы реакции земли мо¬
гут распределяться между все¬
ми опорами шасси или прила¬
гаться лишь к отдельным
опорам.В начальный момент посадки самолета силы реакции земли
могут быть направлены вертикально (фиг. 21.1). Они определя¬
ются из условия равновесия внешних сил (веса G, подъемной
силы Y) и силы инерции N, которую следует приложить согласно
принципу Даламбера для сведения динамической задачи к стати¬
ческой. Обычно при определении нагрузок рассматривается посад¬
ка только на задние опоры. Кроме того, в нормах прочности
имеется расчетный случай посадки на все опоры. Посадка на одну
заднюю опору для трехопорного шасси представляет собой случай
внецентренного удара аналогично тому, как это изложено дляФиг. 21. 1. Схема сил, действующих на
шасси в начальный момент посадки
самолета. (Силы реакции земли на
опоры определяются из условия равно¬
весия внешних сил и сил инерции).*	Для некоторых расчетных случаев п9 берется из расчета амортизации.507
носовой опоры (см. главу XVIII, § 4). Поскольку радиус инерции
самолета ix относительно его продольной оси, как правило, меньше
расстояния от опоры до плоскости симметрии самолета, легко уста¬
новить по формуле, подобной (18.4), что здесь /гаРед<-^". Следова¬
тельно, энергия посадочного
удара, приходящаяся на одну
опору, будет больше в тех
случаях, когда посадка совер¬
шается на обе задние опоры.При движении по неров¬
ному аэродрому возникают го¬
ризонтальные составляющие
сил от ударов о кочки. Благо¬
даря этому полные силы реак¬
ций действуют на опоры под
некоторым углом (фиг. 21.2).Значительные горизонталь¬
ные силы F могут действовать
и при движении по ровному аэродрому в случае торможения или
раскрутки колес (фиг. 21. 3).Характерным является также боковое нагружение опор, возни¬
кающее при посадке самолета со сносом или при резком его разво¬
роте во время руления (фиг. 21.4). Следует учесть, что в данном
случае опоры нагружаются неодинаково. Больше нагружается та
опора, в сторону которой происходит боковое движение, так как
здесь возрастают силы трения F благодаря увеличению силы Р2 поФиг. 21.2. Схема нагружения шасси при
движении самолета по неровному аэро¬
дрому. (Силы реакции направлены под
углом к горизонту).Фиг. 21.3. Схема нагружения шасси
при торможении или раскрутке колес.
(Горизонтальные компоненты сил воз¬
никают за счет торможения или рас¬
крутки колес).Фиг. 21.4. Схема бокового нагруже¬
ния шасси. (Боковые нагрузки возни¬
кают за счет сил трения при движе¬
нии со сносом, при этом F2>F\).сравнению с Р\ вследствие уравновешивания момента M=NFh. На
неориентирующие опоры во время разворота могут также действо¬
вать крутящие моменты относительно вертикальной оси.Необходимо отметить некоторые особенности нагружения по¬
садочных лыж. Силы реакции земли (вертикальные, боковые и
продольные) распределены по их поверхности. Характер измене-508
ния нагрузки (фиг. 21.5, а) определяется формой лыжи, деформа¬
циями конструкции и грунта. В расчетах принимается упрощенный
закон распределения нагрузки, рекомендуемый нормами прочностиФиг. 21.5. Схема нагружения посадочных лыж.а—эпюра вертикальной нагрузки, б—эпюра вертикальной нагрузки по упро¬
щенному закону распределения.(фиг. 21.5, б). Другой особенностью нагружения лыжи является то,
что во всех случаях расчета необходимо учитывать силы трения,
так,как они здесь играют существенную роль.§ 2. КОНСТРУКТИВНЫЕ И СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
Классификация схем шассиСуществует большое многообразие силовых, а следовательно, и
конструктивных схем шасси. По существу для каждого самолета
создается своя конструктивная и силовая схемы шасси, зависящие
от расположения шасси на самолете, способа его уборки, величины
нагрузок и т. д. На современных самолетах наиболее распростра¬
ненной силовой схемой шасси является балочная схема, которая по
способу крепления шасси к самолету подразделяется на консоль¬
ную и подкосную.Консольная схемаКонсольная схема шасси (фиг. 21.6) конструктивно наиболее
проста и не требует сложной кинематики для уборки шасси. Стойка
шасси в этой схеме под действием приложенных со стороны колеса
нагрузок работает, как консольная балка, опертая верхним своим
концом на узлы ее подвески и крепления подъемника. Недостаток
такого шасси — сложные условия нагружения стойки, что можно
видеть из эпюр изгибающих моментов от силы Р, приведенных на
фиг. 21.6. Вследствие этого оно имеет больший вес, чем шасси
других схем. Консольное шасси, как правило, применяется только
на легких самолетах.Подкосная схемаПодкосная схема шасси отличается от консольной тем, что стой¬
ка подкрепляется одним (фиг. 21.7) или несколькими подкосами509
Фиг. 21.6. Балочное консольное шасси. (Стойка
шасси под действием нагрузок, приложенных со
стороны колеса, изгибается как консольная балка).Фиг. 21.7. Балочное шасси с одним подкосом.
(Подкос разгружает верхнюю часть стойки от
изгиба в одной плоскости).510
(фиг. 21.8). Подкосы разгружают верхнюю часть стойки от изгиба.
Например, в схеме шасси, показанной на фиг. 21.7, уменьшается
изгибающий момент в плоскости zoy. В другой плоскости стойка
нагружается, как консольная балка (см. эпюры М). В схеме
фиг. 21.8 стойка разгружается подкосами в двух плоскостях. При
установке двух подкосов в одной плоскости стойка обычно крепит¬
ся к траверсе, которая может выполняться по двум схемам, пред¬
ставленным на фиг. 21.9. Несмотря на конструктивное отличие,
характер нагружения траверс в обеих схемах примерно одинаков.
В схеме 21.9, а задача определения усилий в подкосах и траверсеФиг. 21.8. Балочное шасси с несколькими подкосами. (При
расположении подкосов в разных плоскостях можно пол¬
ностью разгрузить верхнюю часть стойки от изгиба).является статически неопределимой. Однако при существующих
соотношениях жесткостей траверсы на изгиб и подкосов на сжа¬
тие можно считать, что вертикальная сила Р передается на опоры
только подкосами. Траверса работает на растяжение под дейст¬
вием усилий Рт.г. Если оси подкосов проходят через узлы крепле¬
ния траверсы к самолету, то Рт.г определяется с помощью силового
треугольника. Траверса может быть выполнена и из двух шарнир¬
но прикрепленных к стойке частей (см. фиг. 21.9,6). В этой схеме
усилия в подкосах и траверсе определяются из условий статики и
тогда, когда оси подкосов не проходят через точки опор. В послед¬
нем случае в узлах крепления траверсы ’к стойке появляются реак¬
ции Рт.в, благодаря которым траверса испытывает деформации
изгиба. Усилия в подкосах и траверсе будутЭпюры изгибающих моментов для элементов траверсы показаны
на фиг. 21.9, в.2 l\ COS а511
Схемы шасси по способу крепления колесВсе схемы шасси по способу крепления колес и, следовательно,
по характеру работы амортизатора можно разбить на две группы:а)	шасси с неподвижным креплением колес к штоку или ци¬
линдру амортизатора (см. фиг. 21.6 и 21.7);б)	шасси с рычажной подвеской колес.В первом случае амортизатор является одновременно и стойкой
и вследствие этого нагружается не только осевыми силами, но иФиг. 21.9. Крепление стойки шасси к траверсе.а—цельная траверса, б—траверса из двух шарнирно сочлененных со стойкой частей,
б—эпюры изгибающих моментов траверсы.изгибом. Иногда эту схему называют телескопической. Осевые
силы здесь передаются от штока на узлы крепления стойки через
жидкость и сжатый газ. Передача крутящих моментов от штока
к цилиндру осуществляется с помощью двухзвенника (шлиц-шар-
нира), звенья которого при этом испытывают изгиб. Из-за нагру¬
жения амортизатора изгибом он работает в тяжелых условиях.
Существенным недостатком таких схем шасси является то, что го¬
ризонтальные нагрузки, появляющиеся при ударах о неровности
аэродрома, практически не амортизируются.У шасси с рычажной подвеской колес (фиг. 21. 10, 21. И) коле
са крепятся к рычагу, который благодаря шарнирному сочленению
может поворачиваться относительно стойки. Положение рычага, а
следовательно, и колеса, определяется степенью обжатия аморти¬
затора.Широкое распространение получили два типа рычажного шасси.
Для задних опор обычно применяется шасси с вынесенным аморти-512
Фиг. 21. 10. Рычажное шасси с вынесенным амортизатором. (Амор¬
тизатор воспринимает лишь осевые силы, изгиб отсутствует).Фиг. 21.11. Рычажное шасси с внутренним амортизатором.33 593513
затором (см. фиг. 21.10). Амортизатор 1—2 здесь крепится к ры¬
чагу 3—4 и стойке 4—6 с помощью карданов и нагружается толь¬
ко осевыми силами. У носовых опор необходимо обеспечить воз¬
можность поворота колеса для руления по аэродрому. Ориенти¬
рующуюся или управляемую стойку легче осуществить, если
амортизатор включен в ее конструкцию (см. фиг. 21.11). В этомПодносПодъемнинФиг. 21. 12. Рычажное шасси без стойки.случае шток, связанный с рычагом тягой, имеющей карданы, не
изгибается, а цилиндр, который является одновременно и стойкой,
испытывает изгиб. Амортизатор вследствие этого работает в более
тяжелых условиях, чем при схеме, показанной на фиг. 21.10.В рычажных схемах шасси для рычага создаются две опоры —
одна неподвижная (шарнирный узел 4), другая подвижная (узел 1
крепления амортизатора). Нагрузки здесь передаются от колеса
на стойку и узлы ее крепления к самолету не только через рабо¬
чее тело амортизатора, но и непосредственно через узел 4. Послед¬
ний одновременно служит и для передачи крутящего момента от514
колеса на стойку. Помимо приведенных на фиг. 21.10 и 21.11,
встречаются и другие схемы рычажного шасси. Так, на фиг. 21. 12
показано шасси, в котором отсутствует стойка и рычаг крепится
шарнирным узлом непосредственно к самолету. Амортизатор здесь
сочетается с подкосом 2—6 и цилиндром уборки шасси.Рычажное крепление колес может применяться «и для тележки.
На фиг. 21.8 показана схема рычажного шасси с внутренним амор¬
тизатором для тележки. Здесь передняя и задняя пары колес кре¬
пятся к отдельным рычагам 1—2, шарнирно сочлененным со стой¬
кой. Дополнительными опорами для рычагов служат тяги 5—6,
связанные с коромыслом, закрепленным на штоке амортизатора.
В отличие от обычных схем в рассматриваемом случае амортизатор
удлиняется, а не сокращается на прямом ходе. При действии на¬
грузок на колеса тележки они вместе с рычагами поворачиваются
и через тяги 5—6 передают усилия на шток амортизатора.
В остальном это шасси по принципу работы мало отличается от
шасси- с внутренним амортизатором (см. фиг. 21. 11). От рычажного
шасси с внутренним амортизатором, показанного на фиг. 21.8,
легко перейти к шасси с вынесенными амортизаторами. Для этого
необходимо изъять амортизатор из стойки, а тяги 5—6 заменить
амортизаторами.Основными достоинствами рычажных схем шасси являются хо¬
рошие условия работы амортизаторов (малое трение и износ букс
и уплотнений) и возможность амортизации горизонтальных состав¬
ляющих ударных нагрузок, действующих на колесо. Последнее об¬
стоятельство очень важно для самолетов, имеющих большие поса¬
дочные скорости и совершающих посадку на полевые аэродромы.
Недостатком этих схем шасси является сложность конструкции и
больший вес по сравнению с нерычажными схемами.Схемы шасси по способу соединения колес со стойкойШасси может еще различаться по способу соединения колес со
стойкой. Помимо тележки, колеса могут устанавливаться на шасси
с помощью полуосей, вилки и полувилки (фиг. 21.13). Вилка и
полувилка (см. фиг. 21.13, в и г) обеспечивают симметричное поло¬
жение колеса относительно оси стойки, благодаря чему последняя
не изгибается от действия вертикальных нагрузок. Такое соедине¬
ние, как и изображенное на фиг. 21. 13,6, применяется для ориен¬
тирующихся опор шасси, так, как оно исключает появление крутя¬
щих моментов относительно оси стойки за счет сил трения при
качении колеса. В то же время вилка и полувилка в отличие от
полуоси (фиг. 21. 13, а) требуют увеличения высоты опоры, так как
в этом случае ось колеса располагается ниже штока на величину,
большую, чем радиус колеса.Особенности конструкции передних опорОсобенности конструкции передних опор связаны с тем, что они
выполняются ориентирующимися и в ряде случаев управляемыми.33*535
Фиг. 21.13. Типовые крепления колеса к стойке.а—крепление с помощью полуоси, б—спарка с двумя полуосями, в—крепление
с помощью вилки, г—крепление с помощью полувилки.Фиг. 21. 14. Схема, иллюстрирующая устойчивость положения колеса
носовой опоры в зависимости от наклона стойки.а—неустойчивое положение, б—устойчивое положение.516
Устойчивость колеса в этом случае относительно оси ориентира
зависит от его выноса по отношению к оси стойки и наклона по¬
следней. Если стойка наклонена назад по отношению к вертикали,
то положение колеса, показанное на фиг. 21.14, а сплошными
линиями, неустойчиво. Колесо стремится развернуться так, чтобы
расстояние от центра тяжести самолета до земли было минималь¬
ным (см. фиг. 21.14, а, пунктир)> Этому развороту препятствуют
силы трения. Устойчивое по¬
ложение колеса имеет место,
если ось стойки отклонена
вперед (см. фиг. 21. 14,6).Необходимым условием
устойчивости положения коле¬
са при движении является
обеспечение положительного
выноса (плеча устойчивости) t
точки приложения равнодей¬
ствующей реакций земли по
отношению к оси стойки шас¬
си (фиг. 21.15, а). При нали¬
чии этого выноса силы трения
стремятся совместить плос¬
кость колеса с направлением
движения. Итак, условием
устойчивости движения колеса
являетсяt=f+R sin 0 >0,где f—вынос оси колеса по отношению к оси стойки;0—угол наклона стойки.Выбирая плечо t, необходимо учитывать, что при качении коле¬
са по мягкому грунту (см. фиг. 21.15,6) точка приложения реак¬
ции земли смещается вперед.На самолетах, имеющих велосипедное шасси, а также на тяже¬
лых аппаратах применяется управляемая передняя опора, обеспе¬
чивающая их маневренность на земле. Управление поворотом ко¬
лес или тележки передней опоры осуществляется с помощью
специальных систем оер'водействия, включающих механизмы пово¬
рота, силовые цилиндры и гидравлическую или воздушную систему.
Управление поворотом стоек связано с педалями летчика. Переме¬
щению педалей при движении по земле соответствует вполне
определенный поворот колес. В полете это управление отключает¬
ся от ледалей. Для управления поворотом тележки приходится
затрачивать большую энергию. В связи с этим заслуживает внима¬
ния система управления тележкой, представленная на фиг. 21. 16.
Здесь передняя пара колес может в небольшом диапазоне углов
поворачиваться относительно траверсы 1, на которой крепятся
оси 2 и 3 колес. Вначале с помощью силового цилиндра 4 посредст¬
вом вала 5 передняя пара колес разворачивается на небольшойа)S)Фиг. 21.15. Схема, иллюстрирующая
устойчивость положения колеса но¬
совой опоры при движении самолета,
а—-движение по твердому грунту, б—дви-517
угол относительно плоскости симметрии тележки. В дальнейшем
поворот тележки происходит не только за счет усилий, создавае-Фиг. 21. 16. Конструктивная схема управления тележкой передней опорышасси./—траверса тележки, 2—передняя ось, 3—задняя ось, 4—силовой цилиндр поворота
тележки, 5—вал, 6—демпфер, 7—амортизатор тележки, 8—стойка.мых силовым цилиндром, но и за сч<ет сил трения, действующих на
переднюю пару колес. Такое устройство значительно сокращает ве¬
личину потребной мощности для поворота тележки.Конструкция шасси с тележкойНа фиг. 21.17 приведена одна из схем шасси балочного под-
косного типа с тележкой. Она включает стойку 1—10, узлы под¬
вески 10—11 и 10'—11\ подкос 9—12, подъемники 10—13 и
10'—13', тележку и стабилизирующий амортизатор 7—9. Послед¬
ний обеспечивает необходимое положение тележки перед посадкой
самолета и одновременно служит элементом механизма уборки
шасси.Тележка крепится к стойке шарнирно с помощью узла 1, что
обеспечивает ей возможность поворота при переезде через неров¬
ности аэродрома. Она состоит из траверсы 2—3, с которой шарнир¬
но сочленяются оси колес. На осях жестко закреплены рычаги 4—6
и 3—5, предназначенные для передачи тормозных моментов колес
на стойку. Этой же цели служат тяги 6—8 и 4—5. Благодаря шар¬
нирному креплению осей колес с траверсой тележки (узлы 2 и 3)518
рычаги 4—6, 3—5 и тяги 6—8 и 4—5 не препятствуют повороту
тележки. При торможении тормозные моменты колес, передавае¬
мые на их оси, уравновешиваются усилиями в тяге 6—8 и узле 1.
Наклон тяги 6—8 и относительное положение узлов 1 и 2 выби¬
рается так, чтобы обеспечить при торможении одинаковые нор¬
мальные силы Р прижатия передней и задней пары колес к земле.
Условие одинакового нагружения колес можно получить из уравне-Фиг. 21. 17. Балочное шасси подносного типа с тележкой.ний равновесия тележки (моментов сил относительно узла 1) и
рычага 4—6 (моментов сил относительно узла 2):'2iFH=P6-,b.
2	FRo6=P6sa.Из этих уравнений следуетн ьRoe аГрафически последнее условие выражает то, что линия, проходя¬
щая через узлы 1 и 2, должна пересекаться с осью тяги 7—8 и
линией действия сил трения в одной точке.Несколько по иному происходит уравновешивание тормозного
момента на стойке в рычажной схеме шасси с тележкой (см.
фиг. 21.8). И здесь благодаря шарнирному креплению рыча¬
гов 1—2 к стойке и коромысла к штоку амортизатора возможен
поворот тележки при переезде через неровности. Передача тормоз¬
ных моментов от колес на стойку осуществляется посредством ры¬
чагов 2—3 и тяг 3—4. Тяги 3—4 здесь параллельны рычагам 1—2.
Для одинакового прижатия передней и задней пары колес необхо¬519
димо, чтобы эти тяги и рычаги были также параллельны земле*.
В этом случае точка пересечения осей тяг 3—4, рычагов 1—2 и ли¬
нии действия сил трения уходит в бесконечность.Особенности конструкции лыжного шассиЛыжа обычно крепится к стойке аналогично тележке много¬
колесного шасси шарнирно (фиг. 21.18), что дает ей возможностьа)Фиг. 21. 18. Лыжное шасси,
а—лыжа клепаной конструкции, б—лыжа из цельной поковки или отливки.поворачиваться при переезде через неровности аэродрома. Возни¬
кающие при движении по аэродрому силы трения стремятся повер¬*	Это может иметь место при растяжении амортизатора.520
нуть лыжу относительно шарнира. Повороту препятствует стаби¬
лизирующий амортизатор, обеспечивающий более равномерное
распределение удельного давления на лыжу. Помимо этого, он со¬
храняет исходное положение лыжи до приземления.Размеры лыжи выбираются, исходя из допустимого давления
на те грунты, где предполагается эксплуатация самолета. При этом
учитывается также возможность уборки ее в отведенные для этого
свободные объемы. Формы лыжи — отогнутый кверху носок и
скругления ‘С боков — должны обеспечить хорошее ее скольжение
по грунту и по возможности меньшие боковые нагрузки при дви¬
жении со сносом.Конструкция металлических лыж может быть клепаной, либо
представлять цельную поковку, или отливку. В первом варианте
(см. фиг. 21.18, а) лыжа имеет продольные и попереч¬
ные балки и обшивку. Во втором варианте (см. фиг. 21.18,6)
продольные и поперечные силовые элементы выполняют¬
ся за одно целое с поверхностью лыжи. В обоих случаях
к нижней поверхности лыжи крепятся специальные (обычно сталь¬
ные) пластины, которые меняются по мере износа. Через эти пла¬
стины внешние нагрузки передаются <на продольный и поперечный
силовой набор.Под действием внешних нагрузок лыжа нагружается изгибом,
как балка на упругом основании. Нагружение отдельных силовых
элементов лыжи по своему характеру аналогично нагружению эле¬
ментов крыла.Для посадки легких самолетов может применяться лишь одна
посадочная лыжа, расположенная под корпусом. Выбор длины та¬
кой лыжи должен обеспечить устойчивость самолета относительно
поперечной оси.§ 3. РАСЧЕТ ШАССИ НА ПРОЧНОСТЬВ процессе эксплуатации самолета на шасси действуют повто¬
ряющиеся статические и динамические нагрузки. Поэтому полный
расчет прочности шасси включает: проверку прочности от действия
статических нагрузок, расчет на выносливость с учетом имеющихся
концентраторов напряжений и оценку долговечности конструкции.
Ниже приведена упрощенная схема расчета прочности шасси от
действия статических нагрузок.Расчет шасси на прочность представляет собой обычную задачу
строительной механики по разделу балочных или ферменно-балоч¬
ных систем.Шасси рассматривается как геометрически неизменяемая си¬
стема. Поскольку оно включает подвижные элементы (амортизатор
и вертикальный шарнир в сочленении колеса со стойкой для пе¬
редних опор), то расчетная схема берется для случая эксплуата¬
ционного обжатия амортизатора и пневматика. Кроме того, для
носовых опор к колесу прикладывается момент, равный по вели¬521
чине и противоположный по направлению моменту внешних сил
относительно оси поворота стойки.Определение опорных реакций и основных силовых факторов
в сечениях иногда упрощается, если воспользоваться принципом
независимости действия сил и рассматривать нагружение опоры в
отдельности составляющими, направленными вдоль оси стойки и
перпендикулярными к ней. Полные реакции, усилия и моменты
в сечениях находятся геометрическим суммированием соответст¬
вующих составляющих.Для определения опорных реакций в узлах и в подкосах
используются уравнения статики (условия равновесия). Эта часть
расчета может быть ^упрощена при удачном выборе моментных
осей. Так, для схемы, представленной на фиг. 21.6 и 21.7, усилие
в подкосе легко определяется из условия равновесия моментов сил
относительно оси подвески стойки (оси х—я). Несколько услож¬
няется определение усилий в подкосе в случае, когда ось вращения
стойки является пространственной, т. е. повернутой относительно
координатной системы xyz, связанной с осью стойки (см.
фиг. 21.10). Эта задача может быть решена следующим образом.
Вначале составляются уравнения моментов всех сил (внешних и
усилия в подкосе) относительно координатных осей х, у, z. Далее
условие равновесия записывается в виде равенства нулю суммы их
составляющих по оси вращения. Эти составляющие получаются
умножением найденных моментов относительно осей координат на
косинусы углов, образованных осями координат и осью вращения
стойки.Проиллюстрируем порядок расчета прочности шасси для двух
схем: балочного рычажного шасси с вынесенным амортизатором и
балочного шасси с тележкой.Балочное рычажное шасси
с вынесенным амортизаторомПолагаем, что первый этап расчета выполнен, т. е. определены
расчетные нагрузки шасси. В дальнейшем будем излагать отдельно
методы расчета шасси под действием вертикальной силы Ру
(фиг. 21.19) и боковой силы Pz (фиг. 21.20).Расчет шасси под действием вертикальной силы РуПолуось. Расчетная схема полуоси — консольная балка, за¬
щемленная в месте крепления к рычагу 3—4. Сила Ру нагружает
полуось через роликовые подшипники. Эпюры поперечных сил и
изгибающих моментов для полуоси показаны на фиг. 21.19, а.Рычаг 3—4 представляет собой двухопорную балку с кон¬
солью. Опорами для него служат узлы крепления к стойке и
к амортизатору. Рычаг нагружается в месте крепления полуоси
силой Ру и моментом М3=Рус. Опорные реакции для рычага
в точках 1 и 4 могут быть определены аналитически с помощью
уравнений статики, либо геометрически с помощью силового тре¬
угольника, как показано на фиг. 21.19. Для удобства расчета522
силу Ру можно разложить на две составляющие: РУ1, направлен¬
ную перпендикулярно к оси рычага, и РУ2, параллельную оси ры¬
чага. Под действием силы РУ1 рычаг нагружается изгибом. Соот¬
ветствующие эпюры М и Q для него показаны на фиг. 21.19,6.
Максимальный изгибающий момент действует в сечении под опо¬
рой 1. Благодаря тому, что узел 1 не совпадает с осью рычага 3—4,
в эпюре М имеется скачок, равный ДАГ = РамЛ sin а. Сила Ру2Фиг. 21. 19. Схема нагружения конструктивных элементов рычажного шассипри действии силы Ру.а—эпюры сил и моментов для полуоси, б—то же для рычага, в и г—то же в плоскостях
хОу и уОг соответственно для стойки.сжимает рычаг. Эпюра осевых сил для рычага представлена на
фиг. 21.19,6. Под действие^ момента М$ = Рус рычаг нагружается
кручением и изгибом. Кручение вызывается моментом М3к=РУ1с.
При этом следует рассматривать рычаг, как балку, защемленную
на одном конце (у узла 4). Другая составляющая Мз — момент
М3и = РУ2 с — изгибает рычаг в плоскости осей рычага и колеса.Изгибающие и крутящие моменты по длине рычага постоянны (см.
фиг. 21. 19,6).Стойка 4—6 испытывает осевые деформации, кручение и
изгиб. Рассматривая изгиб стойки в плоскости хоу, в качестве
расчетной схемы можно принять консольную балку, защемленную
в узле подвески 6 и нагруженную усилиями и моментами, переда¬
ваемыми от рычага в узле 4, амортизатора в узле 2 и подкоса523
в узле 7. Кроме усилия в подкосе, все нагрузки определяются прл
расчете рычага. Усилие в подкосе Sn можно найти >из условия
равновесия моментов относительно оси х—х:Рус+Sak cos (lr-s, z)=О,откудап	k cos (l7_8, z) 9где cos(/r-*, г) —косинус угла между подкосом и осью z.Итак, стойка в плоскости хоу нагружается усилиями /?4, Ran*
и Sn.Характер эпюр Q, N, М и Мк показан на фиг. 21.19, в.Скачки в эпюре изгибающих моментов объясняются эксцентри¬
ситетом приложения сил в местах крепления подкоса и амортиза¬
тора. Если бы подкос лежал в плоскости yoz, то составляющая уси¬
лия подкоса в плоскости хоу, равнялась бы нулю. Тогда изгибаю¬
щий момент на участке 2—6 стойки оставался бы постоянным и
равным М = РУ1. В общем случае изгибающий момент на участ¬
ке 2—6 продолжает расти за счет влияния усилия в подкосе.
В заделке он будет по величине больше, чём Ру1. Деформации
кручения могут возникнуть за счет эксцентричного по отношению
к оси стойки приложения усилия в подкосе. Скачки в эпюре осевых
сил появляются в местах приложения усилий от подкоса и аморти¬
затора.В плоскости yoz стойку следует рассматривать, как двухопор¬
ную балку (опоры: ось подвески 6 и подкос 7—8) с консолью, на¬
груженную моментом М = Рус. Эпюры для этого случая представ¬
лены на фиг. 21.19, г.Расчет шасси под действием боковой силы РгПол у ось под действием силы Рг (фиг. 21.20) в точке сопри¬
косновения обжатого колеса с землей изгибается постоянным мо¬
ментомМ$—Р2R0q,где Rog — расстояние от оси колеса до земли.Рычаг 3—4 от боковых нагрузок колеса и момента М3 нагру¬
жается, как консольная балка, защемленная в узле 4 (амортизатор
не нагружается). Под действием внешних сил он испытывает де¬
формации изгиба « кручения. Эпюры Q, М и Мк для рычага пред¬
ставлены на фиг. 21.20, а.Стойка 4—6 представляет собой двухопорную балку (опоры:
ось подвески стойки и подкос), нагруженную в точке 4 силами и
моментами, передающимися от рычага. Под действием этих нагру¬
зок стойка испытывает изгиб (в плоскостях хоу и yoz), осевые
деформации и кручение. Для построения эпюр Q, М, Мк и N необ-524
холимо определить усилие в подкосе. Из условия равновесия
стойки—.k COS {lj	z)Эпюры Q и M для изгиба в плоскости хоу представлены на
4>иг. 21.20, в, а в плоскости уог— на фиг. 21.20,6. Изгиб в плоско¬
сти хоу происходит за счет усилия в подкосе.Фиг. 21.20. Схема нагружения конструктивных
элементов рычажного шасси при действии
боковой силы Рг.а—эпюра сил и моментов для рычага, б и в — то же
в плоскостях yOz и хОу соответственно для стойки;
г—эпюры Мк и N.На фиг. 21.20, г представлены эпюры осевых сил и крутящих
моментов Мк. Кручение стойки происходит под действием момента
= Pzl и момента, создаваемого усилием в подкосе относительно
оси стойки.Поверочный расчет прочности шассиПостроив эпюры основных силовых факторов — М, Q, N и AfK,
можно перейти к определению напряжений. Опыт расчета показы¬
вает, что решающую роль в прочности отдельных элементов конст¬
рукции шасси играет величина нормальных напряжений. Поэтому
часто в инженерных предварительных расчетах ограничиваются
проверкой прочности лишь по нормальным напряжениям. Это не
исключает необходимости в отдельных случаях учета и сдвига
(т. е. касательных напряжений) и последующей проверки по одной
из теорий прочности.525
Нормальные напряжения определяются для сечения, где ожи¬
дается их максимумN , Ма = -—4- — ,F Wгде F — площадь сечения;W— момент сопротивления изгибу.Полученные напряжения сопоставляются с разрушающими
(критическими) для тонкостенной цилиндрической оболочки *.Подбирая сечения, можно достичь снижения веса конструкции,
учитывая пластичность материала.Практически это может быть сделано при подсчете разрушаю¬
щего момента для рассматриваемого сечения по формуле^Ра3пл = *^раз*где А/Разпл — разрушающий изгибающий момент сечения с учетом
пластичности;Жраз — разрушающий изгибающий момент сечения без учета
пластичности;1—коэффициент, учитывающий пластичность материала;
для различных сечений и случаев нагружения его
величина приводится в справочной литературе**.В заключение остановимся на особенностях расчета амортиза¬
тора. Амортизатор в рассматриваемой схеме шасси нагружается
только осевыми силами. Под их действием шток испытывает де¬
формации сжатия. Цилиндр нагружается в основном внутренним
давлением рабочего тела (газа, жидкости), увеличивающимся по
мере обжатия. Прочность стенки цилиндра проверяется на разрыв
по образующей от внутреннего давления при эксплуатационном
обжатии. Достаточная прочность выражается условиемfPSD ^а = —	О.,28ц	■’где	/—коэффициент безопасности;D — диаметр цилиндра амортизатора;8Ц — толщина стенки цилиндра;—	давление воздуха в амортизаторе при эксплуатацион-
F ном обжатии;& —коэффициент, учитывающий трение манжет и букс;
Q3 —усилие в амортизаторе при эксплуатационном нагру¬
жении;F — плсщадь поршня.*	См. главу VII.** См., например, М. Ф. Астахов и др., Справочная книга по расчету само¬
лета на прочность, Оборонгиз, 1954.526
Балочное шасси с тележкойПорядок расчета прочности шасси с тележкой (фиг. 21.21)
мало отличается от ранее рассмотренного случая. Поэтому остано¬
вимся только на рассмотрении расчетных схем *и эпюр изгибающих
моментов для отдельных элементов конструкции при действии сил
в плоскости колес.Полуоси колес нагружаются изгибом, как консольные бал¬
ки с заделкой в узлах 2 и 3 тележки. Эпюра М для них представ¬
лена на фиг. 21.21, а. При действии сил трения F полуоси дополни¬
тельно испытывают кручение.Фиг. 21.21. Схема нагружения конструктивных элементов балочногошасси с тележкой.а—эпюры изгибающих моментов для полуосей от сил Р, б—то же для траверсы от
сил Р, в и г—то же для стойки от сил Р и F соответственно.Траверса тележки 2—3 нагружается изгибом. Эпюра для
нее показана на фиг. 21.21,6.Тяга 4—5 испытывает растяжение. Усилие в ней определяется
отношением тормозного момента задней пары колес к плечу т.Тяга 6—8 испытывает растяжение. Усилие в ней определяет¬
ся, как отношение тормозного момента всех колес тележки
к плечу Ь.Стойка представляет собой двухопорную балку с консолью
(опоры: подкос 9—12 и узел подвески 10—10). При действии вер¬
тикальных сил она изгибается за счет эксцентричного положения
узла 1 относительно оси стойки. Для построения эпюр необходимо
вначале из уравнения моментов сил относительно оси 10—10' опре¬
делить усилие в подкосе 9—12. Эпюра М для этого случая пред¬
ставлена на фиг. 21.21,в. Аналогично построена эпюра М для
случая действия сил F (см. фиг. 21. 21,г). На этих эпюрах ли¬527
нией DC отделены моменты, относящиеся к штоку и цилиндру. При
этом шток рассматривается, как двухопорная балка. Опирается он
с помощью букс на цилиндр в точках D и С.Подобным образом можно рассмотреть нагружение элементов
шасси с тележкой при действии боковых сил.Фиг. 21.22. Схема нагружения
конструктивных элементов двух-
звенника.а—силы при нагружении стойки кру¬
тящим моментом, б—силы, вызываю¬
щие изгиб двухзвенника, в—силы, воз¬
никающие на "стойке при передаче кру¬
тящего момента, г—эпюра изгибающих
моментов для стойки.Одним из характерных случаев расчета шасси с тележкой
является нагружение крутящим моментом Мк относительно верти¬
кальной оси. В рассматриваемой схеме шасси (см. фиг. 21.21)
этот момент передается от тележки на цилиндр стойки посредством
двухзвенника.Нагружение двухзвенника легко установить, если его
мысленно разъединить в шарнире k (фиг. 21.22, а). В этом случае
стойка превратится в механизм, где шток с тележкой под дейст¬
вием момента Мк будет поворачиваться относительно оси иилинд-528
ра. В действительности вращение отсутствует благодаря возникно¬
вению в шарнирном сочленении k сил взаимодействияJ	 Мк~~ dПод их действием каждая половина двухзвенника изгибается, как
консольная балка, защемленная в штоке или цилиндре (см.
фиг. 21.22,6). В сечениях двухзвенника при этом возникают нор¬
мальные напряжениягде W — момент сопротивления сечения.Максимальный изгибающий момент двухзвенникаM=TLпередается на шток или цилиндр в виде пары силсрезающих болт.За счет двухзвенника цилиндр и шток нагружаются попереч¬
ными силами и изгибающими моментами. Их величину можно
найти мысленно, рассекая шток (см. фиг. 21.22, в) плоскостью,
перпендикулярной к его оси и проходящей через шарнир двухзвен¬
ника k. Из условия равновесия отсеченной части в сечениях будут
действовать поперечные силы Т, вызывающие, в свою очередь, по¬
явление изгибающих моментов, характер изменения которых пока¬
зан на фиг. 21.22, г. Линия CD на эпюре и в этом случае отделяет
моменты, относящиеся к штоку и цилиндру.§ 4. СХЕМЫ МЕХАНИЗМА УБОРКИ ШАССИНа всех современных скоростных самолетах шасси в полете уби¬
рается, так как оно в потоке создает большое сопротивление и
существенно снижает летные свойства самолета. Для уборки шас¬
си создаются специальные отсеки в крыле, корпусе или гондолах
двигателей. Выбирая эти отсеки, конструктор исходит из имеющих¬
ся на проектируемом самолете свободных объемов и степени уве¬
личения веса конструкции. Конструкция шасси, а иногда и других
частей самолета выбирается с учетом схемы уборки шасси.В зависимости от отводимого для шасси места уборка может
производиться без поворота колес и с поворотом. На фиг. 21.23 по¬
казаны схемы механизма уборки шасси без поворота колеса. Они
могут применяться при уборке в крыло (а, б, в, г) по размаху
в корпус или гондолы двигателей (д, е, ж). Уборка шасси в этих
случаях производится путем поворота стойки вокруг одной оси.
Направление оси зависит от исходного и конечного положений
ноги. В схемах фиг. 21.23 а, б и е роль подкоса играет цилиндр
уборки. Сокращение или удлинение цилиндра приводит к повороту34 598529
стойки. В схемах шасси в, г, д и ж применяется отдельный ломаю¬
щийся подкос. Подъемник может при уборке передавать усилия
только на ломающийся подкос (схемы в, д) или одновременно на
подкос и стойку (схемы г, ж). На фиг. 21.23,з показана типовая
схема уборки подкрыльной опоры велосипедной схемы шасси.От схемы уборки шасси существенно зависят усилия в подъем¬
нике в процессе уборки и выпуска. Из различных вариантов схем
выбирается та, которая, с одной стороны, обеспечивает уборку
шасси в заданный объем, а, с другой стороны, минимум усилий
при работе подъемника.Фиг. 21.23. Кинематические схемы уборки шасси без поворота колеса.а, б, в, г—в крыло, д, е, ою—в гондолы двигателей, з—уборка подкрыльной стойки вело¬
сипедного шасси.Ограниченные объемы для уборки шасси (в особенности на со¬
временных самолетах с тонким крылом и большим запасом топлива
в корпусе) не всегда позволяют применять простейшие схемы, по¬
казанные на фиг. 21.23. В этих случаях часто приходится повора¬
чивать колеса или тележку. На фиг. 21. 24 показана схема уборки
опоры в гондолу двигателя, где колесо вместе со стойкой совер¬
шает поворот относительно двух осей: оси подвески и оси стойки.
Для поворота стойки 1 вокруг собственной оси она крепится
к траверсе 2 с помощью муфты 4, имеющей подшипники скольже¬
ния. Кроме того, на конце стойки имеется рычаг 6, соединенный
с тягой 7. Последняя связана шарнирным узлом с гондолой; при
повороте стойки относительно оси 3 она заставляет ее одновремен¬
но поворачиваться и относительно собственной оси.На фиг. 21.25 представлена -схема уборки шасси с тележкой.
Тележка при уборке поворачивается и траверса ее сближается со
стойкой.530
Фиг. 21.24. Кинематическая схема уборки шасси в гондолу двигателя
с поворотом колеса на 90^.а—выпущенное положение, б—убранное положение. 1—стойка, 2—траверса. 3—ось
поворота, 4—муфта, 5—силовой цилиндр. 6—рычаг разворота. 7—тяга.Фиг. 21.25. Кинематическая схема уборки
шасси в корпус (гондолы) летательного аппа¬
рата с поворотом тележки на 180°.
Позиции те же, что и на фиг. 21. 17.34*531
При уборке шасси в тонкое крыло часто бывает трудно размес¬
тить в нем колесо. В этом случае иногда в крыле создают отсек
для стойки, а колесо убирают в корпус (фиг. 21.26). Колесо при
такой схеме поворачивается относительно -стойки так, чтобы в
убранном положении оно эффективно заполнило свободный объем
корпуса.Фиг. 21.26. Кинематическая схема уборки
стойки шасси в крыло и колеса в корпус
летательного аппарата. (Жирными линия¬
ми показан механизм, разворачивающий
колесо на 90°).Механизмы уборки шасси, помимо подъемников, включают зам¬
ки убранного и выпущенного положений и -сигнализацию положе¬
ния опор. От надежности работы элементов системы уборки и вы¬
пуска шасси зависит безопасность полетов. Поэтому в процессе
эксплуатации самолета они подлежат неослабному контролю.
Глава XXIIСИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТАВ полете некоторые части летательного аппарата перемещаются
относительно его корпуса; к ним, например, относятся рулевые
поверхности, органы приземления, створки люков и др. Устройст¬
ва, служащие для их перемещения, образуют систему управления
летательного аппарата.Наиболее ответственным является управление рулевыми по¬
верхностями, называемое основным управлением. Детали и меха¬
низмы, обеспечивающие перемещение остальных объектов (за¬
крылки, створки шасси и пр.), составляют дополнительное управ¬
ление.Кроме общих требований (прочность, жесткость, малый вес),
к управлению предъявляется ряд специфических требований, в
частности:—	чтобы трение и люфты в сочленениях были минимальные;—	чтобы были соблюдены предельные углы отклонения руле¬
вых поверхностей;—	чтобы для пилотируемых летательных аппаратов были обес¬
печены благоприятные потребные усилия на командных рычагах и
чтобы сами командные рычаги были удобно размещены в кабине.§ 1. ПРИНЦИПЫ И СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ УПРАВЛЕНИЯПри рассмотрении различных типов управления будем исполь¬
зовать метод разделения системы управления на элементы и пред¬
ставление ее в виде структурной схемы. Под элементом понимает¬
ся любая часть системы управления, выполняющая определенную
функцию.Различают следующие элементы систем управления: задающий
элемент, энергосистема, усилитель, исполнительный элемент, сле¬
дящий элемент, связи, объект управления и др.Задающий элемент регламентирует закон (программу) переме¬
щения управляемого объекта. Роль задающего элемента выполняет
или человек (летчик, оператор пункта управления), или автомат
(автопилот, программное устройство).Усилитель увеличивает мощность сигнала, идущего от задаю¬
щего к исполнительному элементу. Необходимую для этого энер¬
гию усилитель получает от энергосистемы. При использовании533
электрической энергосистемы применяют ламповые, электромаг¬
нитные, электромашинные и другие усилители. Если источником
энергии является гидросистема или пневмосистема, то роль усилите¬
лей играют различного рода реле (например, электропневмокла-
пан, гидроклапан), бустерные головки, распределительные устрой¬
ства и т. п.Исполнительный элемент преобразует подводимую к нему энер¬
гию в механическую, обеспечивая тем самым перемещение управ¬
ляемого объекта. Эту задачу выполняют силовые приводы (цилинд¬
ры, электродвигатели, электромагниты и др. устройства).Следящий элемент (датчик рассогласования) сравнивает фак¬
тическое положение управляемого объекта с программным и в
случае их рассогласования подает сигнал на усилитель. Конструк¬
тивно следящий элемент выполняется в виде гидрокранов, бустер-
ных головок, электрических контакторов, 'механических дифферен¬
циалов и т. п.Связи передают сигнал от одного элемента к другому. В зави¬
симости от направления сигнала различают прямые и обратные
связи. Если сигнал передается в направлении от задающего эле¬
мента к управляемому объекту, то соответствующая связь назы¬
вается прямой. При противоположном направлении сигнала связь
называется обратной. По характеру энергии передаваемого сигна¬
ла связь может быть механической, электрической, гидравличе¬
ской, световой и др.Системы управления летательных аппаратов,
пилотируемых летчикомСистемы управления летательных аппаратов, пилотируемых
летчиком, можно разделить на две группы:1)	системы непосредственного управления, приводимые в дей¬
ствие физической силы летчика;2)	системы сервоуправления, приводимые в действие энергией
электрической, сжатого воздуха или гидравлической.На фиг. 22. 1 приведена система непосредственного управления.
Следует отметить, что конструктивные формы системы непосред¬
ственного управления могут быть весьма разнообразными, однако
ее структурная схема остается неизменной.Системы с посторонними источниками энергии в зависимости
от характера связей могут быть с разомкнутой (фиг. 22.2) и замк¬
нутой (фиг. 22.3) цепью воздействий. Признаком замкнутых (сле¬
дящих) систем является наличие в них обратных связей.На фиг. 22.4 показана принципиальная, а на фиг. 22. 5—струк¬
турная схема автоматизированного продольного управления само¬
лета. Следящим элементом служит коллектор 5 и заслонка 6 (см.
фиг. 22.4). Коллектор укреплен на оси и с помощью рейки 4
фиксируется относительно корпуса самолета. Заслонка укреплена
на оси ротора гироскопа, а поэтому при продольных колебаниях534
р^ПотиЗнт рьтгв)Фиг. 22. 1. Схема непосредственного управления
рулем.а—принципиальная кинематическая схема, б—структур¬
ная схема, /—летчик (задающий элемент), 2—механиче¬
ская проводка управления (связь), 3—рулевая поверх-4О6-и757£•Тб)Фиг. 22. 2. Схема управления с разомкнутой цепью воздействий.а—принципиальная схема, б—структурная схема, 1—летчик (задающий элемент),
2—пневмокран (усилитель), 3—баллон сжатого воздуха (источник энергии),
4—пневмоцилиндр (исполнительный элемент), 5—створка (объект управления),
6—пневмотрубопроводы (связь): 7—механическая проводка (связь). М—моментвнешнего воздействия.535
самолета положение заслонки относительно земли остается неиз¬
менным.При некотором угле тангажа, называемом программным, кол¬
лектор оказывается симметрично расположенным относительно
заслонки. При этом давления в полостях пневмореле 10 будут
одинаковы, и пружина 11 поставит золотник 13 в нейтральное
положение, что обеспечит фиксацию поршня гидромашины 14.Р6)Фиг. 22.3. Управление с замкнутой цепью воздействий.а—принципиальная схема, б—структурная схема, У—летчик (задающий элемент),
2—головка бустера (усилитель и следящий элемент), 3—гидросистема (энергосистема),4—гидроцилиндр (исполнительный элемент), 5—стабилизатор (объект управления),
6—загрузочный механизм, 7—прямые связи (механические и гидравлические), 8—об¬
ратная механическая связь, Мш— шарнирный момент (внешнее воздействие), Р—уси¬
лие летчика.Если действительный угол тангажа самолета не будет равен
программному, то коллектор окажется смещенным относительно
заслонки, выходные отверстия коллектора будут перекрыты за¬
слонкой неодинаково, вследствие чего мембрана 12 сдвинет золот¬
ник 13 с «нейтрального положения. Тогда начнется движение порш¬
ня гидромашины и поворот руля 15 до тех пор, пока самолет снова
окажется под углом тангажа, равным программному. Обратная
связь 2 обеспечивает необходимую плавность и устойчивость
системы.В описанном автопилоте использован двухкаскадный усили¬
тель, состоящий из пневмореле и масляного золотника. В других
конструкциях автопилотов используются электрические усили¬
тели *.*	В. П. Д м и т р и е в, Некоторые вопросы автоматического управления само¬
летом, Воениздат, 1957.536
Фиг. 22.4. Принципиальная схема пневмогидравличе-
ского автомата продольной стабилизации самолета,
/—тяга рукоятки настройки автомата, 2—обратная механиче¬
ская связь, 3—дифференциальный рычаг, 4—рейка поворота кол¬
лектора, 5—коллектор, 6—заслонка, 7—ось поворота заслонки
относительно коллектора, 8—ось вращения ротора гироскопа,
9—ротор гироскопа, 10—пневмореле, //—пружина, /2—мембрана,
13—масляный золотник, 14—гидромашина, 15—руль, 16—на.сос,
/7—маслобак, /5—подвод сжатого воздуха.Фиг. 22.5. Структурная схема продольного
управления с использованием автопилота,
/—летчик (задающий элемент), 2—автомат стабили¬
зации (следящий элемент). 3—усилитель, 4—рулевая
машина (исполнительный элемент), 5—стабилизатор
(регулирующий орган), 6—угол тангажя самолета
(объект управления), 7—высота поле'га (объект
управления). 8—обратные связи, 9—прямые связи,
10—энергосистемы, //—автопилот (обведеа пунктиром).537
Системы управления беспилотными летательными аппаратамиВ общем случае система управления беспилотным летатель¬
ным аппаратом взаимодействует с соответствующими системами
управления на земле. В зависимости от характера упомянутого
взаимодействия различают следующие системы управления: теле¬
управление, самонаведение и автономное управление.Системы телеуправления (или командные системы^ характери¬
зуются тем, что они непрерывно осуществляют взаимодействие
между наземными средствами управления и бортовой аппарату-Фиг. 22.6. Схема управления беспилотным вертолетом-
краном./—пункт управления, 2—информация визуального наблюдения,3—командный сигнал.рой летательного аппарата. На фиг. 22. 6 приведена принципиаль¬
ная схема, а на фиг. 22.7 блок-схема телеуправления вертолетом-
краном для выполнения строительно-монтажных работ.В системе самонаведения взаимодействие осуществляется меж¬
ду бортовой аппаратурой летательного аппарата и каким-либо
характерным свойством объекта, на который он наводится. На
•фиг. 22.8 например показана принципиальная схема действия, а
на фиг. 22.9—блок-схема системы самонаведения самолета-туши¬
теля лесного пожара. В зависимости от того, какими физическими
средствами создается контрастность объекта, на который наводит¬
ся летательный аппарат (объект наведения), различают активную
и пассивную системы самонаведения. В активной системе объект
наведения облучается с самолета и наведение осуществляется по
отраженному лучу. В пассивной системе используется излучение
самого объекта наведения. В системах самонаведения для измере¬538
ния координат воздушного объекта наведения могут использовать
излучаемые им (или отражаемые) электромагнитные волны види¬
мого, инфракрасного и радиотехнического диапазонов.Фиг. 22.7. Блок-схема телеуправления беспилотным вертолетом-краном./—оператор пункта управления, 2—радиопередатчик, 3—бортовой радиоприем¬
ник, 4—усилитель, 5—исполнительный механизм.Автономная система управления базируется на заданной про-
граммё полета летательного аппарата. Под программой понимается
заранее рассчитанное изменение параметров движения (курс, вы¬
сота, скорость и пр.) летательного аппарата в функции времени
или дальности, при выполнении которой траектория его полета
проходит через намеченный объект наведения. Автономная систе¬
ма управления, установленная на летательном аппарате, ;непрерыв-Фиг. 22.8. Схема, иллюстрирующая принцип действия
системы пассивного самонаведения самолета./—место пожара (объект наведения с тепловой контраст¬
ностью), 2—измеритель (координатор), 3—счетно-решающее
устройство, 4—привод рулей.но сравнивает действительные параметры движения с программны¬
ми и при наличии рассогласования подает сигналы на рули,
которые вносят необходимые поправки в параметры движения.
В зависимости от способов измерения рассогласования между
действительными и программными параметрами движения разли¬539
чают следующие системы автономного управления: гироскопиче¬
ские, инерциальные, астронавигационные и комбинированные (на¬
пример, инерциальная с астрокоррекцией).В гироскопических системах основными датчиками являются
гироскопы, измеряющие отклонение оси летательного аппарата отФиг. 22. 9. Блок-схема системы самонаведения самолета.1—объект наведения, 2—измеритель, 3—счетно-решающее устройство,
4—привод рулей, 5—рули, 6—самолет.заданного направления, а также угловую скорость его оси. Заме¬
ренные величины углов и угловых скоростей подаются в счетно-
решающее устройство, выдающее сигналы на рули. Соответствую¬
щая структурная схема изображена на фиг. 22.10.В инерциальных системах автономного управления рсновными
датчиками служат акселерометры, замеряющие ускорения центра
тяжести летательного аппарата, которые интегрируются в счетно¬
решающем устройстве; после интегрирования сигнал подаетсяФиг. 22.10. Структурная схема одного канала в гиро¬
скопической автономной системе управления летатель¬
ного аппарата./—скоростной гироскоп, 2—позиционный гироскоп, 3—коррек¬
ционное устройство (магнитное или от высотомера), 4—счетно
решающее устройство, 5—усилитель, 6—привод руля, 7—руль,S-^петательный аппарат.в автопилот, что снова позволяет сравнить действительное положе¬
ние летательного аппарата с программным и выдать необходимые
сигналы на рули! Соответствующая структурная схема дана на
фиг. 22. 11.540
Фиг. 22.11. Структурная схема инерциаль-
ной автономной системы управления лета¬
тельного аппарата./—акселерометр, 2—устройство, интегрирующее
ускорение по времени, 3—устройство, интегрирую¬
щее скорость по времени, 4—автопилот, 5—лета¬
тельный аппарат.Астронавигационная система автономного управления имеет
оптические устройства, пеленгующие два светила достаточной
яркости. Сопоставлением действительных пеленгов с программны¬
ми счетно-решающее устройство формирует командный сигнал на
рули. В этой системе, как и в инерциальной, имеется автопилот.Для большей точности полета при одновременной простоте
аппаратуры обычно применяют комбинацию систем управления.
Обычно выгодно на на¬
чальном участке полета
применять телеуправле¬
ние, на среднем — авто¬
номную систему, а на по¬
следнем — самонаведе¬
ние.Теория и конструкция
отдельных элементов си¬
стем управления является
предметом многих наук.Гак, например, электро¬
энергосистема, электри¬
ческие исполнительные
элементы (электродвига¬
тели, электромагниты) и электрические усилители изучаются в кур¬
сах электротехники; ламповые усилители, агрегаты программных
устройств—в курсах электро- и радиотехники; гидравлические
насосы — в курсах гидравлики и т. д.Поэтому здесь рассматриваются лишь те элементы систем
управления, специфика которых соответствует курсу конструкции
и прочности летательных аппаратов. Сюда относятся механические
связи (механическая проводка управления), некоторые исполни¬
тельные 'механизмы, гидравлические и пневматические энерго¬
системы *.Исследование систем управления в целом (синтез систем) рас¬
сматривается в курсах теории автоматического регулирования. Из
вопросов синтеза систем управления в настоящей книге раесмот
рено гидробустерное управление.§ 2. МЕХАНИЧЕСКИЕ СВЯЗИ (ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ)МЕЖДУ ЭЛЕМЕНТАМИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯМеханические связи между элементами систем управления, на¬
зываемые проводкой управления, применяются как жесткие, так и
гибкие (тросовые) и нередко—смешанной конструкции.В жесткой проводке основными деталями являются стержни
(тяги) или валы, а в гибкой — тросы. Стержни подвергаются рас¬
тяжению или сжатию (продольному изгибу), валы — кручению, а
тросы — растяжению.*	Электрический привод ввиду его особой специфичности в настоящей книге
не излагается.541
Специфические требования, предъявляемые к механической
проводке управленияОтметим специфические требования, предъявляемые к механиче¬
ской проводке управления.1.	Независимость управления от возможных деформаций кон¬
струкции летательного аппарата.2.	Минимальные зазоры в соеди¬
нениях звеньев, передающих силы и
моменты во избежание возникнове¬
ния больших динамических нагру¬
зок. В звеньях следящих систем из¬лишне большие зазоры, кроме того,
могут быть причиной возникновения
автоколебаний системы.3.	Минимальные силы трения
в проводке от задающего до следя¬
щего элемента системы. Большие
силы трения ухудшают ее динами¬
ческие характеристики и могут
быть причиной возникновения
автоколебаний.Для удовлетворения этих требований придерживаются следую¬
щих правил.Механическая проводка, состоящая из стержней :и валов, долж¬
на представлять собой статически определимую систему. В част¬
ности, в этой системе малые перемещения опор не должны изме¬
нять направления действующих в сочленениях сил. Не должно быть
также поперечных сил, вы¬
зывающих изгиб валов и
стержней.На фиг. 22. 12 приведе¬
ны варианты правильной
расстановки опор в стержне¬
вой проводке.В шарнирах и в направ¬
ляющих в целях уменьшения
сил трения широко исполь¬
зуются шарикоподшипники.На фиг. 22. 13 показана кон¬
струкция роликовых направ¬
ляющих для стержней. Все
направляющие ролики поса¬
жены на шарикоподшипни¬
ки. Один из роликов имеет эксцентриковую ось, позволяющую осу¬
ществлять регулировку зазора между стержнем и роликами.При перемещениях механизма в правильно спроектированной
тросовой связи усилия предварительной затяжки должны оставать¬
ся неизменными. Под усилием предварительной затяжки тросовФиг. 22. 13. Комбинированная ролико¬
вая направляющая для двух тяг про¬
водки управления.а)5)В)■ Т. ТФиг. 22.12. Схемы рациональной
расстановки опор в стержневой
проводке управления летательно¬
го аппарата.а—схема с направляющими, б—то же
с направляющими и качалкой, в—то же
с качалками.542
понимают силу, растягивающую ту или иную ветвь тросов при от¬
сутствии внешних сил и сил трения в системе управления.В механических связях управления рулевыми поверхностями
предусматривается возможность регулировку длины отдельных ее
участков. Для этого в стержневой проводке -некоторые тяги выпол¬
няются с регулируемыми наконечниками (фиг. 22.14), в кардан¬
ных узлах валов обеспечивается осевой зазор, а в тросовой про¬
водке каждая ветвь имеет тендеры (фиг. 22. 15). Последние служат
также для регулировки усилия
предварительной затяжки тросов.В заключение укажем прави¬
ла исполнения командных рыча¬
гов основного управления пило¬
тируемого самолета.Для создания единообразия в
технике пилотирования управле¬
ние элеронами и рулями высоты
(или стабилизатором) делается
ручном и осуществляется от еди¬
ного командного рычага, назы¬
ваемого в зависимости от его
конструкции ручкой управления
или штурвальной колонкой. Во
всех конструкциях реализуется
с той или иной точностью прин¬
цип независимости продольного и
поперечного управления: движе¬
ние ручки (колонки) вдоль фюзе¬
ляжа вызывает только отклоне¬
ние рулей высоты (или стабилизатора), движение ручки поперек
фюзеляжа (или поворот штурвала) вызывает только отклонение
элеронов. На фиг. 22. 16 и 22.17 показаны распространенные
схемы, обеспечивающие выполнение принципа независимости про¬
дольного и поперечного управлений.Управление рулем поворота (или килем) на пилотируемых само¬
летах осуществляется с помощью ножных педалей различной кон¬
струкции, регулируемых под рост летчика./ч.\i/Фиг. 22. 14. Конструкция регули¬
руемого наконечника тяги управ¬
ления.Фиг. 22. 15. Тендер для регулировки натяжения тросовой проводки управления.Потребные усилия на командных рычагах пилотируемого само¬
лета не должны быть очень малыми (во избежание потери «чув¬
ства» управления), но не могут допускаться и слишком большими
(во избежание чрезмерной утомляемости экипажа). Поэтому диа¬
пазон благопонятных нагрузок на командные рычаги нормируется.543
Исходя из этих норм, подбирается надлежащая степень аэродина
мической компенсации рулей или размеры загрузочных механизФиг. 22. 16. Кинематические схемы,
обеспечивающие независимость про¬
дольного и поперечного управления
летательного аппарата, с приводом
от ручки.MOB.При расчете на прочность ор¬
ганов управления пилотируемого
самолета учитываются усилия,
которые может развить летчик
при аварийной ситуации. Эти уси¬
лия также нормируются.Фиг. 22.17. Кинематическая схема,
обеспечивающая независимость про¬
дольного и поперечного управления
летательного аппарата с приводом от
штурвала.Вычисление усилий в механической проводке управленияРассмотрим какую-либо механическую связь, соединяющую два
элемента системы управления. Задача о вычислении усилий в
звеньях механической связи обычно ставится так: известна сила
(или момент) на одном конце проводки, требуется найти усилия
(моменты) на другом конце и во всех промежуточных ее звеньях.Для решения этой задачи рассмотрим только часть проводки,
начиная от интересующего нас звена до того конца, усилие (мо¬
мент), на котором известно. Заменяя действие отброшенной части
на оставшуюся соответствующими силами (или моментами), запи¬
шем для рассматриваемого участка проводки, исходя из принципа
возможных перемещенийS	Qi dxi + S Mjd*j=0,	(22.1)Jгде dxt — проекции возможных линейных перемещений активных
сил Qi на направление этих сил;544
аЬ)—возможные угловые перемещения активных моментов
сил Mj.Из написанного уравнения можем найтиdb)	п dxidx„db)dimгде знак 2' — означает суммирование по всем номерам, кроме т-го,йЪг dbi dxi dxi
а величины —l— , —, —-, —- называются передаточнымиdXfn	dbm dXfji dbmчислами от звена у, i до звена т\ последние легко находятся, если
известны геометрические размеры связи.dx,Фиг. 22. 18. К определению усилий в звеньях проводки
управления летательного аппарата.Пример. Вычислить усилие Р в стержне 1—2 проводки управления рулем
поворота в случае, если летчик создал усилие на правой педали Р0=50 кГ. Кине¬
матическая схема проводки приведена на фиг. 22. 18 (/=150 мм, 5=75 мм).
Решение. Передаточное число от педали до стержня 1—2dx о
dxСледовательно,dxn	I	150-Р = Р0—^- = Р0 — = 50 — = 100 кГ.dx	о	75§ 3. ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ МЕХАНИЗМЫВ настоящее время наиболее распространены следующие
исполнительные механизмы: гидро- и пневмодвигатели, электроме¬
ханизмы (электродвигатели с редуктором, электромагниты), воз¬
душные и парогазовые турбины. Ниже будут рассмотрены основ¬
ные характеристики гидромоторов и электромеханизмов.35 598545
Нагрузки на выходном штоке (валу)
исполнительного механизмаВнешние нагрузки, действующие на выходные штоки (валы)
исполнительных механизмов, определяются в конечном итоге их
кинематической схемой и силами, действующими на управляемый
объект. Так, при уборке стойки шасси, изображенной на фиг. 22. 19,
необходимо при вычислении усилия R на штоке цилиндра
учесть следующие силы: массовые (йпэ ), аэродинамические (Q)
и силы трения (М), а поэтому в рассматриваемом случае усилие
на штоке найдется из уравнения (угловым ускорением стойки отно¬
сительно оси О пренебрегаем)/?г = Gn9g + Qq+М.Обычно нагрузка на штоке (валу) существенно изменяется по
его ходу (углу поворота). Для иллюстрации на фиг. 22.20 показана
зависимость усилия на штоке гидроцилиндра, управляющего убор¬
кой и выпуском передней ноги шасси самолета. Подобная диа¬
грамма усилий на исполнительном штоке позволяет найти макси¬
мальные усилия и полезную работу исполнительного механизма,
что необходимо знать для его расчета.Часто нагрузка на исполнительном штоке может меняться скач¬
ком, причиной чему могут быть следующие обстоятельства: сраба¬
тывание замков; изменение скачком сил трения; добавление нагру¬
зок от механизмов, подключающихся по ходу штока и пр.При определении внешних нагрузок отдельных систем требует¬
ся производить уточнение геометрической схемы с учетом дефор¬
маций упругих элементов системы в нагруженном состоянии.Весовое совершенство исполнительных механизмовСреди критериев, оценивающих в весовом отношении пригод¬
ность того или иного исполнительного механизма для систем управ¬
ления, можно указать следующие характеристики:G	G	GтР~~р ; u~~a;1n~~n'где G — вес исполнительного механизма;Р — среднее или другое характерное (например, начальное)
усилие или момент, развиваемые механизмом;А — полезная работа механизма за один цикл или за один
пуск;N—развиваемая механизмом полезная мощность.Чем меньше значения этих характеристик, тем выше весовое со¬
вершенство механизма.546
ствующих на стойку шасси при
ее уборке.G—вес стойки, лэ—коэффициент
эксплуатационной	перегрузки,Q—лобовое сопротивление стойки,
Я—усилие, развиваемое штоком,
^/—реакция опоры, М—момент
сил трения в опоре.Фиг. 22.20. Изменение усилия, развиваемого
гидроцилиндром, по ходу штока./—кривая усилий при выдвижении штока. 2—кривая
усилий при втягивании штока.
ЭлектромеханизмыПод электромеханизмом на самолете обычно понимают электро¬
магнит или электродвигатель с редуктором, конструктивно выпол¬
ненные в одном корпусе. На выходе электромеханизмы имеют шток
или вал.В качестве примера электромеханизма с валом на выходе может
служить рулевая машинка автопилота АП-5 (фиг. 22.21), пред-6	56 5Фиг. 22.21. Рулевая машинка автопилота АП-5.1—корпус, 2—электродвигатель, 3—электромагниты привода фрикцион¬
ных муфт, 4—рычаги привода муфт, 5—фрикционные муфты реверса,6—зубчатые колеса, 7—тросовый барабан.ставляющая собой сочетание электродвигателя с реверсивным ше¬
стеренным редуктором. Реверсирование осуществляется двумя
фрикционными муфтами, управляемыми с помощью электромаг¬
нитов.Другой пример электромеханизма — со штоком на выходе —
показан на фиг. 22. 22. В нем реверсирование осуществляется элек¬
тродвигателем.В двух рассмотренных нами электромеханизмах реверсирование
осуществляется с помощью муфт или непосредственно электродви¬
гателем.548
На фиг. 22. 23 представлено типовое изменение угловой скоро¬
сти и угла поворота выходного вала одного и того же электроме¬
ханизма при пуске исполнительного вала включением электродви¬
гателя и включением муфты. В последнем случае нужное значение
угла поворота вала фо достигается скорее. Однако чем больше по¬
требный угол поворота исполнительного вала, тем эффект от при¬
менения муфты становится меньше. Поэтому, если объект требует
реверсирования через короткие промежутки времени (например,
рулевые поверхности), то реверсирование осуществляется с по¬
мощью муфт, несмотря на его конструктивную сложность. Для при-Фиг. 22. 22. Кинематическая схема электромеханизма (со
штоком на выходе)./—электродвигатель, 2—планетарный редуктор, 3—винтовая
пара, 4—исполнительный шток.вода неследящих объектов, требующих реверсирования эпизодиче¬
ски, через длительные промежутки времени (шасси, различные
створки и пр.) целесообразно использовать электродвигатель.Электромеханизмы применяются благодаря известным досто¬
инствам электрической энергосистемы: надежности действия, лег-
костй прокладки проводки, простоте автоматизации электрических
устройств, сравнительно хорошей устойчивости к высоким темпера¬
турам. Серьезный недостаток электромеханизмов — сложность их
устройства и большой вес.Электромагниты находят широкое распространение благодаря
простоте их устройства, устойчивости к высоким температурам, сле¬
довательно, высокой надежности их действия. Однако ввиду пло¬
хих весовых характеристик они применяются лишь в устройствах
с ничтожно малой потребной работой за один пуск: для включе¬
ния и выключения контактов, дистанционного управления крана¬
ми, замками, спусками и т. п.Особенности работы гидро- и пневмоцилиндраДля сравнительной оценки свойств гидравлических и пневмати¬
ческих силовых цилиндров обратимся к упрощенной схеме их дей¬
ствия, приведенной на фиг. 22.24.549
(I)Фиг. 22.23. Типовые кривые изменения угловой скоро¬
сти © и угла поворота ср выходного вала электроме¬
ханизма по времени./—при срабатывании фрикционной муфты (перед включением
двигатель работал с угловой скоростью со0 холостого хода),2—при подаче тока в неподвижный двигатель с включенной
муфтой.Питающий коллекторФиг. 22.24. Упрощенная схема присоединения
силового цилиндра.
Уравнение движения поршня, если пренебречь площадью попе¬
речного сечения штока, может быть записано в видеm^-=pllF — R,	(22.2)atгде ш — присоединенная к поршню масса подвижных частей;
V— скорость поршня (штока);F =	площадь поршня;у?ц=рг—р" — перепад давлений на поршне.Записанное уравнение движения дает результаты для пневмо¬
цилиндра и гидроцилиндра, существенно отличные друг от друга.
Разница получается вследствие того, что величина рц для гидроци¬
линдра зависит от скорости штока, а для пневмоцилиндра рц от
скорости штока непосредственно не зависит. В самом деле, для гид¬
роцилиндра вследствие несжимаемости жидкости скорость поршня
определяет все местные скорости в различных точках трубопрово¬
дов, а поэтому потери на сопротивление движению жидкости можно
выразить через скорость поршня, например, в видеbp=p0-pa=kV,	(22.3)где Pq=(Pi — Рз) — давление сети питания;k — коэффициент сопротивления движению жидкости
от коллектора до бака; он зависит от геометрии
трубопроводов, физических свойств жидкости
и режима течения.Поэтому уравнение движения поршня для гидроцилиндра можно
записать в,видеm^={p0-kV)F-R.	(22.4)atЕсли положить, что R, ро и k не зависят от скорости, то при началь¬
ных условиях /=0, V=V0 решением уравнения (22.4) будет функ¬
цияРо-у ( Po—j \V = —r^-^—r^-V0)e «'	(22.5)которая при ^ ос дает величину скорости установившегося дви¬
жения, равнуюR
Интересно отметить, что если масса подвижных частей ничтожно
мала (т->0), то согласно (22.5) скорость в каждый момент вре¬
мени будет равна скорости установившегося движенияRРо рVm=o=	—^ = 1Л—.	(22.7)кВажно подчеркнуть, что скорость установившегося движения штока
зависит только от ро и R и не зависит от предыстории движения и
массы т. Изменяя величину k, например путем постановки дрос¬
селей, легко ограничить максимальную скорость штока любым
пределом.Таким образом, гидроцилиндр обладает естественной плав¬
ностью хода штока и редко нуждается в постановке демпферов,
роль которых фактически выполняют трубопроводы и местные со¬
противления. В частности, если кран управления (см. фиг. 22.24)
закрыт, то в уравнении (22.5) k = oo и тогда V = 0 при всех р0 и R.
Это обстоятельство используют для фиксации поршня гидроци¬
линдра в любом промежуточном положении, применяя так назы¬
ваемые гидрозамки.Проанализируем теперь дифференциальное уравнение движе¬
ния поршня (22.2) в пневмоцилиндре. В этом случае вследствие
сжимаемости газа величина рц перепада давления на поршне зави¬
сит от соотношения объемов, температур и масс газа в полостях
цилиндра. Поэтому, учтя соотношениеdV _ dV dx _ у dVdt dx dt	dxгде x — перемещение штока, легко получить решение уравнения
(22.2) для пневмоцилиндра в видехVl)=j[рлР-Щах=А(х0, х),	(22. 8)где Vq —скорость при t=0;А (лг0, л:) — работа внешних сил поршня на перемещении л:— х0.Из полученного уравнения видно, что величина кинетической
энергии подвижных частей пневмоцилиндра в установившемся дви¬
жении зависит от всей предыстории движения и может достигать
больших величин, поскольку разность сил (puF—R) в пневмоци¬
линдре не может быть заранее точно регламентирована, в том числе
и подбором дросселей. Поясним это обстоятельство следующим
примером. Пусть поршень под действием газовой силы puF стронул¬
ся с места. Непосредственно перед троганием, очевидно, имело
место соотношениеPnf R\ 1/0~0*552
Как только началось движение (У>0), внешняя нагрузка резко
уменьшается (R2<CR\) за счет уменьшения сил трения (сила тре¬
ния движения меньше максимальной силы трения покоя), доля
которых в суммарной нагрузке значительна, а следовательно, будети скорость начнет нарастать до тех пор, пока рц не упадет настоль¬
ко, что окажется2=0.Прекратить начавшийся быстрый рост скорости не удалось бы даже
в том случае, если бы перекрыть кран, так как вследствие сжи¬
маемости газа рц достигнет значения рЦ2 , только при условии, что
поршень переместится вдоль цилиндра, но тогда силы (pnF—R)
неизбежно совершат работу, которая -пойдет согласно (22.8У на
увеличение кинетической энергии. Поэтому часто срабатывание
пневмоцилиндра внешне напоминает выстрел.В аналогичном случае при движении поршня в гидроцилиндре
начавшийся рост скорости неизбежно и немедленно ведет к росту
сопротивления и, следовательно, в соответствии с (22.3) —к умень¬
шению перепада давления рц на поршне, что и препятствует даль¬
нейшему росту скорости движения.Если подвижные части подходят к упору (ограничителю) не с
нулевой скоростью, то получается явление удара. Силы, возникаю¬
щие при этом, зависят от упругости опоры и кинетической энергии
подвижных частей.Если привод осуществляется с помощью гидроцилиндра, то, как
показывают уравнения (22.5) — (22.7), скорости движения што¬
ка практически мало зависят от массы подвижных частей. В этом
случае для уменьшения кинетической энергии подвижных частей,
накапливаемой при подходе к упору, полезно при проектировании
системы управления уменьшать присоединенную массу; для той
же цели весьма эффективны дроссели переменного сечения, в ко¬
торых при подходе подвижных частей к упору уменьшается про¬
ходное сечение.Кинетическая энергия подвижных частей, приводимых в движе¬
ние пневмоцилиндром, непосредственно не зависит согласно (22.8)
от их массы, а целиком определяется законом изменения величины
(pnF—R) по ходу штока.Особенно большие скорости перемещения возникают в пневмо¬
приводе с односторонней внешней нагрузкой. Здесь поршень, осво¬
божденный от замка, разгоняется под действием внешней нагрузки
и сжатого воздуха, приобретая при подходе к упору максимальную
кинетическую энергию. Эффективным средством ограничения кине¬
тической энергии и ослабления удара об упор могут служить гид¬
равлические демпферы. Некоторую пользу оказывает создание про¬
тиводавления *.* См. главу XXIII.553
Конструкция и расчет силовых цилиндров на прочностьСиловые цилиндры конструктивно более просты, чем'эЛектроме-
ханизмы. На фиг. 22. 25 и 22. 26 приведены их типовые конструкции.Различают цилиндры одностороннего и двустороннего действия;
с односторонним и двусторонним штоком; с внутренними механиче¬
скими замками и без них; с демпферами и без демпферов.Конструктивные различия пневмо- и гидроцилиндров состоят в
следующем.У пневмоцилиндров необходимо предусматривать специальные
конструктивные элементы по обеспечению смазки трущихся частей,
в то время как смазка гидроцилиндров обеспечивается непосред¬
ственно гидросмесью. У пневмоцилиндров демпферы могут пред¬
назначаться для сглаживания толчков как в конце хода, так и на
всем ходе, а у гидроцилиндров — только в конце хода.Основными расчетными размерами силового цилиндра являют¬
ся: внутренний диаметр цилиндра D, наружный диаметр штока d,
толщина стенки цилиндра б и ход штока /.Ход штока / целиком определяется кинематической схемой
объекта управления.Наружный диаметр штока d и толщина его стенки для полого
штока находятся из условия прочности штока на продольный изгиб
и растяжение от внешних нагрузок.Внутренний диаметр цилиндра D вычисляется из условияp0F=kR,где	р0 — давление в сети питания;F — площадь поршня со стороны штока или противопо¬
ложной ему;k= 1,1 1,4 — учитывает потерю давления в трубопроводах.Если цилиндр выполняется из невязкого материала, то расчет
на прочность ведется по наибольшему нормальному напряжению.
В таком случае толщина стенки цилиндра вычисляется по формуле8=/(22.9)2аьв которойр — наибольшее давление, которое реально может возникнуть
в цилиндре: максимальное давление при гидроударе (пневмо-
толчке), или давление регулировки предохранительных клапанов
питающего коллектора (в частности, термоклапанов на подводящих
трубопроводах);въ — предел прочности материала цилиндра;f — коэффициент безопасности.Если цилиндр изготовляется из вязкого материала, то расчет
цилиндра на прочность ведется по наибольшему касательному
напряжению.554
Фиг. 22.25. Гидроци¬
линдр двустороннего
действия с односторон¬
ним штоком и внутрен¬
ними шариковыми зам¬
ками.Фиг. 22.26. Пневмоци¬
линдр двустороннего
действия с гидравличе¬
ским демпфером.555
Выбор рабочего давления силовых цилиндровВеличина рабочего давления жидкости и воздуха в энергоси¬
стемах самолета выбирается такой, при которой достигается ком¬
пактность и малый вес при достаточной надежности элементов
управления.Для выяснения зависимости веса и габаритов от давления рас¬
смотрим гидроцилиндр.Полагая согласно фиг. 22.27находим D=\f(22.10)
4	у %Рт. е. с увеличением давления габариты исполнительных механиз¬
мов уменьшаются.Фиг. 22.27. К выбору рабочего давления в силовом
цилиндре.Обозначив удельный вес материала корпуса цилиндра буквой чи,	принимая во внимание формулы (22.9) и (22.10), найдем вес
боковых стенок цилиндра (фиг. 22.27)G=2f^-Rl,т. е. вес боковых стенок силового цилиндра не зависит от давле¬
ния. Такой же вывод получается при рассмотрении веса трубопро¬
вода.Однако вес всей гидросистемы с ростом рабочего давления все
же уменьшается и по литературным данным при р=210-^-280 ат
достигает минимума, что происходит в основном по следующим
причинам:—• при увеличении давления уменьшаются габариты исполни¬
тельных механизмов и, следовательно, уменьшается потребный рас¬
ход и, наконец, вес гидросмеси; вместе с этим уменьшается
вес некоторых агрегатов гидросистемы (гидробак, фильтры и др.),
вес которых зависит от расхода и объема гидросмеси;556
—	с ростом давления уменьшается вес некоторых деталей гидро¬
цилиндров, например, вес поршней, днищ цилиндра, уплотне¬
ний и др.Что касается пневмосистемы, то с ростом давления их вес так¬
же убывает, хотя и не так значительно, как для гидросистемы.Вместе с тем надо подчеркнуть, что рост рабочего давления за¬
трудняет обеспечение надежных уплотнений, особенно уплотнений
пневмосистем, а также усложняет проблему создания безотказно
действующих гидронасосов и тем более — компрессоров высокого
давления.По сравнению с электромеханизмами гидравлические и пневма¬
тические силовые цилиндры, как исполнительные механизмы (дви¬
гатели), более надежны в эксплуатации, имеют малые габариты
и могут создавать весьма большие рабочие усилия. Кроме того,
они обладают широким диапазоном скоростей перемещения.
Глава XXIII
ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СЕРВОПРИВОДЫГидравлический сервопривод (бустер) включает в себя исполни¬
тельный механизм (гидроцилиндр), следящий элемент, усилитель и
связи между ними.Такой привод обеспечивает управление объектом при помощи
маломощных сигналов задающего устройства.Гидравлические сервоприводы применяются в различных си¬
стемах, например, в управлении рулевыми поверхностями, руле¬
выми колесами шасси, створками сопла двигателя и др.§ 1. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ УСИЛИТЕЛИДля усиления входного сигнала в гидравлических сервоприводах
используются следующие типы реле: золотниковая пара, струйныеа)	5)Фиг. 23. 1. Схема усилителя с золотниковой парой.а—золотник закрыт (поршень гидромашины неподвижен), б—золотник открыт
(поршень гидромашины перемещается), /—окно для подвода рабочей жидкости,2—окна для слива рабочей жидкости, 3—плунжер золотника, 4—iufoK гидромашины.трубки, клапаны,'заслонки. Принцип действия перечисленных реле
можно понять из рассмотрения однокаскадных схем усиления, изо¬
браженных на фиг. 23.1; 23.2; 23.3 и 23.4.558
а)5)Фиг. 23.2. Схема усилителя с клапан¬
ным устройством.а—схема, иллюстрирующая принцип действия,6—характеристики усилителя, /—насос,2—клапан	с электромагнитным управлением,3—катушка	электромагнита, 4—профилиро¬
ванная игла, 5—гидроцилиндр, 5—бак,
Р, Рг—давления в полостях цилиндра, Л—пере¬
мещение игл.Фиг. 23.3. Схема усилителя со
струйной трубкой./—отверстие для подачи рабочей
жидкости в струйную трубку,2—тяга управления струйной
трубкой, 3—центрирующие пружи¬
ны, 4—распределительное устрой¬
ство, 5—гидроцилиндр.Фиг. 23.4. Схема усилителя типа
«сопло—заслонка»./—трубка для подачи рабочей жидко¬
сти, 2—реле типа «сопло—заслонка»,3—гидроцилиндр.559
Качество гидравлического усилителя характеризуется величи¬
ной управляющего усилия, коэффициентом усиления и объемным
коэффициентом полезного действия *.Наименьшим управляющим
усилием обладает струйный уси¬
литель и поэтому применяется
в устройствах, в которых нельзя
получить больших управляющих
усилий. Наибольшим объемным
коэффициентом полезного дейст¬
вия обладает золотниковый уси¬
литель с положительным пере¬
крытием (см. фиг. 23. 6,а). От зо¬
лотникового усилителя можно
получить также большие коэффи¬
циенты усиления.Величина коэффициента уси¬
ления, которую можно получить
в однокаскадных схемах усиле¬
ния, может оказаться в ряде слу¬
чаев недостаточной. Тогда прибе¬
гают к двухкаскадным усилите¬
лям (фиг. 23.5).Золотниковые усилительные устройстваРассмотрим подробнее работу и характеристики золотниковых
усилителей. Золотниковые усилительные устройст-
в а получили широкое распространение как в следящих гидропри¬
водах, так и в гидравлических приводах с разомкнутой цепью
воздействий.Величина (фиг. 23.6)называется перекрытием золотника.Здесь А — ширина пояска золотника;
s — ширина проточного окна.Практически применяются золотники как с положительным
(с>0), так и с отрицательным (с<0) перекрытием. Последние
называются проточными золотниками.Понятно, что создать золотник с нулевым перекрытием (с = 0),
так называемый идеальный золотник, невозможно. К идеальному
золотнику по своим свойствам практически близок золотник*	Коэффициентом усиления называется отношение усилия (мощности), разви¬
ваемого гидромашиной, к усилию (мощности) управляющего сигнала. Под объ¬
емным коэффициентом полезного действия понимают отношение объема жидко¬
сти, поступающей в гидромашину, ко всему объему жидкости, подаваемой
к усилителю.Фиг. 23.5. Двухкаскадный усили¬
тель (в первом каскаде — струйный,
во втором — золотниковый)./—струйная трубка. 2—плунжер золотни¬
ка, 3—штуцер для подачи жидкости к з®-
лотнику, 4—штуцер слива, 5—каналы,
соединяющие усилитель с гидроцилинд¬
ром.560
с очень малым положительным перекрытием, порядка с=0,01-г-0,02 мм.Для анализа динамики сер¬
вопривода необходимо иметь
характеристику усилителя. Под
статической характеристикой
золотникового усилителя по¬
нимают связь между его рас¬
ходом и смещением.Статическая характеристика
идеального золотникаНа фиг. 23. 7 изображена
картина течения жидкости че¬
рез идеальный золотник.При составлении уравнений
Бернулли для струй жидкости,
втекающих и вытекающих из
цилиндра, введем следующие
допущения:1.	Жидкость несжимаема,
ее движение считаем устано¬
вившимся, при этом разрывов
струй не наблюдается.2.	Площадь штока гидро-
цйлиндра мала по сравнению
с площадью поршня. Количества жидкости, втекающей в единицу
времени в цилиндр и вытекающей из него, одинаковы.3.	Пренебрежем всюду, кроме проточных окон золотника,
сопротивлениями и скоростными напорами жидкости. Будем счи¬
тать, что в каждой камере в любой ее точке давление одинаково и
меняется только при протекании жидкости через окна золотника.4.	Сопротивление проточного окна образуется только в резуль¬
тате внезапного расширения струи. Это сопротивление, как извест¬
ияно из курса гидравлики, равно скоростному напору в окне —(7—удельный вес жидкости; v — средняя скорость в сечении
окна; g — ускорение силь! тяжести).5.	Коэффициент истечения jli для обоих окон одинаков.6.	Утечки жидкости через неплотности между золотником и
его корпусом отсутствуют.7.	Проточные окна прямоугольные (размеры IXs, площадь
a=ls).Обозначим:—	давления в полостях цилиндра;
р0 — давление в питающем коллекторе;
рб — давление в баке;
р=pQ — р^ — давление сети питания;Фиг. 23.6. Схемы золотников с
различным перекрытием.а—золотник с положительным перекры¬
тием (с=Л—s> 0), б—идеальный золотник
(с=0), в—золотник с отрицательным пе¬
рекрытием или проточный золотник
(с <0).36 598561
pjy=pr —pn — перепад давлений на поршне;Q — расход через золотник;х — смещение золотника от нейтрального положения;
ох=1х — площадь протока через окно при смещении х.Как известно из гидравлики, расход жидкости через окно Q,
средняя скорость движения жидкости v и коэффициент истечения
11 связаны между собой соотношениемQV-у///////ж//////ЖРа»« УУ//////////////////ЛФиг. 23. 7. К анализу работы идеального золотника.
Следовательно, скоростной напор в окне золотникаTft»2	f(-£-)*-*-4.\ t*X I	OrгдеПри перечисленных допущениях уравнения Бернулли для
струи, втекающей в цилиндр и вытекающей из него при условии
запишутся в видеp0=*p' + k°л:р"=Рь+к-^-,atиз которых перекрестным вычитанием получаемP-Pll=2kJf-.Отсюда562)~lx j/"-Р — Ри
2k= QmaxQ>(23.1)
гдеQ-=Q(x, pu)=XVl — рц, (|л|<1);Qmax — количеств0 жидкости, протекающей через золотник при
полностью открытых окнах и нагрузке на штоке цилиндра,
равной нулю;х=——относительное смещение золотника;
s/7Ц = —— относительный перепад давлений в силовом цилиндре;
Q —относительный расход жидкости через золотник.Фиг. 23.8. Характеристика идеального золот¬
ника.Очевидно, если |а;|>1, то площадь проточного окна остается
неизменной и тогдац=У\-рц, (Й>1).	(23.3)Характеристика идеального золотника, рассчитанная по выраже¬
ниям (23.2) и (23.3), приведена на фиг. 23.8. Она имеет сущест¬
венно нелинейный характер. При малых смещениях (|д;|<1) ха¬
рактеристика золотника с прямоугольными окнами становится
линейной.Нелинейность, вызываемая золотниковым устройством,— основ¬
ная причина, благодаря которой следящий гидравлический серво¬
привод является нелинейной системой.Ш
Статическая характеристика золотника с перекрытиемСтатическая характеристика золотника с положительным пере¬
крытием отличается от характеристики идеального золотника на¬
личием зоны нечувствительности, как это видно из фиг. 23.9.Фиг. 23.9. Характеристика золотника с положи¬
тельным перекрытием.Статическая характеристика проточного золотникаНа фиг. 23. 10 изображена картина течения жидкости через про¬
точный золотник.При составлении уравнений Бернулли сохраним допущения,
введенные при анализе идеального золотника.При этих допущениях уравнения Бернулли для струй с расхо¬
дами Qi; Qi+Q4; Q2; Q2+Qi* при перетекании их через окна золот¬
ника (см. фиг. 23.10) примут вид (для а, Ь>0):Q]р'=р6+ь—;°др^р'+к ®'+У ;Qb,,, у ^2 .
Ро — Р +Я—2~.°ар"=Рб+кШ±Я#,Qbгде сга = /а; вь = 1Ь.564
Решая полученную систему уравнений, находимQi=Q2>
Q«=Q0yu,гдеQo=	Р'уц=/(1-Я)(1 +•*,)-^(ТЩО-хг);(23.4)(23.5)о0=/г —площадь окон при нейтральном положении золотника;
относительное смещение золотника;— хХт~~г—	смещение золотника от нейтрального положения;2s — h■перекрытие золотника, взятое с обратным знаком.Из полученного выражения легко видеть, что Q4=0 при—	С1Х'///////////////А * | * У/////////////////ЛФиг. 23.10. Картина течения жидкости через проточный
золотник.При смещениях |irr|>l проточный золотник будет иметь харак¬
теристику, аналогичную идеальному золотнику, так как в этом
случае Qi = Q2 = 0 и весь расход осуществляется через цилиндр.На фиг. 23. 11 приведена характеристика проточного золотника
при смещении, меньшем, чем величина перекрытия.§ 2. РАДИАЛЬНЫЕ СИЛЫ В ЗОЛОТНИКЕ. ОБЛИТЕРАЦИЯ.ГИДРОДИНАМИЧЕСКОЕ ЗАЩЕМЛЕНИЕ ЗОЛОТНИКАВ осевом направлении на золотник действуют следующие силы:
сила трения штока золотника о направляющие, сила трения пояс¬
ков золотника о втулку и гидродинамическая сила. Сила трения
поясков золотника о втулку существенно зависит от давления в565
Щ//У/ЛФиг. 23. 11. Характеристика проточного золотника.566
гидросистеме. Так при повышении давления с 10 до 20 атм сила
трения золотника возрастает с 50—100 Г до 5—8 кГ.Это явление объясняется тем, что давление в тонком слое
жидкости, заключенной в зазорах между пояском и корпусом, рас¬
пределяется неравномерно по поверхности пояска. В результате
этого в золотнике возникает большая радиальная сила и, следова¬
тельно, увеличивается сила трения между поясками золотника и
втулкой.Фиг. 23. 12. Характеристики течения жидкости через
узкую щель.Чуобы в этом убедиться, рассмотрим течение жидкости через
узкую плоскую щель (фиг. 23. 12)*. Согласно уравнению неразрыв¬
ности на участке постоянного сечения скорость по длине щели не¬
изменна, в сужающейся части она возрастает, в расширяющейся —
падает (см. кривую vm3LX на фиг. 23. 12). При этом величина ско¬
рости обратно пропорциональна размеру щели Л, т. е. £jmax=Градиент изменения скорости у стенки щели (—) приближенно\dy Jу =опропорционален отношению	т. е.h\ dy j у =о	h	2 1 Л2*	Здесь излагается весьма упрощенная картина гидродинамического защем¬
ления. Подробно см. Т. М. Башта, Самолетные гидравлические приводы и агре¬
гаты, Оборонгиз, 1950.567
Таким образом, если размер щели h убывает (возрастает) по
линейному закону, то градиент скорости растет (уменьшается) по
квадратичному закону (см. фиг. 23.12).Потери давления вдоль щели объясняются только наличием
сил трения, так как изменением скоростного напора можно
пренебречь ввиду малых значений скорости. Поэтому градиент
давленияlp.— ^kl-^\ — -kkk —
dx~ *'(ау)у-о~ 321 т ’откуда<23-6>т. е. градиент давления вдоль щели обратно пропорционален квад¬
рату ее размера (см. фиг. 23. 12). На фиг. 23. 13 приведена криваяФиг. 23. 13. Изменение давления
вдоль плоских щелей с различ¬
ным сужением.Фиг. 23.14. Эпюры давлений на
пояске золотника в цилиндриче¬
ской золотниковой паре при па¬
раллельном смещении осей.изменения давления вдоль щелей различной формы при неизмен¬
ных начальном и конечном давлении.Используем полученный результат для оценки величины ради¬
альной силы в золотнике. Начнем с рассмотрения цилиндрического
золотника, перемещающегося в цилиндрическом корпусе, полагая,
что их оси смещены, но параллельны между собой (фиг. 23.14).В этой паре h = const вдоль любой образующей, поэтому — =constи давление вдоль любой образующей золотника меняется по линей¬
ному закону. Ввиду того, что для всех образующих начальное568
давление р\ и конечное давление р2 одинаковы, то законы измене¬
ния давления вдоль любой образующей полностью совпадут и
результирующая радиальная сила золотника будет равна нулю.
Таким образом, у «цилиндрической золотниковой пары гидравли¬
ческое заедание не имеет места.Обратимся теперь к коническому золотнику, расположенному
в цилиндрическом корпусе (фиг. 23.15). Пусть жидкость движет¬
ся в направлении от большего к меньшему диаметру. В этом слу¬
чае при наличии смещения осей зо¬
лотника и втулки законы изменения
давления в более широкой и узкой
щелях не будут одинаковыми, соз¬
дается результирующая сила, стре¬
мящаяся увеличить смещение осей
и прижать золотник к корпусу. В са¬
мом деле, для широкой щели (ниж¬
няя на фиг. 23. 15) отношение ко¬
нечного размера к начальному h2/h\
будет меньше, чем для узкой щели
(верхняя на фиг. 23. 15). В резуль¬
тате согласно (23.6) кривая давле¬
ния для широкой щели падает
вначале медленнее, чем для узкой,
поэтому суммарная сила золотника
со стороны широкой щели будет
больше чем со стороны узкой.Так как практически форма зо¬
лотниковых пар везде уклоняется
от цилиндрической, то при всяком
смещении осей золотниковой пары и
при наличии перепада давлений на
торцах золотника всегда возникает
радиальная сила. Если течение
жидкости происходит вдоль расши¬
ряющейся щели, то возникшая ра¬
диальная сила увеличивает смеще¬
ние осей (прижимает золотник к корпусу), выжимает масляную
пленку; вследствие чего возникает сухое трение золотника о втул¬
ку, а это может привести в -итоге к резкому возрастанию (в
5—10 раз) усилия, потребного для трогания золотника с места.
Если течение жидкости совершается в направлении от меньшего
диаметра золотника к большему, то, рассуждая как выше, убедим¬
ся в том, что радиальная сила, возникшая при смещении осей,
стремится это смещение ликвидировать, поэтому и сама Автома¬
тически исчезает (фиг. 23. 16). Равным образом можно прийти к за¬
ключению об автоматическом уничтожении перекоса осей золот-г
никовой пары во всех случаях, кроме случая, соответствующего
фиг. 23.15 (если при этом конусность золотниковой пары больше
угла перекоса).Фиг. 23. 15. Эпюры давлений на
пояске конического золотника,,
смещенного относительно корпу¬
са. (При течении жидкости вдоль
расширяющихся каналов возни¬
кают суммарные гидродинамиче¬
ские силы Q, вызывающие «за¬
едание» золотника).569
Второй причиной, приводящей к росту силы, потребной для тро-
гания золотника с места, является облитерация кольцевой щели
между плунжером и втулкой золотниковой пары.Под облитерацией понимается сокращение с течением времени
проходного сечения щели в результате адсорбции на стенках по¬
ляризованных молекул протекающей жидкости *. Благодаря этому
возникает своеобразное прилипание плунжера к втулке, что приво¬
дит к упомянутому росту силы трогания золотника с места.Фиг. 23. 16. Эпюры давлений на
пояске смещенного конического
золотника. (При течении жидко¬
сти вдоль сужающихся каналов
возникают суммарные гидродина¬
мические силы, устраняющие сме¬
щение золотника).Фиг. 23. 17. Эпюры давлений на
пояске золотника с разгружаю¬
щими канавками.а—эпюра давлений на пояске золотни¬
ка, не имеющего разгружающих кана¬
вок, б—эпюра давлений на пояске
золотника, имеющего разгружающие
канавки.Теперь нетрудно указать на некоторые меры борьбы с гидро¬
динамическим защемлением золотников:1.	Если перепад давлений на торцах каждого пояска золотника
в процессе эксплуатации не меняет знака, то целесообразно пояс¬
ки делать с небольшой конусностью, гарантирующей в процессе
эксплуатации течение жидкости только через сужающиеся за¬
зоры.2.	Устройство кольцевых разгружающих от давления канавок
на поясках золотников. В этом случае резко уменьшается величи¬
на радиальной силы, как это видно из фиг. 23. 17.3.	Вращение одной из деталей золотниковой пары. Эффект вра¬
щения сводится к нагнетанию жидкости в узкую часть зазора и,*	Механизм процесса облитерации в настоящее время еще полностью не
исследован. Об этом см., например, И. М. Крассов, Гидравлические усили¬
тели, Госэнергоиздат, 1959.570
как следствие,— к повышению в ней давления. Последнее уравно¬
вешивает радиальную силу, возникающую за счет осевого перете¬
кания жидкости. Создание вращения устраняет также явление об¬
литерации.4.	Вибрирующие осевые движения высокой частоты с малой
амплитудой одной из деталей золотниковой пары.В заключение отметим, что радиальная гидродинамическая сила
и облитерация являются основными, но не единственными причи¬
нами защемления золотника. Другими причинами могут быть:
попадание механических частиц в зазоры золотниковой пары вме¬
сте с жидкостью, коррозия поверхностей золотниковой пары и др.§ 3. ОСЕВАЯ ГИДРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА В ЗОЛОТНИКЕВ идеальном золотнике при нейтральном его положении дав¬
ления на торцы поясков золотника одинаковы и суммарная осевая
сила равна нулю. При смещении золотника симметрия в распреде¬
лении давления нарушается и возникает осевая гидродинамиче¬
ская сила.Фиг. 23. 18. К анализу осевой гидродинамической
силы золотника.Определим эту силу, рассмотрев для этого процессы, происхо¬
дящие в одной камере, расположенной между двумя соседними
поясками, а именно камере нагнетания (фиг. 23. 18). Будем пола¬
гать жидкость несжимаемой и невязкой. Напишем: уравнение
изменения количества движения жидкости, заключенной в каме¬
ре, в проекции на ось золотника—=pQ (и' cos 8'—и0 cos 0О);уравнение Бернулли для струи на участке от входа до выхода из
камеры (потерями и скоростным напором на входе пренебрегаем)Р=Р' +?*и,	наконец, уравнение расходаQ=\».u'qx.571
В этих уравненияхр — массовая плотность жидкости;Q — объемный расход жидкости через камеру в единицу времени;
и0, «' — скорость жидкости на входе и выходе из камеры;0О,	б' —углы между осью золотника и осями соответственно вхо¬
дящей и выходящей -струй жидкости Добычно 60=-^-,0'=45-69°);(—Ra)—сила, действующая на жидкость со стороны стенок камеры
в направлении оси золотника. Она целиком создается
давлениями на торцы золотника, поэтому сила, действующая
на золотник, будет ( + /?„);
р0—давление на входе в камеру;
р' — давление на выходе из камеры;I» — коэффициент истечения через проточное окно;<7 —глубина проточного окна;х — ширина проточного окна, равная смещению золотника.R кГФиг. 23. 19. Зависимость осевой гидродинамической
силы золотника от его перемещения.Написанные уравнения после исключения и' и Q дают следую¬
щее выражение для осевой гидродинамической силы золотника,в котором cos 0o=cos-^-=0:(Ро—Р') •* cos 0Гидродинамическая сила /?н стремится переместить золотник
в нейтральное положение. На фиг. 23. 19 приведена примерная
кривая, характеризующая зависимость осевой гидродинамической
силы золотника от его перемещения.572
Выражение для осевой силы •/?сл золотника, возникающей в ре¬
зультате протекания жидкости через камеру слива, имеет вид, ана¬
логичный формуле для силы /?н, а именно:/?«=2м {р" - рб) х cos 0",/Г исполнительному
механизмугде р — давление на входе в камеру;Рб — давление в баке;0"— угол входа струи в камеру
(угол между осью струи и
осью золотника).Сила Ясл направлена противопо¬
ложно силе /?н, причем RCji<^Rh- Не¬
равенство этих сил обусловлено тем,
что при обычной профилировке золот¬
ника угол 0" близок к прямому, поэто¬
му COS 0 "<^ COS' 0'.Для уравновешивания сил Rcл и
/?н нужно уменьшить угол 0" путем
специальной профилировки золотника
(фиг. 23.20). Подбор соответствующе¬
го профиля дает хорошую взаимную компенсацию осевой силы на
всех режимах работы золотника.Фиг. 23.20. Профилировка
золотника, устраняющая
осевую гидродинамическую
силу.§ 4. КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО
СЕРВОМЕХАНИЗМАСхемы включения гидравлических сервоприводов
в следящих системахГидравлический сервопривод включают в следящую систему
по обратимой и необратимой схемам. Рассмотрим их на примере
бустеров с золотниковыми усилителями.Пример включения бустера по необратимой схеме иллюстри¬
руется на фиг. 23.21. Здесь при исправном питании бустера объект
управления и задающий элемент механически не связаны между
собой. Благодаря эгому потребная величина усилий на команд¬
ном рычаге не зависит от. внешней нагрузки на объекте, а создает¬
ся силами трения, гидравлическими силами золотника, загрузоч¬
ным механизмом и другими силами, действующими на участке от
командного рычага до золотника включительно.На фиг. 23. 22 дан пример включения бустера по обратимой
схеме. Здесь объект управления механически связан не только
с бустером, но и с задающим элементом, благодаря чему потреб¬
ные усилия на командном рычаге зависят от внешней нагрузки
объекта.Работа следящей гидробустерной системы управления с иде¬
альным золотником совершается следующим образом (см.
фиг. 23.21, 23.22 и 23.23).573
а)5)Фиг. 23.21, Простейшие, необратимые
схемы включения бустера.а—бустер с выносным золотником, б—бустер
с внутренним золотником. 1—командный рычаг,
2—тяга- управления золотником, 3—силовой шток
бустера, 4—тяга обратной связи.Фиг. 23.22. Обратимая схема включения
бустера.1—командный рычаг, 2-^гяга управления золот¬
ником, 3—силовой шток бустера, 4—тяга механи¬
ческой связи командного рычага с рулем.V574
При нейтральном положении золотника жидкость в силовом
цилиндре «заперта», вся система неподвижна. Если задающее
устройство сдвинет золотник с нейтрального положения, то тем
самым одна из полостей цилиндра будет соединена с питающим
коллектором, а другая — с баком. Начнется движение исполни¬
тельного штока и корпуса золотника (через обратную механиче-52'"it- <Г/И-щпФиг. 23. 23. К пояснению принципа действия гидравлическогобустера./—тяга управления золотником. 2—плунжер золотника, 3—корпус
золотника, 4—тяга обратной связи, 5—поршень силового цилиндра,6—шток, 7—подача гидросмеси от питающего коллектора, 8—возврат
отработанной гидросмеси в бак.скую связь) до тех по»р, пока вновь золотник не окажется в нейт¬
ральном положении. Таким образом, каждому положению тяги
управления золотником соответствует свое равновесное положение
исполнительного штока, причем система всегда стремится к равно¬
весному положению.Силовые цилиндры бустеровТиповая конструкция силового цилиндра бустера показана на
фиг. 23.24. Обычно силовой цилиндр выполняется с двухсторон-Фиг. 23.24. Силовой цилиндр бустера./—корпус, 2—силовой шток, 3—шток обратной связи (к головке бустера).ним штоком, один конец которого соединяется через проводку
с управляемым объектом, а второй —■ с головкой бустера, выпол¬
няя роль обратной связи. Ни механических замков, ни демпферов575
силовой цилиндр бустера не имеет, так как фиксация поршня и
нужная скорость его перемещения обеспечиваются подбором пара¬
метров головки.Фиг. 23.25. Гидромашина вращательного воздействия.J-^лопасть, 2—корпус, 3—исполнительный вал, 4—перегородка,5—окна питания и отвода рабочей жидкости.Наряду с силовыми цилиндрами поступательного действия на¬
ходят применение лопастные гидромашины вращательного дейст¬
вия (фиг. 23.25).Головка гидравлического бустераГоловка гидравлического бустера объединяет в себе следящий
элемент и усилитель системы управления. В системах управлениярулевыми поверхностями
пилотируемых летатель¬
ных аппаратов в головке
бустера предусматривает¬
ся автомат аварийного
стопорения.На фиг. 23.26 показа¬
на схема головки одного
из бустеров пилотируемо¬
го летательного аппарата.
Здесь роль счетного эле¬
мента выполняет диффе¬
ренциальный рычаг 3.
Роль усилителя играет
выносной золотник, при¬
чем, кроме основного зо¬
лотника 4, предусмотрен
дублирующий золотник 5,
вступающий в действие
при заклинивании основ¬
ного. Этим повышается
надежность системы. Ав¬
томат аварийного стопорения 2 вступает в действие при отказе гид¬
росистемы. В этом случае автомат механически соединяет корпус576Фиг. 23.26. Головка бустера с выносным
золотником./__Тяга от командного рычага, 2—стопор, 3—диффе¬
ренциальный рычаг-качалка управления плунжером
золотника, 4—основной золотник, 5—дублирующий
золотник, 6—обратный клапан. 7—каналы питания
силового цилиндра, 8—канал* подачи жидкости от
гидросистемы, 9—канал возврата жидкости в бак.
головки с тягой 1 и одновременно закольцовывает полости сило¬
вого цилиндра. Благодаря этому бустер преобразуется в механи¬
ческую тягу, следящая система бустерного управления превра¬
щается в систему непосредственного управления.§ 5. ДИНАМИКА СЕРВОПРИВОДАВ данном параграфе рассматривается весьма упрощенная ди¬
намическая модель сервопривода с целью ввести некоторые основ¬
ные характеристики, оценивающие качество воспроизведения
управляющих сигналов в гидравлической следящей системе *.Уравнение идеальной гидравлической следящей системыУравнение движения поршня под действием гидравлических
сил и внешней нагрузки Т записывается в виде (см. фиг. 23.23)dV	Г7 'Гт-—=Р^-Т,гдеF — площадь поршня;
m — присоединенная масса поршня;<0 —скорость поршня;
р^р' — р" — перепад давлений на поршне;/ — время.Введем следующие упрощающие предположения:1.	Золотник идеальный (с = 0, см. фиг. 23.6,6), а его смеще¬
ние Ду относительно нейтрального положения не больше, чем ши¬
рина окна.2.	Течение жидкости в бустере ламинарное, жидкость невесо¬
мая (но вязкая).3.	Деформации деталей бустера равны нулю, зазоров между
звеньями нет.При принятых допущениях связь между перепадом давления
рц и давлением питания р=Ро—Рб можно выразить приближенно
следующим уравнением Бернулли:Р°=Р-к-Т,'в котором коэффициент k зависит от геометрии каналов и физи¬
ческих свойств рабочей жидкости.Систему координат х и у, определяющих положение соответ¬
ственно золотника и поршня (см. фиг. 23.23), можно выбрать так,
чтобыА у=х—у.*	Подробное исследование динамических свойств гидравлических следящих
приводов представляет собой одну из задач нелинейной теории автоматического
регулирования. См., например, Джеймс и др., Теория следящих систем, ИЛ,
1953; Т. М. Башта, Гидравлические следящие приводы, Машгиз, I960.37 598577
Исключая из трех полученных уравнений переменные А у и рЦг
получаем следующее нелинейное дифференциальное уравнение:т |	k	dy ■ T[y(t)] _F d№ x(t) —у (t) dt	FДля упрощения анализа положим, что присоединенная масса
поршня равна нулю, а внешняя нагрузка на штоке постоянна
(т = О, Q = const), что приближенно удовлетворяется при переме¬
щениях поршня с небольшими скоростями и ускорениями. Тогда
уравнение примет вид-%- + ау=ах(0,	(23.7)atгде обозначеноа =	(23.8)Следящая система, удовлетворяющая дифференциальному
уравнению типа (23.7), называется простой апериодической си¬
стемой.Функцияy = e~at]^a	(23.9)является общим решением уравнения (23.7), в чем легко убедить¬
ся проверкой.Рассмотрим несколько частных видов управляющего сигнала
x(t) и найдем соответствующие законы движения исполнительно¬
го штока y(t).Скачкообразная входная функцияРассмотрим процесс, протекающий в следящей системе, если
в ней мгновенно перемещен плунжер золотника на единицу длины.
В этом случае x(t) определяется следующей единичной скачкооб¬
разной функцией:( х0 при t < О*<Ч 1+V, при <>0.	<23л0>Соответствующий ей закон движения исполнительного штока най¬
дется из общего решения (23.9), если в него подставить функ¬
цию (23.10)У=е-<“ [a j (1 + х0) eatdt+С] = 1 + дг0 + Се~а‘. (23.11 >578
Неизвестную постоянную С найдем из следующего начального
условия: при /=0 у = х0, которое при подстановке в (23.11) дает
уравнениеXq= l^-^o+C,откудаС=-1,а поэтому окончательно(23.12)Функции (23.10) и (23.12) изображены на фиг. 23.27 при
условии, что а>0. Последнее, как это следует из (23.8), всегдаимеет место при Р>Постоянная времени т (см. фиг. 23.27) и разность значений
Ду=х—у являются характерис¬
тиками качества переходного
процесса. Они дают количест¬
венное представление о быстро¬
те наступления равновесия
рассматриваемой следящей си¬
стемы при единичной скачко¬
образной входной функции.Из фиг. 23. 27 и, принимая во
внимание (23. 12), находим11dy\
dt )t~оДу =о—at(23.13)(23.14)Фиг. 23.27. Диаграмма работы простой
апериодической следящей системы при
единичной скачкообразной входной
функции.Величина Ау называется динамической ошибкой рассматриваемой
системы. В рассмотренном примере динамическая ошибка с тече¬
нием времени исчезает, т. е. система является устойчивой.Слежение с постоянной скоростьюПредположим, что плунжер золотника, начиная с момента
/ = 0, перемещается с постоянной скоростью, т. е. функция x(t)
в уравнении (23.7) задана следующим образом:x(t)=х0 при t < О,
xQ-\-wt при 0.(23.15)Производя вычисления аналогично предыдущему, можно при
условии (23.15) получить решение уравнения (23.7) в виде37*(23.16)579
Процесс, соответствующий полученному уравнению, изображен
на фиг. 23. 28. Динамическая ошибка в рассматриваемом случаеравнаЬу=х—у=—(\ — ег-«). (23.17)аСледует отметить, что при
t-+'оо, динамическая ошибка не
исчезает, а составляет величину(Ду),~.=—, (23.18)азависящую от параметров систе¬
мы, а также от скорости слеже¬
ния w.Простая апериодическая сле¬
дящая система, обладая опреде¬
ленными динамическими ошибка¬
ми, является устойчивой системой при всех разобранных нами
законах перемещения плунжера золотника.Качество реального бустерного управленияРеальная гидравлическая следящая система управления су¬
щественно отличается по своим динамическим характеристикам от
простой апериодической системы. Причины этого отличия заклю¬
чаются в следующем:1.	Реальное гидробустерное управление имеет ненулевую ста¬
тическую ошибку, так как всегда имеются деформации и зазоры
в проводке управления, а перекрытие золотника не равно нулю.2.	Наличие упругости и инерционности звеньев реального бу¬
стера увеличивает запаздывание и динамическую ошибку си¬
стемы.3.	Благодаря наличию упругости, инерционности и нелинейно¬
сти в реальной системе возможно возникновение автоколебаний.Для улучшения характеристик реального гидробустерного
управления при проектировании и эксплуатации практически при¬
держиваются следующих правил:1.	Увеличивают жесткость проводки, особенно между силовым
цилиндром и объектом управления, для чего силовой цилиндр рас¬
полагают как можно ближе к объекту управления и обеспечивают
надежное и жесткое крепление силового цилиндра к каркасу ле¬
тательного аппарата.2.	Не допускают попадания воздуха в рабочую жидкость, так
как это увеличивает упругость рабочего тела.3.	Сводят к минимуму силы сухого трения, особенно на участ¬
ке между задающим элементом и золотником.4.	Конструктивно обеспечивают отсутствие зазоров во всей
проводке и в узлах крепления бустера. При длительной эксплуа¬Фиг. 23.28. Диаграмма работы
простой апериодической следя¬
щей системы при слежении с по¬
стоянной скоростью.580
тации многоразовых летательных аппаратов неизбежно возникаю¬
щие зазоры должны своевременно устраняться.5.	Обеспечивают малое положительное перекрытие и эффек¬
тивное демпфирование золотника. Так, в головке бустера, изо¬
браженной на фиг. 23.26, для демпфирования золотника пред¬
усмотрено отверстие малого диаметра, соединяющее полости кор¬
пуса золотника, заполненные жидкостью.§ 6. ЗАГРУЗОЧНЫЕ МЕХАНИЗМЫВ необратимой, а иногда и в обратимой схеме гидробустерного
управления рулевыми поверхностями пилотируемых летательных
аппаратов предусматриваются загрузочные механизмы.Фиг. 23.29. Пружинный загрузочный механизм.1—крайние пружины, 2—средняя пружина, 3—шток,
4—ушковой болт, 5—направляющая.летчика от выводаИх назначение состоит в том, чтобы создать на командных ры¬
чагах такие усилия, по которым летчик мог косвенно судить о ре¬
жиме полета (скорость, высота, угол атаки и т. д.). В частности,
загрузочный механизм должен предостеречь
самолета на опасный режим полета.Наиболее примитивно эту задачу выпол¬
няют такие загрузочные механизмы, у кото¬
рых создаваемое усилие Р зависит только от
угла отклонения командного рычага б, в част¬
ности, — пружинный загрузочный механизм,
годержащий две группы пружин (фиг. 23.29).Наличие в нем двух пружин дает излом в ха¬
рактеристике, необходимый для обеспечения
благоприятного закона изменения усилий на
командных рычагах как при малых, так и
при больших углах отклонения рулей
(фиг. 23. 30).Более совершенно выполняют свою задачу загрузочные меха¬
низмы, у которых создаваемое ими усилие зависит .от угла откло¬
нения рулевой поверхности и от скоростного напора, т. е.:*?■)илиР = Р(8, я, V).Фиг. 23.30. Характе¬
ристика загрузочного
механизма, имеюще¬
го две группы
пружин.581
Конструкция таких механизмов весьма разнообразна. Наилуч¬
шим будет загрузочный механизм, действующий по принципу
самонастраивающегося. В этом случае в полете автоматически и
непрерывно сравнивается действительное усилие с эталонным
(программным) и в случае их рассогласования соответствующим
образом изменяются параметры загрузочного механизма.§ 7. ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ СЕРВОМЕХАНИЗМЫНаряду с гидравлическими сервомеханизмами весьма пер¬
спективными являются пневматические следящие системы как на
холодном, так и на горячем газе. Основные достоинства пневмо¬
сервосистемы следующие:1.	Устойчивость к высоким тем¬
пературам. Системы могут работать
без охлаждения при рабочих тем¬
пературах порядка 500°2.	Компактность и малый удель¬
ный вес при условии, если потреб¬
ная мощность системы и продолжи¬
тельность действия невелики.Поэтому газовые сервосистемы
наиболее пригодны для небольших
летательных аппаратов разового
применения.Недостаток газа, как рабочего
тела для следящих систем, сглажи¬
вается надлежащим выбором си¬
стемы стабилизации.На фиг. 23.31 представлена
схема так называемой открытой
сервосистемы на горячем газе
с усилителем типа «сопло—заслон¬
ка». Здесь газ непрерывно идет че¬
рез калиброванные отверстия, его
расход не зависит от положения
объекта управления. Такая система
проста по устройству, но мало
эффективна и может быть исполь¬
зована там, где потребное время ее действия не более
2-т-5 мин.В так называемой закрытой системе расход газа изменяется
в зависимости от положения объекта управления путем регули¬
ровки пропускных отверстий. При статическом режиме расходует¬
ся не более 10% от максимальной мощности системы.рЛ\\Источнак
давления
газа.Фиг. 23.31. Схема открытой
сервосистемы, приводимой в
действие горячим газом.1—входной	(управляющий) сигнал,2—усилитель,	3—электромагнит,
4—заслонка, 5—калиброванные от¬
верстия, 5—исполнительный эле¬
мент, 7—обратная связь.
Глава XXIVПНЕВМАТИЧЕСКИЕ И ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ
ЭНЕРГОСИСТЕМЫ§ 1. ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ И ТИПЫ БОРТОВЫХ ЭНЕРГОСИСТЕМПод бортовой энергосистемой понимается совокупность
устройств, питающих энергией агрегаты (потребители) летатель¬
ного аппарата. В ©ту систему не входят агрегаты, создающие
тягу *.Бортовая энергосистема может быть разделена на следующие
элементы: источники энергии, преобразовательные устройства,
распределительная сеть.Источниками энергии могут служить**: ротор газотурбинного
двигателя, вспомогательный поршневой двигатель, генератор сжа¬
того газа, различные аккумуляторы (электрический, газовый, ме¬
ханический), воздушная турбина.Преобразовательные устройства преобразуют поступающую
в них энергию к виду, удобному для питания соответствующего
агрегата (потребителя). Конструкция преобразовательного устрой¬
ства зависит от комбинации форм преобразуемой и генерируемой
энергии. А так как число таких комбинаций велико, то характер
преобразовательного устройства может быть весьма разнообраз¬
ным. На фиг. 24.1 приведена схема оригинального преобразова¬
тельного устройства. В качестве источника энергии здесь служит
газовый генератор на однокомпонентном топливе (пороховая шаш¬
ка). Потребителем является силовой гидроцилиндр системы управ¬
ления летательного аппарата.Разнообразие бортовых потребителей летательного аппарата
обусловливает необходимость в энергии различных видов: элек¬
трической, пневматической (энергия сжатого воздуха) и гидрав¬
лической (энергия текущей под давлением жидкости). Некоторые
потребители питаются энергией двух видов.*	Агрегаты, служащие для создания силы тяги, называются двигательной
установкой.** Здесь под источником энергии понимается совокупность собственно источ¬
ника энергии и устройства для ее выделения.583
Фиг. 24. 1. Схема привода гидронасоса, использующего энергию
пороховых газов.1—газогенератор, 2—пороховая шашка, «?—электрический сигнал поджига,4—сбросовый (предохранительный) клапан. 5—пневмодвигатель, 6—сброс отра¬
ботанных газов в атмосферу, 7—гидронасос, 8—поток из гидробака, 9—поток
в питающий коллектор гидросистемы.50,		г—.		г-1		г-, ,-1П		г-т		Г-,40	Р уж	-/	^		/72»	4^—О	-И	. -уI 5		2/I	1	—	—I—I		L-L L-1 		—	■—U0t1 0^0,30,40,60,81,0 2 3 4 56 810 20 3040 6080100
Продолжительность работы в минФиг. 24.2. Зависимость относительных весов различных
бортовых источников энергии от продолжительности их
работы (по Брауну и Мак-Джонсу).В баллон сжатого газа питает пневмотурбину, которая вращает
генератор переменного тока и гидравлический насос, С—окись эти¬
лена из резервуара высокого давления подается в газогенератор,
газ вращает турбину, которая служит приводом генератора пере¬
менного тока и гидронасоса, D—серебряно-цинковые батареи
питают электродвигатель, вращающий генератор переменного тока
и гидронасос, Е—маховик, раскрученный перед стартом, служит
приводом генератора переменного тока и гидронасоса.///Ув///Е//✓>/DУ///'уу. V*'Г У
/-—* II1<час\	iL_584
Отметим основные типы бортовых энергосистем по видам
источников энергии. Их весовые характеристики приведены на
фиг. 24.2.Электрические аккумуляторыПреобразование энергии электрического аккумулятора обычно
идет по схеме: аккумулятор, электродвигатель, электрический ге¬
нератор (или гидронасос).Электробатареи находят широкое применение в качестве основ¬
ных источников энергии на летательных аппаратах с прямоточны¬
ми и ракетными двигательными установками, а на аппаратах
с газотурбинными двигателями — в качестве аварийных источни¬
ков. Основное достоинство электробатарей—надежность работы
даже при очень длительном хранении. Основное препятствие
к более широкому их использованию — большой удельный вес.
Лучшие серебряно-цинковые батареи имеют удельный вес более
6 кГ/л. с. ч*Генератор сжатого газаВ генераторах сжатого газа могут применяться твердые (одно¬
компонентные) и жидкие (одно- и двухкомпонентные) топлива.Преобразование энергии сжатого горячего газа идет по сле¬
дующей типовой схеме: газ поступает в газовую турбину, которая
вращает электрогенератор и гидронасос, от последних энергия
идет через распределительную сеть к потребителям. Заманчива
схема, при которой горячий газ поступает к наиболее энергоем¬
ким потребителям непосредственно. В этом случае удельный вес
энергосистемы существенно снижается.Основными препятствиями для применения газовых генерато¬
ров являются: трудность регулирования скорости горения (разло¬
жения) топлива, особенно однокомпонентного; недостаточная на¬
дежность действия на горячем газе турбины или пневмоцилиндра.
Удельный вес источника питания и преобразовательных устройств
(турбины и гидронасоса) в этих системах составляет величину
порядка 10-=-20 кГ/л. с. ч.Механический аккумуляторВ качестве механического аккумулятора может служить махо¬
вик или пружина.Маховик (раскрученный перед стартом), помимо высокой на¬
дежности, обладает очень малым удельным весом при условии
кратковременного действия. При увеличении времени действия*	Численные характеристики источников питания заимствованы из обзорной
статьи Брауна и Мак-Джонса, ВРТ, № 9, 1959.585
весовые выгоды маховика исчезают (см. фиг. 24.2). Пружина об¬
ладает по сравнению с маховиком худшими весовыми характери¬
стиками.Поршневые двигателиВ бортовых энергосистемах может быть использован поршне¬
вой двигатель, работающий как с всасыванием воздуха из атмо¬
сферы, так и на окислителе, находящемся на борту летательного
аппарата. Второй вариант обеспечивает полную независимость си¬
стемы от высоты полета и может быть использован на ракетах *.Применение поршневого двигателя целесообразно лишь при
длительном действии системы, в противном случае удельный вес
энергосистемы получается очень большим.Газовый аккумуляторКонструктивно газовый аккумулятор выполняется в виде бал¬
лонов сжатого воздуха, который непосредственно может использо¬
ваться потребителями, а также обеспечивать работу пневмодвига¬
теля (газовой турбины), приводящего в движение электрогенера¬
тор и гидронасос.Система на холодном газе весьма надежна, но обладает очень
плохими весовыми характеристиками (уд. вес порядка
1000 кГ/л. с. ч.). Поэтому такая система может применяться толь¬
ко при незначительной мощности и кратковременном действии.В настоящей главе из всех элементов бортовых энергосистем
будут рассмотрены только те элементы пневмо- и гидроэнергосис¬
темы, которые в схеме энергосистемы расположены между насосом
(компрессором) и потребителями. Изучение начнем с так называе¬
мой центральной части, в которой осуществляется генерация и
преобразование энергии.§ 2. ЦЕНТРАЛЬНАЯ ЧАСТЬ ГИДРОСИСТЕМХарактеристики гидронасосовВ гидросистемах применяются только объемные насосы, что
объясняется необходимостью создать высокое давление порядка
150—250 атм.Объемные насосы разделяются на два класса: насосы с регу¬
лируемой подачей (НРП) и насосы с нерегулируемой пода¬
чей (ННП).Насосы с нерегулируемой подачей конструктивно выполняются
в виде шестеренных (фиг. 24. 3) или роторно-плунжерных, а насо¬*	См. Цвик и Циммерман, «Источники энергии для питания борто¬
вой аппаратуры космических ракет», BPT, 1960, № 6.586
сы о регулируемой подачей — в виде роторно-плунжерных с на¬
клонной шайбой (фиг. 24.4) или с изменяемым эксцентриситетом.Подача нерегулируемого объемного насоса, как известно из
курса гидравлики, определяется формулойQ = nW—kp,	(24.1)где п — число оборотов насоса в единицу времени;W—’Характерный конструктивный объем насоса;р—величина противодавления;k—коэффициент утечек, зависящий от вязкости жидкости и
величины внутренних зазоров в насосе, через которые
происходят утечки.В соответствии с формулой (24. 1) на фиг. 24. 5, а показана ха¬
рактеристика ННП — зависимость развиваемого давления от рас¬
хода при постоянном числе оборотов
насоса.У насоса с регулируемой подачей
ход плунжеров может изменяться
в зависимости от угла наклона шайбы.Поэтому характерный объем W, вхо¬
дящий в формулу (24. 1), зависит от
угла наклона шайбы: наклоном шай¬
бы управляет регулятор, который по¬
ворачивает шайбу на уменьшение
хода плунжеров при повышении дав¬
ления за насосом. Характеристика
НРП показана на фиг. 24.5, б. На
участке до р2 она идет так же, как
у ННП, так как шайбы на этом
участке имеет постоянный (макси¬
мальный) наклон и поэтому насос ра¬
ботает как ННП. На участке 1—2
наклон шайбы изменяется, в резуль¬
тате чего давление за насосом удерживается в узком диапазоне
от р2 до рьИз анализа характеристики ННП легко усмотреть, что, если не
предусмотреть специальных мер, то неизбежно разрушение насо¬
са или трубопроводов, так как в случае отсутствия расхода жидко¬
сти давление в линии нагнетания во много раз превысит макси¬
мальное рабочее давление р\. Поэтому в системах с ННП
предусматривают устройства, останавливающие насос при давле¬
ниях р>ри или переключающие линию нагнетания насоса на ма¬
гистраль возврата жидкости в бак.В системах с насосом регулируемой подачи давление за насо¬
сом при всех расходах не превосходит величины р\ верхнего рабо¬
чего давления.1 7Фиг. 24.3. Шестеренчатый на¬
сос с подшипниками скольже¬
ния.1—зубчатые колеса. 2—корпус,
3—приводной вал, 4—муфта, 5—пе¬
реходник, 6—заперный клапан,
7—втулка.587
Фиг. 24. 4. Схема плунжерного насоса с регулируе¬
мой подачей.1—блок цилиндров, 2—люлька, 3—коллектор, 4—привод¬
ной вал, 5—цапфа, 6—регулятор производительности,7—штуцер нагнетания. 8—штуцер всасывания, 9—штуцер
слива в бак (для охлаждения насоса на холостом ходу).588
Питание от насоса ННП, имеющего автономный приводНа фиг. 24. 6 изображена типовая схема питания от насоса
ННП, имеющего автономный электропривод. Регулирование дав¬
ления в питающем коллекторе осуществляется путем периодиче¬
ского пуска и останова электродвигателя.Отметим кратко назначение агрегатов схемы и их взаимное
расположение.В целях борьбы с кавитацией насос и бак располагаются как
можно ближе друг к другу и создается подпор давления в бакевеличиной 1,5ч-2,0 кГ/см2. В так
называемых «открытых» гидрав¬
лических системах подпор давле-ЖидностьГазS)Фиг. 24. 5. Характеристики объ¬
емных насосов.а—для насоса с нерегулируемой
подачей (ННП), б—для насоса
с регулируемой подачей (НРП),
1—2—рабочий участок характери¬
стики, п—число оборотов насоса,
р—давление, развиваемое насосом,
Q—производительность (подача)
насоса.Фиг. 24.6. Типовая схема пи¬
тания от объемного насоса с
нерегулируемой подачей, имею¬
щего автономный привод.Н—насос, Ф—фильтр. ПК1, ПК2—
предохранительные клапаны, ОК—
обратный клапан, АД—автомат
давления, М—манометр, ГА—гидро¬
аккумулятор.ния в баке осуществляется сжатым нейтральным газом, а измене¬
ние объема жидкости в баке происходит за счет изменения объема
его газовой полости (см. фиг. 24.6). В закрытых гидросистемах
гидробак устроен аналогично поршневому гидроаккумулятору (см.
фиг. 24. 9); объем жидкости в баке здесь изменяется за счет пере¬
мещения плавающего поршня; подпор давления в баке создается
сжатым газом, действующим на плавающий поршень гидробака.Внутри и снаружи бака размещаются обычно следующие эле¬
менты: заливная горловина, штуцер возврата жидкости от потре¬
бителей, штуцер всасывания жидкости в насос, клапан отрицатель¬
ных перегрузок.589
Клапан отрицательных перегрузок обеспечивает бесперебойное
питание насоса при возникновении отрицательных перегрузок
(фиг. 24.7).Объем залитой в бак жидкости и оставшийся свободным объем
бака должны быть достаточными, чтобы компенсировать измене¬
ние емкости гидросистемы, при этомб	бак не должен оказываться ни пол¬ностью опустошенным, ни полностью
заполненным жидкостью. Изменение
_ -w- - емкости гидросистемы происходит			^'2 в основном по следующим причинам:зарядка и разрядка гидроаккумуля¬
тора, срабатывание гидроцилиндров,
температурные расширения агрегатов
и трубопроводов, утечки и др.*Фильтр располагается непосред¬
ственно за насосом с тем, чтобы че¬
рез все последующие агрегаты текла
очищенная жидкость. Параллельно
фильтру предусматривается предохра¬
нительный клапан (ПК1), служащий
для перепуска жидкости мимо фильт¬
ра в случае сильного засорения послед¬
него. Предохранительный клапан обыч¬
но конструктивно представляет собой
одно целое с фильтром.Между питающим коллектором и фильтром поставлен обрат¬
ный клапан (фиг. 24.8), предотвращающий обратное течение
жидкости из коллектора в бак при отключенном насосе.Автомат давления управляет включением насоса: при давлении
в питающем коллекторе Р>Р\ (см. фиг. 24.5, а) останавливает
насос, а при р<СР2 осуществляет пуск насоса.Фиг. 24.7. Схема клапана отри¬
цательных перегрузок.1—стенка бака, 2—клапан, 3—седло
клапана. 4—штуцер отбора жидко¬
сти из бака, 5—груз, 6—уровень
жидкости при положительных пе¬
регрузках, 7—уровень жидкости
при отрицательных перегрузках.Предохранительный клапан ПК2 служит для перепуска жидко¬
сти из питающего коллектора в бак в случае повышения давления
в коллекторе до опасных величин (p^>pi).Гидроаккумулятор выполняет несколько функций:—	сглаживает пики давлений, вызываемые насосом;*	Далее на фигурах все схемы
к «открытой» системе.питания гидросистем даны применительно590
—	увеличивает интервал времени между включениями автома¬
та давления;—■ увеличивает кратковременную мощность гидросистемы;—	служит аварийным источником энергии при выходе из строя
насоса или его привода.По конструкции встречаются гидроаккумуляторы двух типов:
с плавающим поршнем (фиг. 24.9) и с мембраной (фиг. 24.10).
Последний выгоднее поршневого в ве¬
совом отношении, так как может быть
выполнен в виде шара, но менее на¬
дежен в эксплуатации (мембрана
иногда образует газовые «мешки»).Во избежание взрыва газовая полость
современных гидроаккумуляторов за¬
полняется техническим азотом.На фиг. 24. 11 показана диаграмма
работы гидроаккумулятора. При его
зарядке и разрядке происходит изме¬
нение параметров газа по политропи-
ческому закону, т. е. давление р и
объем v газовой камеры связаны за¬
висимостьюрр' = р&1,	(24.2)где х—'Показатель политропы.Размеры гидроаккумулятора опре¬
деляются из различных условий в со¬
ответствии с основной функцией, вы¬
полняемой аккумулятором. Рассмот¬
рим некоторые случаи.1.	Если гидроаккумулятор играет
роль только гасителя колебаний, то он
выполняется небольшого объема; при¬
ближенноfli = 10Q,где V\ — объем воздушной камеры в начале зарядки в см3;Q — общая производительность насосов, присоединенных
к данному гидроаккумулятору, в л/мин.2.	Найдем размеры гидроаккумулятора, если основная его за¬
дача—-обеспечить длительную разгрузку насоса. Расход жидкости
из питающего коллектора в бак при неработающих потребителях
можно выразить уравнением.	(24.3)в которомр — избыточное (по отношению к баку) давление в питающем
коллекторе;Фиг. 24.9. Поршневой гидро¬
аккумулятор.1—штуцер зарядки газом, 2—крыш¬
ка, 5—газовая полость, 4—пла¬
вающий поршень, 5—полость для
жидкости, 6—штуцер для расхо-591
jll—коэффициент динамической вязкости жидкости;| — коэффициент утечек, определяемый обычно эксперимен¬
тально.Фиг. 24.10. Мембранный гидроаккумулятор./—штуцер зарядки газом, 2—крышка, 3—газовая полость,4—мембрана, 5—корпус, 6—штуцер для расхода
жидкости.Если х — потребное время холостого хода или стоянки насоса,
то размеры и v2 аккумулятора (см. фиг. 24. 11) связаны с утеч¬
ками Qo приближенным равенством:x»,-d2^Q0x,которое после замены Q0 согласно (24.3) принимает видv1 — v2 = Z~z.	(24.4)м-Система уравнений (24.2) и (24.4) позволяет вычислить объем
t>i аккумулятора.592
3.	При использовании гидроаккумулятора в качестве источни¬
ка энергии исходным условием для определения его размеров чаще
всего является следующее: задаются
давления pi и рг начала и конца раз¬
рядки, а также объем W жидкости
в полностью заряженном аккумуля¬
торе (см. фиг. 24. 11)W=v1 — v2.(24.5)Потребный объем v аккумулятора
в таком случае находится из системы
уравнений (24.2) и (24.5).Питание от нерегулируемого насоса,
имеющего привод от основного
двигателяФиг. 24.11. Диаграмма
работы гидроаккумулятора.Если насос с нерегулируемой по¬
дачей (ННП) имеет привод от основ¬
ного ТРД (ТВД), осуществляемый с помощью неразъемной муфты,
то схема питания должна обеспечивать:—	возможность переключения линии нагнетания насоса от пи¬
тающего коллектора нъ возвращение в бак при давлении в кол¬
лекторе р>р 1 (см. фиг. 24.5);—	возможность подключения бортовой гидравлической систе¬
мы, к наземному гидравлическому оборудованию.Соответствующая типовая схема питания изображена на
фиг. 24.12. Отличия этой схемы от предыдущей (см. фиг. 24.6)
состоят в следующем.Имеются штуцеры аэродромного питания (штуцер всасывания
и штуцер нагнетания), подключающие бак и питающий коллектор
к аэродромной тележке. Чтобы от штуцера нагнетания жидкость
.не могла пойти через неработающий насос в бак, между насо¬
сом и фильтром поставлен дополнительный обратный клапан
(OKI).Вместо автомата давления (см. фиг. 24.6) поставлен автораз¬
грузочный клапан (АРК), который выполняет следующие
функции:—	при давлении в питающем коллекторер<р\ (см. фиг. 24.5, а)
АРК превращается в запорный кран; в этом случае насос подает
жидкость в питающий коллектор;—	при давлении в питающем коллекторе р>р\ (см. фиг. 24. 5, а)
соединяет линию после фильтра с баком, переключая тем самым
насос на холостой ход.Предохранительный клапан ПК2 обычно выполняется заодно
с АРК.На фиг. 24.13 показано устройство и схема работы автораз¬
грузочного клапана.38 598593
Питающий коллекторФиг. 24. 12. Схема питания от объем¬
ного насоса с нерегулируемой подачей
и приводом от основного двигателя.Н—насос, OKI, OK2—обратные клапаны,
Ф—фильтр. ПК1, ПК2—предохранительные
клапаны, АРК—авторазгрузочный клапан,
Г Л—гидроаккумулятор.Фиг. 24.13. Авторазгрузочный клапан (АРК)я—АРК работает как запорный кран, б—АРК пере¬
пускает жидкость из насоса в бак, 1—штуцер слива,2—штуцер сигнального давления, 8—штуцер соеди¬
нения АРК с насосом.
Питание гидросистем от насоса с регулируемой подачейКак было указано, НРП не требует для нормальной работы ни
периодических остановок, ни авторазгрузочных клапанов. Однако
во избежание перегрева насоса нельзя допускать, чтобы он рабо¬
тал на участке 1—1' (см. фиг. 24. 5, б) характеристики. Исключе¬
ние из работы участка 1—V характеристики осуществляется либо
постановкой на насос специального (третьего) штуцера охлажде¬
ния (фиг. 24.14), через который и осуществляется гарантийнаяФиг. 24.14. Схема питания от объемно¬
го насоса с регулируемой подачей при
наличии у насоса специального штуцера
охлаждения.Н—насос, OK—обратный клапан, Ф—фильтр,ПК1, ПК2—предохранительные клапаны,ГА—гидроаккумулятор, М—манометр, X—хо¬
лодильник, Л—дроссель.прокачка Qmш, либо постановкой в линию нагнетания дросселя
(фиг. 24. 15). В обоих случаях жидкбсть, отбираемая от насоса при
его «холостом» ходе в количестве Qmin = 2—3 л]мин, оказывается
сильно нагретой, поэтому она перед возвращением в бак проходит
через холодильник. Роль холодильника может выполнять длин¬
ный трубопровод, идущий от дросселя (насоса) к баку. Дроссель
сглаживает пульсации давления, передаваемого к манометру.На пилотируемых летательных аппаратах в целях обеспечения
надежности обычно имеется несколько питающих коллекторов,
каждый из которых имеет свой гидроаккумулятор и обслуживается
несколькими насосами. На фиг. 24.16 показана схема питания
одного коллектора от двух насосов.38*595
Фиг. 24. 15. Схема питания от объемного насоса
с регулируемой подачей при применении дросселя
минимального расхода.Н—насос, ОК—обратный клапан, Ф—фильтр, ПК1,
ПК2—предохранительные клапаны. X—холодильник.
М—манометр, ГА—гидроаккумулятор, Д—дроссель мини¬
мального расхода.Питающий коллег торФиг. 24. 16. Схема питания от двух регулируе¬
мых объемных насосов с приводом их от
основных ТРД.Н—насос, Д—дроссель минимального расхода, X—хо¬
лодильник, ОК—обратный клапан, Ф—фильтр,
М—манометр, ПК—предохранительный клапан.
ГА—гидроаккумулятор.
§ 3. ЦЕНТРАЛЬНАЯ ЧАСТЬ ПНЕВМОСИСТЕМРазличают баллонное и компрессорное питание воздушных си¬
стем. Пиротехнические средства получения сжатого газа на пило¬
тируемых летательных аппаратах используются обычно в качестве
аварийных. На беспилотных аппаратах, особенно аппаратах одно¬
разового применения, пиротехнические средства получения сжато¬
го газа могут быть основными.Фиг. 24.17. Схема питания воздушной системы от двух компрессоров, приводи¬
мых основным ТРД (ТВД).АК—авиационный компрессор, ФО—фильтр-отстойник, ФФ—фетровый фильтр. АД—автомат
давления, ОК—обратный клапан, Б—баллон, ЗК—запорный кран, М—манометр, БШ—борто¬
вой штуцер зарядки, Р—редукторНа фиг. 24. 17 представлена типовая схема компрессорного пи¬
тания воздушной системы от двух компрессоров, приводимых
основными ТРД самолета. Воздух от каждого компрессора посту¬
пает в фильтр-отстойник и, освобожденный от масла и влаги,
проходит далее в фетровый фильтр для отделения механических
частиц. Очищенный воздух попадает в автомат давления, который
направляет воздух или в баллоны или стравливает в атмосферу —
в зависимости от величины давления в баллонах: при Р>Р\ на¬
правляет в атмосферу (переводит компрессор на холостой ход),
при Р<Р2 — в баллоны; рь р2 — верхнее и нижнее значение номи¬
нального давления. На фиг. 24. 18 показана схема работы автомата
давления.Обратные клапаны (ОК) предотвращают стравливание воздуха
из баллонов при отказе одного из компрессоров или при повреж¬
дении одной из линий нагнетания (выше обратного клапана). За¬
порный кран препятствует стравливанию воздуха при стоянке са¬
молета; в полете запорный кран открыт. Через бортовой штуцер
осуществляется зарядка баллонов при стоянке самолета. К потре-597
бителям газ поступает через редуктор, обеспечивающий в питаю¬
щем коллекторе постоянное давление, независимо от давления в
баллонах.Фиг. 24. 18. Схема работы воздушного автомата давления.а—автомат пропускает воздух из компрессора в сеть питания, б—автомат страв¬
ливает воздух из компрессора в атмосферу, /—штуцер компрессора, 2—обратный
клапан. 3—штуцер сети, 4, 5—клапаны переключения, 6—стравливающий клапан.На фиг. 24. 19 изображена схема питания с получением газа от
пиропатрона. Пиротехническое питание газовых систем находит
широкое применение в летательных аппаратах.Фиг. 24. 19. Схема пиротех¬
нического питания сжатым
газом.ПП—пиропатрон, Р—ресивер,
Т—трубопровод, Д—дроссель,
ПЦ—пневмоцилиндр (или дру¬
гой потребитель газа).§ 4. УСТРОЙСТВО И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ РЕДУКТОРА ДАВЛЕНИЯНа фиг. 24.20 показана конструкция воздушного редук¬
тора, а на фиг. 24.21—схема его работы.Покажем, что давление р\ в выходном штуцере редуктора за¬
висит в основном от степени затяжки пружины.Пренебрегая для простоты силами инерции, напишем уравне¬
ние сил, действующих на подвижные части редуктора (мембрана-f-
+клапан) в момент времени, непосредственно предшествующий
открытию клапана (см. фиг. 24.21)598
8 7Фиг. 24.20. Воздушный редуктор./—гайка для тарировки, 2—силовая пружина, 3—мембра¬
на, 4—корпус, 5—штуцер высокого давления, 6— возврат¬
ная пружина, 7—клапан, 8—штуцер низкого давления.|Ш/////////Ш/////Шшщ,'/ у////// Т *77/////У/////////////////, | ///а)?в1в	5)Фиг. 24.21. Схема работы воздушного редуктора.а—клапан закрыт, б—клапан открыт, /—штуцер высокого
давления. 2—штуцер низкого давления.
откуда наименьшее давление на выходе редуктора (для данной
силы N затяжки пружины)(Р\ Ai)min ~ — {Ро Ръ) ~Г >где F=^-—площадь мембраны;,. Tzd2/=	- — площадь клапана.4Аналогично уравнение сил для момента времени, непосредст¬
венно предшествующего закрытию клапана (изменением силы за¬
тяжки пружины N, происходящей при открытии клапана, прене¬
брегаем) и считаем ‘ вначале F(p0—pa)>NN-(Pl-Pa)F=0.наибольшее давление на выходе ре¬
дуктора/ ч N(Р\ Рд max —— .Таким образом, давление на вы¬
ходе редуктора лежит в пределах-у-(Ро-
-p,)jr,	(24.9)отличающихся друг от друга на величинуbP=(Po~PJ	(24.9')представляющую собой статическую ошибку регулирования редук¬
тора.Если рй-рл<^,Гто, .очевидно,Pi = Po> (Ро-Р*<-уУНа фиг. 24.22 приведена статическая характеристика редук¬
тора.600Из этого выражения находимФиг. 24.22. Статическая характе¬
ристика воздушного редуктора.
Д рПример. Найти относительную ошибку	 на выходе редуктора, еслиР\—Р&(см. фиг. 24. 21)d = 5 мм, D = 50 мм,Ро —Рл __ 2
Р\ — Р&Решение. Согласно (24.9') находимЬр ; Po — Pi f_ = Ро-Ра (1Л2= 2 (—¥= 0,02,Pi—Ра Р\—Рл F Р\—Ра \D ) \50/т. е. искомая ошибка составляет два процента.§ 5. СПОСОБЫ ВКЛЮЧЕНИЯ В ГИДРОСИСТЕМУ РАЗЛИЧНЫХ
АГРЕГАТОВ (ПОТРЕБИТЕЛЕЙ)Схемы включения автономного гидроцилиндра
с механическими замками.В некоторых конструкциях автономных гидроцилиндров испол¬
нительный шток в крайних положениях фиксируется при помощиПитающий коллекторФиг. 24.23. Схемы присоединения автономных гидроцилиндров,
имеющих механические замки.а—цилиндр без гидрозамков, б—цилиндр с односторонним гидрозам¬
ком. в—цилиндр с двухсторонним гидрозамком, К—трехпозиционный
кран. Г—гидрозамок, ТК-^гермоклапан, С—возврат в бак.механических замков. Типовые схемы присоединения таких гидро¬
цилиндров к гидросистеме приведены на фиг. 24.23.Подача жидкости в такие цилиндры осуществляется через трех¬
позиционный кран.601
В последнее время в гидросистемах стали применяться дистан¬
ционные электромагнитные гидравлические краны (фиг. 24.24).
Такой кран представляет собой двухкаскадный усилитель, в пер-зЕ1Фиг. 24.24. Схема трехпозиционного электромаг¬
нитного крана.а—подача жидкости в штуцер 3, б—подача жидкости
в штуцер 4, в—нейтральное положение крана (оба
электромагнита выключены), штуцеры 3, 4 соединены со
сливом, 1—штуцер подачи жидкости к крану от питаю¬
щего коллектора, 2—штуцер ’ слива. 3, 4—штуцеры подачи
жидкости к потребителю.вом каскаде которого используется шариковый клапан, во вто¬
ром— золотниковая пара.Гидравлический замок представляет собой автоматический кла¬
пан, управляемый на основе разности давлений в трубопроводах,602
которыми он соединен с краном. Замок открывается, если разность
давлений достигает определенной величины.Гидравлический замок фиксирует шток гидравлического ци¬
линдра как в крайних, так и в промежуточных положениях.
В частности, существенно отметить, что замок фиксирует шток ци¬
линдра при нейтральном по¬
ложении крана, а в случае
неисправной гидросистемы
(нет достаточного давления
в питающем коллекторе) —
при любом положении крана.Различают гидрозамки од¬
ностороннего и двустороннего
действия в зависимости от
того, в одном или обоих на¬
правлениях обеспечивается
фиксация штока цилиндра. На
фиг. 24.25 изображен гидро¬
замок двустороннего действия.При закрытом гидрозамке
между цилиндром и замком
образуется замкнутый объем жидкости. При изменении темпера¬
туры в этом замкнутом объеме может сильно возрасти давление.
Поэтому параллельно гидрозамкам включаются термоклапаны,
перепускающие жидкость из замкнутого объема к крану (а через
него — в бак) при опасном повышении давления в полости ци¬
линдра. Термоклапан есть разновидность предохранительного кла¬
пана, рассчитанного на мизерные расходы. Термоклапаны и гидро¬
замки чаще всего выполняются в одном корпусе.Схемы включения автономного гидроцилиндра,
не имеющего замковНекоторые гидроцилиндры управляются двухпозиционным кра¬
ном и не должны иметь ни механических, ни гидравлических зам¬
ков. Примером может служить цилиндр, управляющий воздушными
тормозами *. Схема включения такого гидроцилиндра приведена на
фиг. 24.26, ее особенность состоит в том, что одна из полостей ци¬
линдра всегда присоединена к питающему коллектору (находится
под давлением), вследствие чего в случае повреждения цилиндра
или магистрали между краном и цилиндром жидкость из гидро¬
системы вытечет полностью в короткое время. Во избежание та¬
кой утечки жидкости в схеме предусмотрены дозаторы.Дозатор представляет собой автоматический кран, пропускаю¬
щий жидкость в одном направлении беспрепятственно, а в противо¬
положном— не более определенного объема (фиг. 24.27). При ра-*	Установка замков на цилиндр управления воздушными тормозами может
привести в полете к аварийной ситуации при неисправности гидросистемы, так
как нельзя будет убрать воздушные тормоза.2	3 4 3	2Фиг. 24.25. Гидрозамок двустороннего
действия./—штуцеры присоединения к сети питания
(к крану), 2—штуцер присоединения потреби¬
теля, 3—обратные клапаны, 4—плавающий
поршень.603
Пи тающий коллекторФиг. 24.26. Схема присоединения авто¬
номного гидроцилиндра, не имеющего
ни механических, ни гидравлических
замков.6)№У/У77//У7Я7Л'Ш.'////////////т/яЖФиг. 24.27. Схема работы дозатора.а—подача дозы жидкости к цилиндру (рабочий ход),б—недозируемый слив из цилиндра, /—плавающий
поршень-клапан, 2—полость, 5—канал, 4—клапан-
дроссель.
бочем ходе жидкость, вытекающая из крана, проходит через доза¬
тор и поступает в соответствующую полость цилиндра до тех пор,
пока или полностью сработает цилиндр, или плавающий поршень-
клапан перекроет выход жидкости из дозатора. При холостом ходе
жидкость из соответствующей полости цилиндра проходит через
дозатор и кран и сливается в бак. При этом поршень-клапан пере¬
мещается в крайнее правое положение, открывая дозатор для сле¬
дующего рабочего хода. Для повышения надежности перемещения
поршня-клапана в крайнее правое положение предусмотрен пла¬
вающий клапан-дроссель. Этот дроссель, перемещаясь под
давлением жидкости вправо, увеличивает 'проходное сечение, что
способствует вытеснению жидкости из полости поршня-клапана.Способы синхронизации работы нескольких
гидравлических цилиндров при помощи порционеровЧасто требуется согласовать движение штоков двух гидроци¬
линдров так, чтобы каждому положению одного штока соответст¬
вовало вполне определенное положение другого. Этой цели служат
порционеры.Порционер — автоматиче¬
ский распределительный кран,
разделяющий один поток жид¬
кости на два, или соединяю¬
щий два в один таким обра¬
зом, что отношение объемных
расходов в этих двух пбтоках
сохраняется постоянным и не
зависит от режима работы
синхронизируемых цилиндров.Примерная схема включения
двух цилиндров с гидравличе¬
скими замками, синхронизи¬
руемых при помощи порционе¬
ров, приведена на фиг. 24. 28.На фиг. 24. 29 изображена
конструкция реверсивного пор-
ционера, предназначенного как
для пропорционального деления одного потока на два, так и для
соединения двух потоков в один, а на фиг. 24. 30 — схема работы
равноделящего порционера одностороннего действия.Чувствительным элементом реверсивного порционера является
плавающий поршень, перемещающийся под действием разности
давлений на его торцах. Перемещаясь, плавающий поршень пере¬
крывает выходное отверстие левого или правого канала, изменяя
тем самым их сопротивления. Выходные отверстия так расположе¬
ны относительно друг друга, что возникающая на торцах поршня
разность давлений при перемещении поршня обязательно исчезает.
Следовательно, плавающий поршень при любом установившемсяФиг. 24.28. Схема присоединения двух
цилиндров, требующих синхронизации
в обоих направлениях.К—трехпозиционный кран. П—реверсивный
порционер, Г—гидрозамок с термоклапаном.605
Фиг. 24.29. Конструкция реверсивного	порционера./—корпус, 2—плавающий поршень, 3—гильза,	4—ограничи¬
тель хода поршня, 5—обратный клапан,	5—заглушки,7—жиклер переменного сечения.606
режиме занимает положение, соответствующее нулевой разности
давлений на его торцах, и этим самым обеспечивает заранее задан¬
ное соотношение расхода между потоками жидкости.Последнее утверждение требует доказательства. Приводим его
для частного случая равноделящего порционера.Фиг. 24.30. Схема работы порционера одно¬
стороннего действия.Полагая течение установившимся, запишем уравнения Бернул¬
ли для левого и правого потока между сечениями соответственно1—1 и 2—2, Г—1' и 2'—2' (см. фиг. 24.30):I 4V1 I 1V2 ,Pl + *l-^- = P2+a2~^-l./V + a>'-^r=/V+a2'-^rЗдесь a — коэффициенты неравномерности распределения
скоростей по сечениям;
v — средние скорости потоков в сечениях (индекс
указывает на сечение в соответствии с фиг. 24.30);Фл, Qn — объемные секундные расходы соответственно лево¬
го и правого потока;£л> £п — коэффициенты сопротивления соответственно ле¬
вого канала между сечениями 1—1 и 2—2 и право¬
го канала между сечениями V—1' и 2'—2Г Они
являются функциями расхода.607
Предполагая, что для равноделящего порционера расходы
частных потоков мало отличаются между собой, можно с доста¬
точной точностью считатьTfV?а,— =а,.2 g 2glv2 1V2'
Ht2— = «22g 2g
Кроме того, очевидно,p,=pr.При этих упрощающих предположениях уравнения Бернулли дают
Р2'-Р2 = ЬР=1л0л-№п-	(24.10)Откуда частный расход левого потока~Ь 5nQnQ»=-5лВычитая из обеих частей полученного равенства частный расход
Qn и деля результаты на суммарный расход Q = Qfl+Qn, получим
относительную ошибку порционера:до	Фл Qn	 | Qn 5п 5лQ	Q 5л 'ПолагаяQ 2 25л 5п "Ь 5л
перепишем выражение для относительной ошибки в видеAQ = Af+^-.	(24.11)Отсюда видно, что относительная ошибка AQ равноделящего пор¬
ционера состоит из двух частей. Первая — Ag — проистекает толь¬
ко из-за неидентичности геометрии каналов на участке от штуцера
суммарного расхода до поршня. Для уменьшения этой части
ошибки предусматривают на входе в каналы постановку дросселей
с калиброванным отверстием малого диаметра (по сравнению
с поперечными размерами каналов).Другая ошибка —— зависит от величины перепада давле¬
ний Ар на торцах поршня при его равновесном положении, от абсо¬
лютных значений объемного секундного расхода Q и коэффициен¬
та сопротивления каналов. Для уменьшения перепада Ар
плавающий поршень выполняют так, чтобы его удельный вес не
отличался от удельного веса гидросмеси. При этом условии кажу¬
щийся вес поршня будет всегда равен нулю и при достаточных608
зазорах исключается сухое трение поршня о корпус. В итоге вели¬
чина перепада давлений Др на торцах поршня при его равновес¬
ном положении будет близка к нулю.Чтобы не допустить роста ошибки при уменьшении расхо¬
да Q, предусматривают в упомянутых вьгше дросселях автомати¬
ческое уменьшение их проходных сечений. Конструкция такого
дросселя переменного сечения показана на фиг. 24. 29.Если порционер использовать для деления потока на два с за¬
данным отношением расходов, отличным от единицы, то потребные
коэффициенты сопротивления каналов порционера весьма прибли¬
женно * можно найти из соотношения (24.10).Так, полагая Др^О, имеем(24.12)£п РлСледует, однако, заметить, что при ^ Ф\ отношение расходовQnмежду струями будет сильно зависеть от суммарного расхода пор¬
ционера.Однопроводные схемы. Тормозная системаДо сих пор рассматривались схемы присоединения гидроци¬
линдров двустороннего действия, характерная особенность кото¬
рых состоит в том, что к
исполнительному механиз¬
му подходят два трубопро¬
вода.В противоположность
рассмотренным двухпровод¬
ным схемам существуют и
так называемые однопро¬
водные, служащие, напри¬
мер, для присоединения ис¬
полнительных механизмов
тормозных устройств шасси
и других устройств, в кото¬
рых один (возвратный) ход
объекта осуществляется не
энергией гидросистемы, а за
счет, например, упругости.На фиг. 24. 31 показаны
типовые схемы присоедине¬
ния тормозов шасси. От пи¬
тающего коллектора жид¬
кость поступает к цилиндру колодочных тормозов через тормоз¬
ной редуктор и стравливающий кран. В случае камерных тормо¬*	Соотношение (24.10) для неравноделящего порционера удовлетворяется
недостаточно точно.а)ЧгД I СН
%пд5)Фиг. 24.31. Схемы присоединения гидрав¬
лических тормозов шасси.а—колодочные тормоза, б—камерные тормоза,
TP—тормозной редуктор. СК—стравливающий
кран, ПД—понизитель давления, К—камера тор¬
мозов, Ц—цилиндр тормозов.39 598609
зов жидкость от коллектора проходит через тормозной редуктор,
стравливающий кран и поступает в понизитель давления, из кото¬
рого подается к камерам тормозов.Назначение тормозного редуктора — изменять степень тормо¬
жения колес. Давление pi за редуктором зависит от усилия, кото¬
рое летчик создает на толкате¬
лях редуктора (фиг. 24.32).В случае возникновения
скольжения колес при пробегеФиг. 24.32. Гидравлический
тормозной редуктор./—толкатель, 2—силовая пружина,3—штуцер перепуска жидкости в
бак, 4—штуцер высокого давления,
5—штуцер подачи жидкости к тор¬
мозам, 5—клапан перепуска жидко¬
сти в бак, 7—клапан подачи жидко¬
сти к тормозам.самолета автомат давления ко-Фиг. 24.33. Понизитель
давления./—штуцер высокого давле¬
ния, 2—обратный клапан,3—плавающий	поршень,4—корпус,	5—возвратная
пружина, 6—предохранитель¬
ный клапан, 7—штуцер
низкого давления, 5—кла¬
пан непосредственного пере¬
пуска жидкости, 9—игла.лес посылает электрическии им¬
пульс в стравливающий кран, который перепускает часть жидко¬
сти из тормозных цилиндров или камер в бак до прекращения
скольжения колес.В случае применения камерных тормозов максимальное давле¬
ние в тормозных камерах ограничено по конструктивным сообра-610
жениям величиной примерно р2 = 20 ат, поэтому между тормозным
редуктором и тормозной камерой предусматривают понизитель
давления.Понизитель давления (фиг. 24.33) представляет собой совокуп¬
ность ступенчатых цилиндра и плавающего поршня; полость ци¬
линдра большого диаметра присоединяется к тормозным камерам.
При разобщенных полостях понизитель давления в первом прибли¬
жении работает как идеальный гидротрансформатор: проигрыш
в давлении компенсируется выигрышем расхода.Если плавающий поршень опустится очень низко и игла откроет
шариковый клапан, соединяющий полости малого и большого
диаметра, то жидкость будет перетекать из полости высокого дав¬
ления в полость низкого давления, дросселируясь в перепускном
клапане.Понизитель давления позволяет уменьшить степень редукции
в тормозном редукторе, благодаря чему уменьшаются потери энер¬
гии и в конечном итоге понижается вес гидросистемы.Схемы присоединения потребителей
к нескольким коллекторам. Аварийные системыИсполнительные гидромеханизмы жизненно важных объектов
нередко присоединяются к нескольким автономным питающим кол¬
лекторам (обычно к двум, а
иногда и к трем), один из ко¬
торых для данного механизма
является основным, а осталь¬
ные — аварийными, так как
.вступают в действие лишь при
отказе первого. К аварийным
коллекторам часто бывает до¬
статочно (с точки зрения жи¬
вучести самолета) присоеди¬
нять только одну полость гид¬
роцилиндров. Так, например,
шасси могут от аварийной сис¬
темы только выпускаться, за¬
крылки — только выдвигаться.Примерная схема присое¬
динения одной из полостей
гидроцилиндра к двум коллек¬
торам приведена на фиг. 24. 34.Существенную роль здесь иг¬
рает аварийный переключа¬
тель, автоматически соединяю¬
щий полость цилиндра с ма¬
гистралью основного или аварийного крана. Принцип его действия
показан на схеме фиг. 24. 35.Если от аварийной системы питается только одна полость ци¬
линдра, то аварийный коллектор гидросистемы можно заменитьОснобной коллекторФиг. 24.34. Схема присоединения гид¬
роцилиндра к двум питающим коллек¬
торам.АП—аварийный переключатель, Г—гидрозамок
одностороннего действия, ТК—термоклапан,
С—сигнальная линия.39*611
коллектором воздушной системы. Плавность хода штока при ава¬
рийной работе гидроцилиндра от воздушной системы обеспечивает¬
ся тем, что противоположная полость, заполненная жидкостью,
играет роль демпфера.Коллектор №1	LA Г|\Л aAJ•— L__lX V 'Т1?I I— г “к л л I—, fL-Р | |\/\/\,nJI—I j	I V 'J Vl—ILfl пгы	I	I» V —IФиг. 24.35. К пояснению
принципа действия аварий¬
ного переключателя.а, б—течение жидкости при
исправной гидросистеме, в—те¬
чение жидкости от аварийного
коллектора.1—штуцер	аварийного крана,2—штуцер	основного крана,3—штуцер гидроцилиндра.f-*o-c KUСЛВУЙПК4IIIА пкопКожктор№2ПФиг. 24.36. Схема подключения
бустера к двум автономным кол¬
лекторам.БУ—бустер. АП—аварийный переклю¬
чатель, КЧ—клапан четкости. КОП—
клапан отключения потребителей,
С—слив в бак, СЛ—сигнальная линия,
П—потребители (второстепенные).Схема подключения бустера к гидросистемеСхема включения бустера в гидросистему должна обеспечивать
максимальную надежность его питания. С этой целью соблюдают
обычно следующие правила:1.	Нормальное питание бустеров осуществляется от автоном¬
ной (бустерной) гидросистемы.2.	При выходе из строя бустерной гидросистемы предусматри¬
вается возможность аварийного питания бустеров от гидросистемы
дополнительного управления.3.	Переключение питания бустеров с одной гидросистемы на
другую должно производиться автоматически, четко и в течение
короткого времени.4.	Если от коллектора питаются не только бустеры, но и дру¬
гие агрегаты (потребители), то прежде всего должна обеспечи¬
ваться надежность питания бустеров, т. е. при значительном паде¬
нии давления в питающем коллекторе все потребители, кроме бу¬
стеров, должны от него автоматически отключаться.Схема подключения бустера, удовлетворяющая перечисленным
правилам, приведена на фиг. 24.36. Здесь бустер подключен612
к двум автономным коллекторам, причем один из них (коллек¬
тор № 1) имеет в качестве потребителей только бустер, а ко вто¬
рому, кроме бустера, подключены и другие потребители. Каж¬
дый коллектор сообщается с бустером через клапан чет¬
кости (КЧ).Клапан четкости выполняет следующие функции:1.	При достаточно высоком давлении в питающем коллекторе,
т. е. при давлении, обеспечивающем надежное действие бустера,
клапан должен беспрепятственно пропускать жидкость из коллек¬
тора в бустер.2.	Если давление в пи¬
тающем коллекторе сни¬
зилось и не обеспечивает
надежного действия бус¬
тера, то клапан отключа¬
ет коллектор от бустера и
одновременно стравливает
давление из магистрали
между клапаном и бусте¬
ром *.3.	При наличии в сис¬
теме управления, кроме
гидравлического, еще и
электрического бустера,
клапан, отсекая питание
гидравлического бустера,
одновременно посылает сигнал на включение электрического
бустера.Открытие клапана должно происходить при несколько боль¬
шем давлении, чем закрытие.Клапан четкости служит для четкого переключения питания
гидравлического бустера от одной гидросистемы на другую, а так¬
же для перехода с гидравлического управления на электрическое
(если последнее предусмотрено в схеме).Схема клапана четкости приведена на фиг. 24.37.Функции, выполняемые клапаном отключения потребителей
(КОП) таковы:1.	Если давление хотя бы в одном из коллекторов достаточно
высокое, то клапан отключения беспрепятственно пропускает
жидкость из коллектора № 2 к потребителям.2.	При недопустимом падении давления в обоих коллекторах
клапан отсекает потребителей от коллектора.Давление открытия клапана несколько выше давления его
закрытия.*	Стравливание давления между КЧ и бустером обеспечивает четкое сраба¬
тывание аварийного переключателя.UI21 ,7	6Фиг. 24.37. Клапан четкости (КЧ).1—штуцер присоединения КЧ к питающему коллек¬
тору, 2—штуцер подачи жидкости в бустер, 3—основ¬
ной золотник, 4—управляющий золотник, 5—пакет
шайб, 6—тарировочная крышка, 7—штуцер слива.613
Клапан отключения потребителей обеспечивает предпочтитель¬
ное питание бустера относительно других потребителей при пони¬
жении давления в питающих коллекторах.Аварийный переключатель подает питание потребителю от того
или другого коллектора.§ 6. СХЕМЫ ПРИСОЕДИНЕНИЯ АГРЕГАТОВ К ПНЕВМОСИСТЕМЕСхемы включения автономного пневмоцилиндра.
Дроссели. Пневматические краныКак было сказано в предыдущей главе, поршень пневмоци¬
линдра не обладает плавностью хода. Для сглаживания присущих
ему в движении рывков в пневмосистемах (если пневмоцилиндр не
имеет демпфера) предусматривают дроссели, создают противо-f!uтающий коллекторГкВат-***.SL-c/1 -/1<уь+~Ватм.Фиг. 24.38. Схема присоединения
автономного пневмоцилиндра к
сети питания.Р—редуктор. К—двухпозиционные кра¬
ны, Д—односторонние дроссели.JV^lytfw«AvJn
	Фиг. 24.39. Схема двухпозиционного элек¬
тромагнитного пневмокрана.а—кран открыт, б—кран закрыт, /—корпус,2—штуцер потребителя, 3—штуцеры стравлива¬
ния воздуха в атмосферу, 4—катушка электро¬
магнита, 5—сердечник, 6—штуцер сети питания.давление в нерабочей полости цилиндра и т. п. Примерная схема
включения автономного воздушного цилиндра к сети питания
пневмосистемы изображена на фиг. 24.38.Односторонние дроссели Д, препятствуя быстрому выходу воз¬
духа из нерабочей полости цилиндра, могут значительно умень¬
шить скорости движения штока.Пневмокраны чаще всего выполняются дистанционными с элек¬
тромагнитным управлением, двухпозиционные и трехпозиционные.
На фиг. 24.39 изображена схема двухпозиционного электромаг¬
нитного пневмокрана.614
Схемы последовательного срабатывания пневмоцилиндров.
Блокировочные клапаныДля многих управляемых пневмосистемой агрегатов перемеще¬
ния отдельных их подвижных деталей, осуществляемые от инди¬
видуальных цилиндров, дол¬
жны быть согласованы. Ре¬
ально такое согласование
заключается в последова¬
тельном срабатывании ци¬
линдров.На фиг. 24.40 показана
одна из возможных схем
включения в пневмосистему
группы из двух пневмоци¬
линдров, у которых выпуск
штоков происходит строго
последовательно, а втягива¬
ние с опережением одного
относительно другого. По¬
следовательность движения
штоков осуществляется бло¬
кировочным клапаном, про¬
пускающим воздух к ци¬
линдру 2 только после пол¬
ного срабатывания цилин¬
дра 1 (после того, как шток
цилиндра 1 в конце хода
нажмет на толкатель блоки¬
ровочного клапана). Уст¬
ройство и схема действия
блокировочного клапана по¬
казаны на фиг. 24.41.Запаздывание втягивания штока цилиндра 1 относительно што¬
ка цилиндра 2 обеспечивается односторонним дросселем Д, стоя¬
щим на входе в цилиндр 1.Фиг. 24.40. Схема присоединения двух
пневмоцилиндров, действующих строго по¬
следовательно при выпуске штоков и с
опережением одного относительно друго¬
го— при втягивании штоков.р_редуктор, К—двухпозиционные краны, Д—одно¬
сторонний дроссель, БК—блокировочный клапан,
/ и 2—цилиндры.Фиг. 24.41. Конструкция и схема работы воздушного блоки¬
ровочного . клапана.615
Схемы присоединения
системы воздушных тормозов шассиНа легких самолетах питание системы тормозов колес осущест¬
вляется обычно от пневмосистемы. Типовая схема присоединения
к пневмосистеме воздушных тормозных камер изображена на
фиг. 24. 42.Тормозной редуктор (фиг.24. 43 и 24. 44) служит для
изменения степени торможения
и представляет собой быстро
действующий редуктор с пере¬
менным на выходе давлением,
зависящим от усилия на толка¬
теле. Он работает аналогично
гидравлическому тормозномуПитающий коллекторФиг. 24. 42. Схема присоединения воз¬
душных тормозных камер колес.Р—редуктор. ТР—тормозной редуктор,
ДР—дифференциальный редуктор, С К—
стравливающий кран, АТ—автомат тормо¬
жения. Q, N—усилия на рычагах управле¬
ния ТР и ДР.Фиг. 24.43.Воздушныйредуктор.тормозной/—толкатель, 2—мембрана, 3—поршень, 4—си¬
ловая пружина, 5—штуцер тормозов, 6—шту¬
цер подачи воздуха от питающего коллектора,
7—малый клапан впуска, 8—большой клапан
впуска, Р—возвратная пружина, 10—малый
клапан выпуска, //—большой клапан выпус¬
ка, 12—корпус.редуктору (см. фиг. 24.32). Отличие состоит в том, что для дости¬
жения быстродействия при сохранении малой ошибки регулирова¬
ния в нем имеются два клапана впуска и два клапана выпуска
(большой и малый).Дифференциальный редуктор разделяет поступающий в него
от тормозного редуктора поток воздуха на два, в которых давле¬
ния р' и р" зависят как от величины входного давления, так и от616
усилия на тяге управления. Воздух от дифференциального редук-»
тора направляется к тормозным камерам колес. Дифференциаль¬
ный редуктор позволяет созда¬
вать различные степени торможе¬
ния на колесах, т. е. тормозить
одно «олесо более, чем другое.Стравливающий клапан, уп¬
равляемый автоматом торможе¬
ния, сбрасывает давление в тор¬
мозных камерах в случае возник¬
новения скольжения колес.Дифференциальный редукторНа фиг. 24.45 изображена
схема дифференциального редук¬
тора.Для анализа характеристики
дифференциального редуктора
рассмотрим три возможных рав¬
новесных режима. В каждом из
них условия равновесия будем
составлять приближенно, прене¬
брегая силами веса подвижных
частей, силами трения и усилия¬
ми слабых пружин, поджимаю¬
щих клапаны к седлам.1.	Первый установившийся
режим — угол поворота рычага
6<6*, т. е. ни один из клапанов не сидит да седле. В этом случае*
во-первых, отметим очевидное равенство:кторм.От питающего
коллектораФиг. 24.44. Схема работы воз¬
душного тормозного редуктора.р'=р =р.(24.13)где р , р ' — давления в тормозах колес;р — давление за тормозным редуктором.Затем запишем условие равновесия подвижных частей (сумма мо¬
ментов всех внешних сил. относительно оси рычага равна нулю):nN+(р" - pj Fq - {р' - рЛ) Fq=О,(24.14)где F•площадь поршня;рЛ — атмосферное давление.Рассматривая совместно (24.13) и (24.14), получаем следую¬
щий результат:N=ОР—Р =Р(8 < 8*)(24.15)617
КоромыслоТолкатель-
Поршень^СедлоШток-КлапанВходнойштуцер \рФиг. 24. 45. Схема работы дифференциального воз¬
душного редуктора тормозной системы.Фиг. 24.46. Диаграмма работы дифференци¬
ального воздушного редуктора.
2.	Второй установившийся режим соответствует положению,
изображенному на фиг. 24.45. Здесь один из клапанов упирается
одновременно и в седло, и в торец штока (6 = 6*).Здесь, во-первых,Р'=Р,	(24.16)а уравнение равновесия подвижных частей примет видnN+{p" — pa)Fq—(/?' — pA)Fq=0,	(24.17)где /=	площадь штока.4С учетом (24.16) уравнение (24.17) дает следующий результат:(8=8*).	(24.18)Р—Р3.	Третий установившийся режим соответствует углу поворота
рычага 6>6*, т. е. торец одного из штоков отошел от клапана, си¬
дящего на седле.Здесь опятьР'=Р,а, кроме того, очевидно,р" = ра,так как из камеры, в которой шток отошел от клапана, давление
будет полностью стравлено.Таким образом,Р =РГГ „Р ~Р>J (8 >8*).	(24.19)Результаты (24.15), (24.18) и (24.19) графически представле¬
ны на фиг. 24.46. Словами их можно сформулировать так:При нейтральном положении рычага дифференциального ре¬
дуктора равновесные давления в тормозных камерах колес равны
давлению за тормозным редуктором и при повороте остаются не¬
изменными до тех пор, пока угол поворота рычага достигнет зна¬
чения б* (один из клапанов «садится» на седло). После этого
возрастание усилия на рычаге вызывает падение давления только
в одной из тормозных камер по линейному закону, пока не достиг¬
нет нуля. Затем поворот рычага перестает изменять давления
в тормозах. Заметим, что если убрать из дифференциального ре¬
дуктора пружину, то область II (см. фиг. 24.46) исчезнет, а сле¬
довательно, изменять разность давлений (р'—р") будет невоз¬
можно.619
Аварийное питание пневмоцилиндровПодобно гидроцилиндрам пневмоцилиндры могут присоеди¬
няться к нескольким автономным питающим коллекторам, одинОсновнойФиг. 24.47. Схема питания пневмоцилиндра
от двух коллекторов.Р—редуктор. К—двухпозиционный кран, АП—аварий¬
ный переключатель, Д—дроссель.из которых называется для данного цилиндра основным, а осталь-
ные — аварийными. Пример питания от двух коллекторов пред¬
ставлен на фиг. 24.47.
Глава XXVУЗЛЫ КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА*Отдельные части и детали конструкции летательного аппарата
соединены между собой узлами, обеспечивающими работу конст¬
рукции как единого целого. Соединения отдельных частей лета¬
тельного аппарата могут быть неразъемными или разъемными.
К первым относятся соединения между собой нервюр со стрингера¬
ми или лонжеронами и другие, ко вторым — стыковочные узлы,
соединяющие консоли крыла с центропланом, узлы подвески эле¬
ронов узлы крепления шасси, силовой установки и т. д.Расчет на прочность узлов связан с рядом трудностей, так как
их конструкции часто приводятся к многократно статически не¬
определимым системам, которые точно рассчитать невозможно.
Следует заметить, что распределение усилий в деталях узла
в большой степени зависит от технологических особенностей произ¬
водства аппарата и времени его эксплуатации.§ 1. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ НЕРАЗЪЕМНОГО
СОЕДИНЕНИЯЗаклепочные соединенияЗаклепочные соединения рассчитываются на срез. Кроме того,
заклепки и склепываемые листы проверяют на смятие, для того
чтобы устранить в эксплуатации разбалтывание (люфты) соеди¬
нений. При расчете обычно пренебрегают (в запас прочности)
силами трения между склепываемыми листами. Это объясняется
тем, что при действии на конструкцию нагрузки, близкой к разру¬
шающей, силы трения по их относительной величине становятся
пренебрежимо малыми.Напряжение среза т в заклепке (фиг. 25.1) зависит от размера
ее диаметра d и срезывающей силы Рзакл, т. е.		 ^закл~ 71^2*	Параграфы 1, 2 и 3 настоящей главы в основе сохраняют текст книги
С. Н. К а н, И. А. Свердлов, Расчет самолета на прочность, Оборонгиз,
1958.621
По условиям прочности заклепки на срез необходимо, чтобы'tCvгде хъ — предел прочности материала заклепки на срез. С увели¬
чением диаметра заклепки напряжение по ее сечению распреде¬
ляется неравномерно, что уменьшает т&./’закл.Я закл.Плоскость ершРзиа.Фиг. 25.1. Схема нагружения, вызываю-
щего срез заклепки.пок в зависимости от
размера их диамет¬
ров.Фиг. 25. 2. Экспери¬
ментальная кривая
временного сопро-На фиг. 25. 2 приведена эксперименталь- тивления среза дур¬
ная кривая изменения предела прочности на алюминовых закле-
срез дуралюминовых заклепок в зависимо¬
сти от размера их диаметров.Эпюра сил, воспринимаемых заклепка¬
ми при действии на соединяемые детали
эксплуатационных нагрузок, приведена на фиг. 25.3. Более
равномерное нагружение заклепок получается при меньшем их
количестве в одном ряду (менее шести). При действии на соеди¬
нение разрушающих нагрузок силы, нагружающие отдельные
заклепки, выравниваются по величине, что объясняется пластич¬
ностью материала деталей. Экспери¬
ментально установлено, что при этом
все заклепки разрушаются практиче¬ски одновременно. Поэтому разру¬
шающая сила, приходящаяся на одну
заклепку, определится по формуле+++++1ГТП-гттГТЯФиг. 25.3. Эпюра осевых
сил, воспринимаемых за¬
клепкой.р =—1 закл ^ >
Пгде Р — разрушающая сила, дейст¬
вующая в стыке;
п — число заклепок в соединении.Напряжение смятия в заклепочном шве (см. фиг. 25. 1)л 	 ^заклсм~ db 'где d — диаметр заклепки;б — толщина листа.Условием прочности здесь являетсяасм ^622
где 1,5 въ — есть предельное напряжение смятия материала.В отдельных случаях заклепки в соединениях могут работать
на разрыв. Примером такого вида нагружения заклепок может
служить заклепочное соединение обшивки самолета с каркасом.
Опытом установлено, что разрушающее напряжение заклепок на
разрыв зависит от формы и размеров их головок и равно пример¬
но 0,75(Тб.Болтовые соединенияБолты в неразъемных соединениях обычно имеют большие раз¬
меры диаметров, чем заклепки, и ставятся там, где действуют
значительные нагрузки. Кроме того, болты лучше, чем заклепки,
передают на элементы конструкции отрывающие силы. Болты на
срез и смятие работают аналогично заклепкам и к ним применимы
приведенные выше формулы.а)Сварные соединенияСварка применяется в конструкции летательных аппаратов
для соединения между собой отдельных стержней и листов.По способу соединения листов различают:а)	сварные швы в стык (фиг. 25.4,а), работающие на разрыв;б)	сварные швы внахлест¬
ку — фланговые и торцовые
(см. фиг. 25. 4, б и в), работаю¬
щие на срез.Более надежно силы пере¬
даются через сварные швы вна¬
хлестку, при этом фланговые
швы в этом отношении надеж¬
нее торцовых.При сварке ослабляется ос¬
новной материал, независимо
от способа его термической об¬
работки. Возможное ослабле¬
ние можно учесть, понижая
примерно на 20% предел проч¬
ности материала. При этрм ус¬
ловии потребная площадь шва
в стыкР0,8 QbФиг. 25.4. Типы сварных швов.стык, б—фланговый. а—торцовый,
г—краевой.Торцовые и фланговые швы,
как показывает опыт, разруша¬
ются в результате среза по сечениям тп, поэтому для них потреб¬
ная площадь шваРF'=-623
В обеих формулах Р — разрушающая сила, приходящаяся на один
шов.Из последней формулы видно, что один торцовый шов не мо¬
жет быть равнопрочен целому листу, так как ть<аь, поэтому
торцовые швы должны быть парными (см. фиг. 25.4, в).В сварном соединении (см. фиг. 25.4, г) при 6i<&2 срез проис¬
ходит в сечении по целому материалу вертикального листа выше
сварки. Это объясняется тем, что в сечениях по шву площадь сре¬
за больше. Поэтому при расчете касательных напряжений следует
учитывать ослабление материала примерно на 20%, т. е.0,85!где q — погонная касательная сила, действующая вдоль шва.
£)	S)>)Фиг. 25. 5. Типы сварных швов труб.а—в стык, б—телескопический, в—впритык.Сварка трубчатых стержней производится в стык, телескопиче¬
ски и впритык (фиг. 25.5). Во всех этих соединениях для хроман-
силевых труб прочность на разрыв проверяется по приводимым
ниже экспериментальным формулам, причем разрывающая сила
в сварном соединении труб практически не зависит от угла
наклона шва:для соединения в стык (см. фиг. 25.5):<7р=6 (сгь—20) +5;для телескопического соединения (см. фиг. 25.5,6):<7р = 6 (аь—6)—4и для соединения впритык (см. фиг. 25. 5, в):*7р= 1,86—1~ 1,1 (Тьб—0,25аь—4,где qv — разрушающая погонная сила в кГ/мм\
б — толщина стенки трубы;Оь—предел прочности материала труб в кГ/мм2.624
§ 2. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ РАЗЪЕМНЫХ
СОЕДИНЕНИЙИзнос деталей в эксплуатации (разбалтывание разъемных со¬
единений, образование трещин и другие дефекты) и неточности
при их изготовлении могут сильно изменять напряженное состоя¬
ние узлов конструкции, поэтому в нормах прочности летательных
аппаратов вводится требование увеличения расчетных нагрузок
на 25% для наиболее ответственныхРазмер диаметра болта d, определяемый из последней формулы,
следует проверить и на смятие по формулегде б — толщина ушка;Оь — предел прочности ушка или болта (меньшее значение);\i — коэффициент, зависящий от типа соединения, в част¬
ности, для—	неподвижных и неразъемных соединений fi=l,3;—	неподвижных, но разъемных соединений jut= 1;—• малоподвижных соединений (узлы подвески шасси и др.)
jbi = 0,65;—	подвижных соединений (шарниры управления) ц = 0,2.В эксплуатации напряжение смятия (коэффициент р,) в ушко-
вом соединении снижается вследствие разработки отверстия.
В этом случае для увеличения площади смятия проушины под
болтом часто применяют шайбы, которые приваривают к проушине
или выфрезеровывают (фиг. 25.7).Расчет на прочность проушины под действием силы Р весьма
сложен. При статических испытаниях чаще всего проушина раз¬
рывается по сечению тп. В этом сечении, как в обычной кольце¬
вой раме, действуют осевые силы N, уравновешивающие силу Р}
поперечные силы Q и изгибающие моменты М. Силы Q и момен¬
ты М являются лишними неизвестными и вносят статическую
неопределимость. Эпюра нормальных напряжений от изгиба а
(см. фиг. 25. 7) получается криволинейной, так как проушина ра¬
ботает, как кривой брус. Судить о разрушении проушины поВ разъемных соединениях широко
применяются ушковые соединения
(фиг. 25. 6). В таких соединениях срез
болта может происходить по двум
плоскостям, поэтому по условиям проч¬
ности необходимо, чтобыузлов (в основном разъемных соеди¬
нений).2 —
4Фиг. 25.6. Ушковое соеди¬
нение.40 598625
напряжению crmax, полученному расчетом, нельзя, так как обычно
применяемые уравнения деформации справедливы в пределах
пропорциональности напряжения от деформации. При расчете на
разрушающие нагрузки необходимо учитывать пластичность ма¬
териала. В практических целях в этом случае следует пользовать¬
ся результатами эксперимента. Опыты, проведенные над большим
количеством образцов, показали, что независимо от характера раз-Фиг. 25.7. Эпюры напряжений и силы в сечении
проушины.рушения (разрыв по сечению тп, аЬ, се или срез по плоскости fl)
расчет можно производить только на разрыв по сечению тп по
среднему напряжениюР ^°ср2х Ькгде k — коэффициент, учитывающий перенапряжение в отдельных
точках сечения.В результате обработки данных испытаний для коэффициента k
получено следующее выражение:£=0,565+0,46-^—0,1 —< 1.х	d(25.1)Как видно из (25.1), увеличение отношения у/х повышает
прочность проушины. Для проушин, у которых у/х—1 и b/d=2,
коэффициент &«*0,8.§ 3. ПРИМЕРЫ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ ТИПИЧНЫХ УЗЛОВ
КОНСТРУКЦИИНаиболее типичными для самолета являются узлы стыковки
крыла с центропланом. На примере этих соединений можно про¬
иллюстрировать расчет самолетных узлов. Нагрузками узлов
являются опорные реакции крыла, которые уже рассматривались
В гл. VII, X и XI.626
Узел лонжерона, имеющего тавровый поясЭтот узел представляет собой фрезерованную вилку или про¬
ушину из хромансиля, которая присоединяется к поясу и стенке
лонжерона (фиг. 25.8). Болты, крепящие узел к поясу, бывают
односрезными и двухсрезными (фиг. 25.9,а и б). В некоторых
конструкциях узел выполняется за одно целое с поясом.Фиг. 25. 8. Узел лонжерона с тавровым поясом.На фиг. 25.9, а и 25. 10 показаны нагрузки, действующие на
верхний узел переднего лонжерона двухлонжеронного крылам,в Н, 2ВР=0,5/?,иr=0,25Q,,где Мх и /?, — изгибающий момент и сила реакции переднего лон¬
жерона;Му и Qx — изгибающий момент и сила, расположенная в плос¬
кости крыла.В двух последних формулах предполагается, что сила Ri распре¬
деляется между двумя проушинами переднего лонжерона, а сила
Qx — между четырьмя проушинами обеих лонжеронов поровну.
В действительности из-за возможной неточности изготовления узла
и натягов в сочленениях его деталей распределение сил, между
проушинами строго говоря, неравномерное.О	расположении болтов в узле соединения консоли с центро-Dпланом надо сказать следующее. Сила Р = — уравновешиваетсяна стойке лонжерона касательными потоками сил стенки, создавая
изгибающий момент-*L
2где е — плечо силы Р.т\—~7Ге140*627
Односрезные болты|У уЛиния д.ж.Пш, д.т.
пояса лонжеронаПрохладнаСтоикаСтенна лонжерона
СтойкаЩухсрезныеболтыФиг. 25.9. Нагрузки, действующие на верхний узел лонжерона.Фиг. 25.10. Нагрузки, действую¬
щие на узлы крепления крыла
к корпусу.628
Для уравновешивания этого момента целесообразно стыковоч¬
ный болт расположить на определенной высоте лонжерона. При
этом необходимо, чтобы сила NB давала момент т2 относительно
центра тяжести пояса лонжерона, равный и направленный в про¬
тивоположную сторону моменту ти т. е.т2 = —тх.При этом условии эксцентриситет силы NB относительно центра
тяжести пояса (см. фиг. 25.9)./=е — >J 2 NBТак как сила R\/2 обычно мала по сравнению с силой NB, то вели¬
чина эксцентриситета f будет незначительной.Болты, соединяющие узел с поясом лонжерона, следует распо¬
лагать так, чтобы их центр жесткости лежал на линии центра тя¬
жести пояса. За счет этого они будут нагружаться меньшими
силами.Стыковочный болт следует рассчитывать на срез по формулет= * ■ <*».	 2(т)где R = ^/~+	равнодействующая сила,двойка в знаменателе учитывает наличие двух плоскостей среза.
Толщина ушка б проверяется на смятие по формуле_ R ^°см — — ^ аЬаои на разрыв по сечению 1—1 (см. фиг. 25.9, а) по формулеN	.а =	< оЛ,l(b — d)k ьгде k — коэффициент, определяемый по формуле (25.1) (обычно
принимается приближенно равным 0,8).Нижняя проушина рассчитывается на разрыв для случая А\ а
верхняя—для случая Д. Ввиду этого толщина верхней проушины
меньше.Вилку узла (см. фиг. 25.9 и 25. 11) проверяем в сечении тп на
разрыв от силы NH (для нижнего уха), на изгиб от силы R\/2 на
плече с и от силы Т на плече с/2 (считая ушко защемленным в
вилке и лонжероне) по формулеЛГ ЛГН£+ с т
N- ,	2 , ТсС = —^--4		,F	Wx 1 2 Wyгде F — площадь сечения проушины с учетом ослабления отвер¬
стиями под болты;629
е — эксцентриситет силы NH относительно центра тяжести
сечения;Wx и Wy — моменты сопротивления сечения ушка относительно осей
X и у.Перейдем к расчету болтов, соединяющих узел с лонжероном.
Будем рассматривать общий случай, когда относительно точкиЦентр приложение
силы NHЦТсеченияФиг. 25. И. Эпюры изгибающих моментов элементов узла.пересечения линий центра тяжести пояса и стойки лонжерона
(см. фиг. 25. 11, а) действует момент т от сил NB и R\/2. Можно
принять, что этот момент распределяется между поясом и стойкой
лонжерона пропорционально их жесткостям изгиба (EI) и обратно
пропорционально их длинам. Такое распределение получается из
условия равенства углов поворота стойки и пояса при йх изгибе.
Для стойки расчетная длина будет Нх/2, так как на ее середине630
изгибающий момент равен нулю, для пояса — равна расстоянию
между ближайшими стойками лонжерона *. Если стойки и пояса
изготовлены из одного материала, то изгибающий момент стойкитст 1 + *ж ’а изгибающий момент поясаШц —— /72	,гдеЬж /ст 21 '/ц и Iст — моменты инерции сечений пояса и стойки.По моментам тст и тп строят эпюры изгибающих моментов для
стойки и пояса лонжерона (см. фиг. 25. 11,а). Эти эпюры являются
исходными данными для расчета болтов соединения стойки и пояса
с узлом. Болты соединения стойки с узлом рассчитываются отсилы ~ и момента тст, взятого из эпюры изгибающих моментовстойки для сечения, совпадающего с центром жесткости соединения
стойки с узлом. Дальнейший расчет сводится к определению состав-R\	•ляющих сил на болты от действия силы уи от момента т^т.Прочность отдельного болта проверяется по полной силе, которая
получается геометрическим суммированием составляющих сил:от действия -р на каждый болта от действия момента тст2 2^2 •
rd?Р =m' ^,2 CT%r2d2где d — диаметр болта (фиг. 25.11,а);г — расстояние от центра жесткости соединения до болта**.Силу NB и момент тп воспринимают болты соединения узла с
поясом лонжерона. Расчет ведется аналогично предыдущему.В стреловидном крыле, когда бортовая нервюра является эле¬
ментом крыла, сила N воспринимается поясом лонжерона и борто¬
вой нервюрой (фиг. 25.12,а). Если бортовая нервюра является
частью фюзеляжа, то для стыковки крыла удобнее применять вер¬
тикальные болты (см. фиг. 25. 12,6).*	При этом пренебрегается поддерживающим влиянием стенки лонжерона,
что повышает запас прочности узла.** Центр жесткости совпадает с центром тяжести площадей сечения болтов
(из условия среза болтов). Общий случай расчета нагружения болтов (заклепок)
при произвольном их расположении и различных диаметрах приведен в § 4.631
Фиг. 25. 12. Узлы стыков¬
ки стреловидного крыла
с корпусом.а—стыковые болты располо¬
жены	горизонтально,
б—стыковые болты распо¬
ложены вертикально.Фиг. 25. 13. Стыковой узел
с горизонтальной базой.т* 4 Сn v3
рjj ^' Y VцлД -яNФиг. 25.14. Шарнирный узел Фиг. 25. 15. Узел для трубчатого
крепления крыла.	лонжерона.632
Узел лонжерона с горизонтальной базойИногда при малой высоте лонжерона удобнее крыло стыковать
при помощи узла, приведенного на фиг. 25.13. В этом случае узел
можно рассматривать, как консольную балку, нагруженную
силамиP2 = Pl + Q,где Q и М — соответственно поперечная сила и изгибающий
момент лонжерона.Узел крепления вспомогательного лонжерона крылаПримерная конструкция такого узла изображена на фиг. 25.14.
Этот узел изготовляется из стального листа, причем к проушине
приваривают две шайбы для увеличения площади смятия под сты¬
ковочный болт. С лонжероном узел соединяется болтами или
заклепками.Узел рассчитывают на силы N и Р следующим образом. Сты¬
ковочный болт проверяют на срез под действием равнодействующей
силы$=Yn*+P>.Эта же сила принимается для проверки прочности ушка на раз¬
рыв с учетом коэффициента k, определяемого по формуле (25. 1),
и для проверки его толщины на смятие. Сила R является также
исходной нагрузкой для проверки прочности болтов (заклепок),
соединяющих узел с лонжероном. Кроме того, следует проверить
прочность ушка в сечении тп на разрыв под действием осевой
силы N и на изгиб — от момента М = Р1.Узел крепления лонжерона с трубчатым поясомЭтот узел конструктивно представляет собой точеный стакан с
фрезерованным ухом или вилкой (фиг. 25.15). Стакан заклепками
или болтами соединяется с цоясом лонжерона. Нагружение узла
соответствует схеме сил на фиг. 25.10. Отличие в его расчете
от узла, изображенного на фиг. 25.9, состоит в том, что за¬
клепки, соединяющие стакан с трубой, рассчитываются на срез и
смятие только от силы N.Иногда для удобства монтажа узлы на лонжеронах с трубча¬
тым поясом выполняются шаровыми (фиг. 25.16). Такой узел
состоит из двух соприкасающихся по шаровым поверхностям ста¬
канов, стягиваемых накидной гайкой. Расчет его несложен: резьба
стаканов и буртик накидной гайки рассчитываются на срез и смя¬
тие, а накидная гайка на растяжение от осевой силы, действующей
на узел.633
Поперечная силаQ_j/ -P + {Sfj‘,действующая на узел, вызывает изгиб накидной гайки и ста¬
канов.Узлы контурного соединенияСоединение отъемной части крыла с центропланом по контуру
нервюр может осуществляться фитингами (см. фиг. 9.43) со спе¬
циальными гнездами для болтов или профилями (см. фиг. 9.42).Рассмотрим нагружение указанного соединения. Нагрузка на
консоли крыла передается центроплану болтами, соединяющими
фитинги или профили друг с другом. Кроме того, нагружаются иболты узлов лонжеронов. Определим силы, действующие на сты¬
ковочные болты от изгибающего момента, поперечной силы и кру¬
тящего момента, действующих на консоль крыла в месте разъема.
Изгибающий момент вызывает растяжение болтов в узлах лонже¬
ронов и фитингах, расположенных в растянутой зоне крыла, и сжа¬
тие фитингов или профилей, расположенных в сжатой зоне крыла.
Эти силы растяжения и сжатия определяются из известных по рас¬
чету нормальных напряжений а в обшивке, стрингерах и поясах
лонжеронов консоли крыла. Фитинги или угольники испытывают
нагрузки, приведенные на схеме фиг. 25. 17. Сила, растягивающая
болт фитингаЬа сила, срезывающая болт (см. фиг. 9.43),T=qt,где сг — нормальное напряжение, определяемое из расчета крыла
на изгиб;q и б — погонная касательная сила и приведенная толщина
обшивки;
t — шаг стыковочных болтов.634
Для стреловидного крыла при разъеме его по борту фюзеляжа
значения б и q надо определять по формулам (11.2) и (11.3).Прочность болтов обычно проверяется по формуле третьей тео¬
рии прочности°пр„вед=у1/А^+4Р<06,где F — площадь сечения болта.б St	Эпюра изгибающихмомемтод угольника -Фиг. 25.17. Условия работы стыковых угольников.Прочность болта в сечении на участке резьбы проверяется по
формулеN°р=jr<°b>где F' — площадь сечения болта по внутреннему диаметру резьбы.
Напряжение изгиба угольника в его сечении тп (фиг. 25.17)М а аЬс°yr~V 1F~w	Uyrдолжно быть меньше разрушающего напряжения материала.§ 4. О РАСЧЕТЕ ЗАКЛЕПОЧНЫХ И БОЛТОВЫХ СОЕДИНЕНИЙНА СДВИГДля расчета заклепочного или болтового соединения необходимо опреде¬
лить силы, действующие на отдельную заклепку или болт.Пусть к листу, соединенному рядом заклепок с неподвижным телом, при¬
ложена равнодействующая внешних сил R. Под действием этой силы лист стре¬
мится повернуться относительно некоторого центра вращения *, что вызывает
силы реакции в заклепках 7Y В упругой области сила 7\ пропорциональна сме¬
щению и площади сечения заклепок. Поскольку смещение сводится к повороту
листа относительно центра вращения, тоTl = k9lfi,	(25.2)где р г — расстояние между центром заклепки и центром вращения листа;
fi — площадь сечения заклепки;
k — коэффициент пропорциональности.*	При расчете заклепочных соединений принято предложение докт. техн.
наук, проф. С. А. Алексеева свести поступательное и вращательное движение
твердого тела к одному его повороту относительно некоторого центра вращения.635
Предположим, что положение центра вращения листа известно. В этом слу¬
чае удобнее определять положение заклепок в координатной системе, начала
которой совмещено с центром вращения. Расположим координатную систему
xfo'y' (фиг. 25. 18) так, чтобы ось х' была перпендикулярна направлению силы/?.
Это позволит в значительной мере упростить расчетные формулы.Положение заклепок в выбранной координатной системе можно опреде¬
лять: координатами х{ и yi , либо радиусом р< и углом <р». Условия равновесия
сил и моментов, действующих на тело, можно в этой системе написать так:2->' = 27’'sin?'=°.cos w—л=о,(25.3)где а — плечо силы R относительно центра вращения.Подставив в (25.3) значения Г» из (25.2) и учитывая, чтох\ =p/COS(p/,получимУ г — Pi sin*2/0?-*e=0-(25. 4)*2/'Л:=°.(25.5)*2/1*;-*=°.(25.6)В действительности положение центра вращения заранее неизвестно.Уравнения (25.4), (25.5) и (25.6) позволяют определить его положение,
а также неизвестный коэффициент k.Возьмем координатную систему хоу, у которой хну параллельны осям х'
и у' системы х'оу' и начало расположено в произвольной точке. Определим
положения центров заклепок в системе хоу. Если х0 и уо будут координатами
центра вращения в координатной системе, то■VТогда (25.5) и (25.6) можно записать так:
j^fiyi—Уо 2/^ =Из (25.8) следует, чтоУ о =S/m2Л(25.7)(25.8)(25.9)(25.10)Из (25.10) видно, что центр вращения лежит на линии, проходящей через
центры тяжести площадей заклепок.Формула (25. 9) после подстановки в нее R/k из (25.4) примет вид^flXi — Xо ^fi =S/Л?(25.11)636
20.20.20. W .2020 40 .20.20,20.УФиг. 25.18. Уравновешивание силы R в заклепочном
соединении.Фиг. 25. 19. К примеру расчета.
Для упрощения записей обозначим через: Sx =2ifiyt и sy=2/i*i стати¬
ческие моменты площадей заклепок относительно осей х и у; Jр =	поляр¬
ный момент инерции (здесь /*/ — расстояние от начала координат О до центра
заклепки); F = 2Л суммарную площадь заклепок; h = Ob.В этих обозначениях (25.10) и (25.11) запишутся так:Уо = ~у.	(25.12)S -XqF=^^-.	(25.13)аВыразим 2/<Р/ и а через координаты Х( и _у;:Р? = х? + У ? = (•*< — *о)2 + (У1 — З'о)2 = г1 + А+Уо — 2х1хо — 2У1Уо,2/'С/2 = 2/ir/2 + (”*о + J'o) 2/' — 2*о 2^' “ 2j0 ^fiyiили2 fit? =JP + K+J'o) F - 2^05y -2^.	(25.14)Учитывая, что a=h—x0, можно (25.13) записать так:5	__ __ Jp+ (-*о +Уо) F — 2*oSy ~^y0SxУ	h — xооткуда* J р -)гу\ F — 2yoSx — Syh	S^kF	•	(25Л5)Подставив в (25. 15)N значение у0 из (25. 12), получимslJp— р —Syhs,-*r •	(2U6>RaTi = ^-nfm-	(25.17)Подставив k из (25.4) в (25.2), получимRa
2/<р2гУчитывая, что из (25. 13)а	12 М= sy~xFи подставляя это выражение в (25.17), имеемTt= С	(25.18)Оу 	.*0^Таким образом, для расчета заклепочного (болтового) соединения в общем слу¬
чае необходимо знать полярный момент инерции JP и статические моменты
S* и Sy относительно выбранной системы координат (хоу). Если в заклепочном
соединении существует ось симметрии, перпендикулярная равнодействующей
внешних сил, целесообразно ее использовать в качестве координатной оси.638
Формулы упрощаются, если в качестве координатных осей выбрать цент¬
ральные оси, проходящие через центр тяжести заклепочного соединения. В этом
случаеSx = Sy = О
_у0 = 0JpXo=~hF(25.19)П	DAT,=-	= — frn-	(25.20)Xqt	J pИз (25.20) следуют два частных случая:а)	сила R проходит через центр тяжести соединения.ТогдаР/ ^ — хо~+ 00ил А
г,=т=^Г;	(25-21>б)	соединение нагружено моментом М.Заменяя в (25.20) Rh=M и р»=гг* (здесь центр вращения совпадает
с центром тяжести), получимМ	ridiTt = —fiH= у, о .а'.	(25.22)«'Р	ZAriaiФормулы (25.21) и (25.22) получаются при раздельном нахождении силы
реакции 7\ от воздействия силы R и момента М.Пример. Определить усилие в наиболее нагруженной заклепке соединения,
изображенного на фиг. 25.19 при действии силы Я=1500 кГ. Диаметры всех за¬
клепок одинаковы.Решение. Поскольку соединение имеет одну ось симметрии, выберем ее в ка¬
честве оси х. За# ось у возьмем ось, проходящую через заклепки 1 и 10.В этой системе координат:1)	статические моментыSx=0,Sy=2f (4+8+12+14) =76f см3;2)	полярный момент инерцииJp = 2/ [122 + (102 + 42) + (82 + 82) + (62 + 122) + (22 + 142)] = 1536/ см*;3)	положение центра вращения5дгУо=у- = о,
_ siJp р Syh 1536/_ 76/. 24 , „„Хп =	=	= 1,76 см;0	Sy — hF	76/—24-10/4)	расстояние наиболее удаленных заклепок 5 и 6 от центра вращенияР5= р6=/2+ 12,242 = 12,4 см;5)	усилие в заклепках 5 и 6 по формуле (25.18)TS=T,= 15°°'1г-4/ =318 кГ.6 76/—1,76-10/639
Глава XXVIАЭРОУПРУГОСТЬ, ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ
И СТАТИЧЕСКАЯ ВЫНОСЛИВОСТЬ КОНСТРУКЦИИКонструкция летательного аппарата (корпус, несущие поверх¬
ности и др.), обладая конечной жесткостью, под действием внеш¬
них сил деформируется. В потоке воздуха эта деформация стано¬
вится причиной возникновения дополнительных аэродинамических
сил, которые, в свою очередь, могут привести к новым деформа¬
циям и, как следствие,— к возникновению ряда нежелательных
явлений. Рассмотрение этих явлений и составляет предмет аэро¬
упругости, где изучаются процессы взаимодействия аэродинамиче¬
ских, инерционных и упругих сил. В настоящей главе, кроме от¬
дельных, наиболее важных явлений, связанных с аэроупругостью
(флаттер, дивергенция, реверс органов управления), рассматри¬
ваются также вопросы упругих колебаний частей конструкции,
которые вызываются периодически меняющимися силами, не
зависящими от свойств колеблющейся системы, например, сила¬
ми, возникающими в процессе работы двигательной установки, а
также вследствие срывного обтекания, порывов ветра и других
причин. Такие колебания, как известно, называются вынужденны¬
ми. Опасность их состоит не только в возможности усталостного
разрушения конструкции, но и <в нарушении нормальных условий
эксплуатации летательного аппарата.В конце главы освещена работа конструкций в условиях повтор¬
но-статических нагрузок, которые с течением времени могут вы¬
зывать усталостные разрушения, аналогичные разрушениям при
вынужденных колебаниях.§ 1. ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТАПериодические возмущающие силы могут быть вызваны:—	работой двигательной установки,—	срывным обтеканием,—	порывами ветра и др.640
Двигательные установки являются основными источниками
вибраций. При работе ТРД периодические возмущающие, силы,
передаваемые конструкции, возникают вследствие:—	несбалансированности ротора, возрастающей по мере выра¬
ботки ресурса двигателя;—	нестабильности потока внутри двигателя.Эти силы обычно на эксплуатационных режимах работы дви¬
гателя имеют частоты, не совпадающие (выше) с собственными
частотами колебания основных деталей и агрегатов летательного
аппарата.Источником значительно более сильных динамических возму¬
щений являются ТВД и поршневой двигатель. Это обусловлено:—	статической и динамической неуравновешенностью винтов;—	неодинаковыми углами установки лопастей и другими при¬
чинами.Нестабильность процесса сгорания, наличие турбонасосных
агрегатов делают современные ЖРД и ПРД источником значи¬
тельных периодических возмущающих сил с довольно широким
диапазоном частот.При срывном обтекании возникают периодические меняющиеся
аэродинамические импульсы, которые могут вызвать вынужденные
колебания частей летательного аппарата, называемые бафтингом.
Кроме того, причиной вынужденных колебаний этих частей могут
являться порывы ветра.Амплитуды вынужденных колебаний, как известно, зависят от величины и
частоты возмущающих сил и спектра собственных частот упругой системы.
По мере сближения частоты со возмущающей силы с какой-либо собственной
частотой конструкции pi амплитуды возрастают и при совпадении частот
(сo=pi) наступает явление резонанса.При резонансе амплитуды вынужденных колебаний, если не учитывать
рассеяния энергии, стремятся к бесконечности. Фактически же за счет сил не¬
упругого сопротивления амплитуды ограничены. Особо большое значение силы
неупругого сопротивления имеют в резонансной области. Резонанс с высшими
частотами обычно менее опасен, так как амплитуды резонансных колебаний по
мере повышения частот обычно убывают (фиг. 26. 1). Амплитуды вынужденных
колебаний /чЭы« отличаются от прогибов fcт, подсчитанных в предположении
статического действия нагрузок. Отношениеназывается динамическим коэффициентом.Величина динамического коэффициента зависит от соотношения частот
<й/р (фиг. 26.2). Наибольшее значение динамический коэффициент, а следова¬
тельно, и деформации имеют место в резонансной области, что заставляет
всегда считать ее опасной. При больших значениях со/p динамический коэффи¬
циент меньше единицы, т. е. динамический эффект становится слабее статиче¬
ского. Для устранения опасного характера вибраций следует уменьшать дина¬
мический коэффициент путем изменения собственных частот конструкции.
В большинстве случаев целесообразно удаляться от резонансного режима
вправо, т. е. уменьшать собственную частоту. Особенно опасны из-за возмож¬
ности усталостного разрушения длительные резонансные колебания, например,
связанные с работой двигателя на его основных режимах.41 598641
Борьба с вынужденными колебаниями может осуществляться
различными, принципиально не зависимыми друг от друга путями.
Главные из них следующие:1. Устранение периодически действующих возмущающих сил
или уменьшение их величины в процессе конструирования двига-Фиг. 26.1. Влияние частоты воз- Фиг. 26.2. Влияние отношения частот
мущающей силы на амплитуду ш[р на величину динамического коэф-
вынужденных колебаний в систе-	4	фициента.ме с несколькими степенями сво¬
боды.2.	Введение на пути распространения возмущающих сил демп¬
фирующих устройств, рассеивающих энергию источника коле¬
баний.3.	Изменение частот собственных колебаний конструкции с
целью выхода из резонансной области.Целесообразность применения того или иного мероприятия рас¬
смотрим на примерах вибраций отдельных частей летательных-
аппаратов.Вибрации тяг управленияОпасные резонансные вибрации жестких тяг управления лета¬
тельным аппаратом могут возникать вследствие совпадения хотя
бы одной из частот возмущающих сил с одной из частот свобод¬
ных колебаний тяг. Эти вибрации обычно осуществляются в виде
изгибных колебаний.На современных летательных аппаратах резонансные колебания
тяг управления, как правило, отсутствуют. Это достигается созда¬
нием значительного расхождения между частотами возмущения на
основных режимах работы двигательной установки и частотами
собственных колебаний тяг. Последние могут быть найдены теоре¬
тически из решения дифференциального уравнения колебательного
движения стержня постоянного сечения. Применительно к тягам,
шарнирно опертым по концам и свободным от осевых сил, это642
решение позволяет получить формулу для частот свободных коле¬
баний (рп):&п /2Л2 7с2(26.1)где п— 1,2I	— Длина тяги;т — погонная масса тяги;EJ — жесткость тяги на изгиб.Как видно из формулы (26.1), частота в значительной мере
зависит от длины тяги.В случае шарнирно-опертых по концам тяг, которые испыты¬
вают действие продольных сил * решение дифференциального
уравнения свободных колебаний даетгде Р — продольное усилие в тяге;Рэ — критическая сила тяги.При растяжении (Р>0), как следует из формулы (26.2), ча¬
стота увеличивается, при сжатии (Р<^0) — уменьшается. В пре¬
дельном случае, когда Р сжатия приближается к Рэ, частота
стремится к нулю.Под влиянием вибраций различные объекты и детали обору¬
дования (автопилоты, гироскопы, автоматы и др.) изнашиваются,
теряют точность и быстро выходят из строя; возникают помехи в
радиоаппаратуре, не срабатывают реле и др.В целях устранения чрезмерных вибраций объектов оборудо¬
вания и рам крепления двигателей смягчают связи путем вклю¬
чения различных упругих амортизирующих устройств. При этом
амортизирующее звено является необходимым составным элемен¬
том конструктивной цепи. Сущность виброзащиты, т. е. введения в
конструкцию амортизаторов, заключается в снижении собственной
частоты колебательной системы. Благодаря этому увеличивается
отношение частот со/p и, как следствие, происходит снижение дина¬
мического коэффициента. В результате уменьшаются амплитуды
вынужденных колебаний. Качество амортизирующего устройства
при прочих равных условиях оценивается малостью величины
динамического коэффициента.Современные конструкции амортизаторов отличаются большим
разнообразием и представляют собой упругие элементы в виде
резины, пластмассы или пружин.*	Различные граничные условия приведены в справочной литературе.(26.2)Вибрации объектов оборудования
и рам крепления двигателей41*643
Типичные конструкции простейшего резинового и пружинного
амортизаторов, предназначенных для крепления различных объ¬
ектов оборудования, показаны на фиг. 26.3 и 26.4. Основным эле¬
ментом равночастотного пружинного амортизатора (см. фиг. 26.4)
является коническая пружина, которая под нагрузкой, действую¬
щей вдоль ее оси, осаживается на плоскость. Чем больше на-Норпус летательногоВтулка для крепления
\^о$оруооданияРезинобая uiau&LVФиг. 26.3. Конструкция простейшего резинового амор¬
тизатора.грузка, тем больше витков пружины осаживается, тем жестче ста¬
новится колеблющаяся система. Таким образом, при изменении
нагрузки частота собственных колебаний вдоль оси пружины прак¬
тически остается постоянной. Поэтому такие амортизаторы и назы¬
ваются равночастотными. Они выгодно отличаются от резиновых
значительной прочностью, устойчивостью к температурным воз¬
действиям и др.	1	тИоборудованияшт1lillКорпус летательного
аппарата/КоническаяпружинаЗУ&1II МяятФиг. 26.4. Пружинный равночастотный амортизатор.Амортизаторы для предотвращений вибраций двигательных рам
обычно представляют собой упругие резиновые элементы в виде
втулок, колец, прокладок, которые ставятся в узлах крепления
двигателя к раме или рамы к конструкции. При этом конструкцию
амортизаторов стремятся осуществить таким образом, чтобы рези¬
новые упругие элементы работали на сдвиг.644
В заключение отметим, что в процессе эксплуатации летатель¬
ного аппарата могут возникнуть резонансные колебания отдельных
частей, ранее не резонировавших. Последнее свидетельствует о
нарушениях тех или иных связей и требует срочного принятия мер.Бафтинг оперенияВыше было отмечено, что бафтингом называются вынужденные
колебания частей летательного аппарата, происходящие за счет
воздействия завихренного потока. В реальных условиях наиболее
часто встречается бафтинг хвостового оперения, который внешне
воспринимается как вздрагивания, носящие более или менее.выра¬
женный периодический характер. Иногда бафтинг оперения со¬
провождается значительными деформациями корпуса. В Советском
Союзе с явлением бафтинга столкнулись в 1931 г. на самолетеФиг. 26. 5. Изменение угла атаки оперения, находящегося в завихреннойобласти.ЦАГИ-7. В результате успешных исследований, проведенных ЦАГИ,
были найдены практические способы предотвращения бафтинга.Физической причиной бафтинга оперения является периодиче¬
ское вихреобразование, которое создается при обтекании перед¬
них частей летательного аппарата. Такой периодический срыв вих¬
рей (вихревая дорожка) может иметь место при обтекании высту¬
пов корпуса, гондол двигателей, а также вследствие неудачного
сопряжения крыла и корпуса между собой. Кроме того, вихревой
след, в которой попадает оперение, может быть вызван образова¬
нием на крыле, корпусе и других впереди лежащих частях скачков
уплотнения. Бафтинг, обусловленный последней причиной, иногда
называют скоростным.У оперения, находящегося в завихренной* области, индуциру¬
ются переменные во времени вертикальные скорости ыВихр
(фиг. 26.5). В результате этого происходит периодическое измене¬
ние угла атаки оперения, а следовательно, возникают периодиче¬
ски меняющиеся аэродинамические силы, которые возбуждают и
поддерживают колебания. Эти колебания (бафтинг) с точки зре¬
ния прочности приобретают опасный для полета характер в случае
совпадения частоты возмущающих аэродинамических сил с часто¬645
тами собственных колебаний оперения или корпуса. При этом ча¬
стота возмущающих аэродинамических сил соответствует частоте
срыва вихрей.Бафтинг можно предотвратить следующими мероприятиями:1.	Устранением причин, создающих неблагоприятное вихреоб-
разование (рациональное сопряжение крыла и корпуса и др.).2.	Выносом оперения из завихренной зоны.3.	Изменением частоты собственных колебаний оперения и
корпуса.Последний путь менее целесообразен, так как связан со зна¬
чительным утяжелением конструкции.Динамическое действие воздушных порывовПорывы ветра вызывают дополнительные внешние нагрузки
летательного аппарата. При вычислении этих нагрузок в боль¬
шинстве случаев принимают, что аппарат является абсолютно
жестким телом. Однако такое допущение не всегда оправдано.
Дело в том, что внешние, быстро прикладываемые нагрузки (в
том числе и порывы ветра), могут при определенных условиях воз¬
будить колебания конструкции. При этом прогибы и напряжения
могут тем больше отличаться от статических, чем меньше время
нарастания воздушного порыва At=L/V (см. фиг. 6. 19) по сравне¬
нию с периодом собственных колебаний конструкции.В случае циклических порывов динамический эффект будет
тем больше, чем ближе соответствуют друг другу частота собствен¬
ных колебаний конструкции и частота порывов. Для реальных кон¬
струкций возможно совпадение этих частот. Тогда амплитуды коле¬
баний довольно быстро достигают установившихся резонансных
значений. Это обстоятельство делает воздушные порывы весьма
опасными ввиду возможности усталостного разрушения кон¬
струкции.Ниже упрощенно рассмотрим вынужденные колебания несущих
поверхностей летательных аппаратов при попадании последних в
зону циклических порывов. При этом будем исходить из следую¬
щих предположений:—	возникают установшиеся резонансные колебания;—	скорость порыва меняется по синусоидальному закону
(фиг. 26. 6)»	u = UosmQt,	(26.3)где £2 — круговая частота циклических порывов.Периодически действующие потоки воздуха вызывают измене¬
ние углов атаки.В случае восходящих потоков углы атаки увеличиваются
(фиг. 26. 7), вследствие чего возникают дополнительные аэродина¬
мические силы qu, изгибающие несущую поверхность вверх. При
действии нисходящих потоков картина будет обратной, т. е. по¬
явятся аэродинамические силы qu, направленные вниз.646
Таким образом, периодически меняющиеся воздушные порывы
вызывают аэродинамические силы qu, возбуждающие колебания
конструкции.В свою очередь, эти изгибные колебания порождают воздушные
потоки, имеющие скорость, равную в данный момент времени ско¬
рости изгибных колебаний df/dt, но направленную противополож-Фиг. 26.6. Характер изменения вертикальной скоро¬
сти воздушного порыва по времени.но. При движении, например, несущей поверхности вниз появляет¬
ся относительная скорость воздуха df/dt, направленная вверх. Сум¬
мируя скорость df/dt со скоростью набегающего потока V, полу¬
чим изменение углов атаки Да/ (см. фиг. 26.7,6), которые при
движении несущей поверхности вниз увеличиваются, а при движе¬
нии вверх уменьшаются. Вследствие этого появляются дополни¬
тельные аэродинамические силы <7/, которые демпфируют (гасят)6)Фиг. 26.7 Изменение углов атаки крыла.а—за счет скорости порывов воздуха и, б—за счет скорости изгибных колеба¬
ний df/dt.изгибные колебания несущей поверхности, так как они всегда на¬
правлены против ее движения.Таким образом, налицо как силы, возбуждающие колебания
конструкции, так и силы, препятствующие им. Очевидно, характер
колебаний будет зависеть от соотношения работ этих сил за один
цикл. В случае установившихся резонансных колебаний, которые647
и рассматриваются в настоящем параграфе, будет иметь место
равенство работ возбуждающих и демпфирующих сил *. Используя
это условие, определим значение максимальных амплитуд, а также
дополнительные перегрузки, вызванные наличием колебательного
процесса.Выразим погонные возбуждающие и демпфирующие силы через
параметры потока:(26.4)гдедЧ=^Аа«~^"7:	(26‘5)
A*y/=^Ae/*^-f f-;	(26-6>&S=b cos х — площадь несущей поверхности единичной длины;Ь — хорда несущей поверхности (вдоль потока);X — угол стреловидности;/—прогиб несущей поверхности.Учитывая выражения (26.3), (26.5) и (26.6), после несложных
преобразований получимЯи=\ CyPb cos х VuQ sin Qt;	(26.7)9f=Yc'ypbco*xVdf-	(26'8)При резонансе круговая частота собственных колебаний несу¬
щей поверхности 0 соответствует частоте циклических импульсов й,
т. е. имеет место равенство £2=0. Кроме того, между возбуждаю¬
щей силой (<7u*s- sin ffl) и вынужденными колебаниями сдвиг фазобычно составляет величину, близкую к —. Последнее означает, что,когда возбуждающая сила максимальна, прогиб конструкции f
должен быть равен нулю. Поэтому прогиб можно представить в
следующем виде:/=¥(z)cos Ы.	(26.9)ТогдаJj-= — 'F (г) 0 sin 0/,	(26.10)где Ч*1 (г) —' функция, характеризующая распределение прогибов
по размаху несущей поверхности.♦	Внутренним трением конструкции и силами, обусловленными деформацией
кручения, пренебрегаем.648
Функция ^(г) соответствует определенной форме изгибных
колебаний. Выразим эту функцию через величину максимального
прогиба fo (фиг. 26.8)«•(zWo'M*).	(26.11)где ^(г) в отличие от 4я (z) является некоторой безразмерной
функцией.Прогиб f0 найдем из условия равенства работ возбуждающих и
демпфирующих сил за цикл. Работа, произведенная за бесконечно
малый промежуток времени, равна силе, умноженной на скоростьточки ее приложения /(£)=— и на время dt. Поэтому {работаdtвозбуждающих сил за цикл будет1 т^возб == J dz J Quf (0 dt%о оа демпфирующихо оУсловие•^возб=-^демп	(26.12)после подстановки (26.7), (26.8), (26.10) и (26.11) даетf 	 «0 0/о— г 7J ОТ-! (г) dz(26.13)$m\(z)dzгдеk=c*b.Аппроксимируя функцию ЧМг) в виде квадратной параболыг \2649
получим для конструкции с постоянными значениями k/0=-1,66-^.	(26.14)Аппроксимируя 4я! (г) в виде прямой*i(*)=-f.получим/0=-1,5^.	(26.15)Аппроксимируя ^1(2) в виде формы первого тона изгибных коле¬
баний крыла постоянного сечения в пустотеW,(2)=^-Jch 1,875-у—cos 1,875 +j-
—	0,734 Jsh 1,875+-sin 1,875 +],	(26.16)получим/0=-1,566^.оИз приведенных расчетов следует, что вид функции ЧМг) мало
влияет на окончательный результат для f0. Поэтому в запас проч¬
ности в дальнейшем будем Yi (z) задавать в виде параболы.После того как функция ^(г) определена, а следовательно
известно выражение (26.9), не составляет труда найти дополни¬
тельные перегрузки Ап, обусловленные колебательным процессом:Д/г=—	(26.17)g dt 2Для несущей поверхности с постоянной хордой вдоль размаха
/ « — 1,66 (-j-J cos 6/,поэтомудя=ьр «о9 (+)2cos	(26.18)Примечание. Кинетический нагрев из-за падения модуля упруго¬
сти Е может привести к уменьшению собственных частот изгиба (0):IJ mWdz
огде т — погонная масса несущей поверхности;
EJ — жесткоать изгиба.650
В результате вероятность возникновения вынужденных коле¬
баний, обусловленных циклическими порывами, возрастает.—	Для несущих поверхностей с переменной хордой сечения
можно при вычислении /о по (26. 13) приближенно функцию
Ч^г) также аппроксимировать в виде квадратной параболы.—	При выводе расчетных формул предполагалось, что колеба¬
ния корпуса отсутствуют. Это не сказывается на качественной
стороне явления, влияя лишь незначительно на количественные
результаты.Пример. Найти максимальную добавочную перегрузку на конце несущей
поверхности (z=l) при попадании последней в зону циклических порывов, если
«0=6 м/сек и число колебаний несущей поверхности в секунду равно 2 (v=
=2 ко л! сек).Решение. Согласно (26.18) при cos 0^=1 и, учитывая, что 0 =2^v,Ап = —= l,66tf02icv^s —1,66-6-2.3,14-2 = 12,5.
g 10§ 2. ДИВЕРГЕНЦИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙПод воздействием аэродинамических сил несущие поверхности
деформируются, т. е. их сечения перемещаются поступательно и
поворачиваются по отношению к набегающему потоку. В резуль¬
тате поворота (деформации кручения) углы атаки изменяются по
сравнению с исходными углами атаки, соответствующими жесткой
конструкции. Благодаря этому происходит изменение аэродина¬
мических сил как по величине, так и по характеру распределения.
Упругость конструкции может содействовать росту моментов аэро¬
динамических сил, которые, в свою очередь, приведут к дальней¬
шему росту деформации и т. д., пока конструкция не достигнет
состояния устойчивого равновесия или разрушения. Поясним это
на примере несущей поверхности, у которой ось жесткости распо¬
ложена позади линий фокусов и центров давлений. В этом случае
подъемная сила создает относительно оси жесткости момент, ко¬
торый закручивает конструкцию в сторону увеличения углов
атаки. Это приводит к дальнейшему росту подъемной силы и, как
следствие, к новому увеличению углов закручивания, т. е. углов
атаки. Такой процесс будет происходить до тех пор, пока аэроди¬
намический момент не уравновесится упругим восстанавливающим
моментом или конструкция не разрушится. Тот или иной исход
указанного процесса будет зависеть от скорости полета и пара¬
метров конструкции.Скорость полета, начиная с которой конструкция стремится
апериодически удалиться от положения равновесия, т. е. закру¬
титься вплоть до разрушения, называется критической скоростью
дивергенции. Само явление статической неустойчивости конструк¬
ции в полете называется дивергенцией. Дивергенция связана с та¬
ким физическим состоянием конструкции, при котором аэродина¬
мические моменты относительно ее оси жесткости растут быстрее651
упругих восстанавливающих моментов. Критическая скорость ди¬
вергенции и соответствует тому случаю, когда приращения этих
моментов становятся равными друг другу.Определим критическую скорость дивергенции применительнок несущей поверхности, геомет¬
рия которой показана на
фиг. 26. 9.На участок поверхности
единичной длины действуют
аэродинамические силы (подъ¬
емная ДУ и сила лобового соп¬
ротивления AQ), приложенные
в фокусе, и момент A Mz0
(фиг. 26. 10). Пренебрегая мо¬
ментами сил AQ относительно
оси жесткости, запишем выра¬
жение для крутящего момента
в произвольном сечении несу-:
щей поверхности:Фиг. 26.9. Закон изменения углов кру¬
чения по длине несущей поверхности
при дивергенции.Мх = J (Д VrD + Шгр) dz,(26.19)где гD—расстояние от фокуса до центра жесткости;ДК=с“ ^a+fcosx —^j-sinx	(26.20)а —первоначальный угол атаки в предположении, что кон¬
струкция недеформируемая;<pcosx — изменение угла атаки поточного сечения за счет де¬
формации кручения (см. фиг. 26. 9);—	sin х—изменение угла атаки поточного сечения за счет дефор-
dzмации изгиба (см. фиг. 11.9);Д5=b cos х — площадь несущей поверхности единичной длины (вдоль
оси жесткости);скоростной напор.В дальнейшем примем, что закон изменения углов кручения
по длине конструкции при дивергенции имеет видnz<p=<p0COS— ,(26.21)где фо — наибольший угол кручения, соответствующий сече¬
нию 2 = 0.652
В соответствии с балочной теорией упругий угол кручения ф2
в произвольном сечении может быть подсчитан по известной фор¬
муле:L<?t=^dz,	(26.22)ггде GJK — жесткость кручения.Интегрируя (26.22) по всей длине конструкции и учитывая(26.19), (26.20) и (26.21), после несложных преобразований по¬лучим выражение для наибольшего упругого угла кручения
(фг=0 = фо) :4 г157:1 b°“s + f> Vs (— ■« sl" *)]Т.='	5;	. (26.23)о оЗнаменатель в формуле (26.23) для некоторого значения скорост-
Р VDного напора Цъ=—^- может обратиться в нуль. Этот случай и со¬
ответствует явлению дивергенции, так как угол упругого закру¬
чивания фо стремится к бесконечности. Принимая
найдем выражение для критическои скорости дивергенциигдеVD=-\f—1—,	(26.25)У kD р cos хL	гkD=cos2 х j cyD cos g- ft* <*z5,	(26.26)0	0Гr — D
Г D~b cos xДля конструкции с постоянными по длине характеристиками
Су у Ъ, rD и GJK формула (26.25) значительно упрощается:Уо=-ТЛ/Г *-Шк- • ’	(26-27)где 5 —I полная площадь несущей поверхности.%Фиг. 26.11. Изменение углов кручения несущей
поверхности с ростом скорости полета.Полученные выражения позволяют выяснить характер роста
углов кручения cpz со скоростью полета. Проследим это на при¬
мере несущей поверхности, когда % = 0. Пренебрегая влиянием
деформации кручения на моменты аэродинамических сил, т. е.,
полагая изменение угла атаки (q>cosx) равным нулю, из (26.23)
получимL	zVox = ‘lf ~ f (CmJ>bS + аг0Д5) dzК	(26.28)о к о654
Поделив (26.23) на (26.28) и учитывая, что на основании (26.24)после несложных преобразований окончательно будем иметьГрафически уравнение (26.29) показано на фиг. 26.11. Оно сви¬
детельствует об интенсивном увеличении упругих углов кручения
с ростом скорости полета. В пределе, когда скорость полета близ¬
ка к критической скорости дивергенции, углы кручения стремятся
к бесконечности.Из рассмотрения формулы (26.27) непосредственно следует,
что критическая скорость дивергенции не зависит от первоначаль¬
ного угла атаки. Величина ее определяется жесткостью конструк¬
ции на кручение (G/K), расстоянием между фокусом и центром
жесткости (rD), высотой (р) и скоростью полета. Последняя
влияет на VD лишь косвенно через параметры с* и rD, величина
которых зависит от сжимаемости воздуха. Обычно с ростом чи¬
сел М фокус перемещается назад, а с* падает*, что приводит
к увеличению VD. В предельном случае, когда фокус и центр жест¬
кости совпадают, дивергенция становится невозможной.Прямая стреловидность способствует увеличению Vd. Это сле¬
дует из формулы (26.27), а также, очевидно, из простых физиче¬
ских соображений. Действительно, при изгибе конструкции с пря¬
мой стреловидностью углы атаки поточных сечений изменяются
в сторону, противоположную их изменению за счет кручения (см.
фиг. 26.9). Иными словами, изгиб обусловливает уменьшение
углов атаки, т. е. аэродинамических сил и их моментов.В общем случае нагрев приводит к уменьшению жесткости
конструкции на кручение (GJK) и, как следствие, к снижению VD-Изменение жесткости кручения при нагреве в основном свя¬
зано с двумя факторами:—	с ухудшением упругих свойств конструкционных мате¬
риалов;—	с наличием температурных напряжений.*	Здесь имеется в виду диапазон чисел М, соответствующий сверхзвуковым
скоростям.1Я D — тгj^jVz>cosir6cos2^2о о11(26.29)Факторы, влияющие на критическую
скорость дивергенцииВлияние кинетического нагрева655
Степень влияния первого фактора определяется характером
уменьшения модуля сдвига G с ростом температуры. Для боль¬
шинства конструкционных материалов это влияние тем больше,
чем выше температура, чем равномернее прогрета конструкция
(фиг. 26. 12).Второй фактор также может привести к существенному сни¬
жению жесткости конструкции. Покажем это на следующем при¬
мере. При быстром разгоне летательного аппарата до больших
чисел М температура вдоль хорды поперечного сечения несущей
поверхности распределяется так, как это показано на фиг. 26.13, а.(th)imdt-oj0,9
0,8
OJ0,60,5o	wo 200 зоо m t°cФиг. 26.12. Изменение жесткости конструкции на кручение
с ростом температуры в зависимости от вида применяемых
материалов.Такой характер распределения объясняется медленным прогревом
массивной центральной части профиля по сравнению с его тонки¬
ми кромками. Более нагретые передняя и задняя кромки профиля
расширяются значительнее, чем его центральная часть. В резуль¬
тате возникают температурные напряжения а*2 (см. фиг. 26. 13,6),
которые вблизи кромок являются сжимающими, а в центральной
части — растягивающими. При действии внешнего крутящего мо¬
мента Мк векторы температурных напряжений Otz поворачиваютсяотносительно срединной плоскости xz на некоторые углы Y = Pjj"{фиг. 26.14). Компоненты Oty этих векторов стремятся дополни¬
тельно закрутить сечение несущей поверхности относительно оси
жесткости. При этом результирующий крутящий момент от темпе¬
ратурных напряженийMK,=j VrfF,	(26.30)Fгде(26-31)656
а)Распределение температур
ддоль хорды сеченияJ°CРаспределение температурнь/х
напряжений <stz ддом хорды
сеченияS)К6'11 "1Гхл-ггггу/юккjРастяжение1 1 ’Фиг. 26.13. Характер изменения
температуры и температурных на¬
пряжений вдоль хорды попереч¬
ного сечения монолитной несущей
поверхности.Фиг. 26.14. Дополнительное закручивание несущей поверхности
за счет температурных напряжений.Компоненты температурных напряжений стремятся дополнительно за¬
крутить сечение несущей поверхности относительно оси жесткости.
дополнительно увеличивает поворот сечения. Таким образом, без:
изменения внешней нагрузки (Af„) деформация конструкции мо¬
жет возрасти, что равносильно уменьшению ее жесткости, опре¬
деляемой параметром (GJK).Внутренний крутящий момент	создаваемый касательны¬ми напряжениями, при наличии момента Мк ( найдется из условия:(26.32)
(26. 33)мкт=мк+мк17гдеМк =GJK—;Кг к dzМк =GJK — жесткость на кручение с учетом лишь изменения моду¬
ля G при нагреве конструкции.Подставляя в (26.32) формулы (26.30) и (26.33), а такжеучитывая (26.31), получим(26.34)Выражение в квадратных скоб¬
ках по своему физическому смыс¬
лу является эффективной жест¬
костью на кручениеhi'GJ9^, — GJk~ §atz Р2dF. (26.35)Фиг. 26.15. Изменение жесткости на
кручение несущей поверхности в про¬
цессе быстрого разгона летательного
аппарата. (Наиболее интенсивное па¬
дение жесткости кручения происхо¬
дит при числах М, соответствующих
максимальному градиенту темпера¬
тур вдоль хорды профиля).Интеграл, входящий в форму¬
лу (26.35), в зависимости от ха¬
рактера распределения темпера¬
турных напряжений может быть
отрицательным, равным нулю или
положительным. Иными словами,
температурные напряжения могут
увеличивать или уменьшать де¬
формацию или вообще не оказы¬
вать на нее никакого влияния. В нашем случае, когда кромки
профиля сжаты (отрицательные температурные напряжения вц)>
этот интеграл принимает положительное значение, в результате
чего эффективная жесткость на кручение уменьшается.Несмотря на ухудшение при нагреве упругих характеристик
материалов, можно в отдельных случаях воспрепятствовать
уменьшению жесткости на кручение. Для этого следует продоль¬
ные элементы вблизи кромок выполнять из материала, имеющего
коэффициент линейного расширения меньше, чем у материала,
из которого изготовлена центральная часть конструкции.Характер потери жесткости на кручение конкретной несущей
поверхности, имеющей сплошное тонкое сечение, в процессе658
быстрого разгона летательного аппарата показан на фиг. 26. 15.
Наиболее интенсивное падение жесткости происходит при чис¬
лах М, соответствующих максимальному градиенту температур
вдоль хорды профиля.В заключение этого
параграфа отметим, что
передняя кромка несущей
поверхности может при
полете с гиперзвуковой
скоростью деформиро¬
ваться, благодаря чему
создаются дополнитель¬
ные благоприятные усло¬
вия возникновения ди¬
вергенции. При наличии угла атаки а0 (фиг. 26. 16) нижняя по¬
верхность конструкции за счет большего притока тепла нагревает¬
ся сильнее, чем верхняя, а следовательно, и больше расширяется.
В результате носок профиля изгибается вверх. Это, в свою оче¬
редь, приводит к дополнительному увеличению угла атаки. Если
при этом скорость полета близка к критической скорости дивер”
генции, то упругие силы конструкции уже не в состоянии будут
противостоять возросшей аэродинамической нагрузке.§ 3. ВЛИЯНИЕ УПРУГОСТИ КОНСТРУКЦИИ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ
ПОВЕРХНОСТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ*Реверс рулевых поверхностейЭффективность элеронов, рулей высоты и направления сущест¬
венно зависят от упругости конструкции. Упругие деформации
приводят к частичной или полной потере эффективности управ¬
ления. Скорость полета, при которой эффект отклонения по¬
верхностей управления полностью пропадает вследствие упругих
деформаций конструкции, называется критической скоростью ре¬
верса.Качественную картину потери эффективности поверхностей
управления поясним на примере. При отклонении руля высоты
вниз (фиг. 26.17) возникает приращение подъемной силы ДУг.о-
Точка приложения этой силы на дозвуковых режимах полета на¬
ходится, как известно,, вблизи передней кромки руля (см.
фиг. 26. 17, б).Вследствие несовпадения центра жесткости стабилизатора с точ¬
кой приложения силы АУг.о создается момент, закручивающий
стабилизатор в сторону уменьшения углов атаки (см.
фиг. 26.17,6). Кроме того, уменьшение углов атаки произойдет
за счет изгиба корпуса вверх. В результате появится дополнитель¬
ная подъемная сила ДУг.о.упр, частично парирующая эффект от¬
клонения руля. При некоторой скорости полета, названной выше
критической скоростью реверса, руль полностью теряет эффектив¬
ность. Если скорость полета превосходит критическую скоростьФиг. 26. 16. Влияние деформации передней
кромки несущей поверхности на возмож¬
ность возникновения дивергенции.42*659
реверса, то действие рулей становится обратным, т. е. наступает
явление реверса.Рассмотрим подробно влияние упругости стреловидного крыла
на эффективность и реверс элеронов, для которых эти явления
наиболее вероятны.При отклонении элерона зниз (правое полукрыло на
фиг. 26.18) происходит увеличение подъемной силы (ДУЭл)-
Вследствие этого правое полукрыло дополнительно деформирует¬
ся, т. е. изгибается вверх и закручивается.Изгиб и кручение обусловливают уменьшение углов атаки
(см. фиг. 26.18,6), что, в свою очередь, приводит к появлениюФиг. 26. 17. Уменьшение угла атаки горизонтального оперения
вследствие упругости корпуса и стабилизатора.а—уменьшение угла атаки за счет изгиба корпуса вверх, б—уменьшение
угла атаки за счет закручивания стабилизатора.подъемной силы ДУуПр, направленной вниз. На левом полукрыле
картина будет обратной. Таким образом, подъемная сила, возник¬
шая за счет деформации конструкции, всегда направлена в сто¬
рону, противоположную подъемной силе, обусловленной отклоне¬
нием элеронов. Это обстоятельство приводит к уменьшению кре¬
нящего момента, создаваемого элеронами, т. е. к снижению их
эффективности.Рассмотрим, как изменяется эффективность элеронов с увели¬
чением скорости полета. Для этого кренящий момент, создавае¬
мый элеронами, представим в видеМ8л=Мж-Мупр,	(26.36)где АГЖ=2/ЭЛДКЭЛ — кренящий момент, возникающий* при отклонении
элеронов в предположении, что крыло является
недеформируемой конструкцией;Л/упр = 2/упрДКупр — кренящий момент при отклонении элеронов за
счет деформации конструкции;АГ9л=^Д«зф5^	(26.37)—	дополнительная подъемная сила, обусловленная
отклонением элерона;660
Да8ф — эффективный угол атаки, зависящий только от
угла отклонения элерона;5 —площадь участка крыла, занятого элероном;ДГупр=^А«упр5-^Г	(26.38)—	дополнительная подъемная сила за счет деформа¬
ции конструкции.С увеличением скорости полета Мупр растет быстрее, чем Мш.
Это объясняется тем, что ДУЭл, а следовательно, и Мт без учета
изменения с* приблизительно пропорциональны квадрату ско¬
рости, в то время как
АУупр, а следовательно и
-Мудр, пропорциональны ско¬
рости в степени выше вто¬
рой, так как ДУупр опреде¬
ляется еще углом Даупр, ко¬
торый, в свою очередь, за¬
висит от силы ДУэл *.На фиг. 26. 19, а дан гра¬
фик изменения кренящих
моментов Мт и Мупр, а на
фиг. 26. 19, б — момента Мэл
в функции скорости полета.Из этих графиков видно,
что эффективность элеронов
по мере приближения к кри¬
тической скорости реверса
резко падает. На скорости,
большей Укр.рев, действие
элеронов будет обратным
(см. фиг. 26. 19,а).Критическую скорость
реверса можно найти из ус¬
ловия равенства нулю кре¬
нящего моментаАГЭЛ = о. (26.39)Условие (26.39) после соответствующих преобразований при¬
водится к выражению, в котором скорость реверса будет зависеть
от величин деформации, определяющих изменение угла атаки
по длине крыла. В дальнейшем эти деформации отыскиваются ме¬
тодом последовательных приближений или другим способом.Рассмотрим приближенный способ оценки величины критиче¬
ской скорости реверса элеронов. С этой целью введем следующие
допущения:*	Приближенно принимается, что дополнительная погонная аэродинамиче¬
ская сила <7эл возникает лишь на той части крыла, где расположен элерон.Фиг. 26.18. Изменение угла атаки
стреловидного крыла вследствие его
изгиба и кручения.661
—	расстояние от продольной оси аппарата до сил АУЭЛ и
Д У упр одно и то же (/Эл=/упр);—	сила ДУэл приложена на пересечении оси вращения и хор¬
ды элерона, проходящей через его средину.Фиг. 26.19. Графики изменения кренящих моментов для
жесткого и упругого крыла в функции скорости полета.Из условия (26.39), учитывая, что /эл = /упр, имеемД^эл = Д Уупр-В результате силы АУЭЛ и ДУуПр приводятся к моменту М
(фиг. 26.20). Раскладывая этот момент на составляющие, по¬
лучимМК=М cos х = АУ9Ла cos х,ЖИ=Ж sin х = А^эла sin X*(26. 40)Используя выражение (26.38), можно записатьДГМ = ДГ,пр= ^кр.рев 4? Д«упр,	(26. 41)гдеДаупр—<pCOSx + “sinX (см. фиг. 26. 18,а). (26.42)dzВыражение (26.42), применяя формулы (11.15) и (11.16), а
также учитывая (26.40), приводится к виду,26.43,гдеG/K — жесткость кручения;
EJ — жесткость изгиба.662
гдеПосле подстановки (26.41) в (26.43) получим
Vу кр.рев у
h*рев =-c?ySa\о	оsin2 х
EJdz).(26. 44)
(26. 45)Фиг. 26. 20. К определению критической
скорости реверса элеронов.Для крыла с постоянными жесткостными характеристиками
(G/K, EJ) по длине формула (26.44) упрощается:^кр.ревf-, (aSl\/cos2 х sin2 х>(26. 46)GJKEJФакторы, влияющие на величину критической
скорости реверса элероновИз формулы (26. 46) видно, что критическая скорость реверса
в основном зависит от тех же факторов, что и скорость диверген¬
ции. Поэтому здесь отметим лишь отдельные особенности:—	скорость реверса' не зависит от угла атаки крыла и от угла
отклонения элеронов;—	скорость реверса возрастает с увеличением длины элеронов.Это непосредственно следует из формулы (26.46), так какс увеличением длины элерона уменьшается 1\,—	с уменьшением расстояния а скорость реверса растет. Одна¬
ко это расстояние с увеличением чисел М меняется не очень суще¬
ственно, так как смещается назад не только фокус, но и точка
приложения силы Д1'эл. Для управляемых стабилизаторов рас¬
стояние а равно нулю, так как приращения аэродинамических сил,663
обусловленные поворотом и деформацией стабилизатора, прило¬
жены в одной и той же точке — фокусе.В результате скорость реверса для управляемых стабилизато¬
ров равна бесконечности;—■ для прямых крыльев (х=0) изгиб не изменяет углов атаки.
Однако при относительной толщине крыла порядка 5% и ниже
жесткость на кручение становится настолько мала, что критиче¬
ская скорость реверса может оказаться ниже максимальной.
Поэтому иногда для обеспечения необходимой поперечной управ-Фиг. 26.21. Конструкция крыла с внешними и внутренними эле¬
ронами.ляемости приходится вообще отказываться от элеронов. В этом слу¬
чае поперечная управляемость осуществляется поворотом половин
стабилизатора в различные стороны или поворотом концов крыла.В заключение отметим, что для околозвуковых аппаратов,
имеющих стреловидное крыло с большим удлинением, расположе¬
ние элеронов на концах крыла не всегда выгодно. Дело в том, что
на больших скоростях дополнительная подъемная сила, которая
возникает при отклонении элеронов, приложена далеко от заделки
крыла. Поэтому последнее значительно деформируется и элероны
становятся мало эффективными. Для того чтобы избежать такого
явления, на некоторых аппаратах элероны выполняются из двух
секций: внешней и внутренней (фиг. 26.21). Внешние элероны
расположены на самом конце крыла. Имея значительное плечо
относительно центра тяжести аппарата, они обеспечивают попе¬
речную управляемость на малых и средних скоростях полета. На
больших скоростях они становятся неэффективными и могут
быть выключены. Поперечная управляемость обеспечивается
внутренними элеронами, расположенными ближе к корпусу664
Дополнительная подъемная сила такого элерона мало деформи¬
рует крыло, так как приложена недалеко от заделки. Поэтому
эффективность внутренних элеронов сильно возрастает с увеличе¬
нием скорости и на больших скоростях обеспечивает необходимую
поперечную управляемость, несмотря на малое плечо до центра
тяжести аппарата.Самопроизвольное кренение аппаратаНа больших скоростях полета может возникать самопроиз¬
вольное кренение аппарата. Причина этого явления заключается
в различных деформациях правой и левой консолей крыла в по¬
лете.В процессе производства невозможно обеспечить одинаковую
жесткость правой и левой половин крыла. Это объясняется тем,
что в производстве существуют определенные допуски для меха¬
нических характеристик и толщин употребляемых материалов.Кроме того, в полете из-за прогиба обшивки будет иметь ме¬
сто искажение профиля, увеличивающееся с возрастанием ско¬
рости. Из-за различных жесткостей обшивки и стрингеров эти
искажения будут неодинаковыми на правой и левой консоли.
Все это приведет к различным углам атаки, а следовательно, и
к разнице в подъемных силах, что, в свою очередь, повлечет за
собой кренение аппарата. Если в первом приближении принять,
что разница углов атаки правой и левой консоли не зависит от
скорости полета, разница подъемных сил консолей А У будет иметь
известную зависимость от скорости:дг=д c,№-s,где Асу — разница коэффициентов подъемной силы полукрыльев
из-за разности углов атаки. Так как АУ пропорциональ¬
на квадрату скорости, то кренение на малых скоростях
будет почти неощутимо, на больших же скоростях оно
может быть весьма значительно.Самопроизвольное кренение аппарата не является опасным,
если элероны достаточно эффективны. Однако, если кренение про¬
исходит на скорости, близкой к скорости реверса элеронов, то
из-за значительного уменьшения эффективности элеронов париро¬
вать крен не удается (либо чрезвычайно затруднительно). Это
явление называется валежкой.При возникновении самопроизвольного кренения в полете сле¬
дует быстро уменьшить скорость.В целях борьбы с кренением на земле можно изменять уста¬
новочный угол консолей. Так, при кренении влево следует увели¬
чить установочный угол левой консоли и на столько же уменьшать
установочный угол правой консоли. Во всех случаях изменения
установочного угла консолей нужно обеспечить неизменный об¬
щий установочный угол атаки всего крыла. Изменять установочный665
угол атаки можно отгибом задних кромок крыла вверх или вниз.
При соответствующей конструкции узлов крепления крыла к кор¬
пусу (наличие эксцентричных втулок) эта задача решается за счет
поворота консолей относительно поперечной оси аппарата.§ 4. ФЛАТТЕРВ первом параграфе рассматривались вынужденные колеба¬
ния, которые были возможны постольку, поскольку существовали
внешние воздействия периодического характера (порывы ветра
и др.). Однако колебания частей летательного аппарата, возник¬
шие благодаря случайному импульсу, могут развиваться и при
отсутствии периодических воздействий извне. Такие колебания
называются самовозбуждающимися шщ автоколебаниями. Энер¬
гия для их поддержания черпается из источника, который сам по
себе не имеет колебательного характера. Наглядным примером
автоколебаний является флаг, полощущийся на ветру, который
дует в одну сторону.Колебания частей конструкции с нарастающей амплитудой,
происходящие за счет энергии набегающего потока, называются
флаттером. Флаттеру могут быть подвержены корпус, несущие
поверхности, отдельные листы обшивки и другие части летатель¬
ного аппарата. С момента возникновения флаттера до разруше¬
ния' конструкции обычно протекает весьма малый промежуток
времени. Поэтому возможность его возникновения должна быть
предотвращена в процессе проектирования конструктивными
мероприятиями. Первые случаи флаттера наблюдались еще в
1914—1918 гг. Однако наиболее остро проблема флаттера возник¬
ла в Советском Союзе в 1932—1936 гг. в связи i резким увеличе¬
нием скоростей летательных аппаратов. Решение этой проблемы
в дальнейшем было связано с широко поставленными теоретиче¬
скими и экспериментальными исследованиями, выполненными со¬
ветскими учеными М. В. Келдышем, В. Н. Беляевым, Е. П. Гросс¬
маном и др.В настоящее время вследствие уменьшения жесткости конст¬
рукции из-за кинетического нагрева проблема флаттера стала осо¬
бо актуальна.Формы флаттера отличаются большим разнообразием. Они
зависят от возможных комбинаций перемещений (деформаций)
конструкции. Так, например, для несущих поверхностей характер¬
ны следующие формы:—	изгибно-крутильный флаттер (поверхность одновременно
изгибается и закручивается);—	изгибно-элеронный флаттер (крыло изгибается и одновре¬
менно отклоняются элероны);—	изгибно-крутильно-рулевой флаттер (корпус изгибается,
одновременно закручивается и отклоняются рули) и др.Каждая форма флаттера возникает на вполне определенной
скорости полета, которая называется критической.666
Ниже рассмотрим физическую картину возникновения изгибно-
крутильного флаттера, который является наиболее типичным, а
также определение его критической скорости.Изгибно-крутильный флаттерПусть под .влиянием какой-либо причины возникли крутильные
колебания несущей поверхности, которые характеризуются перио¬
дическим изменением углов кручения Да?. В реальных условиях
полета такими причинами могут быть: порывы ветра, импульсы от
двигателя и др. В пустоте эти колебания из-за наличия сил внут¬
реннего трения обязательно затухают, но в потоке воздуха они
могут перейти в опасные автоколебания. Действительно, вследст¬
вие деформации кручения появляются дополнительные аэродина¬
мические силы * q9, которые периодически меняют свой знак
вместе с изменением знака угла кручения Да? (фиг. 26.22). Эти
силы вызывают изгибные колебания и называются возбуждаю¬
щими.Дополнительная аэродинамическая сила q? направлена в сто¬
рону перемещения от изгиба, способствуя тем самым усилению
изгибных колебаний.Таким образом, случайная деформация кручения порождает
силы, вызывающие изгибные колебания с нарастающей амплиту¬
дой. Это обстоятельство неминуемо приводило бы к разрушению
любой конструкции, если бы при этом не возникали силы, препят¬
ствующие развитию колебаний. Такими силами являются рассмот¬
ренные в первом параграфе демпфирующие аэродинамические
силы qf, обусловленные скоростью изгибных колебаний df/dt. При
движении несущей поверхности вниз (см. фиг. 26.22) углы атаки
возрастают, а при движении вверх — уменьшаются. За счет этого
и появляются дополнительные аэродинамические силы <7/, всегда
направленные противоположно изгибу.Следовательно, имеются одновременно силы, как способствую¬
щие развитию колебаний (q9), так и препятствующие им (qf).
Окончательное суждение о характере колебаний, очевидно, будет
зависеть от соотношения работ этих сил за один период коле¬
баний.Погонные аэродинамические возбуждающие (q?) и демпфи¬
рующие (qf) силы могут,быть определены по известным зависи¬
мостям:д5>*=by/lT'^ )(26.47)*	При крутильных колебаниях подъемная сила q9 изменяется не только за
счет деформации кручения, но и вследствие угловой скорости крутильных коле¬
баний. Влияние последнего фактора не столь существенно и в дальнейшем им
пренебрегаем.667
-Ма№Скорость потока относительно
крыла при его изгибе бниз~ДССа+ Aol<iit* Ь	„зьСкорость потока относительно
крыла при его изгибе ВВерх*4dtWФиг. 26.22. Изгибно-крутильные колебания крыла в воздушном потоке. (Вследствие деформации кру¬
чения появляются дополнительные аэродинамические силы, способствующие усилению изгибных колеба¬
ний крыла, а вследствие деформации изгиба—дополнительные аэродинамические силы, препятствующие им).
где Д5=& cos х — площадь несущей поверхности единичной длины;
Ь — хорда (по потоку);X —угол стреловидности;Дcy<f=Даус“ = ср cos ус),;	(26. 48)—угол кручения сечения, относительно оси конст¬
рукций (фиг. 26.23).Учитывая (26.6) и (26.48), получимft=<р cos хс°у ДS;	(26. 49)(26-50)Таким образом, возбуждающие силы, пропорциональны квад¬
рату скорости *, а демпфирующие — пропорциональны скорости
в первой степени.Работа возбул
ЮЩИХ сил ~~Работа бемпдшруКНЦиХкда- JЛгI 1
1
1
1/ Ад\111Укр ^Фиг. 26.23. Эпюра углов кручения Фиг. 26. 24. Зависимость работы воз-
сечений стреловидной несущей по-	буждающих и демпфирующих силверхности относительно ее оси.	за один период колебания от скоро¬сти полета.Графики работ этих сил за один цикл колебаний в функции
скорости показаны на фиг. 26. 24. Из рассмотрения этой фигуры
видно, что при некоторой вполне определенной скорости полета,
названной ранее критической, работы возбуждающих и демпфи¬
рующих сил станут равными. В этом случае приток энергии
в систему равен ее расходу и колебания будут- происходить с по¬
стоянной амплитудой. При всякой другой скорости колебания
будут либо затухающими, либо возрастающими. Если V<CVкр, то
работа демпфирующих сил больше работы возбуждающих и коле¬
бания затухают. Если V>Vkр, приток энергии в систему превысит
ее расход и сколь бы мал ни был начальный импульс колебания*	В действительности зависимость сил д9 и д^ от скорости будет иной, так
как Су , в свою очередь, зависит также от скорости полета (числа М).669
будут происходить со все возрастающей амплитудой. Следова¬
тельно, критическая скорость разграничивает диапазон скоростей
полета на две области: область, где система устойчива, т. е. ко¬
лебания, раз начавшись, с течением времени обязательно зату¬
хают, и область, где система неустойчива, т. е. колебания, раз
начавшись, с течением времени обязательно возрастают.Пунктирная прямая на фиг. 26. 24 проведена в предположении,
что гистерезис конструкции и сопротивление среды отсутствуют.
Критическая скорость УКр, соответствующая этому случаю, оче¬
видно, будет меньше VK*p.Отметим две особенности рассмотренного процесса.1.	Все рассуждения велись в предположении, что максимумы
изгиба и кручения не совпадают друг с другом во времени, т. е.
между ними имеется сдвиг фаз, равный я/2. В реальных условиях
сдвиг фаз, зависящий от скорости полета, мало отличается от ука¬
занного.2.	Предполагалось, что несущей поверхности сообщается на¬
чальный импульс в виде кручения. Однако физика явления оста¬
нется прежней, если начальный импульс принять в виде изгиба.Наиболее важной характеристикой флаттера является величи¬
на критической скорости, которая должна быть больше макси¬
мально возможной скорости аппарата при полете в атмосфере.
Определение критической скорости представляет собой исключи¬
тельно сложную задачу. В связи с этим получили распространение
прикладные методы расчета УКр. Суть некоторых* из них заклю¬
чается в том, что в начале задаются функциями, характеризую¬
щими изменение прогибов и углов кручения вдоль системы. Обыч¬
но в качестве этих функций приближенно принимают формы соб¬
ственных изгибно-крутильных колебаний несущей поверхности
в пустоте. Затем, учитывая все силы, действующие на колеблю¬
щуюся поверхность, получают уравнения движения в виде систе¬
мы линейных дифференциальных уравнений. Решение этих урав¬
нений для случая гармонических колебаний дает расчет¬
ные зависимости для вычисления УКр. Однако, несмотря на
прикладной характер, имеющиеся в литературе методы расчета
критической скорости являются трудоемкими и сложными.Ниже рассматривается приближенный способ ** определения
критической скорости, позволяющий получить весьма несложные
расчетные формулы в замкнутом виде. В основе этого способа
лежат следующие допущения:—	несущая поверхность схематизируется в виде консольной
балки;—	все характерные оси являются прямыми линиями (ось ц. ж.,
ось ц. т., линия фокусов) (см. фиг. 26.23);*	Здесь имеются в виду методы расчета, развитые в работах академика
М. В. Келдыша и профессора Е. П. Гроссмана.** При выводе расчетных зависимостей была использована книга С. Н. Кана,
И. А. Свердлова «Расчет самолета на прочность», Оборонгиз, 1958.670
—■ пренебрегается гистерезисом конструкции и сопротивлением
среды, т. е. в запас заведомо находится меньшая величина
критической скорости УКр (см. фиг. 26.24).Как известно, для определения частоты свободных колебаний
или критической силы в динамических задачах или задачах устой¬
чивости иногда пользуются методом сравнения деформации. Сущ¬
ность этого метода заклю¬
чается в следующем. Перво¬
начально задаются дефор¬
мациями по длине системы,
удовлетворяя граничным ус¬
ловиям. Затем определяют¬
ся упругие деформации, ко¬
торые приравниваются к за¬
данным.Для иллюстрации метода
сравнения деформации определим
частоту собственных изгибных ко¬
лебаний стержня, шарнирно опер¬
того в двух точках (фиг. 26.25).Как известно, в процессе свобод¬
ных колебаний системы происхо¬
дит непрерывное преобразование
кинетической энергии в потенци¬
альную и обратно. Если прене¬
бречь гистерезисом, то в каждый момент времени сумма энергий есть величина
постоянная. Это дает право рассматривать колеблющуюся систему в произволь¬
ном положении, которое фиксируется введением инерционных сил согласно прин¬
ципу Даламбера. Прогибы стержня представим в видеФиг. 26.25. К определению частоты соб¬
ственных изгибных колебаний стержня*
шарнирно опертого по концам.где/ = A|i(*)v(0.v (t) = sin bt;Л — постоянный множитель;0 — частота собственных колебаний;
ф(г)—функция, которая характеризует изменение прогибов по длине
стержня.В дальнейшем, удовлетворяя граничным условиям, в качестве функций 6(z)
примем:7С zф (г) = cos — .Теперь не составит труда найти инерционные погонные силы qN:02/'(,N=mdfl ~= ^ 02 т Si" 0/'где т — погонная масса стержня.Изгибающий момент от инерционных сил определится из условия *:d2MМ—Лdzi 4n'qN dz2 = — Am 02 sin 0/(t)2 izZ
COS —*	Постоянные интегрирования равны нулю671
Из уравнения упругой оси найдем прогиб=~^II^2=^i70(^)4sinW cos *f •Выполняя условие /=fynp> окончательно получим известную формулу для
частоты:*28 = Z.2Воспользуемся указанным методом сравнения деформаций для
нахождения критической скорости флаттера. С этой целью рас¬
смотрим момент действия начального импульса, который вызываетЪ cosy.qf а)	б)Фиг. 26. 26. К определению критической скорости изгибно-крутиль-
ного флаттера с учетом веса балансировочных грузов.закручивание несущей поверхности. Функцию, характеризующую
закон распределения углов кручения <р по длине конструкции, за¬
дадим при этом в следующем виде:rJC Z<p=cp0cos—,	(26.51)гдефо — наибольший угол кручения (см. фиг. 26.23).За счет деформации кручения, как было отмечено выше, изме-
няются углы атаки и возникают аэродинамические силы q9. Эти
силы совместно с соответствующими им инерционными силами qN
образуют пары* q9r$ (фиг. 26.26,а). В результате в произволь¬
ном сечении несущей поверхности будет иметь место крутящий
моментмк =ОИз рассмотрения фиг. 26.26 следует, что расстояние Гф между
фокусом и центром тяжести, определяющим образом влияет на
углы крутки ф. С увеличением расстояния Гф углы крутки возра-*	Равенство Q9—QN является приближенным.672
стают, что приводит к уменьшению критической скорости флат¬
тера.При наличии грузов AG, расположенных в несущей поверх¬
ности (z=lTр), следует еще учитывать сосредоточенные моментыР инЗдесь Рин (см. фиг. 26.26, б) является инерционной силой,
определяемой весом балансировочного груза AG и перегруз¬
кой /ггр:^ин AG/trp,гдеqn — погонный вес конструкции несущей поверхности.В результате'’--ftW0' <2б-52)Таким образом, выражение Мк для сечения г>/гр запишется:
Мк = J <7<рГф dz РщА»	(26.53)оУпругие деформации кручения <р* могут быть определены в про¬
извольном сечении по формулеL= Г -^-dz.	(26.54)J GJk?z•) к
гСравним упругие и заданные деформации кручения в сечении
2=0, где они максимальны<Ро=?*-<)•	(26.55)Перепишем условие (26.55), учитывая (26.54) и (26.53)(26-эд0 0	оПосле подстановки (26.49), (26.51) и (26.52) условие (26.56)
приводится к виду?o=f ^ppcosx [j^j^cos^ 4dz~Lo о- f <- Д5 cos ^	a —1	(26.57)J У	2 L Яп	GJK I0	rp	J43 598	673
Из уравнения (26.57) непосредственно следует(26.58)L	гk&= Г — Г сЧ)- cos2 х cos — гА dz —
ф JOJKJ У	Л 2L фо оAG dz а(26.59)о- 'Ф . -Г<^ b cos х ’аДля конструкции с постоянными характеристиками по длине
<7ш Ь, г, GJK, сау , При расположении груза на конце поверхности,
формула (26.58) значительно упрощаетсягде Gu — вес половины несущей поверхности.Пример. Вычислить изменение критической скорости флаттера несуптйй ™
верхности при постановке на ее конце балансировочного груза, если±	2 	Lг ф С/п 21Критическая скорость возросла на 15%.Влияние отдельных параметров на величину критической скорости флаттераВлияние жесткости конструкции. Из Формулы
(26.60) непосредственно следует, что критическая скорость шю
порциональна корню квадратному из жесткости на кручение
(К"(?7к). С увеличением последней при прочих равных парамет
рах углы атаки Ащ, обусловленные деформацией кручения умень
шаются, что приводит к снижению энергии, поступающей от пото
ка в колеблющуюся систему, а следовательно, к увеличению(26.60)Решение.674
критической скорости. Следует иметь в виду, что тенденция раз¬
вития летательных аппаратов связана с уменьшением жесткости
GJK. Это объясняется переходом на тонкие профили и влиянием
кинетического нагрева, которое было рассмотрено в § 2.Жесткость на изгиб также влияет на величину критической
скорости, хотя из формулы (26.60) это и не вытекает. Однако,
как показывают точные исследования *, влияние жесткости изгиба
несущественно.0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 рФиг. 26.27. Влияние высоты полета на величину
критической скорости изгибно-крутильного
флаттера.*Влияние высоты полета. С ростом высоты плотность
воздуха р падает. Это обстоятельство» приводит к увеличению кри¬
тической скорости (фиг. 26.27).Влияние расстояния Гф. С уменьшением расстояния
между фокусом и центром тяжести критическая скорость увели¬
чивается. В предельном случае, когда r<j>=0, критическая скорость
становится бесконечно большой, т. е. флаттер практически исклю¬
чается. Наиболее распространенный способ предотвращения из¬
гибно-крутильного флаттера на эксплуатационных режимах лета¬
тельного аппарата как раз и состоит в воздействии на параметр
Гф путем изменения положения оси центров тяжести сечений кон¬
струкции. Как было отмечено выше, это достигается постановкой
балансировочных грузов в носках концевых сечений несущей по¬
верхности. Грузы—'Это обычно сосредоточенные массы, выполнен-*	См., например, Е. П. Гроссман, Курс вибраций частей самолета, Обо-
ронгиз, 1940.43*675
ные из чугуна или других металлов; крепятся они к конструкции
винтами. Эффект от постановки балансировочных грузов AG на
величину УКр показали на фиг. 26.28. Здесь в качестве примераа пвзят случай, когда—=2.ГфA GДля реальных конструкций —= 0,04-f-0,06. Таким образом,балансировочные грузы, не оказывая сколь-либо существенного
влияния на общий вес летательного аппарата, могут повысить
критическую скорость на 15-^20%.'те ■VS
Ы
V5
V1,05/г9 20,01 0,02 0.03 0,04 О,OS 0,06 А£грФиг. 26.28. Влияние веса балансировочных грузов на
величину критической скорости изгибно-крутиль-
ного флаттера.Влияние сжимаемости воздуха. Критическая ско¬
рость зависит от сжимаемости через параметры с* и Рф. С ростом
чисел М фокус перемещается назад. В связи с этим расстояние
между фокусом и центром тяжести сечения (гф) обычно умень¬
шается, что, как видно из формулы (26.60), благоприятно сказы¬
вается на величине УКр- Влияние сжимаемости через параметр с®
сложнее. Дело в том, что на дозвуковых режимах с ростом ско¬
рости полета с“ увеличивается, а на сверхзвуковых — падает.
В общем случае сжимаемость воздуха при прочих равных усло¬
виях способствует на сверхзвуковом режиме росту критической
скорости флаттера.Влияние формы поверхности в плане. Форма
в плане в значительной мере предопределяет положение осей
центров тяжести и фокусов, а также протекание характеристик с“
в функции числа М и др. В силу этого можно высказать лишь676
некоторые качественные соображения, так как влияние формы
в плане на величину критической скорости весьма сложное.Стреловидность конструкций (х) в соответствии
с формулой (26. 60) приводит при прочих равных условиях к уве¬
личению критической скорости (фиг. 26.29). Фактически VKp от
стреловидности зависит несколько сложнее. Это объясняется не
только влиянием стреловидности на с* и г, как было указано
выше, но и ее влиянием на диапазон между собственными часто¬
тами изгиба и кручения. Поясним последнее обстоятельство.Всякая конструкция имеет вполне определенную собственную
частоту изгибных и крутильных колебаний. Чем ближе эти часто¬
ты находятся друг к другу, тем меньшая
энергия потока требуется для установле¬
ния совместных изгибно-крутильных ко¬
лебаний, соответствующих флаттеру./|/**=1 pz /Ч-* Гcos* /ОOhпотрУ\Г— \ -^ "ч/ /
/ /\0,5W15МФиг. 26.29. Влияние стре- Фиг. 26.30. Влияние формы несущей поверх-
ловидности несущей по- ности в плане на возникновение изгибно-кру-
верхности на величину кри-	тильного флаттера,тической скорости изгиб-
но-крутильного флаттера.С ростом стреловидности частота изгибных колебаний понижается
примерно в У cos3% раз, в то время как частота крутильДых коле¬
баний практически остается без изменений. Последнее означает,
что стреловидность увеличивает диапазон между частотами и, сле¬
довательно, приводит к росту скорости потока, при которой уста¬
навливаются совместные колебания.Сужение несущей поверхности (г\) способствует росту кри¬
тической скорости. В этом смысле наиболее благоприятны тре¬
угольные конструкции, имеющие т] = оо. Физически такое влияние
сужения на УКр объясняется тем, что флаттер вызывается аэро¬
динамическими силами, пропорциональными хордам. Сужение
конструкции с сохранением ее площади и размаха ведет к умень¬
шению хорд, а следовательно, и аэродинамических сил на конце¬
вой части, которая наименее жестка.Преимущество конструкции треугольной формы хорошо иллю¬
стрируется фиг. 26.30, где дано значение потребных жестко¬
стей кручения для предотвращения флаттера несущих поверхно¬677
стей различной формы в плане при одинаковом удлинении и
площади.Влияние скорости. Как было показано выше, скорость
полета влияет на величину УКр посредством ряда факторов (сме¬
щением оси фокусов, изменением жесткости и др.). Качественныйхарактер суммарного влияния
скорости может быть показан
графиком, приведенным на
фиг. 26.31. До М = 0,7 крити-10}7	0,5	0,25	—	I II I II0,4 0,8 1,2 1,6 МФиг. 26. 32. Влияние сжимаемости
воздуха на положение фокуса.ческая скорость остается постоянной. Затем вследствие смещения
фокуса к задней кромке (фиг. 26. 32) резко увеличивается и начи¬
ная с М^2 за счет влияния кинетического нагрева может падать.
Характер последнего участка зависит от материала конструкции,
распределения температур в ней и др.Изгибно-элеронный флаттер крылаПри рассмотрении физической сущности изгибно-крутильного
флаттера предполагалось, что элероны и крыло представляют еди¬
ное целое. В действительности же элероны могут отклоняться
относительно крыла и тем самым при некоторых условиях служить
причиной самовозбуждающихся колебаний. Для выяснения каче¬
ственной картины этого явления введем два предположения:—	крыло является абсолютно жестким на кручение, т. е. мо¬
жет только изгибаться;—	центр тяжести элерона находится позади его оси вращения.При этих допущениях автоколебания характеризуются откло¬
нениями элеронов с одновременным изгибом крыла и носят назва¬
ние изгибно-элеронного флаттера.В зависимости от форм изгибных колебаний различают два
основных вида изгибно-элеронного флаттера.1.	Симметричный, когда элероны вследствие упругости про¬
водки самопроизвольно отклоняются на левом и правом полукры-
ле в одну и ту же сторону (фиг. 26.33).•Мкр флаттФиг. 26.31. Влияние чисел М полета
на запас по флаттеру.678
2.	Антисимметричный, когда элероны за счет люфтов в про¬
водке управления, упругости проводки отклоняются на левом и
правом полукрыле самопроизвольно в разные стороны
(фиг. 26.34).Каждой форме изгибных колебаний крыла соответствует своя
величина критической скорости флаттера.Фиг. 26. 33. Возможные формы изгибных колебаний крыла при симмет¬
ричном изгибно-элеронном флаттере.Рассмотрим причины возникновения изгибно-элеронного флат¬
тера. Для этого допустим, что под действием какого-либо импуль¬
са крыло изогнулось вверх (фиг. 26.35, положение 1). В дальней¬
шем предоставленное самому себе крыло под влиянием сил
упругости начнет ускоренно двигаться к своему положению равно¬
весия А. При этом силы инерции элерона Рин.э, приложенные в его
центре тяжести, создадут шарнирные моментыМ =Р сJViUl ин.э *отклоняющие элероны вверх (положение 2), т. е. в сторону, про¬
тивоположную изгибному движению крыла. После того, как кры¬
ло по инерции пройдет линкю равновесия, элероны начнут воз¬
вращаться в исходное положение, так как ускорение, а следова¬
тельно, инерционный шар¬
нирный момент Мш меняют
направление (положение4).Аналогично рассуждая, не¬
трудно убедиться, что при
движении крыла вверх эле¬
роны займут последователь¬
ные положения, показанные
на фиг. 26.35. Таким обра¬
зом, если центр тяжести
элерона находйтся позади его оси вращения, то в процессе изгио-
ных колебаний элерон самопроизвольно все время будет откло¬
няться в сторону, противоположную движению крыла. В результа¬
те этого возникнут дополнительные аэродинамические силыгде АаЭф — эффективный угол атаки крыла, обусловленный откло¬
нением элерона;AS — площадь крыла единичной длины.Эти силы всегда направлены в сторону, противоположную от¬
клонению элеронов, т. е. вниз — при движении крыла вниз (поло-Фиг. 26.34. Возможная ф^рма изгибных
колебаний крыла при антисимметричном
изгибно-элеронном флаттере.679
инерзггЖА^возб ®
^инер^ Вращения
элерона \инер©’с\' ц.т. элеронаШЫ?АУдемп	^Увозбдк,дк,демп ринерNлу„дкдемл©fav	V	а ^инер^'демп ииеР	С &Yвозеа демп	*^ |	Д^возб Фокус©АУдеИ1Т Г ,. д1возбинерФиг. 26.35. Схема возникновения изгибно-элеронного флаттера крыла,
жения 2, 3f 4) и вверх — при движении крыла вверх (положе¬
ния 6, 7, 8). Следовательно, дополнительные аэродинамические
силы <7р стремятся увеличить амплитуды изгибных колебаний
крыла, т. е. являются возбуждающимися силами. Наряду с ними,,
как и в случае изгибно-крутильного флаттера, имеют место демп¬
фирующие силы ДУДемп=<7/, возникающие за счет 'вертикальней
скорости движения крыла при его изгибе.С увеличением скорости полета возбуждающие силы растут
быстрее демпфирующих и, начиная с некоторой скорости, называе¬
мой критической, возбуждающее воздействие превысит демпфи¬
рующее и возникнут незатухающие колебания со все возрастаю¬
щей амплитудой, т. е. флаттер. Следовательно, характер колебаний
зависит от соотношения работ возбуждающих и демпфирующих
сил за цикл. При скорости полета, большей VKp, работа, совер¬
шаемая возбуждающими силами за один период, превысит работу
демпфирующих сил и изгибные колебания, возникшие под влия¬
нием любого случайного импульса, будут происходить со все на¬
растающей амплитудой, пока крыло не разрушится.Выше в целях упрощения принималось, что элероны в аэроди¬
намическом отношении полностью компенсированы и сдвиг фаз
между максимальным углом отклонения элеронов и амплитудой
изгибных колебаний составляет четверть периода. Такое допуще¬
ние принято лишь для лучшего уяснения физики явления.Фактически отклонение элеронов в процессе изгибных колеба¬
ний крыла будет зависеть не только от величины и направления
Мш, но и от приращения аэродинамических шарнирных моментов
элеронов.Факторы, влияющие на изгибно-элеронный флаттер, и меры его предотвращения1.	Наиболее существенно влияет на величину VKp положение
центра тяжести элерона, т. е. параметр с. Воздействуя на этот
параметр, можно конструктивными мероприятиями предотвратить
изгибно-элеронный флаттер.	fили в виде распределенныхмасс, размещенных вдоль носка элерона (фиг. 26.37), или в виде
вынесенных вперед сосредоточенных масс (фиг. 26.38). В весовом
отношении балансировка сосредоточенными грузами предпочти-Для этого необходимо устра¬
нить шарнирный инерционныйОсь вращенияосуществить постановкой гру¬
зов, обеспечивающих динами-момент Мш. Это легче всего Pmrpjческую балансировку элеронов(фиг. 26.36).есГ рузы обычно выполняютсяФиг. 26.36. Динамическая баланси¬
ровка элерона.681
тельнее, так как они могут быть удалены от оси вращения на зна¬
чительное расстояние.Эффективность сосредоточенного балансирующего груза, оди¬
наково удаленного от оси вращения, существенно зависит от места
его расположения по длине элерона. Это объясняется тем, чтоФиг. 26.37. Конструкция элерона с балансировкой в виде распределенныхгрузов.одиц и тот же груз в этом случае будет испытывать различные
ускорения, а следовательно, развивать различные инерционные
силы, так как амплитуды изгибных колебаний переменны по дли¬
не крыла. Обычно сечения крыла в районе внешнего конца элеро¬
на имеют большие ускорения, поэтому потребный вес груза, уста¬
новленный там, будет меньше.Фиг. 26. 38. Конструкция элерона с балансировкой в виде сосредоточен¬
ного груза.Основные недостатки балансировки сосредоточенными груза¬
ми заключаются в следующем:—	в возможной крутке элеронов;—	в неудобстве размещения грузов в тонком крыле.Следует отметить, что выбор места расположения сосредото¬
ченного груза должен быть произведен весьма осторожно. Дело
в том, что, если местоположение груза совпадает с узлом а изгиб--682
ных колебаний крыла (см. фиг. 26.34), то, несмотря на полную
статическую балансировку элеронов GTpe=Ganc, груз будет не¬
эффективным, так как в этом случае он находится в покое и не
дает инерционных сил.2.	Величина критической скорости флаттера зависит от жест¬
кости крыла на изгиб. Это непосредственно следует из рассмотре¬
ния физической картины его возникновения. Неблагоприятное
влияние на флаттер оказывает кинетический нагрев конструкции
из-за уменьшения жесткости изгиба EJ. Причина этого заключает¬
ся в ухудшении механических свойств материалов (надение мо¬
дуля упругости Е с ростом температур).Флаттер оперенияОперение так же, как и крыло, может быть подвержено само-
возбуждающимся колебаниям типа флаттера. Физическая сущ¬
ность возникновения флаттера оперения аналогична крылу.
Однако при флаттере оперения число возможных комбинаций
упругих деформаций и жестких перемещений значительно больше.Фиг. 26.39. Форма колебаний при изгибно-рулевом флаттере
горизонтального оперения.Здесь к отклонениям рулей и собственным деформациям оперения
добавляется изгиб и кручение корпуса *. Для оценки величины
критической скорости йз всего многообразия возможных форм
флаттера оперения обычно выделяют следующие:1.	Изгибно-рулевой флаттер, сопровождающийся изгибом кор¬
пуса в вертикальной плоскости с одновременным отклонением
руля высоты (фиг. 26.39).2.	Крутильно-рулевой флаттер, когда закручиванию корпуса
сопутствуют асимметричные скручивания руля высоты (фиг. 26.40).♦	В общем случае деформации корпуса также влияют на флаттер крыла,
однако не так существенно, как на флаттер оперения.683
3.	Изгибно-крутильный рулевой флаттер, характеризующийся
изгибными и крутильными колебаниями корпуса с одновременным
отклонением руля поворота.4.	Изгибно-крутильный флаттер, сопровождающийся изгибом
корпуса в вертикальной плоскости с одновременным изгибом и
кручением стабилизатора (фиг. 26.41).Фиг. 26.40. Форма колебаний при крутильно-рулевом флаттере
горизонтального оперения.Первые три формы флаттера обычно предупреждаются весовой
балансировкой рулей, действие которой на возникновение и под¬
держание колебаний такое же, как и у элеронов в крыле. Постанов¬
кой грузов стремятся создать инерционный момент, поворачиваю¬
щий руль в сторону, противоположную той, куда поворачивает егоФиг. 26.41. Форма колебаний при изгибно-крутильном флаттере
горизонтального оперенияинерционный момент от массы конструкции руля. Вес балансиров
подбирается в первом приближении из условия равенства этих
моментов относительно оси вращения руля. В общем случае уско¬
рения вдоль хорды стабилизатора и киля, а также по их размаху684
переменны. Это является следствием изгиба оперения, кручения и
изгиба корпуса. Переменность ускорений требует в ряде случаев
осуществлять статическую перебалансировку рулей, т. е. такого
положения, когда центр тяжести системы руль — балансир нахо¬
дится впереди оси вращения. Поясним целесообразность переба¬
лансировки на примере изгибно-рулевого флаттера горизонталь¬
ного оперения (фиг. 26.42).^ин. эФиг. 26.42. К объяснению целесообразности перебалансировки для предупреж¬
дения изгибно-рулевого флаттера горизонтально оперения (положения 1, 2,
3, 4 и 5 показаны для одной полуволны колебаний).Вследствие изгиба корпуса амплитуды колебаний, а следова¬
тельно, ускдрения вдоль хорды стабилизатора получаются пере¬
менными. В этих условиях одна и та же масса, равноудаленная
по обе стороны от оси вращения руля, создает разные по величине
силы инерции (см. фиг. 26.42, положение 1). В данном случае
балансир расположен впереди оси вращения (в зоне меньших
ускорений). Поэтому, чтобы компенсировать момент от силы инер¬
ции массы конструкции руля, необходимо осуществлять статиче¬
скую перебалансировку рулей. В этом случае инерционные силы
грузов создают момент, отклоняющий руль в ту же сторону, что и
летчик. Последнее обстоятельство нарушает привычные условия
пилотирования. Отрицательное влияние перебалансировки можно
избежать постановкой контрбалансиров непосредственно на ручке
управления.Контрбалансиры создают статический момент, обратный стати¬
ческому моменту балансирующих грузов руля. Этим самым они
устраняют вредный эффект перебалансировки на всех режимах685
полета, так как контрбалансир и балансир практически всегда
испытывают одни и те же перегрузки. В то же время контрбалан¬
сир в колебаниях оперения не участвует.Если позволяют условия аэродинамической и конструктивной
компоновки, балансирующие грузы с точки зрения экономии весаФиг. 26.43. Установка балансира для предупреждения
флаттера вертикального оперения.всегда целесообразно располагать в зонах максимальных ускоре¬
ний, где они будут создавать большие инерционные силы. Напри¬
мер, в случае изгибно-крутильного-рулевого флаттера вертикаль¬
ного оперения грузы стремятся поместить в область наибольших
угловых ускорений (фиг. 26.43).§ 5. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ КОНСТРУКЦИИ ПРИ ДЕЙСТВИИ
ПОВТОРНО-СТАТИЧЕСКИХ НАГРУЗОКЛетательный аппарат в процессе эксплуатации периодически
нагружается различными по величине и времени действия нагруз¬
ками. Максимальные из них, но редко повторяющиеся, учиты¬
ваются при расчете прочности частей аппарата.Однако опыт эксплуатации показал, что и небольшие, но часто
встречающиеся нагрузки существенно влияют на ресурс конструк¬
ции. Их необходимо учитывать при проектировании аппарата и
оценке его долговечности.Практически все нагрузки, действующие на аппарат, носят пе¬
ременный характер. Так, нагрузки при полете в неспокойном
воздухе имеют циклический характер (фиг. 26.44). Величина их
колеблется около среднего значения, соответствующего горизон¬
тальному полету (пэ = 1). Нагрузки при маневрировании имеют
пульсирующий характер (фиг. 26.45). Если частота изменения
нагрузки значительно меньше частоты собственных колебаний
конструкции, то эта нагрузка носит статический характер. В про¬
тивном случае нагрузка является динамической.Периодически повторяющиеся статические нагрузки называют¬
ся повторно-статическими. Повторно-статические нагрузки также686
о течением времени вызывают разрушение отдельных силовых:
элементов. Причины этого здесь те же, что и при явлении уста¬
лости.В месте разрушения первоначально появляется трещина, про¬
никающая в глубь детали. При последующих повторениях нагру¬
жений края трещины то сближаются и нажимают друг на друга,Фиг. 26. 44. Нагрузки при полете в неспокойном
воздухе.то расходятся. Отсюда в изломе появляется гладко притертая
зона. По мере развития трещины рабочее сеченйе все больше
ослабляется и, когда сопротивление нагрузке оставшегося сечения
оказывается недостаточным, наступает разрушение. Решающую
роль в образовании трещины играют концентрации напряжений,
возникающие в местах резкого изменения формы детали (надрезы,
выточки, переходы), повреждения ее поверхности (царапи¬
ны, риски), нарушения сплошности материала (отверстия,
включения, трещины). Примеры концентрации напряжений
показаны на фиг. 26.46 и 26.47. Высокие местные напряженияФиг. 26.45. Нагрузки при маневрировании. Нагрузки
при маневрировании имеют пульсирующий характер.обычно и являются источником появления трещин усталости. Они
вызывают местные необратимые пластические деформации.
Для развития этих деформаций требуется время. Поэтому при
медленно меняющихся (повторно-статических) нагрузках энергия
пластических деформаций больше. Этим объясняется то, что
с уменьшением частоты колебаний нагрузки диаграмма выносли¬
вости (фиг. 26.48), показывающая зависимость разрушающего
напряжения от числа циклов *, идет ниже. Помимо этого, диа-*	Под циклом понимают изменение величины нагрузки (напряжений! от
одной крайней величины до другой и обратно.687
р'Аб11IEФиг. 26.46. Концентрация на¬
пряжений в местах резкого
изменения формы детали.Фиг. 26. 47. Кон¬
центрация напря¬
жений в районе
отверстий.Фиг. 26.49. Зависимость диаграммы выносливости
от типа материала. Высокопрочные материалы
обычно разрушаются при меньшем числе циклов.
грамма выносливости зависит от типа материала, его обработки,
характера цикла (симметричный, асимметричный). Обычно вы-
сокопрочные материалы с повышенной термической обработкой
разрушаются быстрее (фиг. 26.49). Характер цикла определяется
величиной отношения среднего напряжения„ 	 °шах + ominк пределу прочности:ъ 	л.т —ЧС увеличением km диаграмма выносливости йдет более полого.На диаграмме выносли¬
вости отмечен предел вынос¬
ливости — напряжение, при
котором образец может вы¬
держать любое число циклов
(практически N>107). Ес¬
тественно, что чем круче
идет зависимостьараза-)Фиг. 26.50. Зависимость изменения на¬
пряжения во времени.k=-^=f(N),тем меньше предел вынос¬
ливости. Величина его также
сильно падает при ярко вы¬
раженных концентрациях
напряжений.	рПомимо указанных выше
факторов, на диаграмму вы¬
носливости существенное
влияние оказывают размеры
и формы детали и порядок
чередования циклов. Извест¬
но, например, из опытов, что кратковременные пики перенапряже¬
ний того же знака, что и длительно действующее переменное на¬
пряжение (фиг. 26. 50, а) повышают предел выносливости. И, на¬
оборот, пульсации противоположного знака (см. фиг. 26.50,6) сни¬
жают его. Опыты показывают также, что, как правило, предел
выносливости для крупной детали ниже, чем для образца. Объяс¬
няется это тем, что в крупной детали больше всякого рода струк¬
турных неоднородностей, выточек, включений, царапин и т. д., даю¬
щих местные концентрации напряжений. В связи с этим при изуче¬
нии работы конструкции на повторно-статические нагрузки необхо¬
димо стремиться к тому, чтобы диаграммы выносливости на образ¬
цах снимались с учетом концентраций напряжений у обследуемых
деталей. Там, где это возможно, целесообразно непосредственно
определять выносливость (число циклов до разрушения) отдельных44 598689
агрегатов конструкции, нагружая их тем же спектром нагрузок,
что имеют место в эксплуатации.В последние годы за рубежом возросло число катастроф, глав¬
ным образом, с транспортными самолетами (например, катастро¬
фы с английским самолетом «Комета»), вызванных разрушением
от действия повторно-статических нагрузок. Это заставило обра¬
тить серьезное внимание на исследование работы конструкции
при повторных нагрузках. Так, для всех транспортных самолетов
с герметическими пассажирскими кабинами стали обязательными
испытания на периодически действующее избыточное внутреннее
давление. Ведутся они в специальных бассейнах, наполненных во¬
дой, с тем, чтобы при потере герметичности не наступило мгновен¬
ное взрывное разрушение. Цель этих испытаний — выявление наи¬
более слабых мест в конструкции с точки зрения выносливости и
установление ее ресурса — срока службы. Предпринимаются
также испытания самолетов в целом на действие повторно-стати¬
ческих нагрузок. При этом обычно используются установки для
статических испытаний, систему нагружения которых приспосаб¬
ливают для избранной программы повторных нагрузок.Основным мероприятием по повышению долговечности* авиа¬
ционных конструкций является недопущение при проектировании
и эксплуатации местных концентраций напряжений. Это требует,
в частности, защиты поверхности частей аппарата от всякого рода
царапин, надрезов и т. п.*	Порядок расчета долговечности летательных аппаратов изложен в
главе XXVII.
Глава XXVIIДОЛГОВЕЧНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВПри создании нового летательного аппарата необходимо зара¬
нее с той или иной степенью точности оценить возможный срок
его службы (долговечность) и учитывать этот срок при разработ¬
ке конструкции. Оценка долговечности еще при проектировании
позволяет выбрать рациональные конструктивную и силовую схе¬
мы аппарата, материал, размеры сечений отдельных элемен¬
тов и т. д.Все это в конечном счете позволит достигнуть требуемой эффек¬
тивности использования аппарата при минимальных затратах как
на его производство, так и эксплуатацию.Исключительно важно знание долговечности летательного
аппарата и его частей для инженеров-эксплуатационников, так
как оно позволяет полностью использовать его ресурс. Оценку
долговечности необходимо производить с учетом возможных по¬
терь, что позволяет планировать количество как действующих, так
и резервных летательных аппаратов, а следовательно, и их произ¬
водство.Естественно, что наиболее достоверно долговечность аппарата
может быть установлена лишь в результате испытаний и эксплуа¬
тации нескольких его образцов.В настоящей главе излагается метод оценки долговечности ле¬
тательных аппаратов с учетом основных факторов, определяющих
срок их службы. Поскольку параметры летательного аппарата,
определяющие его долговечность, в процессе эксплуатации лета¬
тельного аппарата изменяются, отклоняясь от некоторых средних
значений, причем их изменения носят случайный характер, в осно¬
ву излагаемого далее метода положена теория вероятности *. Эта
теория позволяет на основе различных факторов установить ве¬
роятность того или иного срока службы.*	Предполагается, что читатель знаком с основами теории вероя^тности. При
необходимости рекомендуется вспомнить основы теории вероятностей по одному
из специальных курсов, например, Е. С. Вентцель, «Теория вероятностей», Госу¬
дарственное издательство физико-математической литературы, 1958.44*691
§ 1. ВЕРОЯТНОСТНЫЙ МЕТОД ОЦЕНКИ ДОЛГОВЕЧНОСТИПод сроком службы тсл будем понимать время летной эксплуа¬
тации аппарата, т. е. суммарное время нахождения его в воздухе
с момента создания до момента исключения из парка вследствие
непригодности к полетам. При таком определении долговечности
не учитывается время эксплуатации аппарата на земле (хране¬
ние, работа отдельных агрегатов при периодических проверках
и т. д.), хотя характер ее существенно влияет на долговечность
аппарата. Однако время наземной эксплуатации может быть
учтено при рассмотрении ресурса агрегатов и анализе их отказов.Непригодность аппарата к полетам может наступить в резуль¬
тате:а)	отказов в полете отдельных агрегатов и систем из-за недо¬
статочной их надежности;б)	усталостных повреждений конструкции от повторно-статиче¬
ских нагрузок;в)	возникновения больших деформаций или разрушений конст¬
рукции в результате ползучести материала;г)	несоблюдения нормальных условий эксплуатации, установ¬
ленных при проектировании аппарата, или других причин, практи¬
чески не связанных с его конструкцией.Последний пункт включает повреждения конструкции из-за не¬
достаточной квалификации обслуживающего персонала и нару¬
шения правил эксплуатации.В приведенном перечне не учитываются разрушения от дина¬
мических нагрузок (резонансные колебания, самовозбуждающиеся
колебания и т. д.). Предполагается, что необходимые меры против
такого вида разрушений приняты в процессе проектирования.
Если же вследствие дефектов производства такие разрушения
имеют место, то они относятся к причинам, указанным в п. «а».
Предполагается также, что для таких агрегатов аппарата, как
двигатель, отдельные мАанизмы и приборы оборудования, уста¬
новлен ресурс (в результате заводских испытаний), по истечении
которого они заменяются новыми. В связи с этим условием исклю¬
чаются случаи выхода из строя летательного аппарата из-за пре¬
вышения ресурса отдельных агрегатов, подлежащих периодиче¬
ской замене. Наконец, не учитывается влияние на срок службы
аппарата морального его износа, т. е. устаревания в результате
прогресса авиационной техники.Введем следующие обозначения:Рт — вероятность того, что аппарат не выйдет из строя в те¬
чение времени эксплуатации т;Рх— вероятность противоположного события, т. е. выхода из
строя аппарата в течение времени т;Рэ, Рнад, Люв, Рполз — соответственно вероятности выхода из
строя аппарата в течение времени т — из-за потерь в эксплуата¬
ции, отказов отдельных агрегатов, действия повторно-статических
нагрузок и явления ползучести материала. Эти же величины без692
черты означают вероятности невыхода из строя по указанным
причинам в течение срока т.События, оценивающиеся вероятностями Рэ, Рнад, PnQB и Рдолз»
можно считать независимыми друг от друга. Благодаря этому
вероятность Рт может быть выра¬
жена через эти составляющие по
теореме умножения, т. е.Л = ЯэЯнадЯповЯполз (27.1)илиЯХ=Я9ЯЭ„ (27.2)где^=ЯнадЯповРполз (27.3)может рассматриваться как услов¬
ная (при отсутствии эксплуатацион¬
ных потерь) вероятность сохранения
летательного аппарата в течение
срока т.Формула (27.1) дает возможность построить зависимость
Р* =/(т) Для различных значений Рэ (фиг. 27. 1). С помощью гра¬
фика фиг. 27. 1 можно, задаваясь долговечностью тсл, найти ее
вероятность или, наоборот, приняв допустимую вероятность полу¬
чения некоторого срока службы, установить величину последнего.Величина Рэ выделена в качеству самостоятельного параметра,
так как она мало зависит от конструкции аппарата.Например, для аппаратов одноразового применения при
т>т0ц (ton — время одной операции, в которой был применен
аппарат) вероятность Р*>т0п =0, так как при любых значениях
Рнад, Рпов И Рполз величина Рэ = 0. Естественно в этом случае стрем¬
ление к тому, чтобы вероятность Рнад, Рпов, Рполз ИМеЛИ ВОЗМОЖНО
большее значение (очень близкое к единице) при т<топ и стреми¬
лись к нулю при,т>т0П. Последнее обстоятельство приводит, как
правило, к удешевлению аппарата.По точкам пересечения кривых Рт =/(т) с осью абсцисс, либо
из уравнения Рт = 1 можно установить предельный срок службы
летательного аппарата, Уравнение Рт = 1 означает, что вероят¬
ность выхода аппарата из строя является достоверным событием,
т. е. равна единице.Для построения графика фиг. 27. 1 необходимо выявить зави¬
симость отдельных составляющих вероятности от срока службы.
Порядок расчета этих зависимостей рассматривается в следующих
параграфах.Поскольку величина Рэ трудно подается предварительному
учету и практически мало влияет на выбор конструктивных реше¬
ний, можно вначале принять Рэ=1.Фиг. 27. 1. Зависимость вероят¬
ности Pz от срока службы т. (Па¬
раметром зависимости является
Рэ, учитывающая вероятность по¬
вреждений в процессе эксплуа-693
В дальнейшем значение Рэ может быть уточнено на основе обоб¬
щения опыта эксплуатации исследуемых аппаратов.§ 2. НАДЕЖНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АПЯАРАТАНадежность летательного аппарата определяется безотказ^
ностью работы его частей в течение срока службы. Она является
важной характеристикой аппарата, ибо дает возможность оценить
степень безопасности полета и вероятность выполнения поставлен¬
ной задачи.Отказы в работе частей аппарата могут явиться следствием*:—• несоответствия отдельных сечений действующим нагрузкам;—	отклонения от технических требований в процессе произ¬
водства;—	несоответствия реальных и заданных при проектировании
условий эксплуатации.Перечисленные причины отказов в основном объясняются отли¬
чием реальных условий работы конструкции от принимаемых в
расчете.Так, летательный аппарат рассчитывается на действие нагру¬
зок, определяющихся на основе «норм прочности», которые бази¬
руются на опыте расчета существующих летательных аппаратов.
Однако у нового аппарата возможны такие условия полета, при
которых возникнут нагрузки (температура), существенно отлича¬
ющиеся от расчетных. Эти отклонения нагрузок не всегда удается
предвидеть в процессе проектирования. Введение коэффициентов
безопасности не дает полной гарантии в достаточной прочности и
жесткости конструкции.Механические свойства применяемых материалов также колеб¬
лются около некоторых средних значений. К тому же в материале
детали могут оказаться структурные дефекты, не замеченные в
процессе производства.При изготовлении деталей точность их обработки колеблется в
пределах допусков, а качество во многом зависит от квалифика¬
ции и добросовестности людей, занятых на производстве, а также
технической оснащенности предприятия.Следовательно, в процессе проектирования, трудно учесть все
возможные условия эксплуатации аппарата.Таким образом, надежность летательного аппарата зависит от
большого числа возможных отклонений от расчетных условий.
Поскольку эти отклонения носят случайный характер и не подда¬
ются предварительному учету, то надежность работы аппарата
может оцениваться методами теории вероятности, как вероятность
того, что ни один элемент его не выйдет из строя в течение срока
службы.*	Отказы, связанные с действием повторно-статических нагрузок или явле¬
нием ползучести, здесь не учитываются. Их влияние на долговечность рассмат¬
ривается в последующих параграфах. Не принимаются во внимание также
отказы, являющиеся следствием недостаточной квалификации обслуживающего
персонала или несоблюдения ими правил эксплуатации.694
Надежность работы летательного аппарата зависит от совер¬
шенства его конструкции (прежде всего от сложности, т. е. коли¬
чества составных элементов), качества изготовления и условий
эксплуатации. Для некоторого срока т она может определяться
по формулеЛ,ад=ЯЯнаД|,	(27.4)iгде РНад i — вероятность надежной работы /-го элемента в течение
©того времени.Для упрощения расчетов по формуле (27.4) можно анализиро¬
вать работу групп элементов, составляющих тот или иной агрегат.
Тогда вероятность РНад*- будет от¬
носиться к /-му агрегату. Зависи¬
мость ее от т можно найти для
каждого агрегата на основе статис¬
тики, которая должна включать:а)	число элементов агрегата, по
которым проводится анализ его
надежности;б)	число элементов, вышедших
из строя спустя Ть т2, Тз тя ча¬
сов работы.На основе этих данных можно
найти зависимость Рнад i от т и да¬
лееРнаД< = 1~/5надг =?(*')•Поскольку Рнад i <1, ТО ИЗ
(27.4) следует, что чем большее
число элементов входит в конструк¬
цию аппарата и его оборудования,
тем меньше будет вероятАэсть
Рнад. Современные летательные
аппараты имеют очень сложное
оборудование, состоящее из боль¬
шого^ числа элементов. Например,
американская ракета «Атлас» имеет примерно 300 000 деталей.
Чтобы получить более или менее приемлемое значение Рнад, необ¬
ходимо добиваться безотказной работы этих элементов. На
фиг. 27. 2 показана зависимость Рнад от числа элементов и вероят¬
ности их надежной работы РнаД/ Как видно из графика, даже при
высокой надежности работы отдельных элементов (Рнад / >0,99)
значение Рпад быстро падает с ростом числа элементов.Особенно важно добиваться высокой надежности агрегатов
обычно сложной системы автоматического управления беспилот¬
ных летательных аппаратов, если она не дублируется другимиЯмаФиг. 27.2. Зависимость вероят¬
ности Рнад аппарата от числа
элементов, входящих в его кон¬
струкцию и вероятности Рн адг-
каждого из них. (С ростом числа
элементов снижается вероятность
надежной работы конструкции.)695
системами. По подсчетам иностранной печати, для успешного запу¬
ска 10 тяжелых ракет вероятность надежной работы любой детали
должна составлять 0,9999996, т. е. допускается поломка только
4 деталей из 10 миллионов. Такой высокой степени надежности
очень трудно добиться. Не случайно ряд запусков баллистических
ракет в США окончился полной или частичной неудачей. Успеш¬
ный запуск спутников, межконтинентальных и космических ракет
в СССР свидетельствуют о больших успехах советских ученых,
инженеров и рабочих в деле повышения надежности работы агре¬
гатов и систем беспилотных аппаратов.Дублирование (резервирование) наиболее важных систем рез¬
ко повышает вероятность надежной работы комплекса в целом.
В этом можно убедиться на следующем примере.Пример. Вероятности надежной работы каждой из дублирующих друг
друга систем равны РНадt=0,7. Какова вероятность надежной работы двух и
трех систем в комплексе.Решение. Найдем вероятность одновременного выхода из строя двух си-
стем — Р :Pil\= (1 - Рпщ)2 = (1 - 0,7)2 = 0,09.Соответственно для трех систем<1 - Рнадг)3 = -°>7)3 = 0-027.Вероятность надежной работы комплекса определится как вероятность про¬
тивоположного события:/^д = 1-^=1-.0,09 = 0,91,= 1 - РЦ\ = 1 -0,027 = 0,973.Из примера видно, что даже при сравнительно невысокой ве¬
роятности надежной работы отдельных систем их дублирование
позволяет добиться практически безотказной работы комплекса.
Поэтому оно широко применяется на летательных аппаратах, осо¬
бенно в аэронавигационном оборудовании пассажирских самоле¬
тов. Однако следует учесть, что дублирование приводит к увели¬
чению веса конструкции и ее стоимости. Наконец, необходимо'пом¬
нить, что надежность работы летательного аппарата резко сни¬
жается при неправильной его эксплуатации.Оценка вероятности надежной работы летательного аппарата
должна опираться на богатый статистический материал. В ряде слу¬
чаев он может быть получен выделением лидирующей группы ап¬
паратов, ресурс которых вырабатывается раньше, чем у других,
поступающих на эксплуатацию. С целью получения данных по
надежности беспилотных аппаратов целесообразны длительные
наземные испытания отдельных агрегатов в условиях, близких к
полетным.696
§ 3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕРОЯТНОСТИ НЕРАЗРУШЕНИЯ АППАРАТА Рпов
ОТ ДЕЙСТВИЯ ПОВТОРНО-СТАТИЧЕСКИХ НАГРУЗОКРазрушению от действия повторно-статических нагрузок могут
подвергаться детали планера и некоторые механизмы летательных
аппаратов. Наметим путь расчета Япов=/(т). При этом будем
исходить из следующего:1.	В каждом агрегате планера и механизме, подверженных
разрушению от повторно-статических нагрузок, имеется наиболее
тяжело нагруженная деталь, которая раньше других получает по¬
вреждение. Эти детали в первом приближении могут быть выявле¬
ны путем статических испытаний.2.	Имеются диаграммы зависимости аразу от числа циклов N
при действии повторно-статических нагрузок для материалов, из
которых изготовлены детали (см. фиг. 26.49). Диаграммы полу¬
чаются опытным путем и в них должны быть учтены характер цик¬
ла нагружения (его асимметрия), возможные концентрации на¬
пряжений в деталях, их форма и размеры. Ввиду разброса опыт¬
ных данных производится их вероятностная обработка.Деталь разрушается тогда, когда в какой-то момент времени
напряжения в ней превзойдут аразу.3.	Напряженное состояние детали определяется перегрузкой пу
в центре тяжести аппаратаа = Ф(пу).	(27.5)Это допущение, в основном, справедливо для частей каркасной
группы при действии статических нагрузок. Напряжения в некото¬
рых элементах конструкции могут рассматриваться как функции
других параметров (например, избыточного давления для гермети¬
ческих кабин).4.	Имеются функции распределения перегрузок F(ny) и опреде¬
лено общее число циклов нагружения в единицу времени. Они мо¬
гут быть выявлены в результату обработки статистических данных,
полученных по записям акселерографов, устанавливаемых на лета¬
тельных аппаратах. Так, по кривой ny=f(т) (фиг. 27.3) можно
установить число перегрузок в единицу времени, меньших пУу
Пу 2 Яшах. Относя эти числа к общему числу циклов за то же
время, можно получить вероятности типаР (пу < пп),что дает возможность построить функцию распределения *. Вид ее
показан на фиг. 27.4.Вероятность Рпов можно определить двумя методами.*	Иногда ее называют интегральным законом распределения.
45 598697
Первый метод заключается в определении вероятности
разрушения /-той детали Люв* как вероятности появления в ней
напряжений сг, попадающих в интервалЛевая граница этого интервала зависит от числа циклов нагру¬
жения и характеристик выносливости детали. Правая граница
^зависит только от материала детали и температуры испытаний.Фиг. 27.3. Кривая зависимости перегрузок пу от времени т.(Кривая позволяет построить функцию распределения перегру¬
зок.)Указанная вероятность равна вероятности попадания перегруз¬
ки пу в интервалn(Jl <«У<«тах.У раз у *границы которого определяются с помощью (27.5).Фиг. 27. 4. Характер зависимости F (пу)
от перегрузки птах.ТогдаЛ,.., = F К») - F (*%. , )= 1 -F (<U , )• <27' 6>В (27.6) учтено, что F(nmа*)=1, так как все перегрузки меньше^тах*698
Необходимо вероятность, определяемую формулой (27.6),
выразить как функцию времени. Это легко сделать с помощью
известной функции распределения (см. фиг. 27.4) и диаграммы
выносливости (см. фиг. 26.49). Задаваясь рядом значений числа
циклов N, можно по диаграмме выносливости определить соответ¬
ствующие им значения	и по формуле (27.5)—величины
n,V\ . Это, в свою очередь, позволяет найти по формуле (27.6)
значения -Рпов/ в зависимости от N. Далее, зная число циклов N\,
различных перегрузок в единицу времени, можно получить иско¬
мую зависимостьНаконец, по теореме умножения для вероятностей независимых
событий, оцениваемых значениями Рпов/, можно получить зависи¬
мостьВторой метод расчета Рпов базируется на широко приме¬
няемой для определения предельной долговечности, но не вполне
достоверной гипотезе «суммирования повреждений». По этой
гипотезе считается, что разрушение некоторого элемента конструк¬
ции наступает тогда,1когда к нему подведена в необратимой форме
определенная величина энергии деформации Лр.Условие разрушения в результате нагружения j различными
циклами получает видгде a,j — энергия, подведенная в необратимой форме за один цикл.При нагружении одним видом циклической нагрузки до разру¬
шения, происходящего при NjV циклов(27.7)гдеNN,Получив выражение (27.7), легко найти вероятность:(27.8)Р =ПР =ЧЧт)* ПОВ V ПОВ^ V /•(27. 9)(27.10)/Отсюда
Подставив значение aj в (28. 14), получимN}Nj= 1.	(27.11)рПо данным экспериментов,V» Ni= а,	(27.12)^ » А/ J ~*Nj ргде а — опытный коэффициент, изменяющийся в широких преде¬
лах; для конструкционных сталей а=0,5^-3.Применим гипотезу суммирования повреждений в более общей
интегральной форме, используя понятие плотности вероятности,
определяемой по известной функции распределения перегрузок
F{ny):f(„ л_ар(пу)/("у)“ dny •Для каждого значения перегрузки пу можно с помощью (27.5)
и диаграммы выносливости установить число циклов Ni(nv) до
разрушения. С другой стороны, число циклов перегрузки пу за вре¬
мя т равно Nf (пу) =tN\f (пу). Тогда вероятность разрушения г'-той
детали от повторно-статических нагрузок при перегрузке пу равна'Klin,)Полагая, что повреждения при различных перегрузках несов¬
местимы (гипотеза суммирования повреждений), можно записатьлшах г, vJ ш** <27ЛЗ)Лсргде лСр— средняя перегрузка.Дальнейший расчет Риов не отличается от ранее изложенного.
Необходимо иметь в виду, что экспериментальные данные, по
которым строятся диаграммы выносливости, имеют большой раз¬
брос. В связи с этим, иногда для повышения надежности расчета
вводят поправочные коэффициенты, снижающие величину РПовИли
непосредственно срок службы. С помощью формул (27.7) или
(27. 13) можно найти предельную долговечность детали по повтор¬
но-статическим нагрузкам, полагаяР =1'пОВ/ АвАналогично этому можно определить x£jp) и всего летательного
аппарата.700
§ 4. ЗАВИСИМОСТЬ ВЕРОЯТНОСТИ ЯПолэ НЕВЫХОДА ИЗ СТРОЯ АППА¬
РАТА В РЕЗУЛЬТАТЕ ПОЛЗУЧЕСТИ МАТЕРИАЛА ОТ СРОКА СЛУЖБЫЯвление ползучести в основном проявляется на агрегатах пла¬
нера, подверженных аэродинамическому нагреву, и деталях дв'и-
гателя.Выход из строя агрегата или летательного аппарата в целом в
результате ползучести материала означает достижение каким-либо
элементом (как правило, наиболее нагруженным) деформаций
(относительных е или прогиба v при продольно-поперечном изгибе),
больших, чем допустимые.Трудность расчета таких деформаций связана с тем, что нагруз¬
ки (а иногда и температуры) сильно меняются в течение полета.
После его завершения (для аппаратов многоразового применения)
снимаются и нагрузки, и температуры, что может вызвать обрат¬
ную ползучесть. Имеются и другие трудности: отсутствие опреде-’
ленной аналитической зависимости между напряжением, деформа¬
цией, температурой и временем, сильный разброс точек на экспе¬
риментальных диаграммах ползучести, нелинейная связь между
деформациями и напряжениями и т. д. Естественно, что эти труд¬
ности распространяются и на расчет вероятности Рполз-Расчет Рполз проведем на основе следующих допущений:1)	в каждом агрегате планера существует наиболее тяжело
нагруженная деталь, по которой можно определить срок службы
(по ползучести) для всего агрегата;2)	деформации ползучести накапливаются, т. е. обратная пол¬
зучесть не учитывается.Последнее допущение может привести к завышению величины
деформаций ползучести и уменьшению расчетного срока службы.
Следовательно, оно обеспечивает большую надежность расчета.Исходными данными для расчета Рполз являются:1)	характеристики напряженного состояния наиболее нагружен¬
ных деталей в течение полета;2)	диаграммы изменения температур на их поверхности за тот
же период;3)	механические свойства материала деталей и характеристики
сопротивляемости ползучести (диаграммы простого последействия,
допустимые деформации или критическое время работы).Вначале рассмотрим расчет Рполз при постоянной температуре
нагрева в течение полета. Если она меняется, то можно взять сред¬
нее ее значение. Оно может быть определено, как математическое
ожидание температуры, полученное с помощью известных функций
распределения F(T) или плотности вероятности f(T).Допустим, известно критическое время работы детали при по¬
стоянном напряжении (перегрузке)	соответствующее допу¬
стимой деформации (е или v). Из времени т деталь будет работать
при перегрузке пуГf(tly).701
Тогда вероятность выхода из строя детали
пу будет равна:при перегрузке(27.14)Далее положим, что события, оценивающиеся вероятностями ,несовместны, т. ё. выход из строя детали может произойти только
при одной определенной перегрузке. Это равносильно предположению
о независимости значений деформаций ползучести, получаемых при
различных перегрузках. Иногда его называют гипотезой суммирова¬
ния деформаций ползучести.В результате суммарная вероятность выхода из строя детали при
различных перегрузках может быть записанаНижний предел интеграла в (28.19) берется равным нулю, так
как не учитывается обратная ползучесть. Соответственно, вероят¬
ность невыхода из строя i-той детали вследствие ползучестиЕсли известно критическое время работы детали при каждом
значении перегрузки пу и температуры Т, можно определить Рполз
без осреднения температур. Для этого необходимо по известному
закону распределения температур найти плотность вероятности
f(T). Поскольку перегрузки и температура могут в первом прибли¬
жении считаться независимыми величинами, то плотность вероят¬
ности получения перегрузки пу и температуры Т может быть вы¬
ражена через f(ny) и f(T):о кр,-(27.15)о КР/а всего аппарата702f{ny,T)=f{ny)f{T).
По аналогии с (27. 14)р("У’Т)—xf(nsT)	j-чП0л31 _Т (ЛуГ)	и)ткр/и_	ЛтахГтах	,И«.j	I !-ф£г*п’лт- (27Л8)о о кр<	о о кр*Дальнейший расчет Люлз аналогичен ранее рассмотренному.Положив РПолз/ =1, можно по (27.18) определить предельный
срок службы детали	по ползучести:^р)=—т			•	(27.19)max тах f (ny)f(T)■ any а1(ПуТ)О О	кр*Подобную формулу можно получить, используя (27. 15). Нако¬
нец, равенство РПолз=1 дает возможность определить всегоаппарата.Интегралы, входящие в формулы (27. 15) и (27. 18) или (27. 19),
могут определяться графоаналитически.Итак, имея некоторые исходные данные, можно рассчитать
отдельные составляющие полной вероятности Рт той или иной
долговечности летательного аппарата. Кроме того, приведенные в
настоящей главе формулы позволяют выявить зависимость долго¬
вечности конструкции от различных параметров. Так как расчетыведутся ^а основе ряда допущений, то в дальнейшем они дол¬
жны сопоставляться со статистическими данными, получаемыми в
результате эксплуатации или отдельных испытаний.
ЛИТЕРАТУРА1.	Александров А. Я., Брюккер Л. Э., Кур шин Л. М., Пру¬
саков А. П., Расчет трехслойных панелей, Оборонгиз, 1960.2.	Александров А. Я., Бородин М. Я-, Павлов В. В., Конструкции
с заполнителями из пенопластов, Оборонгиз, 1962.3.	Астахов М. Ф., Караваев А. В., Макаров С. Я., Суздаль-
ц е в Я. Я., Справочная книга по расчету самолета на прочность, Оборонгиз,1954.4.	Б а р р е р М., ЖомотА., Фрейс де Вебеке Б., Ванденкерк-
х о в е Ж., Движение ракет, ИЛ, 1959.5.	Б р а т у х и н И. П., Проектирование и конструкции вертолетов, Оборон¬
гиз, 1955.6.	Бондарюк М. И., Ильяшенко С. М., Прямоточные воздушно-реак¬
тивные двигатели, Оборонгиз, 1958.7.	Бонни Е. А., Цукров М. Д., Бессерер К. У., Аэродинамика. Тео¬
рия реактивных двигателей,. Конструкция и практика проектирования, Воен-
издат, 1959.8.	Б и с п л и н г о ф ф Р. Л., Эшли X., Халфмэн Р. Л., Аэроупругость,
ИЛ, 1958.9.	Бургесс Э., Управляемое реактивное оружие, ИЛ, 1958.10.	Б а ш т а Т. М., Самолетные гидравлические приводы и агрегаты, Обо¬
ронгиз, 1951.И. Башта Т. М., Гидравлические следящие приводы, Машгиз, 1960.12.	Васильев Г. С., Лысенко Н. М., Микиртумов Э. Б., Аэроди¬
намические особенности реактивных самолетов истребителей, Воениздат, 1956.13.	Виноградов Р. И., Минаев А. В., Краткий очерк развития само¬
летов в СССР, Воениздат, 1956.14.	Влияние высоких температур на авиационные конструкции, сб. статей,
Оборонгиз, 1961.15.	Гроссман Е. П., Курс вибрации частей самолета, Оборонгиз, 1940.16.	Грин В. и Кросс Р., Реактивные самолеты мира, ИЛ, 1957.17.	Гэтленд К. У., Развитие управляемых снарядов, ИЛ, 1956.18.	Джерард Дж., Вероятностный срок службы самолета до разруше¬
ния конструкции в условиях нагрева при полете на больших скоростях. Техни¬
ческий перевод, № 8929, 1956.19.	Д м и т р и е в В. П., Некоторые вопросы теории автоматического управ¬
ления самолетом, Воениздат, 1957.20.	Ж о в и н с к и й Н. Е., «Тепловой барьер» при сверхзвуковых скоростях
полета, Воениздат, 1959.21.	Жаропрочные сплавы в условиях полетов со сверхзвуковыми скоростя¬
ми, Сб. статей, Металлургиздат, 1962.22.	3 о н ш а й н С. И., Аэродинамика и конструкция самолета, Оборонгиз,1955.23.	Исследование оптимальных режимов движения ракет, Сборник перево¬
дов иностранных статей, Оборонгиз, 1960.24.	К а н С. Н., Свердлов И. А., Расчет самолета на прочность, Оборон¬
гиз, 1940.25.	К а н С. Н., Свердлов И. А., Расчет самолета на прочность, Оборон¬
гиз, 1958.704
26.	К а н С. Н., П а н о в к о Я. Г., Элементы строительной механики тонко¬
стенных конструкций, Оборонгиз, 1952.27.	Киселев С. П., Аэродинамика ракет, Воениздат, 1962.28.	Крассов И. М., Гидравлические усилители, Госэнергоиздат, 1959.29.	К ю х е м а н Д. и В е б е р И., Аэродинамика авиационных двигателей,
ИЛ, 1956.30.	Краснов Н. Ф., Аэродинамика тел вращения, Оборонгиз, 1958.31.	Лей В., Ракеты и полеты в космос, Воениздат, 1961.32.	Локк А. С., Управление снарядами, Физматгиз, 1958.33.	Мартынов А. И., Экспериментальная аэродинамика, Оборонгиз, 1958.34.	М о р з Ф. М., К и м б е л л Д. Е., Методы исследования операций,.
Издательство «Советское радио», 1956.35.	Мюллер Ф., Телеуправление, ИЛ, 1957.36.	Мелан Э. и Парку с, Термоупругие напряжения, вызываемые ста¬
ционарными температурными полями, Физматгиз, 1958.37.	Нестеренко Г. Н., Соболев А. И., С у ш к о в Ю. Н., Применение
атомных двигателей в авиации, Воениздат, 1957.38.	О с т о с л а в с к и й И. В., Аэродинамика самолета, Оборонгиз, 1957.39.	О с т о с л а в с к и й И. В., Калачев Г. С., Продольная устойчивость
и управляемость самолета, Оборонгиз, 1951.40.	Основы автоматического регулирования под ред. Солодовникова В. В.г
т. I и II, Машгиз, 1954—1959.41.	Пономарев С. Д., Бидерман В. Л., Лихарев К. К., М а ку¬
ши н Б. М., Малинин Н. Н., Феодосьев В. И., Расчеты на прочность
в машиностроении, т. I, II, III. Машгиз, 1956—1959.42.	Победоносцев Ю. А., Искусственный спутник Земли, издательство
«Знание», 1957.43.	П а н о в к о Я. Г Основы прикладной теории упругих колебаний, Маш¬
гиз, 1957.44.	П р а г е р В., Проблемы теории пластичности, Физматгиз, 1958.45.	Ружицкий Е. И., Безаэродромная авиация, Оборонгиз, 1959.46.	Сахаров Г. И., Андреевский, Букреев В. 3., Нагрев тел при-
движении с большими сверхзвуковыми скоростями, Оборонгиз, 1961.47.	С е р е н с е н С. В., Несущая способность и расчеты деталей машин,
Машгиз, 1954.48.	С т е ч к и н Б. С. и др., Теория реактивных двигателей, Оборонгиз,
1958.49.	С м и р я г и н П., Промышленные цветные металлы и сплавы, Метал-
лургиздат, 1956.50.	Справочник по свойствам сталей, применяемых в котлотурбостроении,
Машгиз, 1958.51.	Сверхзвуковые самолеты. Сборник переводов под ред. Н. И. Листвина,
ИЛ, 1958.52.	Т и м о ш е н к о С. П., Колебания в инженерном деле, Физматгиз, 1959.58. Freudethal A., Physical and Statistical Aspects of Cumulative De-mage; в сб. Colloquium on Fatigue, Stockholm, May 25—27, 1955, Proc.54.	Ф ы н Я. Ц., Введение в теорию аэроупругости, Физматгиз, 1959.55.	Хилтон У. Ф., Аэродинамика больших скоростей, ИЛ, 1955.56.	Ч е р н ы й Г. Г., Теория газа с большой сверхзвуковой скоростью, Физ¬
матгиз, 1959.57.	Ш у л ь ж е н к о М. Н., Мостовой А. С., Курс конструкций самоле¬
тов, Оборонгиз, 1956.58.	Эккерт, Инженерные методы расчета ламинарного и турбулентного'
теплообмена и трения при обтекании поверхностей с постоянным давлением и
температурой потоком газа большой скорости. «Вопросы ракетной техники»,.
1957, № 4.59.	Эскин И. И., Самолетные-шасси с носовым колесом, Оборонгиз, 1947.60.	Феодосьев В. И., С и н я р е в Г. Б., Введение в ракетную технику,.
Оборонгиз, 1960.70S
ОГЛАВЛЕНИЕСтр.Предисловие	3Введение	5Глава I. Критерии эффективности летательных аппаратов и основныетребования к их конструкции.	7§ 1. Критерий эффективности и основные требования, предъявляе¬
мые к конструкции летательных аппаратов	7
§ 2. Основные этапы развития летательных аппаратов	19
§ 3. Классификация летательных аппаратов	35Глава II. Внешние формы крылатых летательных аппаратов	41§ 1. Аэродинамические схемы летательных аппаратов	41§ 2. Внешние формы летательных аппаратов	46§ 3. Внешние формы гиперзвуковых летательных аппаратов .	62§ 4. Двигательные установки	70Глава III. Баллистические ракеты	85§ 1. Схемы и внешние формы баллистических ракет	85
§ 2. Траектории полета и основные параметры баллистическихракет	94§ 3. Некоторые особенности планирующих ракет (ракетопланов)	107Глава IV. Вертикально-взлетающие самолеты	114§ 1. Основные схемы ....	114§ 2. Некоторые проблемы и пути их решения	117§ 3. Особенности компоновки, конструкции и эксплуатации	121Глава V. Вертолеты	124§ 1. Подъемная сила вертолета	128
§ 2. Уравновешивание реактивного крутящего момента винта иосновные схемы вертолетов	130
§ 3. Устранение опрокидывающих моментов на горизонтальных ре¬
жимах полета . . . . .	134
§ 4. Сообщение поступательной скорости и управление вертолетом	137Глава VI. Внешние нагрузки, действующие на летательный аппарат	142§ 1. Нагрузки в полете	142§ 2. Коэффициент перегрузки . .	145§ 3. Перегрузки в различных случаях полета	154706
Стр.§ 4. Нормы прочности и жесткости 		160§ 5. Ограничение скорости полета по условиям прочности	164§ 6. Испытания летательных аппаратов на прочность	167Глава VII. Нагрузки на крыло	171§ 1. Распределенные и сосредоточенные силы	171§ 2. Поперечные силы и моменты крыла	178Глава VIII. Элементы конструкции крыла и их несущая способность	182§ 1. Лонжероны	185§ 2. Стрингеры	192§ 3. Обшивка	196§ 4. Нервюры	203Глава IX. Конструктивные схемы крыльев	210§ 1. Конструкции крыльев .	211§ 2. Конструкции корневых частей крыльев . .	226§ 3. Конструкции разъемов и вырезов в крыльях	241Глава X. Расчет крыла на прочность	249§ 1. Нормальные напряжения	250§ 2. Касательные напряжения .... ...	255
§ 3. Нормальные и касательные напряжения с учетом коничностикрыла . . .	258§ 4. Деформации крыла ....... 			261§ 5. Особенности расчета на прочность лопасти несущего винта вер¬
толета	263Глава XI. Расчет на прочность стреловидных и треугольных крыльев	268§ 1. Расчет на прочность стреловидных крыльев		268§ 2. Изменение углов атаки в результате деформаций стреловид¬
ного крыла . . 		276§ 3. Расчет на прочность треугольных крыльев	277Глава XII. Конструкция оперения и элеронов	286§ 1. Нагрузки на оперение . . .	287§ 2. Расчет оперения на прочность	292§ 3. Конструкция оперения ....	296§ 4. Конструкция управляемого стабилизатора	299'§ 5. Конструкция элеронов	302Глава XIII. Механизация крыла	307§ 1. Основные виды механизации крыла		307§ 2. Конструкция органов механизации крыла и действующие наних нагрузки 		310§ 3. Расчет на прочность органов механизации крыла	314Г лава XIV. Нагрузки на корпус летательного аппарата	318§ 1. Внешние нагрузки на корпус .... . .	318§ 2. Эпюры изгибающих моментов поперечных и осевых сил	328Глава XV. Конструкция и прочность корпуса	332§ 1. Конструкции элементов корпуса . .	333§ 2. Конструктивные и силовые схемы корпусов	337707
Стр►§ 3. Определение напряжений в элементах корпуса		340§ 4. Расчет на прочность корпуса на участке выреза и вблизи него	347
§ 5. Расчет шпангоутов . ...	361
§ 6. Расчет на прочность усиленных шпангоутов с учетом их упру¬
гости ... 		368§ 7. Уточненный расчет корпуса на изгиб в районе центроплана	374Глава XVI. Герметические отсеки корпуса и методы их расчета на проч¬
ность	387§ 1. Герметические кабины .	387§ 2. Расчет на прочность топливных отсеков корпуса	400Г лава XVII. Работа конструкции в условиях высоких температур	407§ 1. Источники нагрева конструкции летательного аппарата	408
§ 2. Температурные напряжения	415
§ 3. Влияние ползучести материала на работу конструкции	425
§ 4. Мероприятия, устраняющие вредное влияние нагрева конст¬
рукции	434Г лава XVIII. Конструкция шасси	445§ 1. Основные конструкции взлетно-посадочных устройств летатель¬
ных аппаратов . .	446
§ 2. Классификация шасси	451
§ 3. Компоновка шасси на самолете	453
§ 4. Амортизация шасси	461Глава XIX. Колеса шасси	465§ 1. Конструкция колес и работа пневматиков	465
§ 2. Методика подбора колес к самолету	469
§ 3. Тормозные устройства шасси .	470
§ 4. Мероприятия по борьбе с разрушением пневматиков в процес¬
се эксплуатации самолета	474Г лава XX. Амортизаторы шасси	478§ 1. Виды амортизаторов .	478
§ 2. Конструкция и принцип действия жидкостно-газовых аморти¬
заторов . , с	479
§ 3. Основные параметры амортизатора	488
§ 4. Расчет жидкостно-газового амортизатора	491
§ 5. Особенности работы амортизатора в случае его неправильнойзарядки ....			495§ 6. Особенности конструкции и расчета жидкостных амортизаторов	500Глава XXI. Конструктивные и силовые схемы шасси	507§ 1. Внешние нагрузки на шасси	507§ 2. Конструктивные и силовые схемы шасси	509§ 3. Расчет шасси на прочность	521§ 4. Схемы механизма уборки шасси	529Глава XXII. Системы управления летательного аппарата	533§ 1. Принципы и структурные схемы управления .	533
§ 2. Механические связи (проводка управления) между элементамисистемы управления .	541§ 3. Исполнительные механизмы	545708
Стр.Глава XXIII. Гидравлические сервоприводы	558§ 1. Гидравлические усилители ... 		558§ 2. Радиальные силы в золотнике. Облитерация. Гидродинамиче¬
ское защемление золотника . . „ .	565
§ 3. Осевая гидродинамическая сила в золотнике ....	571
| 4. Конструкция элементов гидравлического сервомеханизма	573
§ 5. Динамика сервопривода .	577
§ 6. Загрузочные механизмы . . .	581
§ 7. Пневматические сервомеханизмы .	582Глава XXIV. Пневматические и гидравлические энергосистемы	583§ 1. Основные элементы и типы бортовых энергосистем	583§ 2. Центральная часть гидросистем	586§ 3. Центральная часть пневмосистем		597§ 4. Устройство и принцип действия редуктора давления . . .	598
§ 5. Способы включения в гидросистему различных агрегатов (по¬
требителей) . 		601§ 6. Схемы присоединения агрегатов к пневмосистеме	614Глава XXV. Узлы конструкции летательного аппарата	621§ 1. Расчет на прочность элементов неразъемного соединения .	621§ 2. Расчет на прочность элементов разъемных соединений	625§ 3. Примеры расчета на прочность типичных узлов конструкции	626§ 4. О расчете заклепочных и болтовых соединений на сдвиг	635Глава XXVI. Аэроупругость, вынужденные колебания и статическая вы¬
носливость конструкции	640§ 1. Вынужденные колебания частей летательного аппарата	640§ 2. Дивергенция несущих поверхностей		651§ 3. Влияние упругости конструкции на эффективность поверхностейуправления	659§ 4. Флаттер 		666§ 5. Особенности работы конструкции при действии повторно-стати¬
ческих нагрузок .	686Глава XXVII. Долговечность летательных аппаратов	691§ 1. Вероятностный метод оценки долговечности	692§ 2. Надежность летательного аппарата		694§ 3. Определение вероятности неразрушения аппарата Рпов от дей¬
ствия повторно-статических нагрузок	697
§ 4. Зависимость вероятности Рполз невыхода из строя аппаратав результате ползучести материала от срока службы	701Литература	704
Владимир Леонидович Вельский, Иван Петрович Власов, Валентин Николаевич
Зайцев, Савелий Нахимович Кан, Владимир Павлович Карножицкий,
Вениамин Маркович Коц, Давид Евсеевич ЛиповскийКОНСТРУКЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВРедактор А. И. Соколов	Техн. ред. Г. М. КузьминГ90484.	Подписано в печать 30/1II 1963 г.	Учетно-изд. л. 41,44.Формат бумаги 60X92Vi6=22,25 бум. л.— 44,5 печ. л.Цена 2 р. 27 к.	Тираж 6.200 экз.	Заказ 598/1788Типография Оборонгиза
Замеченные опечаткиСтр.СтрокаНапечатаноДолжно быть51Подпись под
фиг. 2.11для различных крыльев
профилядля различных крыльев
одинакового профиля2436 снизу, подпись
под фигуройФиг. 9.42. Конструкции
контурного разъема
крыла, осуществляе¬
мого при помощи
стыковочных профилей.•Фиг. 9.44. Конструкция
узла, осуществляющего
силовую увязку стыковоч¬
ного профиля с обшивкой
и стрингерами.27514 снизуМ (фиг. 11.8, б); ММ (фиг. 11.8, б); Мг'Заказ 598/1788