Текст
Н.А.Фомин
1961 г e
Н. А. ФОМИН
«Г—
<255-оу&,
Т?6
КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛА
СОВРЕМЕННОГО САМОЛЕТА
ОПЕЧАТКИ
Стр. Строка Напечатано Должно быть ilo чьей вине
30 надпись под фиг. 40 Сх. не в зависимости сЛ1- в зависимости тнп.
40 11 снизу с -
139 I7S примечание, 3-я строка снизу 2 сверху 1=0,65(2,8/4-3,1) 20—25% b о “ 0,65(2,9 /4 -3-1) 10—15% авт.
2 1 . nn’rf?
184 19 снизу G, ——/rt Gi 4 тнп.
G2 1г -~7= Y 4 ]/2 G2 2nn2d{ Zj r - Y 4 /2
И. А. Фо ми к, Крылья самолетов.
ОБОРОНГИЗ НКАП
ГЛАВНАЯ РЕДАКЦИЯ АВИАЦИОННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Москва 1946
<9
В книге рассматриваются вопросы аэродинамики и конст-
рукции современного крыла. Наибольшее внимание уделено
конструкции свободнонесущих крыльев, наиболее часто
применяемых в современном самолетостроении. Дана клас-
сификация этих крыльев и рассмотрены конструкции от-
дельных частей и узлов. В книге уделяется также виимаине
вопросам, связанным с проектированием и компоновкой
крыла.
Книга рассчитана на инженеров-конструкторов и студен-
тов авиационных институтов.
Редактор Теуш В. Л. Техн, редактор Зудакин И. М.
А23831 Подп. к печати 1/XII 1945 г. Тираж 5000. Печ. л. 11,25
Учетио-изд. л. 11,75. Тип. зн. в печ. л. 41000. Цена 12 руб. Зак. 515/1041.
Типография Оборонгиза.
ПРЕДИСЛОВИЕ
В книге рассматриваются вопросы, связанные с конструкцией
крыльев современного самолета. То, что не характерно для совре-
менного крыла, затрагивается постольку, поскольку представляет
исторический интерес или важно для более полного понимания
вопроса. Крыло современного самолета является весьма сложным
строительным сооружением, в котором высокие аэродинамические
качества должны сочетаться с прочностью, с возможно меньшим
весом конструкции и максимальным использованием объемов для
размещения баков, вооружения, шасси и т. п. Очевидно, что все-
стороннее освещение вопроса потребовало бы значительно боль-
шего объема книги, но автор, не претендуя на полноту изложения,
имел целью только познакомить читателя с современным состоя-
нием наиболее важных проблем, которые приходится решать кон-
структору крыла самолета.
ВВЕДЕНИЕ
Краткий исторический очерк
За тридцать с лишним лет существования авиации конструк-
ция самолета и особенно основной его части — крыла — подверг-
лась в процессе совершенствования значительным изменениям. Из
«летающей этажерки» с паутиной расчалок из рояльной проволоки
Фиг. 1. Самолет братьев Райт.
самолет превратился в обтекаемую машину с современным меха-
низированным свободнонесущим крылом.
В развитии конструкции самолетов можно отметить три основ-
ные периода.
Первый период — с момента появления первого, сравнительно
удачного, .аэроплана братьев Райт (фиг. 1) вплоть до войны
1914 г.
Второй период—-с начала войны, приблизительно до 1932 г.
Третий, современный период — с 1932 г. до наших дней.
В первый период конструирование аэропланов велось на основе
примитивной аэродинамики того времени; нагрузка на единицу
несущей поверхности составляла 11—20 кг/л«2, максимальная ско-
рость полета не превышала 75 км/час *, и в соответствии с этим
* В 1910 г. на состязании на кубок Гордон-Веинета была достигнута ре-
кордная скорость 108 км/час. В 1911 г. на моноплане Депердюссена Ведрин
получил 160 км/час при мощности мотора 140 л. с. (дневник 2-го Всероссий-
ского воздухоплавательного съезда 1912 г-).
4
еред конструкторами не стояли сложные задачи строительной
МеХКпнстоУКТоры аэропланов, являвшиеся обычно одновременно
стопами» т. е. пилотами, стремились по существу к реше-
" одной только задачи — получить аппарат, способный более
НИ Zuef устойчиво летать. Многое из физической картины по-
ИЛИя было еще неясно авиаторам. Так, в 1910 г. на одном из мо-
„пянов Блерио в воздухе сложились крылья, при этом они сло-
"°™сь вниз/как бы от действия нагрузки сверху. В результате
катастрофы погиб пилот Шавез. Ясно было что па обратные рас-
чалки в полете иногда действуют нагрузки большие, чем нагрузки
Фиг. 2. Моноплан Л. Блерио (1909 г.).
от веса крыльев, и затяжки, учитывавшиеся конструкторами. Об-
ратные расчалки на монопланах Блерио были после этого усилены,
но еще многое нуждалось в исследовании.
Крылья в то время конструировались по монопланным расча-
лочным и по многопланным (преимущественно бипланной) схемам.
Характерные расчалочные монопланы того периода — Блерио
(фиг. 2) и Депердюссен (фиг. 3). Интересна шпренгельная си-
стема моноплана Левассера «Антуанетт» (фиг. 4). Наиболее удач-
ные бипланные конструкции—аэропланы Фарман (фиг. 5) и Вуа-
зен. Среди многочисленных систем часто встречались курьезы; та-
ков. например, аэроплан Жиродана (фиг. 6).
Конструкция каркаса крыла была тогда крайне проста и обыч-
но состояла из двух деревянных лонжеронов, нервюр и стрингеров
для распора нервюр в поперечном направлении. Таков, например,
каркас крыла у моноплана Блерио XI (фиг. 7). Специально профи-
лированные стрингеры образуют переднюю и заднюю кромки кры-
ла (ребро атаки и ребро схода).
В крыле биплана Райт передний лонжерон образует переднюю
кромку, а в задней кромке стрингер отсутствует и заменен шну-
ром.
5
с
Фиг. 4. Моноплан „Антуанетт" (1909 г.).
Фиг. 5. Биплан Фармана (1911—1913 гг.).
Фиг. 6. Аэроплан Жиродана (1908—1909 гг.).
7
Крылья обшивались хлопчатобумажной прорезиненной или ла-
кированной тканью, либо шелком.
Второй период развития конструкции самолета характеризуется
тем, что конструирование самолетов выходит постепенно на путь,
определяемый развивающейся аэродинамикой и накопившимся
конструкторским опытом. Ничем не оправдываемая фантазия и
рассуждения, основанные на сомнительных положениях, уступают
место расчету и соображениям, вытекающим из законов аэроди-
намики и строительной механики. Конструкторы прилагают нема-
лые усилия особенно после начала войны 1914 г. для повышения
Фиг. 7. Конструкция крыла моноплана Блерио (1909 г.).
потолка и скорости, которая к 1931 г. достигает уже 350—
380 км/час при удельной нагрузке на площадь крыла 100 кг/л2.
За годы первой мировой войны была разработана бипланная
схема самолета с тянущим винтом, которая стала классической
для всего периода и успешно применялась до самого последнего
времени (фиг. 8 и 9). Многопланные конструкции не получают
большого распространения, и лишь незначительное количество
самолетов во время н вскоре после войны 1914 г. было осуще-
ствлено по трипланной схеме.
В первые годы этого периода монопланы строились реже, чем
бипланы; немногочисленные построенные в то время монопланы
имели крылья с расчалками, например, Моран—Сольнье (фиг. 10).
В 1914 г. появился парасольный моноплан Юнкерса со свободно-
несущим крылом. Важно отметить, что крыло этого моноплана
было цельнометаллическим с гладкой обшивкой и рабогающим
гофром (фиг. 11). Приблизительно с 1926 г. монопланы получают
все большее распространение, но чаще всего это подкосные или
расчалочные монопланы (фиг. 12). Свободнонесушие крылья,
вследствие их недостаточной изученности, применяются в этот пе-
риод сравнительно редко. Только отдельные конструкторы — Юн-
кере (фиг. 13), Фоккер, Рорбах, Туполев (фиг. 14)—.последова-
тельно придерживаются свободнонесущих схем, строя крылья боль-
шей частью цельнометаллическими.
8
Фиг. 8. Биплан Спад (1916—1917 гг.).
Фиг. 9. Биплан Ньюпор (1915—1917 гг.).
Фиг. 10. Расчалочный моноплан Моран—Сольнье (1915—1917 гг.).
9
I
Фиг. 11. Первое металлическое крыло моноблок Юнкерса (1914 г.).
Фиг. 12. Моноплан с подкосами Потез-37.
Фиг. 13. Свободнонесущий моноплан Юнкерса.
Фиг. 14. Двухмоторный моноплан Туполева „Страна советов".
10
К 1930 г. свободнонесущая монопланная схема применяется
же многими конструкторами в разных странах, так как аэроди-
намические и конструктивные преимущества этой схемы стали
очевидны.
Фиг. 15. Безрасчалочный биплан Фоккера.
В 1922 г. конструктор Фоккер построил безрасчалочный биплан
(фиг. 15). Эта схема неоднократно применялась впоследствии и
Фоккером, и другими конструкторами (самолеты Бреге, Арадо,
Парналль «Имп», Ромео), но большого распространения не по-
лучила, как и схема свободнонесущего биплана (фиг. 16), при-
менявшаяся лишь в нескольких случаях.
Фиг. 16. Свободнонесущий биплан Дармштадт.
Конструкция крыльев в расчалочных бипланах большей частью
повторяла ставшую классической двухлонжеронную схему с рас-
чалками, распорками и полотняным покрытием (фиг. 17). Крылья
од косных и расчалочных монопланов также выполнялись по
11
двухлонжеронной схеме. Крылья же свободнонесущих монопланов
значительно многообразнее по- конструкции. За эта годы было
создано различными конструкторами много типов крыльев как с
работающей, так и с неработающей обшивкой. Конструкции с ра-
ботающей обшивкой более многочисленны. Из них следует отме-
тить: 1) металлические крылья Юнкерса: одно—нами уже упоми-
навшееся (см. фиг. 11), моноблочного типа и другое—с каркасом
Фиг. 17. Конструкция крыла биплана.
в виде пространственной фермы, без нервюр, с покрытием из по-
перечного гофра (фиг. 18); 2) металлическое крыло ЦАГИ (Ту-
полева) с несколькими ферменными лонжеронами, редкими нер-
вюрами и покрытием из гофра (фиг. 19); 3) деревянное двухлон-
жеронное крыло Фоккера с обшивкой из фанеры (фиг. 20); 4) ме-
таллическое моноблочное крыло Юбера 1921 г. (фиг. 21); 5) ке-
сонное крыло Рорбаха и 6) однолонжеронные крылья Мессер-
шмитта и Девуатина, появившиеся к 1932 г.
Фиг. 8. Крыло Юнкерса.
Из крыльев с неработающей обшивкой следует упомянуть
крыло Данкансона с трубчатым лонжероном (фиг. 22), ферменные
крылья «Моноспар» Стигера (фиг. 23) и типа Гендерсон, приме-
ненные на самолетах Хендн «Хобо», Бреда 32 и др. (фиг. 24).
Третий период начинается с 1932 г., когда в США были вы-
пущены первые скоростные самолеты Локхид, спроектированные
конструктором Валти, «Вега» (фиг. 25), «Спид Вега» и «Орион».
12
Вскоре появились скоростные самолеты Нортроп, Боинг, Дуглас
/Лиг 26) с весьма высокими летными качествами при двигателях
обычной для того времени мощности.
Секрет успеха заключался в максимальном подчинении схемы
конструкции самолета требованиям аэродинамики. Схема долж-
I быть максимально экономна в отношении находящихся в по-
Фиг. 19. Крыло конструкции Туполева.
токе частей, поэтому свободнонесущее монопланное крыло, сво-
боднонесущее оперение и убирающееся в полете шасси являются
обязательными для современных самолетов. Вредную интерферен-
цию между отдельными частями самолета следует всячески умень-
шать, а формы фюзеляжа, моторных коков, ранее не пользовав-
шиеся особым вниманием, должны быть хорошо обтекаемыми
Сопротивление агрегатов силовой установки должно быть умень-
шено с помощью рациональной системы капотирования, так как
это сопротивление в общем балансе лобового сопротивления ско-
ростного самолета довольно велико.
13
Фиг. 20. Деревянное крыло Фоккера.
Фиг. 21. Дуралюминовое крыло СИМБ.
Фиг. 22. Крыло Данкансоиа.
14
15
Фиг. 24. Конструкция крыла типа Гендерсон.
Фиг. 25. Самолет Локхид „Вега" конструкции Валти.
Фиг. 26. Самолет Дуглас ДС-1.
16
Наконец крыло' с максимально увеличенной удельной нагруз-
g должно быть снабжено механизацией для увеличения подъ-
мной силы ПРИ посадке.
£ К 1937 г. в разных странах было построено много новых ско-
остных самолетов. Особенным вниманием пользовалась схема
двухмоторного скоростного бомбардировщика. К 1939 г. бипланы
составляют незначительный процент всех самолетов, находящихся
на вооружении передовых стран.
В настоящее время бипланная схема в новых конструкциях
почти совершенно не применяется, за исключением учебных и лег-
комоторных самолетов.
Конструкция современного крыла обычно строится по смешан-
ной схеме: моноблок, переходящий на лонжеронную схему в
центроплане вследствие наличия в обшивке центроплана вырезов
для шасси, вооружения и т. д. Выгодной в весовом отношении яв-
ляется однолонжеронная схема с работающей обшивкой; в по-
следнее время она начинает применяться чаще.
К современному крылу предъявляются высокие требования,
весьма усложняющие задачу его проектирования. При средней
относительной толщине профиля крыла 12%, при очень высоких
удельных нагрузках в нем должны разместиться шасси, несколько
пулеметов или пушек (четыре пушки на FW-190), иногда радиа-
торы, бензиновые баки, бомбы и пр. В обшивке такого крыла
должно быть много люков, которые не должны, однако, нарушать
гладкости поверхности крыла и влиять существенно на прочность
обшивки.
Гладкость поверхности современного крыла и правильность
профиля — вопросы, разрешение которых является довольно труд-
ной задачей как для конструктора, так и для технолога.
Проектирование современного крыла требует большого искус-
ства от конструктора.
4 ий Инс Г‘
СЧА
toS ©S’
2—Фомин
Глава I.
ВОПРОСЫ АЭРОДИНАМИКИ КРЫЛА
Факторы, влияющие на сопротивление и подъемную силу крыла
Крыло — важнейший агрегат самолета, основное назначение
которого — образование подъемной силы, необходимой для полета^
При движении самолета в воздухе крыло дает, кроме того, еще
и силу лобового сопротивления. Так как, с одной стороны, стре-1
мятся получить возможно большее значение максимальной ско-
рости, а с другой стороны, при хорошей маневренности — опре-
деленную величину посадочной скорости, то задача конструктора
заключается в том, чтобы спроектировать крыло с малым лобовым
сопротивлением на режимах, соответствующих горизонтальному
полету с большой скоростью и с высоким значением максимальной
подъемной силы.
Известно, что подъемная сила крыла выражается уравнением
Y=cy^-Sz=cyqS,
а сила лобового сопротивления
Q = Рр S=cx</S,
где q=------скоростной напор;
S — площадь несущей поверхности.
Поэтому, анализируя изменения коэфициентов с,. и сх, можно
судить об изменении подъемной силы крыла и изменении силы
лобового сопротивления.
Лобовое сопротивление крыла до некоторого пре-
дельного значения скорости полета, называемого критическим,
составляется из сопротивлений индуктивного и профильного. Вы-
ражая это в коэфициентах, можно написать
Се ~ "t"
Индуктивное сопротивление зависит от удлинения крыла
I2
X = — и формы крыла в плане и возрастает с увеличением угла
атаки. Все это выражается формулой
18
де 8 — коэфициент1, зависящий от формы крыла в плане, удли-
нения и сужения;
I — размах;
S — площадь крыла.
Так как cXi при малых углах атаки незначительно, то индук-
тивное сопротивление для крыла современного самолета па режи-
ме максимальной скорости составляет сравнительно небольшую
долю, например, для истребителя индуктивное сопротивление со-
ставляет около 12fl/o полного сопротивления крыла.
Профильное сопротивление, доходящее до 83% —
88°/о от всего сопротивления крыла, состоит, как известно, из
двух составляющих — сопротивления формы, или давления, и со-
противления трения, т. е.
--i 'if*
Оба вида сопротивления обязаны своим происхождением п о-
граличному слою, образующемуся вследствие вязкости
воздуха на! поверхности обтекаемого тела. Если бы воздух был
идеальной с точки зрения гидродинамики жидкостью, т. е. был
лишен вязкости, то образование пограничного слоя было бы не-
возможно и указанное сопротивление не возникало бы. При на-
личии вязкости тончайший слой воздуха, непосредственно сопри-
касающийся с поверхностью тела, тормозится и тормозит Другие
прилежащие слои воздуха; образуется пограничный слой, харак-
теризующийся тем, что скорости движения частиц воздуха в нем
нарастают постепенно от нуля до скорости потока в данном ме-
сте. (Как обычно принято в теоретических рассуждениях, воздух
будем считать движущимся относительно крыла.)
Различают два состояния пограничного слоя — ламинарное
и турбулентное, которые отличаются друг от друга характе-
ром изменения скорости частиц в толще пограничного слоя. При
ламинарном состоянии слоя скорости растут медленнее, чем при
турбулентном (фиг. 27). При малых числах Рейнольдса Re =—
пограничный слой может быть целиком ламинарным. При увели-
чении числа Рейнольдса он может полностью перейти в турбу-
лентное состояние. При промежуточных значениях чисел Рей-
нольдса пограничный слой от носика до некоторой точки будет
ламинарным, затем будет небольшой участок переходной зоны и
Далее — турбулентный слой (фиг. 27).
Толщина пограничного слоя 8 изменяется по величине.
Вблизи носка крыла толщина минимальная, а дальше, к задней
кромке, она увеличивается (фиг. 28). Под турбулентным слоем,
возле самой поверхности крыла, всегда расположен очень тонкий
ламинарный подслой.
Переход ламинарного слоя в турбулентный
совершается на столь незначительном участке, что практически
1 См. значения для б в „Справочнике авиаконструктора1', т. I, стр. 103.
2*
19
его можно считать происходящим в одной точке, называемой то
кой перехода. Точка! перехода расположена как на верхней, Т;
и на нижней поверхности всегда позади минимума давления и
Фиг. 27. Схема пограничного слоя и изменение скорости в лиминарном
и турбулентном слое.
зависимости от угла атаки крыла и значения числа Рейнольдса
перемещается по хорде крыла (фиг. 29). На положение точки пе-
Фиг. 28. Изменение толщины пограничного слоя по хорде крыла.
Опыты Куио.
рехода влияют: распределение скоростей по поверхности крыла
и значение градиентов давления, степень шероховатости поверх-
ности крыла и турбулентность потока. Следовательно, положение
20
29. Зависимость положения вдоль хорды
Фиг.
точки перехода от значения су. Профиль ЦАГИ-В;
7=12%; 7?с=1,7Х1(А
можно
следую-
воздуха
своем в
7777777777777777777777?,
Фиг. 30. Схема образоваиия^срыва в пограничном
слое.;
очки перехода и соотношение между протяженностью ламинар-
*оГо и турбулентного пограничного слоя зависят от:
а) числа Рейнольдса,
б) формы и относительной толщины профиля крыла,
в) угла атаки про-
филя \
г) состояния поверх-
ности крыла,
д) степени турбу-
лентности потока.
Возникновение
сопротивления
формы (сх„)
представить
дим образом.
Частицы
при движении
пограничном слое от
носика крыла к задней
его кромке попадают
в зону с положитель-
ным градиентом, т. е.
возрастанием давления
(за минимумом давле-
ния), и начинают те-
рять свою скорость.
Затем под действием
давления появляется
движение частиц в об-
ратном направлении,
и пограничный слой,
оторвавшись от по-
верхности крыла (фиг.
30), дает начало вихрям
так называемой вихревой дорожки Кармана, тянущейся за кры-
лом. Пониженное давление за точкой отрыва пограничного слоя
и является причиной возникновения сопротивления формы.
Очевидно, что отрыв пограничного слоя может произойти толь-
ко за минимумом давления, т. е. в той части профиля, где имеют
место положительные градиенты. Так как нарастание скоростей
частиц воздуха в турбулентном пограничном слое происходит бы-
стрее, чем в ламинарном (фиг. 27), и, следовательно, запас кине-
тической энергии частиц воздуха в первом больше, чем во вто-
ром, то отрыв турбулентного пограничного слоя будет при про-
чих равных условиях происходить несколько позже, чем отрыв
ламинарного слоя, ибо тормозящее действие положительного гра-
диента на частицы с большей скоростью будет сказываться мед-
---------
п₽пс,,!?рн Увеличении угла атаки точка перехода на верхней поверхности
передвигается к передней кромке.
21
Фиг. 31. Зависимость коэфициента трения cXJ
от Re при ламинарном и турбулентном по-
граничном слое.
леннее. Этим объясняется то, что при увеличении числа Рей
нольдса и, следовательно, сдвижении точки перехода вперед про
фильное сопротивление крыла падает.
Сопротивление трения cxf будет иметь место и при гладкой
поверхности крыла, хотя оно и будет при этом чрезвычайно ма
лым. Непосредственным источником возникновения сопротивления
трения является пограничный слой, причем ламинарный погранич
ный слой вызывает значительно меньшую силу трения, чем тур
булентный.
При увеличении числа Рейнольдса сопротивление трения па
дает ка!к для ламинарного пограничного слоя, так и для турбу
лентного (фиг. 31). Не
трудно убедиться, чт<
чем больше участок ла
минарного слоя, те1
меньше сопротивление
трения. Следовательно
величина сопротивления
трения крыла весьма
сильно зависит от поло
жения точки перехода
Если, например, вблизи
передней кромки крыла
поверхность имеет зна
чительную шерохова
тость или неровности (за
клепки, швы), то точк;
перехода перемешается
почти к самому носку 1
сопротивление трения такого крыла значительно возрастает.
Итак, профильное сопротивление крыла, состоящее из сопро
тивления формы и сопротивления трения, появляется вследствие
образования на поверхности крыла пограничного слоя.
Срыв потока с крыла, обусловливаемый явлениями, про
исходящими в пограничном слое, приводит не только к возникно
вению сопротивления формы (с,„), но и к падению величины ма
ксимаяьной подъемной силы (т. е. с„ шах).
Экспериментальные исследования показывают, что изменение
числа Рейнольдса значительно влияет на с,/Г11ЯХ крыла. Точно та1
же влияют на су шероховатость и неровность поверхности, про
филь крыла и турбулентность потоке.
Если скорость потока увеличивать, то, начиная с некоторого
значения скорости, близкого к 0,8 а (а—скорость звука) и н'азы
ваемого критическим, лобовое сопротивление крыла начинает
резко возрастать, а подъемная сила — падать. Это явление связа
но с тем, что на скоростях, близких к скорости звука, при обте
кании возникают вследствие сжимаемости воздуха так называв
мые скачки уплотнения, или волновой кризис, что приводит к
ухудшению аэродинамических характеристик. Скачки уплотнения
образуются скорее на телах с резкими очертаниями, углами или
22
„,е очерченных кривыми с малыми радиусами. Тела же, очерчен-
кривыми с большими радиусами, обтекаются без скачков
уплотнения до значительно больших значений скорости. Скачки
уплотнения появляются в тех местах обтекаемого тела, где мест-
jjHie скорости обтекания близки к звуковым и градиент давления
положителен. Близость скорости обтекания к скорости звука ха-
рактеризуется отношением этих скоростей
Ма=—,
а
называемым числом Маха.
Необходимо учитывать, что если па поверхности хорошо обте-
каемого тела имеются хотя бы небольшие нарушения плавности,
выступы, то местная скорость потока в этих местах может значи-
тельно возрасти. Если же общая скорость потока достаточно ве-
лика, то местная скорость около выступов может достигнуть зна-
чения, близкого к скорости звука а, и тогда здесь образуются
скачки уплотнения, вызывающие дополнительное сопротивление,
называемое волновым. При значениях Ма, близких к 0,7—0,8
(критические значения), полное сопротивление крыла слагается
из индуктивного сопротивления формы и трения и волнового со-
противления, т. е.
Сх ~ СШ + С*п + Cxf + Схт-
На фиг. 32 показано резкое возрастание коэфициента сопро-
тивления и падение коэфициента подъемной силы при достижении
критических значений Ма (7ИаКр ).
Фиг. 32. Изменение сг н су профиля в зависимости от Ма.
Требования к современному самолету ставят перед конструк-
тором следующие задачи, относящиеся к аэродинамике крыла:
1- Уменьшение до минимальной величины коэфициен-
та лобового сопротивления крыла сх. При этом зна-
чительная часть выигрыша в величине сх может быть получена
за счет уменьшения cxf.
Конструктор может влиять на величину с„ выбирая соответ-
ствующий заданным расчетным условиям (скорости, высоте и т. д.)
профиль или комбинацию профилей для своего крыла, выбирая
также оптимальное удлинение и придавая поверхности крыла не-
обходимую ровность и гладкость.
23
2. Увеличение максимального значения к о э-
фициента подъемной силы к р ы л а путем подбо-
ра соответствующих комбинаций профилей и применения на кры-
ле щитков, закрылков и предкрылков.
3. Предотвращение с помощью подбора комбинации
профилей и формы крыла в плайе срыва потока на больших|
углах с концов крыла, который ведет к потере боковой устойчи-
вости. Для этой же цели могут служить различные приспособле-1
ния, например, предкрылки.
4. Уменьшение влияния интерференции на аэро-
динамические характеристики крыла путем соответствующего
взаиморасположения и сопряжения его с другими частями само-
лета.
Современные профили
Фиг. 33. Кривые Су по а для
двух профилей с различным
течением с?/ на больших углах
атаки.
особенно важно обращать
Чтобы были удовлетворены требования, предъявляемые к кры-
лу современного самолета, крыловые профили должны обладать
следующими основными свойствами:
А) схр должно иметь малые зна-
чения при углах атаки, соответствую-
щих максимальной скорости на ра-
счетной высоте, а Су шах должно быть
возможно большим. Из ряда профи-
лей предпочтением должны пользо-
ваться те, у которых отношение gш —
бгр
имеет наибольшее значение.
Б) Изменение су на больших углах
атаки должно протекать плавно, без
резких и внезапных срывов. Резкое
падение подъемной силы профиля
вследствие срыва на углах атаки,
больших угла, соответствующего cv шах
(фиг. 33), является причиной потери
поперечной устойчивости самолета,
если срыв имеет асимметрический
характер вдоль размаха крыла. При
выборе профиля для концов крыла
внимание на плавность- кривой с;/ по о.
на закритических углах атаки.
В) При больших скоростях обтекания профиля, как уже было
сказано выше, коэфициент сопротивления профиля начинает рез-
ко расти, а коэфициент подъемной силы падает. Это происходит
на скоростях, характеризующихся высокими значениями чисел
Маха (Ма). Эти значения Ма называются критическими и обозна-
чаются А1акр .
Значение Мскр различно для разных профилей, причем Маиг
профиля тем меньше, чем больше значение минимума давления
на поверхности профиля (в частности при увеличении угла атаки а
/Иякр профиля уменьшается). В силу этого можно судить о «ма-
24
^устойчивости» профилей, сравнивая их по значениям миниму-
мов давления. Ряд современных профилей имеет достаточно высо-
кие значения MaKt и может применяться для крыльев самолета с
максимальной скоростью порядка 750—800 км/час. Такие же про-
фили, как, например, NACA-22 и Д-П, имеют довольно низкие
значения А4скр и поэтому при выборе профиля для самолета с вы-
соким значением Кмх следует им предпочесть профиль ЦАГИ-В
или профиль RAF-38.
Выбирая профили для высокосортного крыла, необходимо до-
биваться того, чтобы значение Л4скр профилей было меньше зна-
чения Ма полета на определенной (расчетной) высоте, соответ-
ствующей расчетной ма-
ксимальной скорости1.
Г) Существенной яв-
ляется величина коэфици-
ента момента при су =0,
т. е. ст0. Профили с ма-
лыми значениями ст0 да-
ют возможность некото-
рого облегчения конст-
рукции проектируемого
крыла.
Итак, выбор профиля
для современного крыла
определяется следующи-
ми данными:
а) величиной отноше-
Cj/max*
НИЯ ----:
Схр
б) плавностью изменения кривой
с,
0,00
U,009
0,001
0,005
0,003
Clark УН
——
8ЯГ-38— ЦЛГИ-В
8 12
Фиг. 34. Зависимость
толщины
is гос,7.
от относительной
профиля.
Су ПО К
на закритических
углах атаки;
в) значением Макр профиля;
г) величиной ст0.
Рассмотрим подробно параметры, определяющие эти характе-
ристические данные профиля.
А) Как было указано выше, значение профильного сопротив-
ления с,гр определяется положением точки перехода, которое за-
висит ОТ:
формы и относительной толщины профиля,
числа Рейнольдса,
шероховатости поверхности и т. д.
Зависимость сгр для нескольких современных профилей от
относительной толщины с представлена на фиг. 34. Влияние фор-
1 Скорость звука а при увеличении высоты не остается постоянной: если
У земли при нормальных условиях п—340 м/сек, то на высоте /7=10 000 м
° =300 м/сек.
* Конструктор в некоторых случаях может остановить свой выбор на
профиле, у которого зиачение-У/315 хотя и невелико, но схр очень малое.
Схр
25
чиы профиля на сяр довольно значительно, причем форма влияет
и на величину схп и на сх/.
Если, например, максимальную толшину профиля поместить
на расстоянии больше 35—40% хорды профиля и подобрать соот-
ветствующую форму носка, то минимум давления, а вместе с ним
и точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный
можно значительно оттянуть назад. Таким образом зона лами-
нарного пограничного слоя будет увеличена, а значение cxf сни-
жено. Современные аэродинамики работают над созданием таких
профилей с затянутым ламинарным слоем, и сейчас уже имеются
подобные профили1, у ко-
торых схр значительно мень-
ше, чем у обычных профи-
лей. Следует отметить, что
такие „ламинарные" про-
фили могут сохранять ла-
минарный пограничный слой
только в том случае, если
обтекающий их поток не тур-
булизирован какой-нибудь
причиной и состояние по-
верхности крыла не приво-
дит к более раннему пере-
ходу ламинарного слоя в
турбулентный. „Ламинар-
ные" профили, несомненно,
должны потерять свои свой-
ства в потоке за винтом, а
также при недостаточной гладкости передней носковой части
крыла. Сушах профиля повышается с увеличением относитель-
ной толщины с до некоторого значения, для большинства со-
временных профилей—12—14%, а затем остается постоянным или
уменьшается (фиг. 35). На величину су max ВЛИЯеТ ВОГНУТОСТЬ ОСС-
вой дуги или средней линии 2, именно — при увеличении вогнуто-
сти су „ах повышается 3.
Б) Плавность изменения су по а на углах атаки, больших
угла, соответствующего Су mflz, зависит от величины радиуса носка
профиля и от формы осевой дуги. Течение кривой су по а в за-
критической области делается более плавным: 1) при уменьшении
радиуса закругления носка, 2) при передвижении максимальной
вогнутости осевой линии от носка к хвостику профиля и 3) при
S-образности осевой дуги профиля. Однако если построить про-
1 Например, профили Дэвиса, примененные на истребителе Манта конст-
рукции Дэвиса и Уотергауза.
2 Напомним разницу между осевой дугой и средней линией: осевая дуга
кривая, на которой строится производный профиль путем откладывания по
нормали к осевой дуге ординат исходного симметричного профиля; средняя
линия делит пополам сумму ординат профиля, нормальных к хорде.
3 Зависимость Су шах от относительной толщины с и вогнутости 4 может
быть выражена формулой Мюллера: Сушах =0,295-|-2,14сЦ-104 (0,52—с).
26
Лиль в соответствии с этими требованиями, то значение сувтх бу-
дет снижено. С другой стороны, утолщение носка и сдвижение
максимальной вогнутости к носку несколько повышает но
неблагоприятно влияет на плавность кривой су по а.. На фиг. 33
кривая профиля NACA-230 с положением максимальной вогнуто-
сти на 15% хорды резко отличается своим скачкообразным тече-
нием от кривой ct профиля Clark-YH с максимальной вогнутостью
на 34% хорды.
В) Величина критических чисел Маха—AfaKp—зависит от ря-
да факторов. Прежде всего №кр изменяется в зависимости от
угла атаки а; при этом максимальные значения Л1окр обычно со-
ответствуют углам атаки, близким к а=0, с увеличением же или
уменьшением угла а Макр
уменьшается. При уменьше-
нии угла атаки волновой кри-
зис возникает на нижней по-
верхности, а при увеличении
а — на верхней.
На фиг. 36 приведены кри-
вые, дающие характер изме-
нения схр профиля в зависи-
мости от углов атаки а при
двух значениях Ма. Мы видим,
что возникает волновой Кри- Фиг. 36. Зависимость схр от а для двух
зис при Ма-=0,55 на угле значений Ма.
атаки а к 4° (на верхней по-
верхности крыла) и на угле as?—0,5° (на нижней поверхности)1.
Увеличение относительной толщины с снижает значениеЛ1скр.
Передвижение максимальной толщины по хорде от носка к зад-
нему концу профиля благоприятно влияет на MzKp, т. е. увеличи-
вает его значение.
Увеличение вогнутости осевой дуги снижает значение А4ак|>
профиля, а S-образность осевой дуги, наоборот, повышает его
значение.
Г) На значение ст0 профиля влияет форма осевой дуги. При-
давая осевой дуге S-образную форму, можно значительно снизить
значение ст„ и довести его даже до нуля. Снижается значение
ето профиля и от сдвижения максимальной вогнутости к носку
профиля. Для любого профиля увеличение числа Ма приводит к
Увеличению сто.
1 Необходимо помнить о том обстоятельстве, что с увеличением высоты
скорость звука а, как известно, уменьшается, а вместе с ией уменьшается и
критическая скорость образования волнового кризиса:
Укр=Л1Окр а.
На большей высоте полет совершается на большем угле атаки, следова-
тельно, ПрИ меиынем значении Л%р. В итоге при полете на больших высотах
критическая скорость крыла, при которой начинается резкое возрастание сх,
Кр будет значительно ниже, чем на малых высотах.
27
Влияние формы крыла в плайе на его аэродинамику
От формы крыла в плане зависят следующие аэродинамиче-
ские характеристики крыла:
1) коэфициент сопротивления сх и в отдельности каждая из
его составляющих czi и схр\
2) коэфициент подъемной силы Су max >
3) характер обтекания концов крыла на больших углах атаки;
4) коэфициент момента крыла ст0.
Крыло в плане определяется:
а) формой очертания передней и задней кромок;
б) формой концевого обтекателя;
р
в) удлинением 7 = — ,
где I—размах, S—площадь крыла;
г) сужением
где £0—хорда у корня; t—концевая хорда;
д) стрельчатостью.
На фиг. 37 изображены различные формы крыльев. Формы
а, б, в, г являются основными формами: а — прямоугольная, б —
Фиг. 37. Употребительные формы крыльев в плане.
трапецевидная, в — эллиптическая и г — сложная форма, приме-
няющаяся очень редко. Формы д, е и ж — производные из а, б
и в. Формы з, и, к, л отличаются от предыдущих стрельчатостью.
28
На фиг. 38 приведены формы концевых обтекателей.
1) Зависимостью, от формы крыла в плане
Значение коэфициента индуктивного сопротивления как
было указано выше, выражается формулой
Коэфициент 8 зависит от:
формы крыла,
удлинения X, .
сужения •>].
Для эллиптической формы крыла коэфициент 8=0, следовательно,
значение ся- для эллиптического крыла минимальное.
Фиг. 38. Форма концов крыльев.
Для прямоугольной формы крыла 8 будет иметь наибольшее
значение по сравнению с любой другой формой, разумеется, при
одинаковом удлинении X сравниваемых крыльев. При удлинении
Х=7 прямоугольное крыло имеет коэфициент
8-0,065,
а трапецевидное крыло с сужением vj=2,5 имеет при том же
удлинении Х=7
8=0,0115.
Отсюда следует, что индуктивное сопротивление прямоугольно-
го крыла больше индуктивного сопротивления эллиптического
того же удлинения на
6—7%. Трапецевидная
форма почти равноценна
эллиптической, и индук-
тивное сопротивление та-
кого крыла, в зависимо-
сти от удлинения и су-
жения, лишь на 0,5—1,2%
больше сопротивления
эллиптического крыла
одинакового удлинения.
На фиг. 39 приведена
кривая, показывающая
уменьшение cxi при уве-
личении удлинения X
(фиг. 37,6) при ц=3 и са
Фиг. 39. Изменение cxi в зависимости от Я.
для крыльев трапецевидной формы
=0,3. При увеличении удлинения с Х=5
29
до х=6 индуктивное сопротивление уменьшится на 16%, при уве-
личении же удлинения с Х=9 до 1=10 сопротивление уменьшит-
ся только на 7%. Так как вес конструкции крыла, как увидим
ниже, при .увеличении X возрастает довольно значительно, то
можно сделать вывод, что большие X, кроме специальных слу-
чаев, невыгодны.
Это заставляет при выборе удлинения крыла ограничиваться
значениями от Х=5 до Х=9,5. У современных истребителей
Х=5—6,5, а у бомбардировщиков и транспортных самолетов
Х=6,5—9,5.
Влияние сужения ц на сх1 незначительно; так, для крыла тра-
пецевидной формы с Х=7 при cs=0,3 изменение ц с 1,8 до 3
уменьшает сл приблизительно на 2,5°/о (фиг. 40).
Изменение сужения т, влияет и на величину схр. При увеличе-
нии т( значение средней относительной толщины, крыла сСр.кр = ,
где f — площадь фронтальной проекции крыла, S — несущая пло-
щадь крыла, уменьшается, а вместе с нею уменьшается и ср.
На фиг. 41 приведена кривая с,„пиП по т, полученная проф.
Гласс [2].
2) Зависимость су шах от формы крыла в плане
Как уже отмечалось выше, профиля, дойдя с увеличением
угла атаки до некоторой максимальной величины сутп, начинает
более или менее резко уменьшаться при одновременном значи-
тельном увеличении схр. Это объясняется отрывом пограничного
слоя и сопутствующим срывом обтекающего профиль потока.
Следовательно, значение су шах ЗЭВИСИТ ОТ ТОГО, ПрИ КЭ.КОМ угле
атаки профиля атах начинается интенсивный срыв потока1. Если
бы каким-либо способом можно было задержать срыв потока при
“max, то при дальнейшем увеличении а. су продолжал бы увеличи-
ваться, и получилось бы большее значение суп,ах профиля при
большем атах. Этого удается достигнуть применением некоторых
специальных средств для увеличения с у шах (например, предкрыл-
ков) .
1 Этот угол атаки иногда обозначается акрит и соответствует максималь-
ному значению су.
30
Разумеется, и Сутах крыла (так же, как и профиля) будет-
определяться моментом начала срыва потока, обтекающего кры-
ло, причем от скорости распространения срыва по поверхности
крыла будет зависеть пологое или резкое падение кривой су за
критическим углом атаки аШах-
Срыв потока зарождается в какой-либо точке крыла вблизи
его задней кромки и по мере увеличения угла атаки распростра-
няется на значительную площадь крыла.
Момент и положение (по размаху) начала срыва определяется
выбранной для крыла комбинацией профилей и формой его в
плане. Значения су для сечений крыла не остаются постоянными
по размаху, а изменяются, причем характер изменения зависит
Фиг. 42. Изменение су по размаху
для крыльев различной формы
(разного сужения). В точках А, Б
и В начинается срыв.
фиг. 43. Зависимость значе-
ний су max ОТ 7?с для различ-
ных относительных толщин
профиля.
от формы крыла в плане. На фиг. 42 приведены кривые измене-
ния относительных значений су по размаху незакрученного крыла
для прямоугольной формы и трапецевидной с т;=2 и —3. Оче-
видно, что срыв потока с крыла начнется вблизи того сечения,
где значение су наибольшее, и при угле атаки крыла, равном агаих
данного сечения (крыло не имеет закрутки). При прямоугольной
форме крыла срыв начинается в середине крыла, на центроплане
(фиг. 42, точка Л); при сужении т;=3 и выше срыв возникает на
концах крыла (точка 5); при умеренных сужениях срыв начи-
нается между серединой и концом крыла (точка Б). Срыву с кон-
цов трапецевидных крыльев с большим сужением способствует
то, что концевые профили таких крыльев имеют малые относи-
тельные толщины о=8—9"/о и малые хорды, следовательно, и ма-
лые числа Рейнольдса. При малых относительных толщинах про-
филя суаах имеет пониженное значение (фиг. 35), а при умень-
шении числа Рейнольдса значение также уменьшается
(фиг. 43).
В силу сказанного понижение значения су „1ЯХ на концах тра-
пецевидных крыльев с большим сужением приводит к тому, что
31
•срыв потока с таких крыльев начинается на меньших значе-
ниях ССтах.
Поэтому Сушах трапецевидного крыла с большим сужением
меньше сутах крыла с умеренным сужением (фиг. 44). Наиболь-
шее значение сутах имеют крылья с сужением порядка т]=2—3.
Крылья с сужением у<2 и прямоугольные имеют несколько мень-
шие значения су max.
Удлинение крыла > очень незначительно влййет на величину
•Сушах крыла, причем умеренные удлинения порядка Х=6,5—7, по-
видимому, являются оптимальными в отно-
шении величины Сушах крыла.
На величину сутах крыла влияет форма
концевого обтекателя. Прямоугольное
крыло с концевыми обтекателями по фор-
ме б, г или д (фиг. 38) имеет несколько
большее значение сутах, чем чисто прямо-
угольное крыло того же удлинения. По аме-
риканским исследованиям крыло с оваль-
ными концами имеет су шах на 3% больше,
чем крыло прямоугольное.
3) Зависимость характера
обтекания концов крыла
от формы крыла в плане
Характер обтекания концов крыла на
больших а имеет важное значение для
поперечной устойчивости и управляемости
самолета.
•Фиг. 44. Кривые с,. по
а для трапецевидных
крыльев с различным
сужением.
Интенсивный, быстро распространяющийся срыв на концах
крыльев при больших углах атаки приводит к потере поперечной
управляемости, так как элероны в сорванном потоке перестают
нормально работать. Если к тому же концевые срывы развивают-
ся асимметрично, то самолет будет иметь на больших углах атаки
поперечную неустойчивость, с тенденцией к сваливанию на крыло
и переходу в штопор. Выше было указано, что концевые срывы
присущи крыльям с большим сужением, следовательно, попереч-
ной неустойчивостью обладают именно такие крылья.
В крыльях, составленных из серий профилей, имеющих плав-
ное течение кривой су вблизи ашах (например, серия В), этот не-
достаток менее резко выражен.
Если при проектировании трапецевидного крыла концевые се-
чения его установить под углами меньшими, чем сечения средней
части, то можно добиться некоторого перемещения точки начала
срыва по размаху конца крыла к середине. Такие крылья назы-
ваются закрученными, они более благополучны в отношении по-
перечной устойчивости, но обладают повышенным значением с.
на малых углах атаки, что важно учитывать при проектирова-
нии скоростных самолетов.
Вместо геометрической закрутки часто применяют в современ-
ных крыльях закрутку аэродинамическую, т. е. центральную
часть крыла составляют из малонесущих профилей с невысокими
32
значениями су max, а концевые части, наоборот, набирают из про-
филей сильно несущих с большими Су max-
При этом точки начала срыва также могут быть сильно ото-
двинуты от концов крыла к середине. Положение точки начала
срыва по размаху и, следовательно,
к поперечной неустойчивости хорошо
характеризуется графиком распреде-
ления ПО размаху Су И Су max сеч
(фиг. 45). Кривая су дает изменение
по размаху коэфициента подъемной
силы для различных сечений крыла
в тот момент, когда в точке а до-
стигнут су max и начинает развиваться
срыв. Кривая Су щах сеч дает коэфи-
циент максимальной подъемной силы
для профиля (при Х= оо) в каждом
данном сечении крыла. Отрезок ор-
динаты ДСу характеризует запас су
в данном сечении крыла. Понятно,
чем больше Дс^ на конце крыла, тем
безопаснее крыло в отношении попе-
речной неустойчивости на больших
склонность данного крыла
Фиг. 45. Изменение суи Сутахсеч
по размаху закрученного
крыла.
углах атаки.
Крылья с сужением т]<2,5 при профиле, обладающем плав-
ным течением cv на закритических углах, могут считаться благо-
получными в отношении поперечной неустойчивости на больших a
даже при отсутствии закрутки.
Я= 7;
Л = 7; Г]=4
Фиг. 46. Распространение зоны срыва (заштриховано) на трапепевилных
крыльях различной формы в плане.
Существенным фактором в отношении влияния на развитие
концевых срывов является стрельчатость крыла в плане. Трапе-
цевидные крылья с передней кромкой, перпендикулярной к оси
симметрии, значительно благоприятнее в этом смысле, чем крылья
с задней кромкой, перпендикулярной к оси симметрии. На фиг. 46
3—Фомин
33
приведены две пары таких крыльев. Зоны, занятые срывом, ука-
заны штриховкой. Мы видим, что даже при сужении ц^2,5 кры-
ло со стрельчатостью второго рода не свободно от концевых сры-
вов. Для предотвращения концевых срывов иногда применяются
предкрылки, расположенные лишь на участках размаха впереди
элеронов, так называемые «концевые предкрылки». Однако пред-
крылки для скоростных самолетов не могут быть рекомендованы,
так как даже при аккуратном выполнении щели возрастание сх
крыла (при закрытом предкрылке) довольно значительно.
4) Зависимость коэфициента ст0 от формы
крыла в плане
Коэфициент момента крыла прис_),=0, в значительной
степени зависит от стрельчатости крыла. Если составить прямо-
угольное незакрученное крыло (фиг. 37,с) из профилей, для ко-
торых ст0 =0, то ст0 такого крыла также будет равно нулю и
крыло будет обладать постоянным центром давления.
Крыло трапецевидное, составленное из профилей с ст0 =0, бу-
дет иметь ст0 —0, т. е. постоянный центр давления, лишь в том
случае, если геометрическим местом фокусов отдельных сечений
будет прямая, перпендикулярная к оси симметрии крыла.
Следовательно, незакрученное трапецевидное крыло заданного
сужения ») будет иметь постоянный центр давления лишь в том
случае, если крыло, во-первых, составлено из профилей, для кото-
рых ст0 =0, и, во-вторых, обладает соответствующей стрельча-
тостью.
У трапецевидного крыла с любым сужением и любой стрель-
чатостью можно получить постоянный центр давления, если ему
дать соответствующую закрутку.
Влияние качества поверхности на аэродинамику крыла
Качество поверхности определяется;
а) величиной шероховатости поверхности крыла, за-
висящей только от окраски и отделки крыла;
б) степенью соответствия обводов крыла тео-
ретическим проф и’л я м. Наличие на поверхности обшивки
заклепочных головок, стыков листов, пузырей, вмятин и других
отклонений от теоретического очертания профилей характеризует
неудовлетворительность качества поверхности.
В аэродинамике крыла современного самолета качество по-
верхности является фактором огромной важности. Крылья глад-
кие, с хорошим качеством поверхности, имеют гораздо меньшие
значения схр и большие значения cjmax, чем крылья шероховатые,
с выступающими головками заклепок, с пузырями и вмятинами в
обшивке.
Влияние качества поверхности на аэродинамику крыла станет
понятно, если обратиться к теории пограничного слоя.
В совершенно гладком крыле точка перехода ламинарного по-
граничного слоя в турбулентный расположена вблизи минимума
34
Фиг. 47. Зависимость предельных
величин бугорков шероховатости
ftT и ftд от Re. —величина бу-
горков, не вызывающая переме-
щения точки перехода; ftT—вели-
чина бугорков, не вызывающая
увеличения треиия. Данные Юнга.
давления именно для обычных профилей на расстоянии ~0,2 Ь
от носка профиля и для ламинарных—~0,4 Ь. Даже незначи-
тельные изъяны поверхности крыла, шероховатая окраска, за-
клепки, вмятины и волны вблизи носка перемещают точку пере-
хода так, что она располагается непосредственно перед дефек-
том, вызвавшим перемещение точки.
Как известно, при турбулентном пограничном слое сопротив-
ление трения больше, чем при ламинарном (фиг. 31). Это объяс-
няется тем, что в турбулентном слое скорости выше, чем в лами-
нарном (фиг. 27), а скорость у поверхности, собственно, и опре-
деляет величину возникающего
трения. Вследствие этого смеще-
ние точки перехода, вызванное не-
достаточной гладкостью, и приво-
дит к увеличению общего трения
крыла. Однако не всякая шерохо-
ватость вызывает смещение точки
перехода к носку крыла и увели-
чение сопротивления.
Экспериментальные данные по-
казывают, что каждому значению
числа Re соответствует определен-
ная величина шероховатости, ниже
пределов которой шероховатость
уже не оказывает влияния на по-
ложение точки перехода и, следо-
вательно, на величину cJf.
Величину шероховатости изме-
ряют высотой „бугорков шерохо-
ватости" h. На фиг. 47 показана
зависимость от числа Re той вели-
чины бугорков шероховатости Ал,
мещения точки перехода ламинарного слоя *. Эта величина бу-
горков характеризует «допустимую» степень шероховатости для
ламинарного пограничного слоя, т. е., если до точки перехода на
достаточно гладком крыле поверхность будет иметь шероховатость
с такой величиной бугорков, то сопротивление крыла будет такой
же величины, как и в случае крыла с идеально полированной по-
верхностью. Это обстоятельство может помочь сделать правиль-
ные выводы о том, насколько необходимо применять тщательную
полировку обшивки крыла. Величина бугорков шероховатости
имеет значение не только для положения точки перехода. Если в
крыле с гладкой поверхностью, с точкой перехода, расположен-
ной на 0,2 Ь, начать увеличивать шероховатость на поверхности
обшивки, оставляя попрежнему гладкой лишь зону от носка до
0,2 Ь, то при увеличении бугорков шероховатости до значения
Лт сопротивление трения возрастать не будет, а при значениях,
больших Лт, сопротивление начнет увеличиваться, причем для
которая не вызывает пере-
1 Кривая Лл нуждается в экспериментальной проверке. См- [15].
3*
35
каждого значения числа Re будет определенное значение Лт
(фиг. 47). Объясняется это тем, что, как выше уже отмечалось,
под турбулентным пограничным слоем имеется очень тонкий ла-
минарный подслой. Если бугорки шероховатости полностью по-
гружены в этот подслой, то они обтекаются без завихрений, и
сопротивление остается прежним. Как только бугорки выйдут
своими вершинами из ламинарного подслоя в турбулентный по-
граничный слой, скорость которого выше, чем скорость ламинар-
ного слоя, то сопротивление вследствие иного характера обтека-
ния вершин бугорков начинает расти.
Итак, шероховатая покраска, заклепочные головки, стыки ли-
стов обшивки, будучи расположены в первой трети хорды крыла,
вызывают перемещение точки перехода вперед и связанное с
этим увеличение сопротивления трения. Те же самые дефекты
поверхности, расположенные за точкой перехода, вызывают непо-
средственное увеличение трения за счет вихревого обтекания тур-
булентным слоем элементов, составляющих дефект поверхности,
например, заклепочных головок, стыков листов, шероховатости
грубо окрашенной поверхности и т. д.
Вместе с увеличением сопротивления трения crj при низком
качестве поверхности крыла уменьшается также и значение суааа.
Уменьшение су тах может быть очень большим, если в носовой
части крыла имеются значительные местные искажения теорети-
ческой формы профиля в виде заклепочных головок, или в виде
волн и пр. При наличии таких искажений могут возникнуть мест-
ные положительные градиенты давления, которые приведут к
срыву пограничного слоя и к сильному падению значения су тах.
Так, заклепочные головки, расположенные в несколько рядов,
причем первый ряд был на расстоянии 0,16 Ь от носка, уменьши-
ли в эксперименте Вильямса и Брауна су max крыла на 109/о (при
7?е=7-Ю е)
Пузыри, волны и различного рода неровности на обшивке
крыла приводят к местным положительным градиентам давле-
ния, а так как при положительных градиентах пограничный слой,
особенно ламинарный, неустойчив, то более или менее значитель-
ное отклонение действительного контура крыла от теоретического
может привести к срыву пограничного слоя л, следовательно, к
увеличению с,, и уменьшению сушах •
При больших скоростях всякая погрешность в контуре крыла,
отклонение от теоретического профиля (волны, уступы при об-
шивке внахлестку и т. п.) являются источником возникновения
местных скоростей, близких или равных скорости звука, и свя-
занного с этим волнового сопротивления.
Все изложенное важно для понимания тех изменений аэроди-
намических свойств крыльев, которые связаны с качеством их по-
верхности. Конструктор в своей практической деятельности — и
при проектировании крыла, и в процессе производства-—должен
помнить о следующих весьма важных положениях:
а) Всякая шероховатость обшивки носовой части крыла с вы-
сотой бугорков шероховатости, большей Л, =0,0045 мм, вызывает
36
смещение точки перехода вперед и увеличение с,у. Шерохова-
тость обшивки в части крыла, расположенной за точкой перехода,
с высотою бугорков шероховатости более йт= 0,012 мм, вызывает
непосредственное увеличение трения сх$ и уменьшение Су тах крыла.
б) Заклепочные головки как чечевицеобразные, так и утоп-
ленные (но не зашпатлеванные) вызывают перемещение точки
перехода вперед и также непосредственно влияют на величину
c,z и супт, увеличивая первый и уменьшая последний. При боль-
ших скоростях обтекания крыла чечевицеобразная головка за-
клепки может быть источником волнового сопротивления.
в) Уступы, образованные швами листов обшивки внахлестку,
швы обшивки с подсечкой, недостаточно аккуратно выполненной
и не зашпатлеванной, плохо подогнанные крышки люков в перед-
ней части крыла вызывают перемещение точки перехода вперед и
непосредственно увеличивают с,f и уменьшают су max.
При больших скоростях уступы могут вызв'ать значительное
увеличение сг за счет волнового сопротивления.
г) Волны, пузыри и прочие неровности обшивки крыла вызы-
вают увеличение сх и уменьшение сут1Я за счет преждевремен-
ного срыва потока в местах расположения неровностей, а при
больших скоростях эти неровности могут явиться причиной значи-
тельных волновых потерь.
В отношении качества поверхности к крыльям современного
самолета должны быть предъявлены следующие требования:
1. Крыло должно иметь поверхность с величиной бугорков ше-
роховатости не более й=10—15 микрон1. Эта величина бугорков
шероховатости может быть достигнута при пульверизационном
способе покрытия лаком. Полировки поверхности обшивки крыла
как в передней части крыла, так и в остальной части не требует-
ся. Полировка была бы лишь непроизводительной затратой вре-
мени и труда; вполне приемлема поверхность такой же гладко-
сти, как гладкость листа писчей бумаги.
2. На поверхности обшивки допустимы только утопленные го-
ловки заклепок; при этом желательно лунки вокруг заклепок за-
шпатлевывать. Стыковка листов обшивки должна производиться
«встык» или «с подсечкой» и при аккуратном выполнении послед-
ней. Зазоры зашпатлевываются. При листах встык допускается
зазор между листами 0,5 мм. Необходимо обращать внимание,
чтобы в местах стыков листов (особенно при стыках внахлестку
с подсечкой) не было отклонений контура крыла от теоретиче-
ского профиля. При конструировании следует предусматривать
возможность появления выпучин по швам обшивки.
3. Поверхность обшивки крыла должна быть совершенно ров-
ной, без пузырей и волн. Крышки люков необходимо тщательно
подгонять. В каждом сечении крыла практическая дужка послед-
него должна минимально отличаться от теоретического профиля.
Можно допускать отклонение по стрелке в 1—1,5% от длины.
Иногда предпочитают ставить на крыло более толстую, чем нуж-
но по расчету, обшивку для улучшения качества поверхности.
1 Для ламинарных профилей в передней половине крыла величннай=5 микрон.
37
Глава II.
ВЛИЯНИЕ КОМПОНОВКИ И МЕХАНИЗАЦИИ
КРЫЛА НА ЕГО АЭРОДИНАМИКУ
Интерференция и способы ее уменьшения
Сопряжение крыла с фюзеляжем, мотогондолой, стойкой и т. п.
может послужить источником значительного дополнительного
сопротивления и уменьшения подъемной силы крыла. Увеличение
с'у и уменьшение Cj>max крыла происходит в результате явления,
называемого интерференцией.
Физическая природа интерференции не может считаться точно
установленной, но можно полагать, что вследствие взаимодей-
ствия пограничных слоев двух сопрягающихся элементов в зоне
со значительным положительным градиентом давления образуют-
ся преждевременные срывы потока, приводящие к уменьшению
max и увеличению сх. Если две поверхности, обтекаемые пото-
ком, пересекаются под острым углом, то в вершине этого угла,
как нетрудно себе представить, получится значительное утолще-
ние пограничного слоя. Такой утолщенный слой будет представ-
лять менее устойчивое образование, чем более тонкий слой, дей-
ствие положительных градиентов на нем скажется раньше- и от-
рыв слоя произойдет скорее. С другой стороны, если пересекаю-
щиеся обтекаемые поверхности постепенно расходятся в направ-
лении потока, как это получается в случае пересечения овального
или круглого фюзеляжа с задней частью крыла, то возникнет не-
которое подобие диффузора и связанный с последним большой
положительный градиент давления, который также будет способ-
ствовать более раннему отрыву пограничного слоя.
Наиболее существенным и важным является случай интерфе-
ренции крыла и фюзеляжа.
Если крыло свободнонесущего моноплана расположить так,
как указано на фиг. 48, то при отсутствии зализа в случаях Б и В
получится значительно худший вариант, чем в случае А: сниже-
НИе Су щах будет более значительно, а с, возрастет сильнее. За-
полнением диффузора посредством так называемого зализа мож-
но улучшить поляру комбинации крыло—фюзеляж. На фиг. 49
можно видеть влияние зализов на поляру моноплана с низкорас-
положенным крылом (вариант Б). Хорошо подобранный зализ
дает поляру III, отличающуюся от поляры изолированного крыла
только на величину сопротивления фюзеляжа, тогда как непра-
вильно сконструированный зализ дает поляру II, свидетельствую-
щую о резком ухудшении су и сх.
38
При конструировании зализа следует придерживаться следую-
щих соображений:
а) Интерференция возникает легче, если на поверхности кры-
ла, прилегающей к фюзеляжу, имеются большие положительные
градиенты давления. Поэтому при построении зализа его сечения
по хорде следует выполнять по форме профилей, имеющих малые
значения положительных градиентов давления. Как выяснено вы-
ше такими профилями являются профили с более острым носком
и максимальной вогнутостью осевой дуги, отнесенной ближе к
Фиг. 48. Влияние интерференции
крыла и фюзеляжа иа поляру при
отсутствии зализоа
Фиг. 49. Влияние зализов иа поляру.
7—без зализа; II— с неудовлетворительным
t зализом^ III—с нанвыгоднейшим залнзом.
хвостику (на 30—35% хорды), а также с S-образной осевой ду-
гой. Профиль крыла по мере приближения от начала зализа к
борту фюзеляжа должен модифицироваться в указанном направ-
лении (фиг. 50).
б) Угол заклинения профилей зализа должен постепенно
уменьшаться по мере приближения к борту фюзеляжа. Этим
можно отдалить момент начала срыва с крыла в зоне, располо-
женной вблизи фюзеляжа. Следует отметить, что уменьшение
угла заклинения должно быть умеренным.
в) Образующийся между стенкой овального или круглого фю-
зеляжа и верхней поверхностью крыла диффузор способствует
образованию ранних срывов и поэтому он должен быть заполнен
плавным обтекателем, составляющим поверхность зализа. Обте-
катель должен строиться таким образом, чтобы его радиусы уве-
личивались в направлении от носка крыла к задней кромке. Когда
крыло соприкасается с фюзеляжем, стенки которого плоски и
нормальны к верхней поверхности крыла, то устройства зализов
не требуется, так как интерференция в этом случае будет прак-
тически очень незначительной.
39
При среднем расположении крыла (среднеплан) обычно зали-
зов также не требуется. Однако иногда, при профилях с неустой-
чивым обтеканием на больших углах атаки, например, NACA-230,
интерференция наблюдается и в среднепланах. В этих случаях
следует устраивать наплывы на носке крыла, подобные наплывам
на крыле истребителя Кертис Р-40 и конструируемые так, чтобы
носок профиля крыла у фюзеляжа заострялся и опускался вниз
(фиг. 51). У задней кромки крыла при этом следует делать очень
небольшие зализы. Применение таких наплывов на практике дает
очень благоприятные результаты.
В некоторых случаях от срывов, образующихся в результате
интерференции крыла и фюзеляжа, могут возникнуть (на боль-
ших углах атаки) вибрации хвостового оперения самолета типа
баффтинг. Устройство зализов полностью ликвидирует это явле-
ние.
Интерференция между крьиом и мотогондолами довольно су-
щественно отражается на с и с,. крыла. На основании много-
численных исследований (США, СССР—ЦАГИ) можно считать,
что наивыгоднейшее с точки зрения минимальной интерферен-
ции расположение мотогондолы — в крыле с осью, проходящей
вблизи носка крыла (фиг. 52,Б). Расстояние от плоскости винта
до носка крыла должно быть равно ~0,25 Ъ.
Различные надстройки на крыле (стойки, кабаны и т. д.) вы-
зывают интерференцию и ухудшают поляру крыла. Необходимо
тщательно зализывать места сопряжения их с крылом, чтобы
уменьшить интерференцию. Самое лучшее, что можно вообще
рекомендовать для современного самолета, это добиваться путем
40
Фиг. 51. Наплыв на носке центроплана.
Фиг. 52. Влияние
положения мото-
гондолы на по-
ляру.
Б—наив ыгодне йшее
положение.
41
соответствующей его компоновки, чтобы ничто не нарушало пра-
вильного обтекания крыла; все должно быть скрыто внутри кры-
ла и фюзеляжа.
Задачи механизации крыла и наиболее употребительные типы
современных механизированных крыльев
Механизацией крыла решают следующие задачи:
1) увеличение су крыла при посадке, на вираже и на взлете
я увеличение угла планирования;
2) предотвращение потери боковой устойчивости на больших
углах атаки вследствие возникновения асимметричных концевых
срывов;
3) увеличение лобового сопротивления крыла для уменьшения
скорости пикирования.
Механизация, применяемая для решения первой задачи, яв-
ляется принадлежностью крыльев почти каждого современного
самолета. Исключение составляют лишь некоторые учебные и
спортивные самолеты.
Механизация для решения второй задачи за последнее время
применяется все реже.
Механизация для решения третьей задачи имеет применение
только на пикирующих бомбардировщиках.
1) Увеличение значения су на посадочном угле ата-
ки1—Супое — дает возможность уменьшить величину посадочной
скорости:
у =А1/"_____—___
пос * И pSeynoc •
Таким образом конструктор может, не увеличивая Упос выше
заданного предела, принять большую нагрузку на единицу несу-
Увеличение су на взлете при достаточно высоком значении
качества самолета, т. е. -а в1Л t может значительно улучшить ха-
сх
рактеристики взлета. Современные типы механизации обычно до-
пускают такое увеличение взлетного значения су.
Угол планирования 0 определяет, как известно, величину по-
садочной площадки, необходимой для данного самолета. Чем
больше угол планирования, тем меньшая площадка может быть
использована. Так как угол планирования определяется из
tg 0 = — -с^=-----L,
си *
то, чем больше качество к, тем меньше угол 0 и тем большая
посадочная площадка будет требоваться. При хорошей аэродина-
мике современные самолеты имеют большие значения к и, сле-
1 Посадочный угол атаки выбирается обычно меньше на 2—3°.
42
довательно, малые 0. Механизация крыла с увеличением cynot.
увеличивает и — , следовательно, и угол планирования 0.
cv
В настоящее времи на самолетах1 применяются следующие
виды механизации для увеличения с„ (см. табл. 1):
а) щитки-закрылки Шренка,
б) щелевые закрылки,
в) закрылки Фаулера,
г) закрылки Гоуджа,
д) предкрылки с закрылками,
е) предкрылки с элеронами, работающими как закрылки, и
щитками.
В механизации типа а и б для
увеличения су используется увели-
чение вогнутости профиля и отса-
сывание пограничного слоя. При
этом по сравнению с исходным
профилем для данного угла атаки
получается значительный прирост
доходящий на amu, в зависимо-
сти от типа закрылков, до Дс1/1пах=
= (0,55—0,80) Су max-
Щитки Шренка по сравне-
нию с щелевыми закрылками дают
большее увеличение сопротивле-
ния, так что Г—) ’ п0ЭТ0‘
му крылья со щитками допускают
Фиг. 53. Зависимость»су и с,- кры-
ла от углов отклонения закрыл-
ков или щитков.
более крутое планирование; с дру-
гой стороны, в нерабочем положе-
нии щитки дают значительно мень-
шее лобовое сопротивление, чем
щелевые закрылки. Это служит
как будто основанием отдать предпочтение щиткам Шрен-
ка, однако щелевые закрылки оказываются выгоднее для взлета,
ибо при отклонениях, обычно рекомендуемых для этой цели
(8 = 1Ег—20°), сопротивление крыла с закрылками меньше, чем со
щитками (фиг. 53). Поэтому для самолетов с неудовлетворитель-
ным взлетом следует применять щелевые закрылки, если нельзя
улучшить взлет другими путями, например, постановкой четырех-
лопастного винта и др.
Выбор размеров щитков и закрылков по размаху определяет-
ся длиной элеронов и возможностью размещения щитков под
фюзеляжем. Рекомендуется располагать щитки по всей задней
кромке крыла, от элерона до элерона, так как подфюзеляжная
часть значительно увеличивает эффективность щитков. Размеры
щитков и закрылков по хорде выбираются исходя из того, что
при хорде щитков 6Щ > 0,256кр и хорде закрылков Ь3 > 0,4&кр
1 Строящихся серийно.
43
Таблица 1
44
эффективность и тех и других почти не возрастает (фиг. 54,а и б).
Наибольший угол отклонения для щитков выбирается 8Щ =60°, а
для закрылков 83 =40—50°. При больших углах отклонения 4
Фиг. 54. Изменение Дс„Шах в зависимости от относительной величины
хорды закрылков (а) —- или щитков (6)
Окр чкр
эффективность щитков и закрылков не возрастает (фиг. 55).
Эффективность щитков и закрылков повышается при увеличении
относительного размаха щитков а также сужения »] и удлине-
•кр
ния X крыла.
Фиг. 55. Зависимость Дс^шах от угла отклонения закрылков
или щитков В".
Необходимо иметь в виду, что зависимость сутал от величины
относительной толщины профиля с резко меняется при отклонен-
ных щитках; если максимальное значение с яах для исходного
45
профиля соответствует с =12-°/о, то при отклоненных щитках, при
ощ=60°, максимальное значение су тах соответствует с = 20%
•(фиг. 56). Этим отчасти объясняется большая эффективность
средней части щитков в трапецевидном крыле.
Закрылки типа виг (Фаулера и Гоуджа) способствуют по-
вышению Cj, за счет увеличения вогнутости и несущей поверхно-
сти крыла. Оба эти типа закрылков весьма выгодны для взлета,
так как при сравнительно большом увеличении су имеют неболь-
шое сопротивление.
Эффективность закрылков
Гоуджа приблизительно равна
эффективности щитков Шрен-
ка. Эффективность закрылков
Фаулера превышает эффек-
тивность щитков:
ЛГу max “0,90 Cj, щах»
Хорда закрылков Гоуджа и
Фаулера может доходить до
*3=0,40^.
Наивыгоднейший угол от-
клонения закрылков Гоуджа
83 =5 25°. Наивыгоднейший
угол отклонения закрылков
Фаулера при =(0,3—0,4) Ьхр
есть о3=40°.
Фиг. 56. Влияние относительной толщи- Предкрылки на современ-
ны профиля ~с на Су тах при отклонен- ных крыльях применяются
ных и неотклоиенных щитках. почти исключительно конце-
вые, расположенные лишь в
зоне элеронов. Предкрылки по всему размаху применяются
редко и только на легких самолетах (Физелер «Шторх», «Валти»,
«Виджилент»). Концевые предкрылки обычно на малых и сред-
них углах атаки прижаты к носку крыла, составляя с последним
один профиль, а на больших углах автоматически открываются,
образуя щель.
Увеличение су крыла с предкрылком происходит за счет улуч-
шения обтекания крыла на углах, больших критического угла
атаки атах и за счет собственной подъемной силы предкрылка,
которая может дать до 15—20% всего прироста. По кривым Ли-
лиенталя на фиг. 57 хорошо видна разница между действием
закрылков и предкрылков.
Концевые предкрылки очень незначительно повышают су „ах и
поэтому употребляются только в целях предотвращения попереч-
ной неустойчивости и улучшения поперечной управляемости на
больших углах атаки.
Механизация типа е не имеет широкого распространения и
представляет комбинацию обычных щитков Шренка в средней ча-
сти крыла, элеронов, работающих на посадке как щелевые за-
46
крылки, и концевых предкрылков, служащих для улучшения бо-
ковой устойчивости и управляемости. Иногда этот тип механиза-
ции применяется без концевых предкрылков. Эффективность та-
кой механизации выше эффективности щитков, расположенных
по размаху от элерона до элерона*.
2) Для предотвращения потери боковой устой-
чивости и управляемости применяются, как уже отме-
чалось выше, концевые предкрылки, расположенные перед элеро-
нами. Действие их заключается в том, что воздух, выходящий
из-под предкрылка через щель, «сдувает» образующиеся на боль-
ших углах по концам крыла
срывы и улучшает обтекание,
сохраняя эффективность элеро-
нов. Однако для современных
самолетов со скоростью, дости-
гающей Vmal=700 км!час, те не-
значительные изъяны в поверх-
ности носка крыла, которые
имеют место даже при хорошей
подгонке предкрылка (в закрытом
положении) к крылу, могут по-
служить источником значитель-
ных сопротивлений. Задачу же
улучшения поперечной устойчи-
вости можно решить путем кон-
струирования крыльев с затя-
нутым по концам срывом, при-
меняя аэродинамическую закрут- фиг. 57. Поляры крыла с предкрыл-
ку и соответствующую форму ком и кРыла с закрылком,
крыла в плане. Поэтому в по-
следнее время избегают применения концевых предкрылков.
Для тех же пелей, что и концевые предкрылки, служат кон-
цевые щели Локхид, применяющиеся довольно ограниченно ввиду
значительного с,, который они дают.
3) Увеличение лобового сопротивления при
пикировании достигается тормозными щитками. Существуют
два основных типа тормозных щитков-
а) Решетчатый щиток, открывающийся в передней трети кры-
ла и принимающий нормальное к потоку положение (щитки Юн-
керса, фиг. 58).
б) Щиток, открывающийся в задней части крыла и представ-
ляющий сплошной закрылок, при пикировании отклоняющийся на
90' к потоку (Блекбэрн «Скуа», фиг. 59,а, и Савойя-Маркетти-
SM85, фиг. 59,6). Видоизменением щитков первого типа являются
двойные (на нижней и верхней поверхности крыла) щитки немец-
кого самолета Мессершмитт-210, убирающиеся внутрь крыла
(фиг. 60) и щитки пикирующего бомбардировщика Кертис
XSB2C-1, представленные на фиг. 59,в.
1 Более подробно с механизацией крыльев можно познакомиться по книге
Л. И. Сутугина „Механизированные крылья”.
47
Размеры тормозных щитков первого типа выбираются при
условии, чтобы их площадь составляла ST. щ = (0,04—0,05) SKp.
Щитки типа Юнкере в прижатом, нерабочем состоянии представ-
ляют довольно значительное сопротивление и могут уменьшить
Фиг. 58. Тормозной щиток Юнкерса.
Фиг. 59. Тормозные щитки раз-
личных типов.
а~Блекберн „Скуа“; б—Савойя—Мар-
кетта SM-85; в—Кертис XSB2C.
Фиг. 60. Выдвижной тормозной щиток
самолета Ме-210.
максимальную скорость современного самолета па 8—10 км/час.
Следует применять конструкции щитков, полностью убирающихся
в крыло, как, например, на Мессершмитт-210.
Элероны
Элероны служат для создания поперечного момента (момента
относительно продольной оси самолета), используемого при фи-
гурах, и для сохранения боковой устойчивости, т. е. для устране-
ния случайных кренов.
Величина поперечного момента, характеризуемого коэфициен-
том»г.г, определяет эффективность элеронов. Момент, создаваемый
элероном, получается в результате отклонения элерона вниз или
-48
еВерх; при этом подъемная сила той части крыла, где расположен
элерон, увеличивается или уменьшается.
Площадь элеронов обычно составляет 5ЭЛ = (0,07-—0,09) 5кр.
Кроме того, рекомендуется -следующее условие:
а
0,05 < - , -
^кр^кр
где 51ф — площадь крыла, заключенная между сечением по внут.
длины -— элерона,
*кр
Величина тг зависит от угла отклонения элерона 8, от отно-
сительной длины элерона, т. е. от —, и от относительной
Ъ ,кр
хорды элерона, т. е. от На фиг. 61 даны кривые, показы-
^кр
вающие рациональные пределы углов отклонения элеронов 8
и Углы отклонения элеронов 6 больше 25-—30° обычно не
берутся, а при диференциальном управлении — вверх о» 25°,
вниз — о=» 15°.
Относительный размах элерона — для малых машин бе-
, z«p
рется -^-=30 — 35%, а для больших-------—=35 — 40%.
‘кр 6<р
Так как при увеличении хорды сильно растут шарнирные мо-
менты, а эффективность растет очень медленно, то хорду элерона
обычно более чем (0,20—0,25) 6кр не берут. Лучший способ избе-
жать больших нагрузок на штурвал от элерона, это применять
узкие (не более 0,25 йкр) элероны.
Для уменьшения шарнирных моментов элеронов применяется
аэродинамическая компенсация — большею частью осевая, ред-
ко — утопленная роговая, а также сервокомпенсация. Осевая ком-
4~Фомин
49
пенсация применяется двух видов, — щелевая и типа Фриз
(фиг. 62,а и б). Компенсация типа Фриз более выгодна аэроди-
намически, так как увеличение с,^ при этой компенсации мень-
Правипьно
неправильно
Фиг. 62. Типы элеронов.
о— щелевой элерон; 6—элерон типа Фрнз.
а
ше, чем при щелевой компенсации (на 0,0002). Осевая ком-
пенсация берется обычно не более 0,28 8ЬЛ.
Элерон со щелевой компенсацией обладает значительным не-
достатком, сущность которого легко понять, обратившись к трем
полярам, изображенным на фиг. 63.
Поляры даны для прямоугольного
крыла со щелевым закрылком по все-
му размаху для углов отклонения
закрылков 3=0°, р=—10° и (3=L+10°.
При отклонении закрылка вниз
(+ 10°) по сравнению с —10° полу-
чится увеличение гатахс понижением
атах и значительное увеличение с.. н
больших углах атаки. Следовательно,
на вираже отклоненный книзу элерон
будет давать вредный для виража
поворотный момент. В компенсации
с„ ,, типа Фриз этот вредный момент па-
Фиг. 63. Изменение поляры r г
крыла с закрылком при откло- рализуется моментом от поднятого
нениях закрылка вверх и вниз, кверху элерона, который получается
за счет срыва, образующегося благо-
даря выступающему носику поднятого вверх Элерона (см.
фиг. 62,6).
Крыльевые радиаторные установки и всасывающие патрубки
Размещение водяных и масляных радиаторов в крыльях пред-
ставляет с точки зрения аэродинамики существенные преимуще-
ства:
1) В крыле обычно имеется больше возможностей располо-
жить радиатор без увеличения существующего миделя.
2) Подведение охлаждающего воздуха к радиатору, установ-
ленному в крыле, возможно с очень небольшими потерями ско-
50
оСТного напора при устройстве воздухоприемного отверстия в
носке крыла.
Однако неправильные расположение и форма воздухоприем-
ных отверстий и выходных воздушных заслонок могут привести к
возрастанию сг крыла и значительному уменьшению cs тах и вы-
звать вибрации оперения на больших углах атаки.
Воздухоприемные отверстия радиаторов и всасывающих пат-
рубков должны располагаться обязательно в носке крыла, причем
не следует их помещать в непосредственной близости к фюзеляжу
или мотогондоле, чтобы избежать вредного влияния приторможен-
ного поверхностью фюзеляжа или мотогондолы воздуха.
Картина распределе-
ния давления на поверх-
ности крыла может под-
сказать, в каком именно
месте носка следует рас-
положить воздухоприем-
ное отверстие радиатора.
Ясно, что отверстие дол-
жно быть в том месте
Фиг. 64. Правильное расположение входного
отверстия при установке радиатора в крыле.
носка, где имеется дав-
ление. Поэтому отверстие обычно имеет форму довольно вытя-
нутого до размаху прямоугольника, а верхняя кромка его нахо-
дится ниже точки пересечения хорды профиля с носком (фиг. 64).
Такое расположение и форма воздухоприемного отверстия дают
хороший продув радиатора и не вызывают вредных срывов.
В случае установки всасывающих патрубков при подобном возду-
хоприемном отверстии можно получить оптимальную величину
скоростного наддува мотора.
Размещение выходных воздушных отверстий должно также
сообразоваться с распределением давления на поверхности крыла;
несомненно, выход воздуха должен быть в зоне с пониженным
давлением. Значительные неприятности в отношении су и с,г пред-
ставляют жалюзи или заслонки, с помощью которых регулируется
расход воздуха через радиатор. Будучи помещены на верхней по-
верхности крыла, жалюзи и заслонки могут вызвать на больших
углах атаки срывы с понижением су и увеличением сг. Поэтому
часто делают выход воздуха на нижней поверхности крыла или
же применяют специальные заслонки, дающие очень небольшие
срывы, например, типа ЦАГИ.
Герметизация
Возникающие при наличии неплотностей в обшивке и люках
крыла внутренние, так называемые паразитические потоки соз-
дают дополнительное, довольно значительное сопротивление.
Иногда сопротивление образуется побочным путем, например,
если бомбовый отсек крыла имеет отверстия в своих стенках, то
при наличии разрежения на створках люка, закрывающего отсек,
створки приоткроются и создадут значительное сопротивление.
4* 51
Кроме появления дополнительного сопротивления, отсутстви
герметичности иногда ведет к различного рода отрицательны
явлениям другого порядка, именно — к быстрому распростране
нию огня при загорании крыльевых бензиновых баков, к просачи
ванию из крыльевых мотогондол в кабину пилота газа, представ
ляюшего смесь выхлопных газов и продуктов сгорания масла.
Поэтому необходимо уже при конструировании предусматри
вать обеспечение плотной пригонки и плотного прилегания (также
при действии отдирающих сил) всех люков; герметичность отс<
ков, которые могут сообщаться с наружным пространством (нг
пример, отсеки вооружения); герметичность отсеков, вмещающи
бензиновые баки; герметизацию проводки управления моторами
элеронами из кабины пилота в крыло и т. д.
Глава III.
ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ КРЫЛЬЕВ
Крыло выполняет на самолете следующие две функции:
1) создает подъемную силу,
2) воспринимает воздушные, инерционные и весовые нагрузки.
На крыло самолета, летящего горизонтально в спокойном воз-
духе, действуют следующие силы:
а) Аэродинамическая сила, образующаяся в результате обте-
кания крыла потоком. Так как разница между этой полной аэро-
динамической силой и подъемной силой
Y= cvqS
очень невелика, то обычно рассматривается последняя.
б) Вес конструкции крыла.
в) Вес агрегатов, размещенных в крыле: моторов, баков, во-
оружения и т. д.
При полете в неспокойном воздухе или при криволинейном
полете действующие на крыло силы увеличиваются в несколько
раз вследствие добавления сил инерции и равны силам горизон-
тального полета, помноженным на коэфициент перегрузки, опре-
деляемый для различных случаев полета в «Нормах прочности».
Аэродинамическая сила и вес конструкции крыла действуют
в виде нагрузок, распределенных по некоторому закону.
Характер распределения аэродинамической нагрузки крыла
представлен на фиг. 65, причем диаграмма а дает распределение
53
нагрузки по размаху, а б — по хорде. Распределение нагрузки от
веса конструкции зависит от типа конструкции крыла.
В конструкциях современных самолетов употребляются три
следующие общие конструктивные схемы крыльев, отличающиеся
друг от друга способом восприятия нагрузок:
1) бипланная схема,
2) подкосная схема,
3) монопланная свободнонесущая схема.
Бипланные схемы
При бипланной схеме нагрузки воспринимаются простран-
ственной фермой с большой строительной высотой, элементы ко-
торой частично находятся в потоке. Простейший пример биплан-
ной схемы приведен на
фиг, 66. Изображенная
ферма или „коробка" би-
плана, как иногда ее на-
зывают, состоит из не-
скольких плоских ферм,
из которых две горизоп-
тальные фермы—верхняя
и нижняя—представляют
внутренний каркас крыль-
ев биплана, а передняя
и задняя вертикальные
фермы и торцевая ферма
находятся в потоке. Ос-
новная идея биплана—
использование большой
строительной высоты вер-
тикальных ферм и полу-
Фиг. 66. Схема простейшей бипланной чение в связи С этим ма-
коробки. лого веса конструкции.
Однако присутствие в по-
токе элементов вертикальных ферм значительно ухудшает аэро-
динамические свойства биплана и делает эту схему неприемлемой
для современного самолета с большой скоростью.
Сейчас бппланная схема применяется лишь для учебных, спор-
тивных и связных самолетов.
Действующие на бипланную коробку силы (аэродинамические,
весовые, инерционные) нагружают ее на изгиб и на кручение.
Нагрузка от аэродинамических сил, приложенная к крыльям
биплана, воспринимается непосредственно обшивкой, с которой
нагрузка передается на нервюры и на лонжероны. С лонжеронов
нагрузка уже в виде сосредоточенных сил передается в узлах на
элементы пространственной фермы бипланной коробки.
Лонжероны крыльев, как стержни бипланной фермы, в резуль-
тате изгиба и кручения последней, нагружаются продольными си-
лами. Действующие же па лонжероны поперечные силы от воз-
54
апной нагрузки и веса конструкции нагружают их, как балки,
М изгиб. Стойки бипланной коробки работают на сжатие (про-
н' „ькый изгиб), а диагональные растяжки — на растяжение.
Растяжки, идущие от середины к верхнему концу стойки, назы-
ваются несущими, а идущие от середины к нижнему концу стой-
3 4
Фиг. 67. Основные схемы бипланов.
1—одностоечный биплан; 2—двухстоечный биплан; 3—биплан с выносом;
4—полугораплан.
ки — обратными. Одновременно бывают нагружены или несущие
растяжки, или обратные (при нагрузке сверху вниз).
Существует несколько типов бипланных схем, имеющих или
имевших в недавнем прошлом достаточно широкое распростране-
ние (фиг. 67):
1) нормальный одностоечный биплан,
2) двухстоечный биплан,
3) одностоечный или двухстоечный биплан с выносом,
4) полутораплап.
Фиг. 68. Биплан „Ганнибал* с жесткой расчалкой.
Кроме этих типов, следует отметить:
а) биплан с жесткой фермой (фиг. 68),
б) бипланную коробку типа Фоккер (фиг. 15),
в) свободнонесущий биплан (фиг. 16).
Применяющиеся в настоящее время в небольшом количестве
бипланы имеют схемы либо одностоечных бипланов, либо полуто-
55
рапланов с выносом или без выноса. Остальные схемы, невиди-
мому, совершенно вышли из употребления.
Двухстоечный биплан обычно применялся для тяжелых само-
летов. Эта схема позволяла иметь большие удлинения для крыль-
ев при малом индуктивном сопротивлении и при сравнительно не-
большом весе конструкции коробки.
Безрасчалочная схема биплана Фоккера имеет преимущество
перед нормальной бипланной коробкой в отношении сх ввиду от-
сутствия расчалок, дающих большие сопротивления, однако вес
конструкции такого биплана больше обычной схемы с расчалками.
Схема свободнонесущего биплана, весьма редко применявше-
гося, значительно уступает нормальному биплану в весовом отно-
шении, но имеет также некоторые преимущества в отношении сг.
Наиболее употребительная форма крыльев биплана — прямо-
угольная, с закругленными, реже прямоугольными, концами.
В редких случаях применялась трапецевидная форма.
Удлинение крыльев биплана нормально Х=6—8. В двухстоеч-
ном биплане Де-Хевиленд DH-86 удлинение доходило до Х=Д2,5
(см. фиг. 79).
Высота коробки или расстояние между верхним и нижним
крылом h определяется отношением
й
Г*
где I — размах крыла.
При уменьшении -у- лобовое сопротивление коробки увеличи-
вается, а подъемная сила уменьшается. При-Й = 1,0 каждая из
пар крыльев будет иметь характеристики (с и изолиро-
ванных монопланных крыльев. Однако большие значения — не-
выгодны из-за роста лобового сопротивления стоек и растяжек,
увеличивающихся по длине, а также вследствие увеличения веса
коробки при чрезмерно длинных стойках и расчалках. Известно,
что .при увеличении строительной высоты фермы вес поясов
уменьшается, а вес стоек увеличивается. С другой стороны, изгиб
от поперечных сил и устойчивость поясов на участках между
стойками, наряду с другими конструктивными соображениями,
налагают ограничения на облегчение поясов при увеличении h.
Это приводит к наивыгоднейшей, с точки зрения веса фермы, вы-
соте Ь. В мостостроении принимается как наивыгоднейшее соотно-
шение высоты и пролета фермы
* См. ф. Блейх, Теория и расчет железных мостов, ОГИЗ, Москва, 1931.
S6
£ л
Статистика бипланов дает следующие величины - :
для двухстоечных бипланов-у-= 0,10— 0,13;
для одностоечных бипланов -у- = 0,14 — 0,19.
Угол выноса р (фиг. 69), применяющийся часто в бипланах,
улучшает обзор пилота вперед и вниз, а также приводит к более
плавному и пологому течению закритической части кривой су,
Фиг. 69. Биплан с выносом Фэйри „Фокс".
что благоприятно влияет на штопорные свойства биплана. Аэро-
динамическая нагрузка на верхнем крыле в биплане с выносом
значительно больше, чем на нижнем крыле. Значение р меняется
для бипланов в широких пределах от р=0° до р=30°. Небольшое
количество старых конструкций имело отрицательные значения р.
Иногда в бипланах с выносом и особенно в полуторапланах угол
установки нижнего крыла делается больше (примерно на 3°).
Разница в угле установки называется углом деградации. Дегра-
дация совместно с выносом повышает несколько csmax и умень-
шает аэродинамический момент бипланной коробки. Для биплана
в силу особенности его схемы, заключающейся в том, что строи-
тельная высота конструкции не зависит от толщины примененного
профиля крыла, употребляются дужки с относительной толщиной
с=8—12%; с обычно постоянно по всему размаху. Вес конструк-
ции бипланной коробки, отнесенный к несущей поверхности, со-
ставляет в зависимости от удельной нагрузки на крылья и кон-
структивных параметров
£,р = 6.5 — 14 кг/м*.
Для повышения поперечной устойчивости обоим крыльям би-
плана или Одному из них дается угол поперечного V, равный
Подкосные схемы
Подкосная схема является промежуточной между бипланом и
свободнодесущим монопланом. Подкосная схема крыла в настоя-
57
щее время имеет довольно широкое применение в легкомоторной
авиации — в конструкции спортивных, санитарных, учебных само-
летов, самолетов связи и разведчиков. Для самолетов с больши-
ми скоростями подкосная схема неприемлема из-за больших сг.
Наряду с подкосной схемой, употребляется, правда, реже, схема
с расчалками, мало отличающаяся от подкосной.
-Фиг. 70. Подкосные монопланы и моно-
план с расчалками.
Валти „Виджилент“; б—Физелер „Шторх";
в—Райан „Драгонфляй"; г—Райан ST-3.
На фиг. 70 приведены схе-
мы современных легких само-
летов связи и разведчиков:
а) Валти „Виджилент1*, б) Фи-
зелер „Шторх", в) Райан „Дра-
гонфляй" с парасольным рас-
положением крыла и г) расча-
лочный моноплан с низким
расположением крыла Райан
ST-3. В подкосной или расча-
лочной схеме крыла лонже-
Фиг. 71. Две основные схемы под-
косных монопланов.
а—с защемлением у корня; б— с шарнирным
креплением.
роны, обычно в количестве двух, работают как консольные балки,
защемленные или шарнирно закрепленные у фюзеляжа (фиг. 71).
На участке между точкой крепления подкоса и фюзеляжем лон-
жероны, кроме изгиба, испытывают еще и сжатие от осевых сил,
появляющихся в результате нагружения подкосов на растяжение.
Подкосы дают довольно значительное лобовое сопротивление,
кроме того, сочетание подкосов с крылом и фюзеляжем под
острыми углами является источником интерференции, дающей до-
полнительное сопротивление. Именно поэтому подкосная схема в
современной авиации находит применение лишь для легкомотор-
ных самолетов со скоростями Игаах=»200 км/час.
58
Форма крыла подкосвых и расчалочных монопланов прямо-
с прямыми и округленными концами и изредка трапеце-
‘“'“удлинение подкосных крыльев колеблется в пределах
Х = 6-г-8.
расстояние а (фиг. 71) между точками крепления подкосов
к крылу выбирают исходя из соображений наименьшего веса
системы. Отношение — обычно близко к 0,55. Статистика дает
а
следующие пределы для — :
— =0,5 —0,6.
i
Относительная толщина дужек с, применяющаяся для подкосных
монопланов, большей частью постоянна по размаху и равна
с = 9- 12%.
Вес конструкции подкосных крыльев, отнесенный к несущей
поверхности, составляет
£кр = 7 — 15 кг/см2.
Угол поперечного iV выбирается равным ф=3°,0—5°,0.
Свободнонесущие монопланы
Схема свободнонесущего монопланного крыла занимает в со-
временной авиации положение, близкое к безраздельному господ-
ству. Этой схеме в значительной степени обязана своими успеха-
ми современная скоростная авиация.
Свободнонесущий моноплан — единственная схема, удовлетво-
ряющая основному закону современного самолетостроения; в в о з-
душном потоке не должно быть элементов, не
участвующих в образовании подъемной силы
или не необходимых для устойчивости самолета.
Вся конструкция, предназначенная к принятию нагрузок, дей-
ствующих на крыло, в свободнонесущей схеме заключена внутри
крыла и, следовательно, не имеет непосредственного влияния на
величину сх самолета.
На изгиб и кручение в свободнонесущей крыле, в зависимости
от типа конструкции, работают либо фермы либо тонкостенные
контуры и балки, заключенные внутри крыла или являющиеся
частью его обшивки. Ниже подробно рассматриваются различные
типы монопланных крыльев и их особенности в отношении вос-
приятия изгиба и кручения.
Форма свободнонесущего крыла в плане в большинстве слу-
чаев трапецевидная, или трапецевидная с прямоугольным центро-
планом. Эллиптическая форма из-за большей технологической
59
сложности применяется редко. Технологические затруднения свя-
заны главным образом с криволинейным очертанием передней
кромки крыла. Форма, очень близкая к эллиптической, с прямо-
угольной передней кромкой и криволинейной задней (фиг. 37,эк),
почти не отличается по сложности от трапецевидной. Такая форма
крыла применена на истребителе Рипаблик «Тандерболт».
Сужение т; и удлинение 1 для свободнонесущих крыльев вы-
бираются на основании ряда соображений, причем для каждого
конкретного случая в зависимости от предъявляемых к самолету
требований существуют свои оптимальные значения т] и 1.
Фиг. 72. Изменение по размаху потребных сечений поясов
лонжеронов Ft для различных значений Лип при S=const.
Кроме аэродинамических соображений, которые достаточно
подробно рассмотрены в главе I, на выбор сужения и удлинения
влияют соображения веса конструкции и виброустойчивости
крыла.
Вес конструкции свободнонесущих крыльев зависит от
сужения и особенно значительно -— от удлинения. При постоянной
площади S у крыльев с большими значениями т; вес конструкции
меньше, чем у крыльев с малыми т„ а крылья с малыми удлине-
ниями 1 легче крыльев с большими 1. Изменение веса конструк-
ции происходит главным образом за счет элементов, воспринимаю-
щих изгиб крыла. На фиг. 72 показаны кривые изменения рас-
четных сечений поясов лонжеронов по размаху для различных ц
и 1. Сечение пояса у корня для крыла с -4= 1,65 и 1=6 принято
за 100%. Эти кривые наглядно показывают влияние сужения и
удлинения на вес поясов. Удлинение, как видно, влияет на вес
поясов более значительно, чем сужение.
Однако, увеличение веса крыла при больших значениях X не
всегда имеет решающее значение при выборе удлинения. Для са-
молетов, летающих на больших углах атаки и с большим радиу-
60
сом действия, применение больших удлинений целесообразно. На-
пример, самолет ЦАГИ-25 (фиг. 73), на котором летчиком
М. М. Громовым был установлен рекорд дальности, имел удлине-
ние 1=13,1.
Удлинение и сужение значительно влияют на величину кри-
тической скорости флаттера. Крылья с большим удлинением
Фиг. 73. Рекордный самолет ЦАГИ-25 „Сталинский маршрут".
имеют более низкие значения критической скорости VKpJ чем
крылья с малым удлинением. При больших сужениях критиче-
ская скорость флаттера У„р крыла выше, чем при малых. На
фиг. 74 дана зависимость Гкр от т; при постоянных значениях S
и X1. Ккр дается в процентах к критической скорости прямоуголь-
ного крыла. Статистика дает следующие значения для сужения
и удлинения свободнонесу-
щих крыльев:
для истребителей т;=
=1,5—3,0; X =5—6,5;
для бомбардировщиков
и транспортных самолетов
4=2,5—4; Х=6,5-9.5
Угол поперечного
•V крыла определяется в
зависимости от размеров
вертикального оперения са-
молетов2. Значения для
Свободнонесущих крыльев
лежат в пределах
для низкоплана 0=5,0—
7,5°;
для среднеплана о =
= 3,0—5,0°.
Фиг. 74. Влияние сужения 4 на критиче-
скую скорость флаттера Икр. Цр выраже-
на в процентах к критической скорости
при 1)=1.
Величина относительных толщин профилей,
выбранных для свободнонесущего крыла у корни и на конце,
имеет большое значение не только с точки зрения аэродинамики,
о чем была речь выше, но и по ряду других причин. Толщина
профиля у корня и на конце определяет при данных площади,
сужении и удлинении крыла строительную высоту конструкции и,
1 См. Е. И. Гроссман, Флаттер. Труды ЦАГИ, вып. 281.
2 См. например, К. Д. Вуд, Техническая аэродинамика. Изд. ЦАГИ, 1938,
стр. 130.
61
следовательно, вес крыла. Иногда необходимость разместить в
крыле вооружение, бомбы или шасси заставляет выбирать отно-
сительную толщину профиля больше оптимальной. Можно ска-
зать, что относительная толщина профиля свободнонесущего кры-
ла зависит от общей компоновки самолета. При менее удачной
компоновке приходится останавливаться на профилях большей
относительной толщины и, следовательно, терять в аэродинамике
самолета.
Современные свободнонесущие крылья имеют обычно следую-
щие значения относительных толщин профилей:
у корня с = 12— 18%,
у конца с = 8—11 %*.
Чтобы поперечная устойчивость крыла была удовлетворитель-
на на больших углах атаки, рекомендуется для концевых про-
филей выбирать значения не менее
с = 9 — 10%.
Для свободнонесущего крыла может быть показательным следую-
щее соотношение:
ft
V ’
где h — максимальная толщина корневой дужки в м;
V— полуразмах в м.
Для хороших современных самолетов значение этого соотноше-
ния равно:
-"- = 0,055 — 0,06.
V
Иногда в свободнонесущих монопланах применяется изгиб кры-
ла, называемый «обратной чайкой» (фиг. 75).. «Обратная чайка»
Фиг. 75. Моноплан с «обратной чайкой" Воут-Сикорский «Корсар' F4H-1.
позволяет в монопланах с овальным или круглым фюзеляжем об-
ходиться без зализов, не вызывая значительной интерференции,
*^Для ллминарных профилей значение с у конца крыла доходит до
62
также уменьшать высоту шасси и, следовательно, вес и упро-
щать его уборку. Однако «обратная чайка» усложняет техноло-
гию крыла и создает дополнительное лобовое сопротивление в
месте перелома на верхней поверхности.
Вес свободнонесущих крыльев, отнесенный к площади крыла,
копеблется в довольно широких пределах и зависит от:
а) нагрузки на 1 м2 (С/S кг/м2), значительно влияющей на вег
крыла; _
б) удлинения А и сужения ц;
в) расчетной перегрузки п;
г) размеров крыла, характеризуемых площадью крыла S; с
увеличением В при р = const вес крыла, отнесенный к S, воз-
растает;
д) величины разгрузки крыла от находящихся на нем мото-
ров, вооружения, бомб, баков и т. д. Разгрузка уменьшает вес
крыла;
е) отношения —, характеризующего строительную высоту
h * '
крыла; увеличение — облегчает крыло;
ж) конструктивных особенностей крыла.
Невозможно получить весовую формулу, которая давала бы
для любого крыла достаточно точное значение веса. Лишь для
отдельных групп крыльев, не очень отличающихся размерами,
величиной разгрузки и главным образом сходных по конструк-
тивным особенностям, можно получить довольно точные и не-
сложные весовые формулы \
Статистика веса современных свободнонесущих крыльев дает
следующие цифры для веса крыла, отнесенного к его площади:
£\р = 8--32 кг/м2.
Широкий диапазон значений удельного веса gYf обусловли-
вается главным образом сильно изменяющимися значениями
удельной нагрузки р кг/м2 и коэфициента перегрузки пл для
крыльев самолетов различных назначений.
Для крыльев учебных самолетов и самолетов связи с удельной
нагрузкой р=40—60 кг/мг и значениями пл =6—9 удельный вес
обычно заключается в пределах:
gKp=8 —11 кг/м2.
1 Для предварительных прикидок можно применять известную формулу
Дриггса
ЕкР=А)/'
где пА— расчетная перегрузка на случай А:
р —нагрузка иа 1 л2;
I — размах крыла;
к — коэфициент, который может быть принят Л=4—5 в зависимости от
конструкции и размеров крыла.
Определяя коэфициент к для существующих крыльев и применяя его
Для вновь проектируемых однотипных крыльев, можно улучшить результаты,
Даваемые формулой Дриггса.
53
Для транспортных самолетов с р=120—160 кг/м1 и и, =6_____7
gKp =18 — 26 кг/м2.
Для военных самолетов: легких и средних бомбардировщиков
и штурмовиков с р= 170—200 кг/м2
gxp = 20 — 28 кг/м2,
истребителей с удельной нагрузкой р=200—230 кг/м2
£К|) =24 — 32 кг/м2.
Вес конструкции свободнонесущих крыльев обычно составляет
11,5 13,5% от полетного веса самолета. Этой зависимостью
можно пользоваться для очень грубых прикидок веса крыла.
Сравнение схем крыльев и выбор схемы в связи
с назначением самолета
Все сказанное дает возможность произвести сравнение раз-
личных схем между собой.
Е аэродинамическом отношении наиболее совершенной схемой
является, безусловно, схема свободнонесущего моноплана.
Применение более тонких профилей в биплане не может ком-
пенсировать увеличение сх за счет растяжек, стоек и интерфе-
ренции. Подкосные монопланы также уступают свободнонесущей
схеме. В современных свободнонесущих монопланах применяются
профили с относительной толщиной часто не выше 12—14%. Это
делает особенно трудной конкуренцию биплана и подкосного мо-
ноплана со свободнонесущей схемой.
Если провести расчеты лобового сопротивления крыльев для
биплана, подкосного моноплана и свободнонесущего моноплана с
одинаковой несущей поверхностью S, то можно, получить следую-
щие результаты: схб— коэфициент сопротивления коробки би-
плана будет больше с„ — коэфициента сопротивления свободно-
несущего крыла на 18—20%, т. е.
сл = (1,18 - 1,20)^,
причем учитывается увеличение средней относительной толщины
монопланного крыла по сравнению с бипланным; ст — коэфициент
сопротивления подкосной схемы будет больше сгм на 10—11%.
ст =(1,1 - 1,11КМ*.
Сравнение трех схем по весу показывает невыгодность в весо-
вом отношении свободнонесущего моноплана.
* В книге К. Вуд, „Проектирование самолетов", даются цифры, близкие
« приведенным здесь.
64
Выше были приведены цифры веса одного квадратного метра
онструкции крыла для каждой схемы.
К Для биплана
Яч, = 6,0 - 14 кг/м2.
Для подкосной схемы
£кр = 7 - 15 кг/м2.
Для свободнонесущего крыла
gKp = 8-32 кг/м2.
Если сравнить удельный вес крыльев биплана, подкосного и
свободнонесущего монопланов с одинаковой нагрузкой на 1 м2,
с одинаковой величиной перегрузки п и с несильно отличающимися
друг от друга размерами (S), то окажется, что вес крыла биплана,
отнесенный к площади S, будет на 23—25% меньше удельного
веса свободнонесущего монопланного крыла, а удельный вес под-
косного крыла будет на 17—20% меньше удельного веса свобод-
нонесущего крыла.
Большие величины веса 1 м2 для свободнонесущего крыла, до-
ходящие до 32 кг/м2, объясняются тем, что современные самолеты
с высокой нагрузкой на крыло, доходящей до 240—250 кг/м2 и
даже выше, выполняются исключительно по свободнонесущей
схеме, высокие же нагрузки на крыло приводят к весьма значи-
тельному возрастанию удельного веса крыла.
Итак, с точки зрения аэродинамики наилучшей схемой оказы-
вается монопланная свободнонесущая схема, по весу же подкос-
ные и бипланные схемы нужно признать лучше свободнонесущего
крыла.
Необходимо отметить еще следующее. Обыкновенная биплан-
ная коробка или монопланное крыло с растяжками при воздей;
ствии на них в полете больших перегрузок теряют свою регули-
ровку, и время от времени их нужно вновь регулировать, подтя-
гивая ленты-расчалки. Это, несомненно, должно, быть отнесено к
числу недостатков схем с расчалками.
Бипланная коробка и подкосное крыло вследствие присущей
им высокой жесткости более благополучны в отношении флаттера,
чем свободнонесущее крыло. Необходимая виброустойчивость сво-
боднонесущих крыльев достигается обычно за счет увеличения
веса конструкции.
Выбор схемы определяется главным образом назначением са-
молета. Так, если самолет должен выполнять функции самолета
связи или легкого разведчика, то его вполне целесообразно про-
ектировать по схеме подкосного моноплана, ибо:
а) при невысокой скорости, которую сможет развивать такой
легкий самолет, и небольшой дальности проигрыш на сопротивле-
нии подкосов будет сказываться незначительно;
б) стоимость такого самолета должна быть невысокой, под-
косная же схема будет дешевле свободнонесущей;
Фомин 65
в) вес самолета связи должен быть возможно меньше, чтобы
при заданной небольшой нагрузке на 1 л2 крыла иметь доста-
точно малые размеры;
г) хороший обзор для разведчика является важным фактором,
подкосный же моноплан с верхним расположением крыла имеет
прекрасный обзор.
Наиболее рациональной схемой для истребителя, безусловно,
является схема свободнонесущего моноплана с низким располо-
жением крыла по следующим причинам:
а) Самолет с большой скоростью должен обладать в первую
очередь прекрасной аэродинамикой.
б) Обязательное по этой причине убирающееся шасси проще
и с меньшим весом может быть осуществлено на свободнонесу-
шем моноплане с низким расположением крыла. Правда, может
быть применена схема шасси, убирающегося в фюзеляж, как на
пикирующем бомбардировщике Кертис 77 (см. фиг. 78), однако
при малом миделе фюзеляжа истребителя очень трудно найти в
нем объемы для колес и механизма шасси.
в) Обязательное для современного истребителя мощное артил-
лерийское и стрелковое вооружение можно без особых трудностей
разместить в свободнонесущем крыле, тогда как в бипланном и
подкосном крыльях с меньшей толщиной пушки и крупнокалибер-
ные пулеметы без обтекателей разместить невозможно.
г) Бензиновые баки выгодно располагать внутри свободноне-
сущего крыла, так как это позволяет уменьшить мидель и длину
фюзеляжа и, следовательно, понизить его сопротивление, кроме
того, благодаря разгрузке крыла уменьшается вес конструкции.
В тонких же крыльях биплана едва ли можно разместить даже
небольшие баки.
Итак, принимая во внимание требования, предъявляемые к са-
молету, учитывая его особенности, а также требования аэродина-
мики, веса, эксплоатации, дешевизны и простоты конструкции,
можно установить наиболее целесообразную схему крыла.
Глава IV.
бипланные крылья
Конструкция коробки
Значение бипланной схемы в настоящее время очень невелико.
Среди спроектированных за последние годы самолетов биплан
встречается как редкость. Большей частью это учебные, спортив-
ные самолеты или же самолеты связи.
Фиг. 76. Тренировочный биплан Боинг РТ-17.
Существуют две основные системы конструкции нормальной
бипланной или полуторапланной коробки:
а) коробка с диагональными растяжками, выполненными в ви-
де лент-расчалок;
б) коробка с жесткой фермой и с диагональными жесткими
раскосами вместо растяжек.
Схема расчаливания коробок первого типа зависит от наличия
выноса верхнего крыла и типа стоек. На фиг. 66 была показана
коробка без выноса с простейшей схемой растяжек. В бипланах
и полуторапланах с выносом и N-образной стойкой обычно приме-
няется система растяжек, подобная осуществленной на американ-
ском самолете Боинг РТ-17 (фиг. 76). Коробка нашего самолета
По-2 имеет точно такую же систему растяжек.
На фиг. 77 изображен как пример биплана без выноса, трени-
ровочный самолет Моран-Сольнье-350 с жесткой стойкой рамного
типа и простейшей расчалочной схемой.
В пикирующем бомбардировщике корабельного типа Кертис
77 (фиг. 78) при стойке рамной конструкции имеются только две
диагональные растяжки в одной плоскости (каждая растяжка
состоит из двух лент). В такой коробке значительная часть кру-
тящего момента воспринимается крыльями.
Фиг. 78. Биплан с рамной стойкой Кертис SBC-4.
Фиг. 79. Биплан Де-Хевиленд DH-86.
68
Фиг. 80. Биплан ,Чайка' Грегор FDB1.
69
Наконец на фиг. 79 приведена схема четырехмоторного двух-
стоечного биплана Де-Хевиленд DH-86.
Бипланные коробки с жесткой фермой применялись значитель-
но реже обычной коробки с растяжками. На фиг. 68 показан мно-
гомоторный биплан с жесткой фермой Хендли-Пейдж «Ганнибал»,
работавший в свое время на пассажирской линии Лондон—Па-
риж. Нижнее крыло коробки обычно крепится к фюзеляжу, а
верхнее — к кабану, состоящему из стоек с растяжками или под-
косами. Иногда, впрочем, и верхнее крыло крепится непосред-
ственно к фюзеляжу (фиг. 79). Широко применявшееся несколько
лет назад у истребителей как бипланной, так и подкосной схемы
крыло, изогнутое около фюзеляжа, как показано на фиг. 80, и
известное под названием «чайка», дает летчику очень хороший
обзор вперед.
Конструкция крыльев
Наиболее употребительная схема крыла бипланной коробки,
заслуживающая названия «классической», имеет два лонжерона,
расположенные—передний на 11—16% хорды, задний на 58—66%,
Фиг. 81. Классическая конструкция бипланного крыла.
хорды, несколько распорок между лонжеронами и по две диаго-
нальные растяжки между каждой парой распорок (фиг. 81). Эти
элементы составляют основную ферму крыла, работающую в об-
щей схеме бипланной коробки.
Нервюры ферменного или пластинчатого типа (см. фиг. 82),
служащие для придания крылу необходимой формы профиля и
воспринимающие аэродинамическую нагрузку, приложенную к об-
шивке, размещаются на расстоянии 250—350 мм друг от друга.
В некоторых конструкциях вместо межлонжеронных распорок ис-
пользуются усиленные нервюры (фиг. 83).
В носке крыла помещается стрингер, соединяющий все нер-
вюры и придающий жесткость переднему ребру крыла. Этбт
стрингер переходит в кольцевую дугу крыла. Хвостики нервюр
70
жр соединяются стрингером, составляющим заднюю кромку,
rfnfl крепления элерона в каркас крыла вводится балочка
(фиг 83). Иногда элерон крепится на кронштейнах непосред-
Фиг. 82. Конструкция концевой части бипланного крыла.
ственно ко второму лонжерону (фиг. 82). Для лучшего прикрепле-
ния полотняной обшивки и лучшего сохранения формы носовой
части крыла в полете при воздействии на обшивку аэродинами-
ческих сил между первым лонжероном и носовым стрингером ста-
Фиг. 83. Крыло биплана с усиленными нервюрами, служащими
распорками.
вятся дополнительные носовые нервюрки, как показано на фиг. 85.
Для тех же целей часто носовая часть крыла до обтяжки полот-
ном покрывается фанерой или дуралюминовым листом, и в этом
случае дополнительные нервюрки обычно не применяются.
71
Бипланные крылья большей частью покрываются полотняной
обшивкой. Для придания устойчивости нервюрам их нижние h
верхние полки соединяются иногда несколькими стрингерами или
расчаливаются диагонально полотняной или киперной лентой.
Лонжероны
Для лонжеронов бипланных крыльев применяются дерево,
дуралюмин и сталь. Вследствие небольшой строительной высоты
бипланных лонжеронов рациональна коробчатая форма их сече-
ния. На фиг. 84 показаны наиболее характерные типы лонжеронов
бипланных крыльев. На фиг. 84,а изображены два типичных се-
чения деревянных лонжеронов, причем двутавровое сечение обыч-
но применяется на концах лонжеронов; на фиг. 84, б —• сечение и
конструкция дуралюминового лонжерона, а на фиг. 84, в — лон-
жерона из тонкой листовой стали, широко применявшегося анг-
лийскими конструкторами.
Для придания жесткости стенкам коробчатых лонжеронов при-
меняют бобышки (в деревянных лонжеронах), диафрагмы и рас-
порки (см. фиг. 84, а, б, в).
В местах крепления к лонжеронам стоек, распорок, силовых
нервюр, стыковых узлов и расчалок в деревянных лонжеронах
применяются клееные бобышки. В металлических лонжеронах в
аналогичных местах производится усиление с помощью накладок
и в случае необходимости посредством внутренних распорок. Уси-
ление следует конструировать так, чтобы не было резких, скачко-
образных увеличений площади сечений и значительных ослабле-
ний от заклепочных и болтовых отверстий.
Полки деревянных лонжеронов выполняются в виде брусков,
склеенных из реек толщиной 10—15 мм, причем плоскости склейки
могут быть вертикальными или горизонтальными. Для стенок лон-
жеронов применяется фанера. Стенки к полкам приклеиваются,
а гвозди и шурупы не употребляются. Коробчатые, тонкостенные
дуралюминовые и стальные лонжероны должны конструироваться
так, чтобы тонкие стенки их не имели при нагрузках потери мест-
ной устойчивости. Для этой цели стенкам придается гофрирован
ная форма. Плоских участков следует избегать, и во всяком слу-
чае они не должны быть шире 10 8.для дуралюмина и 15 8 для
тонкой стали (8 — толщина материала). Радиус закругления се-
чений должен быть не более 30 8 для дуралюмина и 40 8 для
стали *.
Нервюры, распорки и растяжки
Существуют следующие типы нервюр, применяемых в биплан-
ных крыльях: ферменные (фиг. 85, а), стеночные или пластинча-
тые — сплошные или с облегчающими отверстиями (85, б, г) и
коробчатые (85, в). Материалом для нервюр служат дерево, дур-
алюмин, в редких случаях электрон и сталь. Деревянные нервюры
1 См. Ланглей, Конструирование металлических самолетов. ОНТИ, 1935.
72
Фиг. 84. Конструкция лонжеронов бипланных крыльев.
I—деревянные лонжероны; б—дуралюминовый лонжерон; а—стальные лонжероны.
73
74
обычно выполняются ферменными из сосновых реек с фанерными
кницами, или пластинчатыми из фанеры с каркасом из сосновых
оеек, или же коробчатого сечения. Коробчатое сечение употреб-
ляется обычно для нервюр, применяемых в качестве межлонже-
понных распорок или вообще воспринимающих значительные со-
средоточенные усилия. Дуралюминовые нервюры бывают или фер-
менными из тонкостенных трубок или профилей, или штампован-
ными из листового дуралюмина с круглыми отбортованными от-
верстиями. Стальные нервюры могут быть рациональны лишь в
Иде ферм с элементами из очень тонкой стали (8=0,1—0,2 мм)
в виде профилей или трубок.
При выборе материала и типа нервюр следует иметь в виду,
что нагрузки на нервюры, за исключением распорных и специаль-
ных, сравнительно невелики, и сечения элементов нервюры, на-
значаемые из конструктивных соображений с учетом устойчи-
вости, обычно оказываются достаточными и по прочности.
Расстояния между нервюрами при полотняной обшивке выби-
раются в пределах 250—300 мм, а при фанерной обшивке —
300—350 мм. При скоростях выше Кпах =350 км/час расстояние
между нервюрами приходится уменьшать. Для полотна рекомен-
дуется подсчитывать расстояния по формуле1
и
0,045У2 ’
где а — расстояние между нервюрами;
а — коэфициент крепости полотна;
V — максимальная скорость, км/час.
Нервюры крепятся к лонжеронам в деревянных конструкциях
клеем, а в металлических — болтами или заклепками (фиг. 85).
Межлонжеронные распорки выполняются в виде дуралюмино-
вых или стальных труб, закрепляемых на лонжеронах в специаль-
ных башмаках, имеющих ушки для растяжки. Растяжки — либо
стальная проволока, либо стальные ленты обычной конструкции
с резьбой на концах, ввертывающиеся в муфты с ушками для
крепления к ушкам лонжеронных узлов.
Стойки и растяжки
Стойки и растяжки ферм бипланной коробки могут быть раз-
делены на следующие наиболее употребительные типы:
а) N-образная стойка (см. фиг. 69, 76);
б) iV-образная стойка, применяющаяся в полуторапланах
(см. фиг. 80);
в) стойка балочного или рамного типа (см. фиг. 77, 78).
Назначение стоек состоит в осуществлении связи между лон-
жеронами верхнего и нижнего крыла для восприятия усилий, воз-
никающих при изгибе и кручении коробки. Средний наклонный
1 «Конструкция самолетов", под редакцией Поликарпова. Оборонгиз, 1933.
75
стержень N-образной стойки заставляет переднюю и заднюю фер-
мы коробки работать совместно. При iV-образной стойке нижнее
крыло полутораплана самостоятельно работает на кручение. Стой-
ка балочного типа, осуществляя связь между лонжеронами верх-
него и нижнего крыла, работает на изгиб. Стержни N образных
н iV-образных стоек представляют собой либо круглые трубы
стальные или дуралюминовые с деревянными обтекателями, скреп-
ленными с трубами путем обмотки киперной лентой (фиг. 86),
либо профилированные обтекаемые стальные или дуралюминовые
трубы. Применявшиеся раньше деревянные стойки в настоящее
Фиг. 86. Конструкция бипланных стоек.
время вышли из употребления. В концы стержней ввариваются
(в случае стальных труб) или вклепываются (в случае дуралю-
миновых труб) муфты с резьбой. В муфты ввертываются болты
с ушками для соединения стержней с узлами лонжеронов
(фиг. 86). Совершенно аналогичную конструкцию имеют раскосы
жестких межкрыльевых ферм бипланов. Балочные или рамные
стойки обычно имеют клепаную дуралюмпновую конструкцию.
Растяжки бипланной коробки представляют собой профилиро-
ванные (чечевицеобразного профиля) стальные ленты высокой
крепости. Концы лент (цилиндрической формы) имеют нарезку.
Лента концами ввертывается в муфты с ушками для прикрепления
к узлам лонжеронов (фиг. 87).
Узлы коробки биплана
Наиболее характерными узлами бипланной коробки являются
узлы крепления ,к лонжеронам межкрыльевых стоек и растяжек
и стыковые узлы. Конструкции этих узлов весьма многообразны и
определяются конструкцией и материалом лонжеронов. При кон-
струировании узлов крепления стоек и растяжек необходимо стре-
миться к тому, чтобы оси подходящих к узлу элементов пересе-
кались в одной точке. Несоблюдение этого основного принципа
конструирования стержневых систем приводит к образованию
значительных изгибающих моментов, утяжеляющих конструкцию.
В лонжеронах металлической конструкции узлы крепления стоек
и растяжек осуществляются с помощью усиливающих накладок
76
распределения сосредоточенных усилий, подходящих от эле-
ментов узла, на больший участок лонжерона и стальных или дур-
алюминовых башмаков и ушков, служащих для крепления стоек
и лент-растяжек
(фиг. 87). При Дере-
вянной конструкции
лонжерона простран-
ство между полками
в месте расположе-
ния узла усиливает-
ся бобышкой, для
крепления же стоек
и растяжек служат
башмаки, сваренные
из листовой стали и
закрепляемые на
лонжероне болтами
(фиг. 87).
Крыло биплана,
представляющее со-
бой неразъемное це-
лое от одного кон-
цевого обтекателя
до другого (см. фиг.
17), применяется
редко, так как с
эксплоатационной
точки зрения такое
крыло неудобно.
Обычно крыло со-
стоит из двух от-
дельных частей, сты-
кующихся или с фю-
зеляжем или с цен-
тропланом, укреп-
ленным на кабане к
фюзеляжу. Стыко-
вые узлы бипланных
крыльев большей
частью осуществля-
ются как шарнир-
ные соединения, вос-
принимающие толь-
ко перерезывающую
и продольную силу.
Стыковые узлы являются весьма ответственной частью
жеронов крыла, и при конструировании их следует обращать
бое внимание на прочность стыковых ушей, их креплений и
оенно на прочность той части лонжерона, к которой крепятся
стыковые элементы. Дело в том, что значительные усилия, пере-
Фиг. 87. Узлы крепления растяжек и стоек биплана.
лон-
осо-
осо-
77
даваемые стыковыми узлами, требуют солидных креплений к лон-
жеронам; в случаях же применения для креплений болтов или за-
клепок, и притом в большом количестве, при неправильном кон-
струировании можно незаметно ослабить конец лонжерона. Вс
избежание этого в месте стыковых узлов металлические лонже-
Фиг. 88. Стыковые узлы бипланных крыльев.
а, б—узлы металлических крыльев; в—узел крепления нижнего крыла к фюзеляжу
в случае деревянной конструкции.
роны обычно усиливаются накладками, а деревянные — бобыш-
ками. На фиг. 88 представлены стыковые узлы бипланных
крыльев. В легких деревянных бипланах стыковые узлы осуще-
ствляются иногда очень просто: усиленные бобышками концы де-
ревянных лонжеронов вставляются в стальные скобы, закреплен-
ные на фюзеляже или центроплане (фиг. 88,в), и закрепляются
в них проходящими насквозь болтами.
78
Обшивка бипланных крыльев
Так как бипланное крыло обычно не воспринимает крутящих
ментов, то на нем выгодно применять полотняную обшивку, как
^аиболее’ легкую. Как уже указывалось, носок крыла иногда
имеет фанерное или дуралюминовое покрытие, которое сверху об-
тягивается полотном.
Фиг. 89. Пришивка полотняной обшивки.
Обтяжка крыльев полотном выполняется так: на каркас крыла1
накладывается заранее сшитая из полотнищ обшивка таким об-
разом, чтобы основа полотна была под углом 45° к нервюрам. За-
тем обшивка пришивается к нервюрам толстыми нитками (Мак-
кей).
Полотно пришивается различными способами. Наиболее упо-
требительный из них изображен на фиг. 89. При этом способе
место шва на полотне усилено лентой, пришитой на швейной ма-
шине. Протыкая насквозь обе поверхности обшивки иглой, при-
шивают ее к нервюре и закрепляют каждый стежок узелком. Все
узелки должны располагаться на одной и той же поверхности
крыла. После пришивки полотна швы оклеиваются лентами на
эмалите. Затем полотно покрывается несколько раз эмалитом,
который способствует его натяжению, и окрашивается в требуе-
мый цвет.
Глава V.
ПОДКОСНЫЕ МОНОПЛАНЫ
Общие сведения
Подкосная схема, как уже отмечалось, применяется в совре
менном самолетостроении лишь для легкомоторных самолетов’
обладающих скоростями порядка V тах =20()--:-300 км/час и по
тому не требующих отличной аэродинамики. Если с,, легкомотор
ного самолета с максимальной скоростью VrnM = 250 км/час увс
личить на 10%, то скорость его уменьшится на iV=7,0 км/час
Но если самолет таких же размеров имеет мощный мотор и ма
ксимальную скорость 480—500 км/час, то увеличение с, на те Ж'
10% вызовет уменьшение скорости уже на М/=15,0 км/час. Сле
довательно, у легкомоторного самолета применение подкосов
крыла и неубирающегося шасси, дающее значительное облегчение
конструкции, упрощение эксплоатации и уменьшение стоимости
производства самолета, может быть признано' вполне целесообраз
ным. К этому нужно еще добавить, что уменьшение веса самолета
при применении подкосов и неубирающегося шасси дает возмож
ность, сохраняя нагрузку на 1 м- крыла, уменьшить размеры не
сущей поверхности крыла S и тем самым несколько уменьшить
потерю скорости йУ.
Моноплан с расчалками довольно близок к подкосной схеме
однако, будучи несколько хуже в аэродинамическом отношении
применяется редко.
Крыло подкосного моноплана крепится к верхней части фю
зелижа (фиг. 90) или к кабану над фюзеляжем (фиг. 12), подобно
-тому, как крепится верхнее крыло биплана. В этом случае схема
расположения крыла носит название «парасольной».
Схема подкосного крыла типа «чайка», применявшаяся лет
10—12 назад для истребителей, в настоящее время вышла из
употребления. Не применяется также сейчас и схема с нижним
расположением крыла и с подкосами, подходящими к крылу
сверху.
Как правило, подкосов бывает по два с каждой стороны фю
зеляжа. Очень редко применяется схема с одним подкосом
(фиг. 91). В этом случае крыло самостоятельно воспринимает
весь крутящий момент, а подкос разгружает его при изгибе. Не
лишним будет отметить здесь, что свободнонесущая схема с верх
1 Одним из немногих исключений является американский разведчик-кор
ректировщик Кертис 052 „Аул“ с мотором мощностью 7V=16(X) л. с., имею
щий подкосное крыло и убирающееся в фюзеляж шасси.
•80
Фиг. 90. Подкосный моноплан Пайпер „Кэб“.
Фиг. 91. Подкосный моноплан Стинсон „Рилаант".
Фиг. 92. Подкосный моноплан С. Луи „Кардинал".
с—Фомин
81
ним расположением крыла, закрепленного на фонаре фюзеляж
(как на фиг. 91), невозможна, так как для восприятия усилий пг
несимметричной нагрузке крыла потребовались бы внутри фона{
раскосы в плоскости, перпендикулярной к оси самолета, что 3
желательно. Поэтому единственной рациональной схемой прн 1
ком расположении крыла является подкосный моноплан. Верхние
концы подкосов крепятся к лонжеронам крыла, а нижние—I
фюзеляжу, причем либо они сходятся в один узел, и тогда пол
чается V-образный подкос, либо каждый подкос подходит к о
дельному узлу на фюзеляже. Иногда У-образные подкосы кр
пятся нижними концами к стержневым пирамидам с каждой ст
роны фюзеляжа (фиг. 92). В этом случае к нижним узлам кре
ления подкосов подходят и стойки шасси. Такое крепление ос
ществлено на самолетах Физелер «Шторх», Райан «Драгонфляй
и на некоторых других.
Как выше уже отмечалось, подкосные крылья у корня могут,
иметь или защемление или шарнирное крепление (см фиг. 71
Конструкторы не предпочитают какой-либо из этих двух схем,
обе одинаково применяются в современных конструкциях, хот
шарнирное крепление несколько легче. При шарнирном закрепле
нии крыльев у корня максимальный изгибающий момент крыла
получается в месте крепления подкосов; поэтому с точки зрения
веса конструкции представляется целесообразным уменьшение
корню строительной высоты крыла, а также хорды крыла. Ло
жероны такого крыла представляют балки, близкие по форме
балкам равного сопротивления. Обзор для пилота при уменьше
нии корневой хорды крыла улучшается. Однако крыло с умень
шающейся к середине хордой неудовлетворительно с точки зрения
аэродинамики. Распределение циркуляции по размаху такого крг
ла значительно отклоняется от эллиптического и поэтому его и
дуктивное сопротивление имеет повышенное значение. На фиг. ?
показан английский подкосный моноплан-разведчик Уэстленд «Л:
зандр» с крылом подобного типа.
Конструкция крыльев подкосных монопланов
Подкосное крыло, работающее в условиях, подобных условиям
верхнего крыла одностоечного биплана, обычно сходно по koi
струкции с бипланными крыльями. Крыло может представлять
собой одно целое или состоять из двух отъемных частей, стыкую
щихся с фюзеляжем или центропланом.
Наиболее употребительная схема конструкции подкосного кры
ла — двухлонжеронная. Лонжероны, как и в бипланных крыльях
располагаются—передний на ~ 12%, а задний—на ~ 60% хорды
Между лонжеронами создается ферма, работающая на усилия
действующие в плоскости крыла. Она состоит либо из распорок
растяжек, либо из жестких раскосов (фиг. 93). В последнем слу
чае крыло при полотняной обшивке работает на кручение. Рас
стояния между нервюрами такие же, как для бипланных крыльев
Обшивка крыла —обычно не работающая — полотняная, за иС
82
и
ИМИ
Фиг. 93. Конструкция подкосного крыла самолета
Уэстленд „Лизандр".
а—корневая нервюра; б-подкос крыла.
6*
83
ключением одноподкосных схем, в которых необходимо примен
ние жесткой обшивки, работающей при кручении.
Конструкция элементов подкосного крыла, лонжеронов и нер
вюр мало отличается от конструкции тех же элементов б
ных крыльев.
биплан
Конструкция подкосов и узлов
На фиг. 94 показаны четыре основные схемы подкосов у моно
планов. В первой схеме (а) с одним подкосом последний воспри
нимает только вертикальные силы; кручение и лобовые силы дол
в г
Фиг. 94. Основные схемы подкосных
крыльев.
а—одноподкосиая схема; б~ V-образный подкос;
в—двухподкосная схема; г—двух подкосная схема с
промежуточным подкосом, воспринимающим лобо-
вые силы.
жны восприниматься самим
крылом и элементами фю-
зеляжа, которые подходят
к узлам крепления крыла
Защемление концов подко
са вследствие малой жест
кости его позволит лишь
незначительно разгрузить
крыло от крутящего мо-
мента. Схема V-образного
подкоса (б) наиболее упо
требительна. Подкос этогс
типа воспринимает верти-
кальные силы, крутящий
момент крыла и лобовые
силы и может быть признан
наиболее простым в кон
структивном отношении
Два параллельных дру;
другу подкоса (схема в
воспринимают вертикаль
ные силы и разгружают
крыло от кручения. Лобо
вые силы этой схемой н<
Для восприятия лобовых сил должен
ный наклонный подкос, как показано
могут быть восприняты
быть добавлен промежуточ
на схеме г.
Последняя
схема
наилучшим образом разгружает крыло, и она особенно уместна
в тех случаях, когда в месте крепления крыла в фюзеляже нет
возможности ввести достаточно мощные элементы для восприя-
тия горизонтальных сил.
Иногда для уменьшения эйлеровой длины подкосов |между
крылом и подкосами устанавливаются контрподкосы (см. фиг. 90,
92).
Конструкция подкосов аналогична конструкции стоек биплана.
Большей частью это стальные или дуралюминовые трубы, профи-
лированные или круглые с обтекателями. Концы подкосов имеют
вваренные или вклепанные муфты с ушками для крепления к фю-
зеляжу и крылу.
84
тт,1Я облегчения монтажа и устранения возможности появления
мнительных усилий при наличии перекосов концы подкосов
д£>Ппятся с помощью карданных или шаровых шарниров. В некото-
к • случаях подкосы, особенно V-образные, выполняются в виде
рЬ паяых конструкций (фиг. 95). Для легких самолетов, выполняе-
Флг. 95. Типичная конструкция дуралюминового подкоса.
мых в последнее время главным образом по подкосным схемам,
конечно, наиболее рациональная конструкция подкоса — это про-
филированная или круглая с обтекателем труба. Подкосы на са-
молете «Лизандр» (см. фиг. 93) представляют собой двутавровые
стержни с обтекателем из листового дуралюмина.
Большой изгибающий момент и значительная сосредоточенная
сила, приложенные к лонжерону крыла в месте крепления под-
коса, заставляют при конструировании узлов крепления подкосов
усиливать в этом месте лонжерон накладками или бобышками.
Глава VI
ТИПЫ СВОБОДНОНЕСУЩИХ КРЫЛЬЕВ
Классификация свободнонесущих конструкций
Говоря о конструкции крыльев современного самолета, наи-
большее внимание следует уделить, разумеется, свободнонесущему
монопланному крылу. Для современного самолета, который дол-
жен обладать высокими скоростными данными, конструктор не
может выбрать иной схемы крыльев, кроме свободнонесущей.
Ни бипланная, ни подкосная схемы не имеют такого разнооб-
разия конструкций, как свободнонесущая. Будучи заключенной
внутри контура крыла, силовая конструкция свободнонесущей
схемы допускает различные варианты, целесообразность, которых
определяется весом крыла, технологией, условиями размещения
в крыле различных агрегатов и т. д.
Со времени создания свободнонесущей схемы, т. е. приблизи-
тельно с 1914 г., было разработано большое количество свободно-
несущих конструкций самых разнообразных типов. Все они могут
быть распределены на несколько групп, рассмотрению которых
посвящается настоящая глава.
Как известно, .крыло в полете нагружается аэродинамическими
силами, а также весом конструкции самого, крыла и грузов, на-
ходящихся в крыле. В полете с перегрузкой (например, в криво-
линейном полете) добавляются силы инерции, и аэродинамическая
нагрузка возрастает вследствие увеличения определяемого для
этого случая из соотношения
где пА — коэфициент эксплоатационной перегрузки,
G — вес самолета;
q — скоростной напор;
S — площадь крыла.
В результате действия всех нагрузок свободнонесущее крыло
работает на изгиб и на кручение, причем изгиб рассматривается
в двух плоскостях, параллельных главным осим инерции сечения
силовой конструкции крыла. На фиг. 96 показаны примерные кри-
вые, дающие представление о характере изменения изгибающего,
момента в вертикальной плоскости Л1ИЭГ, перерезывающей силы Q
и крутящего момента Л?кр, возникающих при действии нагрузок
на свободнонесущее крыло. Нормальные силы, появляющиеся при
действии изгибающего момента, воспринимаются продольными
86
Фиг. 96. Изменение по размаху
нагрузки, перерезывающей си-
лы и моментов свободнонесу-
щего крыла.
фермами и частично обшивкой),
крутящий же момент нагружает
нормальными силами продольные
элементы крыла (пояса лонже-
ронов) и секущими силами гори-
зонтальные и вертикальные свя-
зи силовой конструкции (верти-
кальные фермы или стенки и
горизонтальные фермы или об-
шивку крыла).
Различные конструкции сво-
бодионесущих крыльев можно
разделить на пять групп, при-
чем отнесение какого-либо кры-
ла к той или иной группе опре-
деляется степенью участия об-
шивки в работе силовой .конструкции крыла. _„„„„ПРНЫ
Крылья, вошедшие в одну из групп, могут быть р Д
на различные типы, определяемые другими, второстеп нн
Фиг. 97. Основные типы кон-
струкций свободнонесущих
крыл ьев.
Л—крылья с неработающей обшив-
кой; Б—крылья с обшивкой, рабо-
тающей только при кручении (на
сдвиг); В—лонжеронные крылья с
обшивкой, работающей при кручении
и изгибе; Г—крылья моноблочной
конструкции.
еще
кон-
87
структивными особенностями. Так, может быть получена следуйI
щая классификация конструкций свободнонесущих крылье21
(фиг. 97).
А. Крылья с неработающей обшивкой:
а) Конструкции с пространственной фермой, работающей На
изгиб и кручение.
б) Конструкции с лонжеронами, работающими только на из-
гиб, и с пространственной фермой, работающей на кручение, а
в) Крылья с трубчатым лонжероном, работающим на изгиб!
и кручение.
Б. Крылья с обшивкой, работающей только
при кручении (на сдвиг):
а) Однолонжеронные крылья с гладкой обшивкой, работаю-]
щей при кручении.
б) Двухлонжеронные и многолонжеронные крылья с гладкой
обшивкой или гофром, работающими только при кручении.
В. Лонжеронные крылья с обшивкой,
работающей при кручении и на нормальные
и секущие силы при изгибе:
а) Однолонжеронные крылья.
б) Двухлонжеронные и многолонжеронные крылья.
Г. Крылья моноблочной конструкции со слабыми
лонжеронами-стенками, воспринимающими
главным образом перерезывающие силы
и с подкрепленной обшивкой, работающей
при кручении и на нормальные и секущие силы
при изгибе:
а) Одностеночный моноблок с обшивкой, подкрепленной гоф-
ром или стрингерами.
б) Двухстеночный моноблок с гофром или стрингерами.
в) Многостеночный моноблок со стрингерами.
Д. Крылья с конструкцией смешанного типа:
моноблок, переходящий в лонжеронную схему группы Б или В.
А. Крылья с неработающей обшивкой
Конструкции этой группы в большинстве являются устарев-
шими. В новых образцах, насколько можно судить по имеющимся
материалам, эти конструкции совершенно не применяются.
а) Конструкции с. пространственной фермой
(см. фиг. 24). К этому типу относятся крылья самолетов Бреда 32
«Альбатрос» и Спартак «Экзекютнв».
Крыло Бреда 32 — довольно толстого профиля — имеет си-
ловую часть в виде четырехгранной пространственной фермы с
88
I
мя продольными поясами, соединенными друг с другом ра-
четырь стойКами. Все элементы фермы выполнены из дуралю-
сК°Савых профилей и скреплены между собой косынками.
г,п(Нферменные нервюры, довольно часто расположенные, с по-
косынок соединяются с основной фермой. Обшивка крыла
Фиг. 98. Крылья с неработающей обшивкой.
а~Спартак „Экзекютив"; б— „Моноспар"; б—„геодезическая" конструкция
Уоллеса „Веллингтон".
из тонкого дуралюминового листа. Жесткость листов обшивки
увеличена с помощью зигов, направленных по полету.
^РЬ!ло Спартак «Экзекютнв» имеет основной силовой
емент в виде трехгранной пространственной фермы (фиг. 98,а).
Дуралюминовые трубчатые пояса фермы соединены друг с дру-
1 ДУралюминовыми раскосами. К основной ферме прикрепляют-
ся нервюры ферменного типа, состоящие из дуралюминовых про-
89
б) Конструкции с лонжеронам.и, работающа.
ми только на изгиб, и с пространственной фер,
мой, работающей на кручение. Наиболее интересными
конструкциями этого типа являются крыло «Моноспар» Стигера
и «геодезическое» крыло английской фирмы Виккерс.
Крыло «М о н о с п а р» Стигера (фиг. 98,6), как показы-1
вает название, состоит из одного лонжерона, полностью воспри-
нимающего изгибающий момент и перерезывающую силу, и из
пространственной фермы, схема которой легко может быть уясне-
на по фиг. 98,6. Ферма состоит из жестких распорок, скреплен-!
ных с лонжероном, и проволочных растяжек и воспринимает весь'
крутящий момент крыла. Нервюры крепятся к лонжерону. Об-
шивка крыла полотняная. Надо отметить, что крылья подобной
конструкции имеют небольшой удельный вес, но обладают недо-
статочной жесткостью на кручение.
Система Стигера была применена лишь на единичных само-
летах.
«Г еодезическая» конструкция была впервые при-
менена в начале XX столетия для каркаса жестких дирижаблей
Реттигом я затем Шютте, использовавшим систему Губера. Смысл
этой конструкции в свободнонесущем крыле сводится к тому, что
изгиб и перерезывающая сила полностью воспринимаются лонже-
ронами, крутящий же момент — «геодезической» решеткой, со-
стоящей из жестких элементов. Решетка, обтянутая полотняной
обшивкой, образует наружную поверхность крыла. «Геодезиче-
ская» конструкция выгодна в весовом отношении, но не может
применяться для крыльев скоростных самолетов с большой на-
грузкой на 1 л<2, так как в полете полотно отдувается и сильно
искажает профиль крыла. В Англии «геодезическая» конструк-
ция была предложена Невиллем Уоллесом1 и применена после
некоторого усовершенствования фирмой Виккерс для конструкции
самолетов «Уэллсли» и «Веллингтон» (фиг. 98,в). Крыло «Вел-
лингтон» (бомбардировщика, применявшегося англичанами в
больших количествах против немцев) имеет продольный набор,
состоящий из трех ферменных лонжеронов с трубчатыми пояса-
ми, из которых один главный, а два других вспомогательные,
т. е. не участвующие в восприятии вертикального момента. Стрин-
геры и нервюры отсутствуют. Между лонжеронами — дуралюми-
новые элементы в форме швеллерных профилей, образующие
«геодезическую» решетку. Последняя представляет собой ферму,
работающую при кручении крыла и служащую для прикрепления
полотняной обшивки. Элементы решетки крепятся друг к другу
косынками, а к лонжеронам — болтами (фиг. 98,в).
Крыло Ногл «М е р к у р и й» состоит из двух лонжеронов
швеллерного сечения, соединенных рещеткой из дуралюминовых
стенок (фиг. 99). К силовому каркасу, составленному из выше-
указанных элементов и работающему при изгибе и кручении кры-
ла, прикреплены нервюры.
1 Главный конструктор дирижабля Р-100 и самолетов Виккерс „Уэллисли"
и „Веллингтон".
90
крылья, назы-
имеет в сече-
) Крылья с трубчатым лонжероном, работаю-
и м на изгиб и на кручение.
1)1 К этому типу конструкции следует отнести и
ваемые иногда кессонными. Трубчатый лонжерон
нии круглую, прямоугольную или овальную формы. Из крыльев
этого типа можно назвать конструкции: Данкансон, Блом и Фосс,
I ийемен, Кельнер-Бешеро, Рорбах и Флитуинг. Последние три
конструкции можно отнести к крыльям кессонного типа, отличи-
тельной чертой которых является то, что верхняя и нижняя стен-
91
ки лэнжерона-кессона составляют часть поверхности крыла. Ке<
сонные крылья очень близки к моноблочным.
Крыло Данкансона имеет трубчатый лонжерон круглого
сечения из толстого листового дуралюмина (см. фиг. 22). Сжатая
зона лонжерона подкреплена наклепанным гофром. Нервюры
Фиг. 100. Крылья с лонжероном, работающим на изгиб и на кручение,
п—крыло Гийемен; б—крыло самолета Кельиер-Бешеро; в—кессонная конструк-
ция Флитуинг ХВТ-12.
ферменного типа нанизаны на лонжерон и скреплены с ним. Эле-
роны монтируются на балочке, находящейся в задней части крыла
и скрепленной с нервюрами.
Крыло Блом и Фосс имеет большое сходство с крылом
Данкансона. Лонжерон этой конструкции отличается от предыду-
щей отсутствием подкрепления из гофра.
Крыло Гийемен с дуралюминовым трубчатым лонжероном
прямоугольного сечення имеет деревянные ферменные нервюры,
92
занные на лонжерон и скрепленные с ним с помощью дур-
наК миновых уголков (фиг. 100,а). Обшивка крыла полотнянаи.
крепления элеронов служит фанерная стенка в задней части
г[а усиленная деревянными рейками. Крыло не может быть
к| ',',не отнесено к свободнонесущей схеме, так как имеет с каж-
8 й стороны по подкосу, идущему от узла крепления шасси на
данжероне к фюзелижу.
Крыло Кельне р-Б е ш е р о очень близко к крыльям моно-
блочной конструкции с работающей обшивкой (группа Г) и яв-
чяется как-бы переходом от крыльев с трубчатым лонжероном к
крыльям моноблок. Лонжерон-кессон представляет собой оваль-
ную в сечении дуралюминовую трубу, подкрепленную внутри
стрингерами и ребрами (см. фиг. 100,6). Сечение лонжерона вы-
полнено так, что он может непосредственно служить передней
частью крыла. К задней части трубчатого лонжерона крепятся
ферменные нервюры. В передней части крыла обшивкой служит
обичайка самого лонжерона.
Крыло Рорбах по идее не отличается от предыдущей кон-
струкции и только лонжерон-кессон представляет собой уже
среднюю часть крыла, к которой крепятся носок и хвостик крыла.
Лонжерон склепан из гладких дуралюминовых листов, подкреп-
ленных продольными и поперечными элементами. Верхняя и ниж-
няя панели коробки лонжерона служат частью поверхности
крыла.
Крыло Флитуинг ХВТ-12 имеет лонжерон-кессон, выпол-
ненный из тонкого стального гофра (фиг. 100,в) с волнами, на-
правленными вдоль размаха крыла. Лонжерон внутри подкреп-
ляется ферменными нервюрами. Обшивка крыла в носке и в
средней части гладкая металлическая, в хвостовой части полот-
няная. Конструкция этого крыла очень близка к конструкции
моноблочных крыльев с гофром (Г, б).
Б. Крылья с обшивкой, работающей только при кручении
Первые крылья этой группы с гофром, работающим только на
сдвиг при кручении, были сконструированы Юнкерсом. Основной
признак этой группы — отсутствие работающих на нормальные
силы стрингеров при довольно тонкой обшивке. В некоторых
случаях стрингеры имеются, но они разрезаны по нервюрам.
а) Однолонжеронные крылья
Крыло Девуатин (Девуатин-510) состоит из трех частей,
стыкующихся между собой с помощью шомпольных соединений:
передней (носовой) части, лонжерона коробчатого сечения и зад-
ней части (фиг. 101,а). Крыло цельнометаллическое, из дуралю-
мина. Стрингеры в крыле отсутствуют; только в передней кромке
крыла вклепан сильный стрингер, заканчивающийся в разъеме
Узлом, воспринимающим реакции от горизонтального изгиба и от
кручения. Гладкая дуралюминовая обшивка подкреплена только
рвюрами рамной конструкции в носке и ферменной — в задней
93
Фиг. 101. Крылья с жесткой обшивкой, работающей только
на кручение.
а~однолонжеронное крыло Девуатин; б—многолонжеронное крыло Луар-30;
а—двухлонжеронное крыло Типси.
94
крыла. Обшивка приклепывается к нервюрам. Большая
части уТдщег,о момента воспринимается обшивкой носка. Но-
вЭС<ТЬр ботает также на изгиб в горизонтальной плоскости.
Пвухлонжеронные и многолонжеронные
крылья
Крыло Юнкерса старой конструкции (см. фиг. 18)
„неметаллическое с обшивкой, работающей только при кру-
чении. На изгиб работают лонжероны своеобразной конструк-
и____.трубчатые пояса, расположенные по контуру крыльевого
профиля в количестве 5—7 в шахматном порядке и связанные
друг с другом системой раскосов из дуралюминовых профилей.
Крыло не имеет нервюр и покрыто обшивкой из гофрированного
дуралюмина с толщиной 8=0,3—0,5 мм. Волны гофра направлены
по потоку.
Крыло ЦАГИ— Туполева (фиг. 19), применявшееся на
известных наших тяжелых бомбардировщиках, имеет три-четыре
лонжерона ферменного типа с трубчатыми поясами и раскосами.
Ферменные нервюры в крыле поставлены редко, расстояние меж-
ду ними около 1 м. Крыло состоит из двух консолей и центропла-
на совершенно сходной конструкции. Обшивка консолей и центро-
плана гофрированная дуралюминовая толщиной 0,3—0,8 мм.
Между лонжеронами обшивка подкреплена стрингерами, един-
ственное назначение которых — повышение устойчивости гофра
при сдвиге.
Обшивка приклепывается к нервюрам, лонжеронам и стрин-
герам. Носок крыла имеет гладкую обшивку, которая стыкуется
с гофром на полках вспомогательной стенки, имеющейся в носке.
Гофр в месте стыка с гладким носком обжимается и окантовы-
вается тонкой дуралюминовой лентой.
Конструкция с тонкой гофрированной обшивкой, работающей
только на сдвиг, выгодна в весовом отношении и несложна тех-
нологически, однако аэродинамически такая конструкция совер-
шенно неприемлема для современного скоростного самолета, так
как гофр значительно снижает качество крыла (су/с,). На одном
из самолетов покрытие крыла поверх гофра полотном увеличило
аэродинамическое качество на две единицы (приблизительно
на 14°/о).
Последние выпуски самолетов Юнкерса с гофрированной об-
шивкой имели конструкцию крыльев, очень сходную с крыльями
•уполева. Мало отличается от последних и крыло самолета
Форда.
Крыло Л у а р-30 представляет собой многолонжеронную кон-
струкцию. Семь лонжеронов имеют пояса из дуралюминовых труб
и Дуралюминовые стенки (фиг. 101,6). Часть лонжеронов обры-
вается, не доходя до конца крыла, и количество их у конца равно
штырем. Нервюры стеночные, из листового дуралюмина с облег-
чающими, отбортованными отверстиями. Часть нервюр располо-
ена по диагоналям и участвует в восприятии сдвигающих уси-
95
лий при кручении. Крыло покрыто тонкой дуралюминовой 05 I
шивкой.
Крыло Т и п с и имеет два деревянных лонжерона (фиг. 101 ен
коробчатого сечения. Нервюры деревянные, стеночного типа Л
носке и рамного в межлонжеронной части. Лонжероны соединены]
друг с другом диагональными стенками из фанеры с деревяннымД
полками. Эти стенки участвуют в восприятии крутящего момента!
Обшивка крыла фанерная в носке и полотняная в остальной части!
крыла. Это крыло, таким образом, является конструкцией сме!
шанного типа, соединяющей в себе тип А,б и тип Б,а.
Крыло Юнкерса (Ю-87 и 88) двухлонжеронное, металличел
ской конструкции. Лонжероны двутаврового сечения. Крыло-
имеет очень небольшое число нервюр, 6—7 на полукрыло. Форма'
профиля крыла поддерживается большим количеством так назы-1
ваемых фермеров, расположенных на расстоянии 140—150 лои'
друг от друга и представлиющих собой дуралюминовые профили |
коробчатого сечения. Стрингеры отсутствуют. Обшивка гладкая,!
дуралюминовая, 8=0,5—1,0 мм, приклепывается только к нервю-
рам и к фермерам и с лонжеронами совершенно не свизана.
В носке обшивка подкреплена изнутри поперечным гофром. Для
крепления элеронов и закрылков сзади имеется специальная
стенка. Отъемная часть крыла стыкуется непосредственно с фю-
зеляжем.
В. Лонжеронные крылья с обшивкой, работающей
при кручении и при изгибе
а) Однолонжеронные крылья
Крыло «Спитфайр» (фиг. 102) конструкции известного
английского конструктора гоночных гидросамолетов Р. Митчелла
имеет единственный лонжерон, воспринимающий почти весь вер-
тикальный изгибающий момент. Лонжерон с дуралюминовыми
квадратного сечения трубчатыми поясами и дуралюминовой же
стенкой расположен в месте максимальной толщины крыльевого
профиля на ^30% хорды. Трубчатое сечение поясов лонжерона
в конце крыла переходит в швеллерное. Для крепления обшивки
на лонжероне имеются лапки, на которые обшивка накладывает-
ся и приклепывается. Нервюры ферменные, из дуралюминовых
профилей, расположены друг от друга на расстоянии 270 мм.
Стрингеры в конструкции совершенно отсутствуют. Z-образные
профили, поставленные в носке крыла, разрезаны по нервюрам и
поэтому непосредственно, как стрингеры, на нормальные усилия
не работают, а лишь поддерживают обшивку носка. 1
Обшивка носовой части крыла — дуралюминовый лист значи-
тельной толщины (8=2 мм) — воспринимает большую часть
крутящего момента и небольшую часть изгибающего момен-
та в вертикальной плоскости. Обшивка позади лонжерона
выполнена из тонкого дуралюминового листа (8=0,6 мм) и
работает при кручении и при горизонтальном изгибе. В задней
части крыла имеется вспомогательная стенка, на которой закреп-
86
Фиг. 102. Крыло истребителя „Спитфайр1
й вид крыла со снятой с задней частя обшивкой;
часть крыла с лонжероном. Обшивка снята.
-Фомин
97
ЮЗ. Однолонжерояное крыло Мессершмитта.
98
ее ухо крепления крыла к фюзеляжу. Так как заднее
дено за<ставляет собой шарнир, то стенка не работает ча изгиб,
ухо Д стЫка крыла с фюзеляжем крутящий момент с обшивки
Б МСС снимается усиленной первой нервюрой, с которой передает-
носка СОСредоточенной реакции на задний шарнир крепления
сЯ Б к фюзеляжу. Усиленная нервюра под действием реакции
кРБи1тает на участке между шарниром и лонжероном на изгиб.
PaD и от горизонтального изгиба воспринимаются задним шар-
Нпл> и стыковыми узлами лонжерона. С заднего шарнира реак-
НЙР передается на вспомогательную стенку.
Ц Крыло Мессершмитта (фиг. 103) отличается от крыла
Спитфайр» тем, что у него толщина обшивки в носке и в задней
*асти крыла одинаковая. Лонжерон стеночного типа помещен на
440/0 хорды. Каждый пояс лонжерона состоит из двух толстостен-
ных дуралюминовых профилей углового сечения, склепанных со
стенкой. Площадь сечения поясов уменьшается к концу лонже-
рона за счет уменьшения ширины полок профилей. Стенка лон-
жерона из дуралюмина толщиной 1—1,5 мм подкреплена гнуты-
ми профилями и отштампованными дуралюминовыми деталями,
служащими для крепления нервюр. Нервюры стеночной конструк-
ции, отстоят друг от друга на 300—350 мм. Стрингеры в виде
гнутых профилей имеются в конструкции в небольшом количестве
и не имеют большого значения в работе крыла на изгиб.
Первая нервюра усиленная и имеет в передней своей части
ухо крепления крыла к фюзеляжу. Роль этого уха точно такая
же, как и в крыле «Спитфайр». Ухо, кроме нервюры, связано еще
и с элементом лотка для шасси. С этого лотка усилие реакпии от
горизонтального изгиба переда-
ется на обшивку крыла. Обшив-
ка у корня имеет толщину- 8=
=2,0 мм, а у конца крыла 8_~
=1,0 мм. Сзади крыло заканчи-
вается дуралюминовой зашив-
кой, образующей переднюю
стенку щели закрылков и эле-
рона. Закрылки и элероны кре-
пятся к кронштейнам, закреплен-
ным на нервюрах. б
б) Двух- и мн о г ол о н-
Жеронные крылья
^Рыло фирмы Фоккер ста-
нвляет°сяСТРУКЦИИ (фИГ‘ 20 К 104)
BfIHl типичным цельнодере-
НОГОЫМ КРЬ1ЛОМ двухлонжерон- Фиг. 104. Деревянное крыло с фа-
ревя ТКПа' Два коробчатых де- нерной обшивкой Фоккера.
мают4бЫХ лонжеР°на восприни-
типа ОльшУю часть вертикального изгиба. Нервюры стеночного
клею ° Сплошной стенкой из фанеры крепятся к лонжеронам на
с применением усиливающих планок треугольного сечения.
99
Между лонжеронами и за вторым лонжероном имеется иескол, ]
деревянных стрингеров-реек как на верхней, так и на нижней тЯВ
верхности. Обшивка фанерная, приклеивается к лонжеронам, непв 1
рам и стрингерам. Обшивка воспринимает крутящий момент
частично участвует в работе на изгиб. В задней части кру **
имеется вспомогательная стенка, к которой крепится элерон. I1
Крыло самолета «Родин а» цельнометаллической конструЛ
ции, имеет три ферменных лонжерона с трубчатыми поясами и
раскосами. Первый и второй лонжероны имеют большую строц.
тельную высоту и являются основными элементами в работе крцЛ
ла на изгиб. Третий лонжерон с небольшой строительной высотой
служит вспомогательным элементом, предназначенным для креп,
ления элеронов и щитков. Лонжероны отъемных частей крылЛ
крепятся к лонжеронам центроплана с помощью узлов. Нервюры
отъемной части ферменные с поясами из Z-образных профилей и
с раскосами из тонкостенных (8=0,5 мм) дуралюминовых трубо- I
чек. Обшивка гладкая дуралюминовая, толщиной 1,2—0,6 мм.
В носке и между лонжеронами обшивка подкреплена стринге-
рами в виде гнутых профилей. Обшивка работает на перекашива-
ние при кручении и несет нормальные усилия совместно с поя-
сами лонжеронов при изгибе. Между первым и вторым лонжеро-
нами, в части, прилегающей к разъему, имеется бензиновый бак
большой емкости, входящий в конструкцию крыла. Верхняя и
нижняя стенки этого бака являются одновременно обшивкой кры-
ла в межлонжеронной части.
Г. Моноблочная конструкция крыльев
Идея использования обшивки в работе крыла на изгиб и кру-
чение впервые была реализована еще в 1914 г. в конструкции
цельнометаллического крыла Юнкерса (см. фиг. 11). Впослед-
ствии конструкторы самолетов долгое время оставляли эту идею
в забвении, и лишь около десяти лет назад американским инже-
нером-полковником Грин было спроектировано и построено опыт-
ное крыло, в котором основными элементами, воспринимающими 1
нормальные усилия, возникающие при изгибе, служили верхняя и
нижняя дуралюминовые обшивки, подкрепленные продольным
гофром. Перерезывающая сила воспринимается лонжеронами-
стенками с очень слабыми поясами, служащими лишь для при-
крепления обшивки. Конструкцию такого рода стали называть
моноблочной. В настоящее время принято называть моноблочной
всякую конструкцию крыла, в которой вся или значительная
часть обшивки, будучи значительно подкрепленной, работает не
только при кручении, но и воспринимает почти целиком нормаль-
ные усилия при изгибе. Лонжероны, не имея сильных поясов, вос-
принимают только перерезывающую силу и носят название «сте-
нок». Технологическая простота моноблочных крыльев, позволяю-
щая механизировать их изготовление с широким использованием
штамповки, привела за последнее десятилетие к большой попу-
лярности этой конструкции.
100
Моноблочные крылья разделяются на следующие типы в за-
от количества лонжеронов-стенок:
вИсИМ°с‘
а) Одностеночные моноблочные крылья
qTa конструкция может быть осуществлена либо с гофром,
, со стрингерами, подкрепляющими гладкую обшивку.
ли ^рыло фирмы Локхид имеет одну главную стенку, воспри-
маюшую перерезывающую силу. Стенка в задней части крыла
(фиг Ю5,с) служит для крепления элеронов и закрылков. Обе
Фиг. 105. Конструкция моноблока.
а—одностеночного (Локхид) и 6—двухстеночного (К он соли дейт ед).
стенки из гладкого дуралюминового листа толщиной 8=0,8—
1,5 л(л| подкреплены стойками из дуралюминовых профилей. Нер-
вюры стеночные, штампованные из дуралюминового листа с об-
легчающими отверстиями. Верхняя обшивка в наиболее нагру-
женной части подкреплена дуралюминовым гофром. Вся осталь-
ная обшивка подкреплена дуралюминовыми стрингерами, проре-
зающими нервюры. Верхние уголки нервюр в том месте, где об-
ивка подкреплена гофром, склепаны только с последним. В
остальной части нервюры приклепываются к обшивке.
стенки из
Са стенок
б) Двухстеночный моноблок
нкиЬ1^° ФИРМЫ Консолидейтед (фиг. 105,6) имеет две
са г И3 листового дуралюмина, подкрепленного стойками. Поя-
МаютеН°К В виде Уго-г1Ковых дуралюминовых профилей восприни-
Основ ШЬ не3начительную часть нормальных усилий при изгибе.
являет'1Ь1М элементс1М> участвующим в работе крыла на изгиб,
пРессовЯ обшивка- значительно подкрепленная дуралюминовыми
анпыми Z-образными стрингерами. Нервюры ферменного
101
типа состоят из уголковых поясов, приклепываемых толый
стрингерам и не соприкасающихся с обшивкой, и из /-образ»
дуралюминовых раскосов. Обшивка от передней кромки крь
до второй стенки дуралюминовая, а в остальной части полот
ная. Хвостовая часть крыла, обшитая полотном, не принии
никакого участия в общей работе крыла на .изгиб и кручение.
Крыло фирмы Глен н-М артин (фиг. 106) в качестве осн
кого элемента, работающего на нормальные усилия, имеет общ
Фиг. 106. Двухстеночный моноблок Мартин.
ку, подкрепленную на верхней поверхности крыла (между стеш
ками) дуралюминовым гофром, а на нижней — стрингерами. Две
гладкие дуралюминовые стенки, усиленные стойками, восприни-
мают перерезывающую силу и мало участвуют в работе крыла
на изгиб (в части нормальных усилий). Нервюры стеночные и
ферменные, из дуралюминовых профилей, вверху приклепываются
только к гофру.
Крыло PZL (фиг. 107) в основных чертах сходно с крылЯ
Флитуинг и крылом Валти; в нем в качестве подкрепляющего
элемента как для верхней, так и для нижней обшивки применен
дуралюминовый гофр, склепываемый с обшивкой.
Фиг. 107. Кессонное крыло PZL.
Две стенки, воспринимающие перерезывающие силы, состоят
из гофра с вертикально направленными волнами и из угелковых
поясов, склепываемых с верхним и нижним листами гофра. Гофр
стенок приклепывается к уголковым поясам отдельными секпия-
ми от нервюры до нервюры. Секции гофра стыкуются на уголках,
входяших в конструкцию стенки и нервюр, как показано на
фиг. 107,а. Нервюры панельного типа, штампованные из листо-
вого дуралюмина, состоят из двух частей, верхней и нижней,
скрепляемых болтами. Нервюры приклепаны к гофру. Носовая и
102
части крыла представляют собой самостоятельные ча-
хвост°Баг1ЯщиеСя к центральной с помощью болтов. В работе кры-
стй> кРБгиб и кручение участвует только центральная часть. Об-
да на всего крыла гладкая дуралюминовая, в большей части
|ДйвКа пана к каркасу и в некоторых менее ответственных местах
прИКпена точечной электросваркой.
пРиЯа,р10 интересно своей технологией сборки.
I Реохняя и нижняя панели средней части, состоящие из гофра,
ивки, уголковых поясов вертикальных стенок и половинок
°°и р ’собираются и склепываются каждая отдельно. При окон-
Не*м1ьной сборке центральной части половинки нервюр соединя-
Ча ся между собой болтами и приклепываются к поясам стенок
*екций гофра. Приклепывание гофра секциями делает клепку
й окончательной сборке доступной и удобной по всей средней
части крыла. С готовой центральной частью стыкуется на болтах
носовая и хвостовая части крыла.
б) Трех- и многостеночные моноблочные крылья
Крыло фирмы Дуглас (фиг. 108,а) является наиболее ти-
пичным крылом моноблочной конструкции с тремя стенками.
Стенки из гладкого листового дуралюмина подкреплены стойка-
ми из прессованных дуралюминовых профилей и расположены на
20, 40 и 63'°/о хорды. Полки стенок составляют по мощности очень
незначительную часть от всего продольного набора, работающего
на нормальные усилия при изгибе. Нервюры стеночного типа
имеют облегчающие отверстия с отбортовкой и зиговкой для при-
дания стенке устойчивости. В задней части крыла имеется очень
слабая вспомогательная стенка. Обшивка толщиной 8=1,2—0,6 лиг
усилена очень часто расположенными Z-образными стрингерами.
Внизу, в носке и в хвостике (за третьей стенкой) стрингеры в
виде бульбовых уголков. Нервюры в местах с Z-образными стрин-
герами приклепываются только к полкам стрингеров; там же, где
поставлены бульбоуголковые стрингеры, нервюры прорезаются
последними и приклепываются к обшивке. К стрингерам они
приклепаны с помощью небольших язычков, отогнутых от листа .
нервюры. Крыло сконструировано с учетом широкого применения
штамповки и механизированной клепки и может служить класси-
ческим примером такого рода конструкций.
Крыло фирмы Нортроп (фиг. 108,6) имеет пять стенок,
воспринимающих перерезывающую силу. Стенки толщиной 0,6—
•* Мм усилены стойками из дуралюминовых профилей. Обшивка
стенкам приклепывается посредством уголковых профилей, слу-
1 0~пХ полками стенок. Между стенками обшивка толщиной
’ 0,6 мм подкреплена часто расположенными дуралюминовыми
ти^НГераМИ Е виде S-образных профилей. Нервюры стеночного
ваш’ С °®легчак>щими отбортованными отверстиями, приклепы-
Неппто К °®шивке- Для стрингеров в нервюрах сделаны прорези.
Ки Юры непосредственно со стрингерами ничем, кроме обшив-
1отсяНе “Рмляются. Нормальные усилия от изгиба воспринима-
обшивкой и стрингерами и в очень небольшой доле — пол-
юз
104
риск Перерезывающая сила воспринимается стенками и
каМИино обшивкой.
пасти4фирмы Кертис (фиг. 109) имеет четыре основных
пятую вспомогательную в хвостовой части крыла, слу-
сТенкп я Крепления шитков и элеронов. Обшивка подкреплена
ясаШУ’о Энными часто стрингерами в виде прессованных профи-
Ра»П твеллерного сечения. Стенки сплошные, без облегчающих
леИ тий. Нервюры стеночного типа прорезаются стрингерами и
облегчающие дыры с отштамповкой бортика для жест-
кости.
Д. Крылья смешанного моноблочно-лонжеронного типа
Наиболее распространенным в современном самолетостроении
является комбинированный тип конструкции крыла моноблок, пе-
реходящий в лонжеронную конструкцию. Выгодные стороны мо-
Фиг. 110. Моноблочно-лонжеронное крыло Хаукер „Харрикейн".
поблочной конструкции зачастую заставляют конструкторов при-
менять ее частично и там, где различные вырезы в обшивке
(обычно ближе к корневой части крыла) не дают возможности
полностью использовать эту конструкцию по всему размаху.
Сущность конструкции заключается в том, что от конца крыла,
на некоторой части полуразмаха, крыло имеет моноблочную кон-
струкцию с сильно работающей обшивкой, подкрепленной стрин-
герами или гофром и воспринимающими главным образом пере-
резывающую силу лонжеронами-стенками. Ближе к корню, там,
де начинается различного рода ослабления обшивки люками для
вооружения, гнездами для колес и т. д., лонжероны усиливаются
счет более мощных сечений поясов, и большая часть нормаль-
Жеп Усилин пРн изгибе воспринимается здесь уже поясами лон-
ронов, приобретающих нормальный «лонжеронный» вид, с
Болг,ИЬШИ элементами, работающими на растяжение и сжатие.
копст^ИНСТВО кРыльев современных самолетов имеет такого рода
105-
Фиг. 111. Моноблочно-лонжеронное крыло Фокке-Вульф-190.
Крыло истребителя «X а р р и к е й н» конструкции известно I
английского конструктора С. Кэмм имеет примерно до половит?
полуразмаха моноблочную конструкцию, а далее моноблок пео
ходит в лонжеронную конструкцию (фиг. ПО).
Моноблок имеет четыре ферменных лонжерона с легкими поя
сами. Лонжероны эти аналогичны стенкам ранее рассмотренный
иами моноблочных конструкций и воспринимают главным образец.
перерезывающую силу. В месте перехода моноблока в лонжерон-
ную конструкцию два средних лонжерона обрываются, и корне-
вая часть консоли и центроплан имеют только два лонжерона.
В месте размещения люка пулеметной батареи конструкция кры-
ла усилена двумя раскосами, работающими при кручении крыла
и заменяющими обшивку. Нервюры дуралюминовые, Ьтеночного
типа с облегающими отверстиями. Обшивка крыла гладкая ДУР'
алюминовая. Между лонжеронами моноблочной части обшивки
подкреплена стрингерами.
Крыло истребителя Фокке-Вульф 190 немецкого конструК"
тора Танк является типичной конструкцией смешанного моноблоч-
но-лонжеронного типа (фиг. 111). Около половины полуразмаха
крыла выполнено по моноблочной схеме с двумя стенками и об-
106
" подкрепленной дуралюминовыми стрингерами Z-образно-
4ивК°ения и воспринимающей основную часть нормальных усилий
го Сб згибе. У корня крыла обшивка значительно ослаблена лю-
ПРЯ уНпушечных установок, размещенных в крыле, поэтому перед-
каМйстенка переходит постепенно в лонжерон с мощными пояса-
яя” КС)Торые воспринимают почти всю нормальную силу, возни-
МЙ’ ШУЮ при изгибе. Задняя стенка по всему полуразмаху до-
каЮьно слабая и имеет шарнирное крепление к фюзеляжу, т. е.
В-гибаЮШИЙ момент задней стенкой не воспринимается совершен-
и следовательно, функций лонжерона стенка не несет. К зад-
И°й стенке крепятся элероны и щитки. Обращает на себя внима-
яие лонжерон крыла, имеющий в плане форму сломанной в двух
местах линии. Такая форма продиктована, с одной стороны, не-
обходимостью разместить в носке крыла шасси в убранном по-
ложении, а с другой, — стремлением конструктора уменьшить вес
узла крепления стойки шасси за счет уменьшения вылета крон-
штейна крепления стойки. Нервюры пластинчатого типа из листо-
вого дуралюмина. Обшивка гладкая дуралюминовая, в моноблоч-
ной части сильно подкреплена стрингерами. В том месте, где
расположены люки, обшивка усилена изнутри накладкой большой
толщины (8=2 мм), которая передает усилия со стрингеров на
лонжероны. Обшивка у корня достигает толщины 8=1,5 мм. Но-
сок крыла крепится к лонжерону шурупами.
Складывающиеся крылья
Складывающиеся крылья целесообразны для легкомоторных
самолетов туристского и спортивного типа, для которых не всег-
да возможно обеспечить хранение в просторном ангаре, и для
самолетов корабельного типа — бомбардировщиков и истребите-
лей, для которых условия хранения в весьма ограниченных меж-
дупалубных помещениях авианосцев выдвигают требование мини-
мальной на один самолет площади ангарного пола.
В современных конструкциях складывающиеся крылья при-
меняются в подкосных, монопланных схемах и в свободнонесущих
схемах монопланов.
Для подкосных крыльев наиболее рациональна и употреби-
тельна следующая схема складывания: стыковой узел переднего
лонжерона разнимается, крыло, врашаясь около оси, проходящей
через стыковой узел второго лонжерона и узел крепления
• образного подкоса к фюзеляжу, отходит своим- концом к опе-
Р нию и располагается вдоль фюзеляжа. При этой схеме необхо-
ца"'0’ чтобы нижний узел iV-образного подкоса был расположен
перпендикуляре к верхней линии (спинке) фюзеляжа, прохо-
ем через стыковой узел второго лонжерона.
мы св°боднонесущих монопланах применяются следующие схе-
^складывания крыльев:
Подии- °НС0ЛИ кРЬ1ла’ вращаясь около верхних стыковых узлов,
ный ^аю™ над спинкой фюзеляжа концами кверху (корабель- •
т Рпедоносец Дуглас «Дивестейтор»).
107
2. Консоли, вращаясь около нижнего уха первого лонжеро]
представляющего собой универсальный шарнир, располагают,?1
передней кромкой вниз параллельно фюзеляжу.
3. Консоли вращаются около верхнего уха заднего лонжерп.
на и в сложенном состоянии располагаются вдоль фюзеляжа
редней кромкой кверху.
4. При складывании крыльев консоль полностью расстыковц.
вается с центропланом и остается соединенной с последним При
помощи специального вращающегося кронштейна, на котором и
совершается поворот консоли. В этой схеме консоли располага-
ются параллельно фюзеляжу передней кромкой вниз.
Для складывающихся крыльев применяется обычно лонже-
ронная конструкция, ничем не отличающаяся от конструкции обы-
кновенных крыльев.
108
Глава VII
СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ СВОБОДНОНЕСУЩИХ
КОНСТРУКЦИЙ
Было бы неправильно поставить задачей выбрать из всех рас-
смотренных выше типов свободнонесущих конструкций какой-то
один, наилучший во всех отношениях тип. Каждая конструкция
имеет, наряду с целым рядом недостатков, свои положительные
стороны. Однако для определенного задания с конкретными тре-
бованиями можно выбрать наиболее целесообразную конструкцию.
Обычно оценку делают с точки зрения: а) веса конструкции,
б) удовлетворения требованиям аэродинамики в отношении глад-
кости поверхности и правильности обводов профиля крыла, в) про-
стоты технологии и дешевизны производства, г) живучести кон-
струкции, д) удобства компоновки и размещения в крыле шасси,
агрегатов вооружения, баков и т. д., е) виброустойчивости, т. е.
способности конструкции работать при больших скоростях обте-
кания без возникновения явлений флаттера.
Сравнение весовых качеств конструкций
Нетрудно понять, что вес конструкции окажется наименьшим
у того крыла, у которого материал наилучшим образом исполь-
зован для работы крыла на изгиб и кручение. Так в двутавровой
балке заданной высоты h материал для работы балки на изгиб
используется лучше, чем в балке прямоугольного сечени^ с той
же высотой h при тех же значениях нормальных напряжений.
Точно так же в однолонжеронном крыле с обшивкой, работающей
только на кручение, и лонжероном, расположенным в месте ма-
ксимальной толщины профиля крыла, материал используется эф-
фективнее, чем в двухлонжеронном крыле с такой же обшивкой,
т- е. вес однолонжеронного крыла при равных условиях (нагруз-
ки, размерности, материала и т. д.) будет меньше веса двухлон-
жеронного крыла. Не требуется доказательств для нижеследую-
щего очевидного положения: чем выше напряжения, с
которыми используются элементы конструкции
крыла, тем меньше вес этого крыла; идеальным по
весу будет то крыло, все элементы которого работают на пре-
дельных напряжениях.
Примером нерационального использования материала может
с'тп>КИТЬ двУхлонжеронное крыло с обшивкой, подкрепленной
НаРИНгерами и работающей при кручении на сдвиг и при изгибе
(ос:НСРмальные силы. Расстояние от сжатых поясов лонжеронов
ычно размещаемых по хорде на/—119% и <~68®/о) до нейтраль-
109
ной оси будет меньше того же расстояния от стрингера, распо„'
женного вблизи максимальной толщины профиля крыла. Кром
того, напряжение, при котором стрингер и обшивка теряют устц!
чивость (примерно 20—22 кг/ллг), будет ниже критического д»
пряжения поясов лонжеронов, представляющих собой более тОг
стостенные профили (критическое напряжение таких профиЛе
при длине (=300—350 мм будет о =36 кг/мм2). Очевидно, мат(
риал поясов лонжеронов будет в такой конструкции использовй
неэффективно, так как из-за низкого критического напряжена
стрингеров и вследствие более близкого расположения поясов
нейтральной оси напряжение в поясах вместо а =36 кг!мм2 буде
только а =14—16 кг! мм2. Повысить напряжение в поясах за сче
уменьшения их площади сечения нельзя, так как при этом напр!
жения стрингеров будут также повышаться и превзойдут допусти
мые.
Вообще применение жесткой работающей обшивки при лонж.
ронах
с сильными поясами, допускающими
высокие
напряжения
сжатия без потери устойчивости, в весовом отношении невыгодно,
так как приводит к недогрузке поясов лонжеронов
Весьма хорошими весовыми данными обладают конструкции
группы А с неработающей полотняной или тонкой металлической
обшивкой. В этих конструкциях материал силовых элементов (фер-
мы, лонжерона) может быть использован очень эффективно как
при изгибе, так и при кручении. Крылья типа Бреда или Стигер
(Моноспар) имеют очень небольшой вес конструкции. По данным
автора конструкции Моноспар инж. Стигера, крыло его конструк-
ции с обшивкой из полотна, по сравнению с крылом обычной лон-
жеронной конструкции, может дать облегчение на 22—25% от
веса крыла. Крыло «геодезической» конструкции также отличается
хорошими весовыми качествами. По приближенным подсчетам,
эта конструкция с полотняной обшивкой может дать, по сравне-
нию с лонжеронной конструкцией с нервюрами и жесткой обшив-
кой, подкрепленной стрингерами, экономию в весе порядка 20%.
Крылья группы Б с жесткой обшивкой, работающей при кручении,
можно вполне отнести к числу рациональных с точки зрения веса
конструкции. Однолонжеронное крыло Девуатина, в свое время
ставшее известным своими хорошими весовыми данными, благо-
даря расположению единственного лонжерона в месте максималь-
ной толщины профиля и применению на значительной части по-
верхности очень тонкой дуралюминовой, не подкрепленной стрин-
герами обшивки, должно быть признано конструкцией с весьма
рациональным использованием материала.
Крылья Юпкерса и Туполева, трех- и четырехлонжеронные, с
дуралюминовой гофрированной обшивкой, имеют небольшой вес
конструкции. Использование в качестве обшивки поперечного дур-
1 Из всех этих соображений вытекает, что выгоднее в двухлонжеронных
конструкциях совершенно отказаться от работающих на сжатие обшивки и
стрингеров. Именно по этим причинам в крыле Ю-88 отсутствуют стрингеры
и применена тонкая гладкая обшивка, работающая только на сдвиг при кру-
чении.
110
нового гофра небольшой толщины (8=0,3—0,5 мм) дает
аЛ*°мип0 себе значительное облегчение обшивки по сравнению с
сай° толщина которой из соображений качества поверхности
глаЛрЖет быть выбрана тоньше 5=0,8—0,6 мм. Кроме того, попе-
нс цый гофр обладает способностью хорошо сохранять форму прэ-
Ре4 и позволяет обходиться очень небольшим количеством нер-
^юр что также дает облегчение конструкции.
Однолонжеронные крылья с обшивкой, работающей при кру-
ении и изгибе (группа В,а), типа Спитфайр или Мессершмитт,
н расположении лонжеронов вблизи максимальной толщины
профиля (30—40% хорды), вполне удовлетворительны в весовом
отношении. Более тяжелые условия работы нервюр, закрепленных
консольно к единственному лонжерону, не вызывают заметного
увеличения веса, ибо нормальные нервюры, несущие только на-
грузку от аэродинамических сил, имеют сечения элементов, на-
значаемые обычно из конструктивных соображений, а не по уси-
лиям, в них действующим.
Двух- и многолонжеронные крылья, с работающей при круче-
нии и изгибе обшивкой (группа В,б), наименее удовлетворительны
в отношении веса конструкции. В двухлонжеронных схемах срав-
нительно низкое критическое напряжение стрингеров, отстоящих
от нейтральной оси дальше, чем пояса лонжеронов, не позволяет
полностью использовать работоспособность последних и тем самым
приводит к увеличению веса крыла. В трехлонжеронных кон-
струкциях малая строительная высота двух крайних лонжеронов
служит причиной неэффективного использования материала их
поясов и также влечет за собой неудовлетворительные весовые
показатели этих крыльев.
Одностеночные и многостаночные моноблочные крылья доволь-
но рациональны в отношении распределения материала конструк-
ции (Г, а, б, в), но небольшие толщины их дуралюминовых эле-
ментов—-стрингеров, гофра, полок стенок лонжеронов, обшив-
ки,— обычно не превосходящие 8=1-—3 мм. заставляют прини-
мать допустимые по устойчивости напряжения сжатия порядка
с=20—23 кг!мм2, что примерно в полтора раза меньше допусти-
мых напряжений толстостенных профилей в дуралюминовых поя-
сах однолонжеронных конструкций. Это снижает достоинства мо-
ноблочных крыльев, связанные с рациональным распределением
материала силовой конструкции, и ухудшает их весовые качества.
Сравнение одностеночных и многостеночных моноблочных кон-
струкций показывает невыгодность нескольких стенок. Как уви-
ВДм ниже, при рассмотрении конструкции лонжеронов, более тол-
ые стенки, при одинаковых расстояниях между подкрепляющими
°Иками и равных площадях сечений последних, допускают ббль-
е напряжения на сдвиг, чем тонкие. Если, например, дуралю-
Жен°Еая Стенка толщиной 8=0,5 мм имеет разрушающее напря-
п ие на сдвиг t=12,5 кг/мм?, то стенка с 8=1,5 мм имеет на-
стенКРНИе ~ = кг/ммг, следовательно, выгоднее -ставить одну
КУ толщиной 8=1,5 леи, чем три стенки с 8=0,5 мм.
111
Смешанные моноблочно-лонжеронные конструкции (груПца 1W
отличаются тем, что они весьма легко могут быть перетяжедецЯ
за счет переходной зоны между моноблоком и лонжеронной Я
стью. Хорошие весовые показатели могут быть достигнуты дЯ
крыльев, у которых моноблок с одной стенкой переходит в одиЯ
лонжеронную конструкцию. При тщательной разработке копструЯ
ции такого крыла и строгом весовом контроле можно достигнет1
очень хороших результатов. Вполне возможно, например, дЯ
крыла истребителя с перегрузкой и, =12 и нагрузкой на 1 1
р=230 кг/ти2 получить вес 1 м2 конструкции gKtl =24—25 кгЛи»И
Необходимо в заключение отметить, что, как показывает пр;)к'
тика, цельнодеревянные крылья по весу почти всегда получаются’I
хуже металлических.
Влияние формы профиля на вес крыла. В неко- I
торых случаях на вес конструкции крыла может оказать влияние I
форма выбранного профиля. Профили с более выпуклыми спин- 1
ками дают несколько больший вес продольного набора. Если срав-
нить вес конструкции двух трехлонжеронных крыльев, совершенно
идентичных между собой по всем параметрам и различающихся
только сериями примененных профадей, то крыло с профилями
такого типа, как, например, профиль серий ЦАГИ-В, окажется •
тяжелее другого крыла с профилями серии NACA-230. Это проис- I
ходит потому, что верхние пояса лонжеронов в крыле с более J
«горбатым» профилем ЦЛГИ-В располагаются относительно ней-
тральной линии сечения так, что пояс среднего лонжерона будет *
перегружаться больше, чем в крыле с профилем NACA-230. Это |
заставит увеличить мощность верхних поясов лонжеронов в крыле
-с профилем В. Расчет двух одинаковых крыльев моноблочной кон- 1
струкции, из которых одно имело профиль ЦАГИ-В, а другое
профиль NACA-230, показал, что продольный набор второго крыла
может быть осуществлен на 25—30в/о легче, чем в первом крыле.
Аэродинамические качества конструкций
В главе I говорилось о значительном влиянии на аэродинами- |
ческие свойства крыла шероховатости, различного рода неровно- I
стей поверхности и отклонений от правильной формы теоретиче- I
ского профиля. Эти аэродинамические дефекты в сильной степени
связаны с конструктивными особенностями того или иного типа
•крыла. Рассмотренные конструкции могут быть разделены с этой
точки зрения на четыре следующие группы:
1. Крылья с полотняной обшивкой.
2. Крылья с тонкой металлической обшивкой.
3. Крылья с толстой деревянной или металлической обшивкои,
подкрепленной нервюрами и стрингерами. „•
4. Крылья с толстой деревянной или металлической обшивкои
с полным отсутствием стрингеров.
Полотняное покрытие крыльев может быть отне
сено, пожалуй, к наихудшему, с точки зрения аэродинамики, типу
покрытий. Большой недостаток полотняной обшивки состоит в то, ,
112
лете на больших скоростях под действием аэродинамиче-
что в п°„уз0к полотно, не обладая жесткостью, вздувается, в ре-
ских нагР ,;его может значительно измениться форма профиля
зудьтате^ ^ом отношении особенно неудовлетворительной оказы-
крыла- общивка крыльев «геодезической» конструкции, которая в
ваетСв производит впечатление стеганого одеяла, что, конечно,
[полете ч твительно отражается на аэродинамике крыла. Для
веС1>еменного самолета с отличной аэродинамикой и большой ма-
СОБР<апьной скоростью полотняная обшивка должна быть признана
совершенно неприемлемой.
с Тонкая металлическая обшивка (8=0,3—0,5 мм)
отреблялась в конструкциях крыльев, относящихся к группам А
У Б Она применялась в виде гладких листов, листов с зиговками
для придания жесткости и в виде гофра с волнами, направлен-
ными вдоль потока. Гладкий лист, даже если он не имеет выпучив
и складок в результате неудовлетворительного качества Производ-
ства (чего полностью избежать при топком листе довольно труд-
но), в полете, под действием аэродинамических нагрузок и вслед-
ствие деформаций крыла, выпучивается и покрывается складками.
Листы с зиговками и гофр тоже ухудшают аэродинамику крыла.
Гофрированная обшивка крыла увеличивает, например, с, при-
близительно на 5fl/t. Вследствие этого гофр и гладкая с зиговками
обшивка в современных конструкциях совершенно не употребля-
ются.
Толстая дуралюминовая или деревянная (фанерная или вы-
клеенная из шпона) обшивка наилучшим образом удовлетворяет
современным требованиям, предъявляемым к поверхности крыла.
Моноблочные и моноблочно-лонжеронные крылья, в которых при-
меняется толстая (8=0,8—1,5 мм) обшивка, могут поэтому счи-
таться достаточно совершенными с точки зрения аэродинамики.
Дуралюминовая обшивка должна клепаться к каркасу потайными
заклепками. Очень существенно влияют на гладкость обшивки
(отсутствие волн и промятин на поверхности) жесткость каркаса,
полок нервюр и стрингеров и правильность его формы. Очевидно,
что малейшая неправильность в форме нервюры или в положении
стрингера вызовет промятину или волну на обшивке и ухудшит
яэродинамику крыла.
к Нежесткий каркас при клепке обшивки может также привести
промятинам на обшивке. Поэтому лучшую поверхность имеют
конструкции с жесткими прессованными профилями и с толшиной
енок 8=1,5—2 мм. Моноблочные конструкции с гофром в ка-
сстве подкрепляющего элемента обшивки (Г, а и б) требуют
ИнаЬШ°Б ТС1,ностн изготовления и тщательной подгонки гофра,
че °®п,ивка при склепывании с гофром может проминаться и
Ртить поверхность крыла.
Св фименение фанерной обшивки в деревянных конструкциях
Кг.с.'Янс> С пР°блемой предотвращения коробления обшивки, склеи-
Раб °И С каРкасом казеиновыми клеями. В настоящее время раз-
клея\ГаНЫ. ДОВОЛЬН(> совершенные методы склейки казеиновыми
ш, которые до известной степени гарантируют сохранение
Фомин
113
ровной поверхности обшивки при высыхании клея. РаспростраиЛI
шееся в последние годы применение безводных фенольных и ПИ®1
гих клеев упротцает задачу, так как клеи этого типа не дают v'I
робления.
Продольные элементы каркаса металлическ
крыльев увеличивают количество рядов заклепок по размаху I
чем больше заклепок в продольном (по размаху) шве, тем зц 8
чительнее — даже при потайных заклепках — их влияние на аэтЛ
динамику крыла.
Кроме того, продольные элементы, например, стрингеры, опре-1
деляют те места, где при клепке обшивки легко возникают раз-
личные дефекты в правильности формы крыла. Поэтому в неко-
торых конструкциях (группы Б и В), например, в крыльях Юн-
керса (Ю-87 и Ю-88) (см. фиг. 127) с гладкой дуралюминовой
обшивкой, совершенно отсутствуют стрингеры. Обшивка прикле-
пывается только поперечными (относительно размаха) швами к
нервюрам и фермерам. Применение этого принципа позволяет по-
лучать без особых трудностей гладкую и правильную поверхность
крыла. К бесстрингерной конструкции очень близки крылья ис-
требителя Спитфайр, не имеющего в задней части крыла ни од-
ного стрингера, и Мессершмитт 109, имеющего лишь несколько
стрингеров. Есть основания думать, что бесстрингерные крылья с
толстой дуралюминовой обшивкой толщиной 1,5—2 мм могут ока-
заться весьма рациональными для современных самолетов с боль-
шой нагрузкой на 1 м2 и с большой максимальной скоростью.
Технологические достоинства конструкций
Технологические достоинства конструкции обусловливаются
наименьшим количеством деталей и простотой их изготовления,
количеством оснастки и приспособлений, простотой сборки агре-
гатов конструкции и возможностью механизации изготовления
деталей и частей конструкции. Деревянные конструкции крыльев
независимо от типа отличаются от металлических тем, что тре-
буют большого количества квалифицированного ручного труда,
и производственные процессы по их изготовлению труднее под-
даются механизации. Достоинством деревянных крыльев являются
дешевизна материала и наличие больших запасов древесины во
многих странах. Применение дерева в самолетостроении позво-
ляет разрешать затруднения, связанные с возможным недостатком
легких металлов во время войны, когда производство самолетов
увеличивается во много раз.
Среди металлических конструкций наибольшей технологиче-
ской простотой отличаются моноблочные крылья с небольшим
числом стенок, а также употребляющиеся довольно широко в по-
следнее время моноблочно-лонжеронные крылья с одним лонже-
роном. Стенки и нервюры стеночного типа моноблочных крыльев
чрезвычайно просты в изготовлении и допускают широкое при-
менение клепальных станков для их производства. Соединен!
стенок с нервюрами не требует каких-либо специальных детале ,
стандартных уголковых или иных профилей. Моноблочные
КР0!’,е в силу особенностей своей конструкции могут быть весьма
кРЫЛЬ”ичны в отношении количества разнотипных деталей и про-
эК ис?.' Точно так же количество типов и размеров заклепок и бол-
ФиЛ может быть легко доведено до минимума. В производстве мо-
то® пь1Х крыльев может быть широко применен плазово-шаб-
Г ный метод, чрезвычайно упрощающий изготовление деталей и
крыла и обеспечивающий полную взаимозаменяемость де-
сбор*'У *
талей.
Моноблочно-лонжеронные крылья обладают почти всеми каче-
ствами моноблочных конструкций с той разницей, что пояса лон-
жеронов (обычно стеночных) более сложны в изготовлении, чем
полки стенок моноблока. Многолонжеронные конструкции с фер-
менными лонжеронами и нервюрами — наиболее сложны в техно-
логическом отношении. Для. крыльев этого типа характерно боль-
шое количество разнотипных деталей и различных соединитель-
ных узлов. Набор ферм лонжеронов и нервюр требует обычно
значительного количества типов и размеров профилей.
Живучесть крыла
Для военных самолетов большое значение имеет живучесть
конструкции, т. е. способность ее выдерживать нагрузки в полете
при наличии частичных разрушений, произведенных пулями, сна-
рядами или осколками снарядов огневых средств противника. Так
как крыло, представляя мишень с плошадью значительно боль-
шей, чем остальные части самолета, имеет большую вероятность
поражения, то вопрос живучести для него является особенно важ-
ным.
Деревянные крылья вследствие значительной хрупкости мате-
риала обладают очень низкой живучестью. Попадание одной лишь
пули в полку деревянного лонжерона может привести к поломке
крыла, так как древесина под действием удара пули легко рас-
щепляется.
Элементы металлических конструкций при попадании пуль или
осколков зачастую еще могут нести уменьшенную нагрузку, и са-
молет может при полете без значительных перегрузок «дотянуть»
До посадки на аэродроме. Понятно, что живучесть конструкции
Увеличивается, если силовые элементы рассредоточены в крыле,
апример, двухлонжеронное крыло обладает большей живуче-
у1ьк>’ чем однолонжеронное. Двухлонжеронное, в свою очередь,
У??ет многолонжеронному и в особенности моноблочному кры-
чест РЬ1ЛЬя с Ферменными лонжеронами имеют меньшую живу-
ь, чем крылья со стеночными лонжеронами.
о 1он°блочно-лонжеронные крылья современных самолетов с
к Им стеночным лонжероном и с большой удельной нагрузкой на
част'0 ^ладают довольно хорошей живучестью. В моноблочной
и живучесть конструкции обеспечивается моноблоком; в части
Чине °НЖеРонн°й живучесть вполне удовлетворительна по той при-
’ что вследствие больших усилий полки лонжерона имеют
115
очень мощные сечения, и попадание пули или осколка не СТп 1
сильно ослабляет их.
С возрастанием скоростей и нагрузок увеличивается мощНОст1
элементов конструкции крыла и вместе с тем его живучесть. Есл*"
раньше деревянная полка лонжерона легко разрушалась от поп 3
Дания пули, то теперь для полки из закаленной до о = 150 кг/л^>
хромомолибденовой стали и с толщиной стенок 10—15 мм пул *
калибра 7,62 мм не представляет большой опасности. Увеличение
живучести конструкции, бронирование экипажа и проектирование
баков заставило пойти Ь ущерб весу на вооружение самолетов
пушками и крупнокалиберными пулеметами. Вследствие усиления
огневой мощи самолетов конструкторам приходится в настоящее
время заострять внимание на вопрос живучести конструкции.
Удобства компоновки
Конструкция крыла оказывает большое влияние на компоновку
самолета. Некоторые (в настоящее время, правда, не применяю-
щиеся) конструкции не допускают размещения внутри крыла бен-
зиновых баков (например, крылья Моноспар). В иных случаях
бывает затруднено размещение внутри крыла убирающегося
шасси и вооружения. Например, в случае многостеночного моно-
блока приходится для размещения бензиновых баков в крыле
итти на усложнение и утяжеление бензиновой системы за счет
увеличения количества баков, помещаемых между стенками моно-
блока. Двухлонжеронная конструкция может позволить разме-
стить внутри крыла бомбы, что при многолонжеронной конструк-
ции почти невозможно.
Будет справедливым сказать, что для современного, в особен-
ности небольшого, одномоторного самолета наиболее желательной
с точки зрения компоновки конструкцией крыла является моно-
блочно-лонжеронная с одним или двумя лонжеронами. Действи-
тельно, большие запасы горючего, обусловливаемые большими
мощностями современных моторов, убирающееся шасси, бомбовая
нагрузка и стрелково-пушечное вооружение требуют значитель-
ных объемов внутри фюзеляжа и крыла. Стремление же умень-
шить насколько возможно мидель фюзеляжа для получения тре-
буемых скоростей заставляет конструктора максимально исполь-
зовать объемы внутри крыла. Разумеется, конструкции однолон-
жеронные, или иногда даже лучше двухлонжеронные, с точки
зрения использования внутренних объемов наиболее выгодны.
Кроме того, конструкция крыла влияет и на компоновку, и на
размещение агрегатов и грузов внутри фюзеляжа. Например, в
многолонжеронной конструкции лонжероны крыла, проходя сквозь
фюзеляж, отнимают от объема последнего значительную егО
часть. В некоторых случаях, особенно при низкорасположенном
к] ыле, это может явиться весьма крупным недостатком и внести
серьезные затруднения в компоновку самолета. Совершенно ана-
логичным недостатком обладают моноблочные и кессонные кон
струкции крыльев. Наиболее удовлетворительными в отношеиШ
116
нения полезных объемов фюзеляжа являются крылья одно-
С°Х;« ройные. В этой конструкции через фюзеляж проходит один
Л°Н ко лонжерон, дополнительный же шарнир, воспринимающий
Т°акцин от кручения и изгиба в горизонтальной плоскости, тре-
пет внутри фюзеляжа наличия лишь элемента в виде стержня,
ботающего на растяжение или сжатие, для восприятия реакции
Рт горизонтального изгиба.
° Для истребителей, с их чрезвычайно ужатым миделем фюзе-
чяжа и 'небольшими объемами малых по площади крыльев, при-
менение однолонжеронной схемы, требующей минимального объ-
ема внутри фюзеляжа, является особенно эффективным. Ряд со-
временных истребителей, например, «Спитфайр», Мессершмитт 109,
фокке-Вульф 190, имеют крылья однолонжеронной схемы.
Виброустойчивость конструкции крыла
Высокие значения скоростей современных самолетов застав-
ляют конструкторов уделять большое внимание вопросу флаттера.
Как известно \ величина критической скорости флаттера крыла
(1/кр ) зависит от конструктивных параметров, жесткости крыла,
положения его центра тяжести и формы крыла в плане. Влияние
формы крыла было уже рассмотрено во главе II, но, как можно
было видеть, изменение сужения т; в пределах практически упо-
требляющихся значений на влияет незначительно.
Жесткость конструкции крыла характеризуется жесткостью на
изгиб EI и жесткостью на кручение Glp. Изгибная жесткость зави-
сит от мощности лонжеронов или продольного набора крыла.
Жесткость на. кручение зависит от мощности обшивки. Наиболь-
шей жесткостью на кручение обладают моноблочные конструкции,
в которых обшивка, работающая совместно со стрингерами или
гофром на нормальные усилия, имея значительную толщину и бу-
дучи сильно подкреплена стрингерами, обладает большой жест-
костью на сдвиг.
На величину критической скорости флаттера Укр жесткость
на кручение имеет значительно большее влияние, чем жесткость
на изгиб. При увеличении жесткости крыла на кручение значение
' к- сильно возрастает. Если жесткость на кручение увеличить
8 л Раз, то VK[) крыла возрастет в ]//г раз 2, т. е.
17'р = КрГ«-
При этом если с увеличением жесткости на кручение будет воз-
растать и жесткость на изгиб, то увеличение 1/кр будет иметь
место лишь при условии, что диапазон между частотами собствен-
ых колебаний крыла на кручение и изгиб увеличится.
бя .. чно конструкция крыла имеет собственную частоту коле-
нки на кручение большую, чем частоту на изгиб. При увели-
^ нии жесткости крыла на изгиб увеличивается и его собственная
2р’п Г росс мая, Флаттер. Труды НАГИ, вып. 284.
СТр_ joy Госсман. Курс вибраций частей самолета. Оборонгиз, 1940,
117
частота колебаний на изгиб, диапазон между частотами на из%1
и на кручение уменьшается, и Екр тоже уменьшается. При дал J
нейшем увеличении жесткости крыла на изгиб диапазон часто'
начнет увеличиваться, и Икр будет расти. Чтобы значительй
увеличить диапазон частот на изгиб и кручение, т. е. увеличить!
। значение VKp , потребуется очень большое увеличение жесткост
( крыла на изгиб. Отсюда и следует, что более эффективным спо!
’ собой увеличения 14р будет увеличение жесткости крыла на кру.
I чение G/p за счет увеличения мощности обшивки. С этой точка
I зрения весьма целесообразной оказывается упоминавшаяся выще
однолонжеронная конструкция с толстой дуралюминовой (или фЛ
нерной) обшивкой, слабо подкрепленной или совсем не подкреп-
ленной стрингерами (конструкция крыла Мессершмитт 109).
Второй конструктивный фактор, влияющий на величину кри-
тической скорости Екг, — положение линии центров тяжести сече-
1 ний крыла по хорде. Чем ближе к носку крыла расположен центр
его тяжести, тем выше значение критической скорости. Особенно
I большое влияние на 'Л<р имеет положение центра тяжести в кон-
цевой части крыла. При проектировании крыла необходимо пом-
нить об этом и стараться, если нельзя добиться необходимого зна-
чения VKp за счет жесткости на кручение, выбрать такую схему
конструкции крыла, чтобы линия центров тяжести сечений крыла
располагалась как можно ближе к носку. Если бы было возможно
I создать такую конструкцию крыла, чтобы центр тяжести его был
расположен впереди оси фокусов крыла, то такое крыло имело
( бы бесконечно большое значение 1% , т. е. было бы абсолютно
безопасно в отношении флаттера. Точно так же расположение оси
жесткости конструкции крыла впереди оси фокусов приводит к
I Пкр =
В случае слишком низких значений Укр иногда идут на при-
менение грузов, закладываемых в носке концевой части крыла.
। Эти грузы передвигают центр тяжести концевых частей крыла
! вперед и тем достигается увеличение VKP. Разумеется, применение
грузов целесообразно лишь в том случае, если при этом полу-
I чается меньшее увеличение веса крыла, чем при увеличении жест-
| кости крыла на кручение за счет более толстой обшивки.
Из рассмотренных выше схем наилучшей в отношении поло-
жения центра тяжести конструкции является однолонжеронная
схема. При расположении лонжерона на 33—35% можно получить
положение центра тяжести сечения на 37—38% хорды. В двух-
лонжеронном крыле положение центра тяжести колеблется от 43
I до 45% хорды. В моноблочных конструкциях центр тяжести сече-
I ния расположен на 41—48% хорды. При проектировании крыла
। скоростного самолета конструктор должен решить, какой путь
повышения виброустойчивости, т. е. увеличения значения Ек„, ’н’
ляется для рассматриваемого случая наивыгоднейшим. Есть ocnoj
вания предполагать, что при однолонжеронной схеме с толстой
обшивкой можно получить хороший в весовом отношении резуль-
тат .и удовлетворительное значение Укр без применения грузов
в носке.
Глава VIII
РАЗМЕЩЕНИЕ'РАЗНЫХ АГРЕГАТОВ В КРЫЛЕ
Стремление к получению высоких значений максимальной ско-
Ьости приводит, с одной стороны, к уменьшению миделя и, следо-
вательно, объема фюзеляжа, а с другой, — к увеличению мощ-
ности мотора. С увеличением мощности растет необходимый запас
горючего и смазочного и увеличиваются объемы охлаждающих
устройств.
Вместе с этим повышаются требования в отношении мощности
стрелкового и бомбового вооружения самолета. Увеличение мощ-
ности стрелкового оружия идет не только по пути увеличения ко-
личества стволов, но и увеличения калибра оружия.
Все это требует для размещения внутри фюзеляжа больших
объемов, а при их отсутствии приходится использовать объемы
внутри крыла и моторных гондол. В крыле современного само-
лета, в зависимости от назначения последнего' и компоновки, раз-
мешаются убирающееся шасси, бензиновые баки, водяные и ма-
сляные радиаторы, стрелковое и артиллерийское оружие с запа-
сом патронов и снарядов, бомбовая нагрузка с держателями и
замками и различные агрегаты оборудования — аккумуляторы,
баллоны и т. п. Кроме того, в многомоторных самолетах на крыле
размещаются мотогондолы с моторами.
Для убирающегося шасси в крыле приходится отво-
дить довольно большие объемы. При этом приходится терять зна-
чительную часть силовой обшивки снизу, так что убирающееся
шасси в одномоторных самолетах большей частью требует лон-
жеронной или моноблочно-лонжеронной конструкции. Б зависи-
мости от схемы шасси вырезы могут быть или в носке крыла — и
тогда можно использовать всю среднюю часть нижней обшивки
в работе конструкции крыла (фиг. 112), или же в средней части
за первым лонжероном. На истребителях Кертис (см. фиг. 51)
шасси убирается так, что внутри крыла располагается только ко-
есо, стойка же остается в наружном обтекателе. При такой схеме
охраняется значительная часть обшивки и стенки моноблочного
бур1ла’ благодаря чему перехода на лонжеронную схему не тре-
У тся. Однако такое решение конструктивной задачи должно
Нз'1ь нризнано для современного скоростного самолета с аэроди-
шческой точки зрения неудовлетворительным. В некоторых слу-
с ях ПРИ тонком крыле, если оказывается невозможным разме-
к 'ть ТеС0 ВНУТРИ крыла, идут на утолщение корневой части
1 1ла ('Фиг. 113) и увеличение корневой хорды за счет носка.
119
Такой способ может быть признан вполне целесообра311
В двухмоторных самолетах вопрос с уборкой шасси упроща
в связи с наличием на крыле мотогондол, внутри которых
Фиг. 112. Шасси истребителя Норт Америкен .Мустанг”.
быть полностью скрыты шасси и колеса (фиг. 114). При этом
нижняя обшивка крыла, находящаяся внутри гондол, или совсем*
не вырезается, или же вырезается очень мало и моноблочная
Фиг. 113. Утолщение центроплана для уборки колеса
на самолете Фиат G-50.
конструкция может быть сохранена. В тяжелых многомоторны^
самолетах колеса шасси вследствие большой нагрузки приооР
тают такие размеры, что не могут удовлетворительно размести
120
Фиг. 114. Уборка шасси в мотогондолы на самолете Бичкрафт АТ-7.
Колеса полностью не убираются (видны в люках гондол).
убирается непосредственно в крыло, причем колеса размещаются
в крыле так, как показано на фиг. 115.
Крепление шасси к крылу требует введения в конструкцию
дополнительных стенок и усиленных нервюр, которые передают
| Фиг. 115. Уборка шасси на четырехмоторном моноплане Дуглас В-19.
8Ирез\°Т Шасси на лонжероны крыла. В некоторых конструкциях^
1Дих JJIbTaTe соответствующей компоновки и применения отвечаю-
известным условиям схем шасси, удается расположить узлы
121
крепления шасси непосредственно на лонжероне. Это дает 31{Q
мню в весе конструкции крыла.
Гнезда, в которых помещаются шасси в убранном состоя»
необходимо хорошо герметизировать, чтобы не вызывать дОв,
нительных сопротивлений. Шасси, убранное в крыло, должно бы
хорошо закрыто щитками, плотно прилегающими к крылу н
искажающими формы профиля. Щитки и закрывающий их мех
пизм необходимо делать жесткими, чтобы в полете не полутпД
«отдирания» и связанного с ним увеличения сопротивления. ГЬ
Фиг. 116. Ниша для бензобака в центроплане Дуглас DC-3.
убирании шасси в мотогондолы створки должны плотно прилегать
.к краям люка и не иметь под колеса вырезов, являющихся источ-
ником дополнительного сопротивления (см. фиг. 114).
Размещение бензиновых баков в крыле выгод»
в весовом отношении, так как это приводит к разгрузке крыла
не требуя большой затраты веса на крепление баков и на люю
для доступа к ним. Правда, в крыле с небольшой строительно
высотой баки получаются довольно невыгодной по весу формы,
очень плоские баки имеют больший вес на единицу объема, че
баки, приближающиеся по форме к кубу.
Для баков в крыле имеются специальные ниши, в КОТ,°Р
нервюры заменены седлами, служащими опорами для
(фиг. 116). К седлам баки притягиваются с помощью лент. Д
уменьшения пожарной опасности следует отсеки, в которых Р
положены бензиновые баки, изолировать от окружающего Р
«транства герметическими перегородками, которые могут вход;
в конструкцию нервюр и лонжеронов. При работающей обш
1122
баков закрываются крышками-панелями, которые крепятся
ц||£в11пами и болтами и полностью участвуют в работе обшивки
иб'рУ размещение нескольких баков в крыле самолета Дуглас
к1ь’лсОвершенно не нарушает принципа моноблочной конструк-
D^' в некоторых самолетах, например, ЦАГИ-25, «Родина» и
и,(11 ебителе Северского, баки в крыле были выполнены как
У*?,, самого крыла. Верхняя и нижняя части обичайки. бака
^‘^ялись обшивкой крыла. Такая конструкция, повидимому, дает
ЯВ естный выигрыш в весе, но для военных самолетов Совершен-
ий неприемлема, так как, во-первых, баки невозможно запротек-
**.рОвать и, во-вторых, при повреждении бака его невозможно
быстро заменить, а приходится заменять все крыло, что, конеч-
Фиг. 117. Жидкостный и масляный радиаторы под крылом
истребителя «Спитфайр-.
но, весьма нерационально и совершенно не оправдывается полу-
чаемой экономией в весе.
Размещение водяных и масляных радиато-
ров внутри крыла очень выгодно с точки зрения внешнего
сопротивления радиатора. Однако проектирование входов и вы-
ходов воздуха должно быть подчинено определенным правилам;
несоблюдение их может привести к аэродинамическим неприят-
ностям. На фиг. 114 можно видеть рядом с моторной гондолой
в носке крыла входное отверстие для охлаждающего воздуха
маслорадиатора. Если по конструктивным соображениям нельзя
осуществить вход воздуха через носок крыла, то радиатор по-
мещается под крылом, в отдельном туннеле, и при этом частично
Утапливается в крыле (фиг. 115 и 117). Такой вариант в аэро-
динамическом отношении хуже размещения внутри с забором
воздуха из носка крыла. Для крепления радиаторов в крыле
Ычно применяются седла и металлические ленты-хомуты, кото-
рыми радиатор притягивается к седлам (фиг. 118). Для монтажа
Демонтажа радиаторов в обшивке крыла устраиваются люки,
Диа',Ь1Ваемьге кРышками- Утяжеление конструкции крыла от ра-
тсоных установок незначительное *.
Дов СТан°-вка оружия, особенно пушек в
теп ЛЬН° сильно отражается на конструкции последнего.
Па НЬ1е объемы, потребные для самого оружия и для
крыле,
Зпачи-
запаса
и большие вырезы в обшивке для обслуживания уста-
Разумеется, не считая веса самих радиаторов.
123
новой в сильной мере влияют на конструкцию крыла и
ляют ее.
Для крепления оружия служат специальные узлы, закреп
мые к лонжеронам (фиг. 111), нервюрам или специальными
кам (фиг. 119), вводимым в конструкцию крыла. Узлы и 1
менты, к которым узлы крепятся, должны обладать бодь^
жесткостью, необходимой для уменьшения
или снарядов при стрельбе. Если оружие
жерон, то часто приходится в этом месте
рассеивания J
проходит сквозь я
итти на применен
Фиг. 118. Установка масляного радиатора в крыле самолета Мартин.'
рамной конструкции. Отсеки крыла, в которых расположено ору-
жие, имеют обычно сверху люки, крышки которых крепятся
легко отирающимися замками. При проектировании люков сле-
дует обратить внимание па удобство подхода к оружию при на- I
земном обслуживании. Патронные ящики делаются в виде ко-
робок, входящих в конструкцию крыла, или съемные, заклады-
ваемые в специальные ниши в крыле. Последняя конструкция |
удобнее в эксплоатационном отношении, так как требует меньше
времени для подготовки машины к боевому вылету. Отверстия
в обшивке носка для прохода стволов оружия должны быть
плотно пригнаны к стволам, чтобы не вызывать дополнительно
сопротивления, возникающего при наличии щелей. Совершен |
ясно, что при компоновке нужно стремиться размещать ОРУЖ' 1
внутри крыла, а не в обтекателях под крылом, чтобы не Уве
чивать мидель.
В
бомб двухлонжеронная конструкция. Бомбы располагаются
крыле могут быть размешены бомбы лишь мел^
и среднего калибров. Наиболее удобна для размет g
124
пулемета . «9»= Р“"Л“
125
специальных отсеках, закрываемых снизу крышками, 1
должны быть плотно пригнаны и обладать достаточной
костью. Жестким должен быть и механизм их управления, 4TeJ!
в полете невозможно было приоткрывание крышек и вследСт,3
этого — увеличение сопротивления.
В двухмоторных и многомоторных схемах моторы расп
лагают ся на крыле в моторных гондолах, основное назц'
чение которых— служить обтекателем моторной установки п
редняя часть моторной гондолы представляет собой капот йот!
Фиг. 121. Бомбардировщик Дуглас „Бостон". Мотогондолы
расположены под крылом.
ра, задняя—.либо силовую конструкцию, обычно типа монокок,
воспринимающую усилия от моторной рамы и иногда от шасси,
либо только обтекатель, и тогда силы воспринимаются специаль-
ными элементами, крепящимися непосредственно к крылу.
Мотогондолы располагаются относительно крыла либо так,
что ось винта проходит через носок крыла (фиг. 114, 115, 120),
либо бывают несколько смещены вниз (фиг. 121). В последнем
случае достигается уменьшение высоты шасси. Внутри мотогон-
долы, кроме мотора, бывают размещены масляные и бензиновые
баки, масляные и водяные радиаторы, турбокомпрессоры и уби-
рающееся шасси. Для убирания шасси внутрь мотогондол в по-
следних внизу имеются люки (фиг. 114), закрываемые створка-
ми. Размещение моторов на крыле сильно отражается на кон-
струкции крыла-, часто в носке крыла приходится делать вырезы,
что нарушает передачу крутящего момента носком и приводит
к утяжелению конструкции.
Глава IX
КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ
СВОБОДНОНЕСУЩИХ КРЫЛЬЕВ
I Конструкцию крыла разделяют на каркас и обшивку. Каркас
-гонт из продольного и поперечного наборов; в первый входят
С нжсроны, стрингеры, гофр и вспомогательные стенки, служа-
л ие для крепления элеронов, щитков или для восприятия раз
У,,1НЫх сосредоточенных усилий; во второй входят нервюры ти-
повые, усиленные и формеры, т. е. нервюры, состоящие из одних
поясов и предназначенные для подкрепления обшивки.
Лонжероны
А. Лонжероны, работающие на изгиб и круче-
ние (трубчатые). Лонжероны этого типа применяются в
свободнонесущих крыльях при отсутствии работающей жесткой
Фиг. 122. Конструкция лонжерона Данкансон.
обшивки или ДруГИХ элементов, воспринимающих крутящий мо-
®нт- В некоторых случаях они применяются совместно с ча-
ично работающей при кручении тонкой обшивкой.
с 1 0 и ж е р о н Данкане она представляет собой кониче-
10 тРУбу, склепанную из довольно толстого листового дуралю-
Tpv/' ^ля пРВДания устойчивости стейкам лонжерона внутри
(ФиЫ имеются дуралюминовые штампованные шпангоуты
пПп,^„_ 2)’ склепываемые со стенкой. Сжатая зона лонжерона
дуралюминовым гофром, наклепанным снаружи
п°Дкреплена
тРУбы.
соца1ОНЖе₽°н Б л ° м 11 Фосс отличается от лонжерона Данкан-
тем, что он изготовляется из более толстого материала и не
127
имеет подкрепляющих элементов. На самолете Блом ц <Ь I
(«Гамбургер») На-139 лонжерон сварной из стали, и его bhvt “'w
яяя полость частично используется в качестве бензинового
Лонжерон-кессон Флитуинг склепан из четырех П|dIt
гофра нержавеющей стали и представляет собой четыреХуГоЛи<2
ную коробку. Гофр своими волнами направлен вдоль лонзкеп3
на. Внутри коробки имеются ферменные нервюры, подкрепляв
щие гофр при работе его на сдвиг и сжатие (фиг. 100).
Б. Ферменные, стеночные и коробчатые л о
жероны. В однолонжеронных и многолонжеронных крылья"1
в которых почти весь изгибающий момент воспринимается лод
жеронами, конструкция последних может быть ферменной, сте I
ночной или коробчатой.
Выбор типа лонжерона определяется главным образом весо-
выми и технологическими соображениями. В некоторых случаях ’
конструктивные соображения, связанные, например, со стыковы-
ми узлами, креплением обшивки к лонжеронам, с размещением
в крыле оружия и т. д., могут оказать влияние на окончательный
выбор типа.
Наиболее выгодны по весу, при достаточно большой строи-
тельной высоте и значительных перерезывающих силах, лонже-
роны ферменного типа. Прн размещении в крыле пулеметовI
и особенно пушек в случае ферменного лонжерона не встречается!
серьезных затруднений, и почти всегда могут быть найдены до-
вольно простые решения. Технологически ферменный лонжерон,
однако, довольно сложен и, бесспорно, уступает лонжерону сте-1
«очному.
Стеночный лонжерон идеально прост в технологиче
ском отношении. При небольшой строительной высоте стеночный 1
лонжерон может иметь хорошие весовые данные. Размещение в
крыле пулеметов и пушек при стеночных лонжеронах ослож-
няется необходимостью устройства в стенке лонжерона довольно 1
больших вырезов, утяжеляющих конструкцию неизбежными уси- ]
лениями. Приклепывание обшивки к каркасу связано также с за- ,
труднениями технологического порядка, которые могут быть,
однако, при конструировании предусмотрены и устранены.
Коробчатый лонжерон обладает недостатками фер-
менных и стеночных лонжеронов: он сложен технологически и 1
невыгоден по весу.
Вес лонжеронов в лонжеронных крыльях с работающей
обшивкой составляет в зависимости от конструкции и применен-
ного материала от 35 до 49<|/о от веса всего крыла. _
Ферменная конструкция лонжеронов (фиг. 19 и 123) пР^
большой строительной высоте крыла наиболее целесообразна
весовом отношении, но, как уже отмечалось, она сложна тех 1
логически. Усложнение обусловливается узлами крепления ст 1
и подкосов фермы к поясам лонжеронов. Конструкция У3
может быть двух видов: либо крепление раскосов и стоек прi .1
водится с помощью косынок (фиг. 123, а, б), либо раскосы Р I
пятся непосредственно к поясу, если форма пояса допускает P
Г 28
Фнг. 123. Конструкция ферменных лонжеронов.
-лонжерон Валти; б—лонжерон Дорнье; в—лонжерон Юнкерса.
становку всех необходимых заклепок или болтов. Разуме» 1
невозможно добиться унификации узловых косынок, и количе^Я
их типов равно количеству всех узлов или немного меньше
Количество же разнотипных деталей определяет технологически
достоинства конструкции. Так как высота лонжеронов свобод^
несущих крыльев уменьшается к концу крыла, то у конца лоИ12 ’
рона применение фермы бывает обычно невыгодным, и зде j
ферменная конструкция переходит в коробчатую (фиг. 110) и„“
стеночную. Для раскосов и стоек теперь применяются поч-Л
исключительно профили открытого типа. Трубы, несмотря
выгодность их в весовом отношении, из технологических сообраЯ
жений почти не употребляются.
Стеночкой конструкции конструктор отдает предпочтение да
же тогда, когда вес лонжерона получается несколько больше ве- I
са ферменного лонжерона. Решающее значение имеет чрезвы- i
чайная конструктивная и технологическая простота стеночного!
лонжерона. Изучение работы жестких стенок, нагружаемых на
сдвиг, показало, что наиболее выгодны сплошные стенки без вся-1
ких вырезов и облегчающих отверстий, подкрепленные ' лишь
стойками. С этой точки зрения конструкция лонжерона Мк>ро
(фиг. 124,а) должна быть признана нерациональной.
Характерный пример стеночного лонжерона — лонжерон Мес- '
сершмитта (фиг. 124,6). Стенка этого лонжерона подкреплена
уголками, которые также служат для крепления к лонжерону
нервюр. Большей частью стеночный лонжерон представляет собой
двутавровую или швеллерную клепаную балку. Стенка лонже-
рона при большой высоте его иногда бывает подкреплена про-
дольными профилями (фиг. 124,в), как это сделано на лонжероне
Юнкерса.
Испытания плоских дуралюминовых стенок на сдвиг показы- (
вают, что толстые стенки допускают большее разрушающее на-
пряжение на сдвиг, чем тонкие. Стенка подбирается из условия,
чтобы действующее напряжение на сдвиг
' = кг/мм2,
где Q — перерезывающая сила;
1) — высота стенки;
8 — толщина стенки,
было бы меньше или равно разрушающему напряжению на сдвиг,
определяемому следующим образом,-
тРазр = (8+2,8)Акг/мл<2.
Здесь 8 — толщина стенки, а к определяется из графика, приве-
денного на фиг. 1.25х. Величина d, отложенная на оси абсцис ]
графика, определяется по форму'ле
__________ П
1 График фиг. 125 составлен на основании американских испытаний пло
ских дуралюминовых стенок на сдвиг.
130
Фиг. 124. Стеночные лонжероны.
«—лонжерон Мюро; б—лонжерон Мессершмитта; в—- лонжерон Юн Р
9*
131
где FCT— площадь сечения подкрепляющей стойки;
I — расстояние между стойками.
Вычислив d, легко определить по графику и величину k. n J
упрощения графика при его составлении были приняты неко*
рые допущения, отчего его точность достаточна лишь для onuZ0"
тировочных прикидок при проектировании крыла. Прочность 3=1
Фиг. 125. График для расчета плоских дуралюминовых
стенок на сдвиг.
клепочного шва, соединяющего стенку с полками лонжерона,
будет достаточна, если выбранный шаг t будет меньше t„, опре-
деляемой формулой
4 = 0,745 — ,
0 Q
где Р — разрушающая сила для одной заклепки на срез или на
смятие;
h — высота стенки;
Q —- перерезывающая сила.
Если полки приклепаны двухрядным швом, то
4 = 1,49
0 Q
Сечение стоек выбирается так, чтобы при силе
р_ 0.9Q
Л
напряжение
р -
о = —,
F
где F-—площадь сечения стойки, не превосходило напряжений
при котором профиль стойки теряет устойчивость.
132
j-[pn подборе стоек можно исходить из условия, чтобы вели-
Л- была близка к 0,5.
I чина а 5 [
Стенки моноблочных крыльев отличаются от стеночных лон-
онов значительно меньшей мощностью полок. В некоторых
деструкциях, например PZL (фиг. 107), для стенок применяется
В г0^’онЖероны моноблочно-лонжеронных крыльев у конца крыла
ют довольно слабые полки. У корня же, где вследствие раз-
I Счного рода вырезов принцип моноблочной конструкции нару-
ен полки имеют нормальные для лонжеронов сечения. Переход
I т полок с небольшой мощностью сечений к сечениям нормаль-
дОй мошности должен осуществляться плавно, без резких скач-
ков. Длина переходного участка определяется тем расстоянием,
I на котором работающие на нормальные силы обшивка и стрин-
геры (или гофр), ее подкрепляющие, полностью включаются
в работу крыла на изгиб. Как показывают исследования1, это
расстояние может быть принято равным ширине (по хорде)
ослабляющего обшивку выреза.
Коробчатая конструкция для металлических лонжеронов не-
рациональна и потому применяется редко. Примером такой кон-
струкции может служить лонжерон крыла французского истре-
бителя Моран-Сольнье 405 (фиг. 126,а). В деревянных конструк-
циях коробчатые сечения лонжерона вполне целесообразны и ши-
роко применялись и применяются. Для придания устойчивости
фанерным стенкам коробчатого лонжерона между поясами ста-
вятся перегородки, к которым приклеиваются стенки (фиг. 126,6).
Пояса металлических лонжеронов, в зависимости от кон-
струкции лонжерона, составляют по весу от 45 до 65% от веса
всего лонжерона.
В современных конструкциях для поясов лонжеронов обычно
употребляются открытые дуралюминовые или стальные толсто-
стенные профили. Широко применявшиеся раньше трубчатые
пояса, несмотря на их выгодность в весовом отношении, из-за
конструктивной и технологической сложности сейчас вышли из
Употребления. Испытания дуралюминовых труб и прессованных
профилей на устойчивость показывают, что для труб напряжение,
при котором теряется устойчивость, выше напряжения для от-
крытого профиля той же толщины на 30—35%. Это могло бы,
конечно, дать значительное облегчение лонжерона, однако огра-
идейность сортамента и необходимость использования трубы на
Рачительном участке ее длины с низкими напряжениями умень-
ают тот выигрыш в весе, который мог бы иметь место. В труб-
тых поясах лонжерона истребителя Спитфайр конструктору
далось избежать этого путем применения телескопической кон-
заЕ?КЦ11и пояса. При этом внутренние трубы постепенно обры-
гея и тем достигается приблизительное постоянство напря-
Д. Уманского и Б. С. Бляхера.
133
В поясах, выполненных в виде открытых толстостенных ста
ных или дуралюминовых профилей, постоянство напряжений
стигается постепенным срезанием отдельных стенок с дальне
шим переходом на профили меньшей мощности.
Значительная нагрузка современных крыльев заставляет кс«
етрукторов применять для поясов лонжеронов профили из выс
кокачественных сталей с высокой закалкой.
Фиг. 126. Коробчатые лонжероны.
а—лонжерон Моран-Сольнье 405; б—деревянный лонжерон Фоккера (фанерная
стенка непоказана).
При конструировании сжатых поясов следует избегать соче-
тания толстостенных профилей со сравнительно тонкими, мало-
устойчивыми элементами, так как последние понижают обшее
критическое напряжение пояса. Например, образец пояса, состав-
ленный из бульбового дуралюминового швеллера и двух прессо-
ванных дуралюминовых уголков, при длине 380 мм теряет устой-
чивость при напряжении а =30 кг/мм2. Точно такой же обэазеИ
в сочетании с двумя гнутыми дуралюминовыми уголками с
8=2 мм и шириной полок 25 и 85 мм теряет устойчивость при
а =26 кг/мм2. Результат был бы несколько лучше, если бы ши"
рина полок уголков не превосходила Ь= 108=20 мм. Рациональн
сконструированные пояса лонжерона могут значительно облегчить
конструкцию последнего. На фнг. 127 показаны примеры выпол
нения поясов современных стеночных лонжеронов.
134
135
Стыковка. Если лонжеронное крыло состоит из
плана и консольных частей, то лонжероны центроплана тЛ5Ит-Р°4И
лей стыкуются между собой с помощью стыковых узлов. р°НС0, '
лее распространенная конструкция узлов состоит из ушЛ1'60-
верхнем и нижнем поясе. Узел центроплана и отъема соо** На
ственно соединяются болтами, работающими большей частыоВет*Д
срез. На фиг. 128 изображены стыковые узлы лонжерсна са На
лета Бристоль «Бленхейм». Для упрощения технологии (при °"
Фиг. 128. Стыковые узлы крыла самолета Бристоль .Бленхейм'.
нение горячей штамповки с минимумом механической обработки)
здесь каждое ухо выполнено в виде двух самостоятельных поло-
вин, соединяемых вместе болтами уже при установке на лонже-
рон.
• В целях экономии веса, но за счет технологического услож-
нения, стыковые уши выполняются иногда за одно целое с п°я
сами лонжерона (.фиг. 126,а). Для лонжеронов отъемкой части
крыла подобная конструкция врид ли может быть признана P
циональной, и потому она почти не применяется. В центроплан
же с небольшой длиной поясов (см. фиг. 142) такая конструкп^
вполне целесообразна. При большой ширине лонжерона узлы
полняются в виде гребенки, как на лонжеронах самолета Де У
тин 510 (фиг. 129). Гребенка позволяет значительно уменьш
диаметр стыковочного болта. 217,
В некоторых конструкциях, например, в крыле Дорнье
стыковые узлы бывают выполнены с болтами, работающим
136
Фнг. 129. Стыковой узел крыла девуатии 510.
Фиг. 130. Стыковые узлы,
и—Дорнье 217; б-Юнкерс 88.
137
разрыв (фиг. 130,о) от действия нормальных сил и на срез
перерезывающей силы.
Стыковка поясов лонжеронов консоли и центроплана Ин J
производится (например, на самолете Спитфайр) не одним
том, как на «Бленхейме» (фиг. 128), а двумя или тремя, nE 0Jb I
ложенными в ряд вдоль пояса. Эта конструкция позволяет г.*10"
ществить стыковку без специальных узлов на консольной ч„с^' I
крыла.
Следует отметить оригинальную конструкцию стыковых узл ’
о накидной гайкой (фиг. 130,6) самолетов Юнкерса, упорно пп2
меняемую фирмой на всех самолетах, выпущенных ею.
Стыковые узлы лонжеронов должны передавать, кроме нопЛ
мальных сил, еще и силы перерезывающие. Последние могут ’
значительно нагрузить уши узлов на изгиб. Коиструкюры ста- |
раются избежать этого различными способами. Например, в сты-
ковом узле самолета Девуатин (фиг. 129) перерезывающая сила
воспринимается двумя боковыми стальными накладками, благо-
даря которым гребенки совершенно разгружены от изгиба.
В стеночных лонжеронах перерезывающая сила по стыку ча-
сто передается накладками, связывающими при помощи болтов
•стенки лонжеронов отъемной части и центроплана.
Стрингеры
Стрингеры крыльев с работающей жесткой обшивкой имеют
двоякое назначение:
1) увеличивать устойчивость обшивки при работе ее на сдвиг
при кручении,
2) воспринимать совместно с обшивкой нормальные усилия при
изгибе крыла.
Фиг. 131. Различные профили, применяемые в качестве стрингеров.
От а до з—гнутые профили; от и до м—прессованные профили.
Вес стрингеров составляет в зависимости от копструкии
3—12% от веса всего крыла.
В деревянных конструкциях стрингеры представляют cot’
рейки, имеющие в сечении форму прямоугольника или трапепи •
В металлических крыльях стрингерами служат дуралюмпновь^
прессованные или гнутые профили самых разнообразных сече
(фиг. 131).
Толщина стенок стрингеров обычно заключается в
от 0,5 до 3,0 мм.
пределах
438
Фиг. 132. Профили, применяемые для задней
кромки крыла.
а—гнутый профиль; б—прессованный профиль; в—зад-
няя кромка FW-190.
В идеале, к которому следует стремить-
ингеры поддерживают обшивку при работе ее на сдвиг,
же в свою очередь поддерживает стрингеры при работе
Г оби"’! сжатие. Стрингеры должны препятствовать образованию
их Iia|ia обшинке при потере ею устойчивости; выполнением этой
I и обусловливается форма сечения стрингера. Очевидно,
эадаппи одинаковой толщине стенки и одинаковых габаритах
чт° ые стрингеры а,, б, в, е и ж (фиг. 131) скорее потеряют
гНУ йчивость при волнообразовании, чем стрингеры г и в. Прессо-
УсТ°ые профили и, к и м будут хуже поддерживать обшивку, чем
I ВЯ иигер с бульбами л. При работе на сжатие стрингер тем ско-
СГр потеряет устойчивость в результате местной потери устой-
Ионво'’ти стенки, чем больше будут плоские участки сечений этого
стрингера. Здесь также
применимо известное пра-
в„ло: ширина плоских
участков стрингера дол-
жна быть близка к Ь =
_ 108 ». С этой точки зре-
ния форма сечения а
должна быть хуже, чем
б и в (фиг. 132). Особен-
но вредны длинные плос-
кие лапки, как в сечении а.
ся при выборе сечения стрингера, стенки стрингера должны терять
В устойчивость одновременно с общей потерей устойчивости
стрингера.
Тонкостенные гнутые стрингеры открытого сечения, но замкну-
тые обшивкой (фиг. 131, а, б, в, г), работают лучше, чем стрин-
геры типа д, ж, з. Например, открытый стрингер типа а с тол-
щиной стенки 8=2 мм и длиной £=500 мм теряет устойчивость
при акр =ю кг/мм--, тот же стрингер, но зашитый, лентой
8=0,5 мм, имеет при той же длине критическое наприжение
®«р =23 кг/мм2. Однако такие стрингеры менее выгодны в техно-
логическом отношении, так как требуют для приклепывания об-
шивки двойного количества заклепок. Кроме того, применяя эти •
стрингеры, труднее избежать искажения поверхности обшивки
крыла.
Прессованные профили (фиг. 131, и, к, л, м) допускают боль-
’ ’иие напряжения сжатия без потери устойчивости, чем гнутые
Рофили. Например, гнутый уголок 25X30 мм толщиной 2 мм
Отношение для рационально сконструированных профилей можно
иссл?„СЛить точнее (см- К, А. Минаев, Теоретическое и экспериментальное
дование работы открытых профилей на сжатие. Труды ЦАГИ, № 393). Для
I ^Г°ЛКОВЫХ
профилей — = 0,65 (2,8 1/~.— —3,1), где гибкость профиля— <
о г i i
' а Для швеллеров и Z-образных профилей =0,89 (2,331 f -L —2,19),
„ I <5 У г
где 1С0.
139
|кр=23 кг/мм\ В совреМе^
п
типа е имеет при длине /=250 мм критическое накрязк
скр=15 кг/мм?, прессованный же уголок 25X30 мм с
типа м имеет при той же длине акр=94 «-я/ии» R
конструкциях крыльев, в особенности моноблочных, зача
предпочитают применять прессованные стрингеры, и только
мецкие конструкторы неизменно' употребляют гнутые прол,
В отношении прессованных стрингеров следует иметь в виду
утолщение кромки профиля, так называемая бульба, не ofisJ
тельно приводит к наилучшим значениям критического HanpmJ
ния профиля. Если полка прессованного профиля с бульбой t
кромке довольно широка, то вполне возможно подобрать так
сечение профиля без бульбы, при котором скр будет выше, а
не изменится.
Каждый заклепочный шов, особенно расположенный вдо
размаха, если даже он выполнен потайными заклепками, мо
явиться источником дополнительного лобового сопротивления
Поэтому желательно уменьшение числа заклепочных швов на
обшивке. Кроме того, чем меньше заклепок, тем крыло проще
в производстве. По этим причинам количество стрингеров должно
быть не больше того, сколько нужно, чтобы обеспечить необхо-
димую работу обшивки. Если стрингеры сжатой зоны должны
иметь из соображений прочности определенную суммарную пло-
щадь сечения, то может оказаться более рациональным увеличе-
ние площади сечения каждого стрингера, чем увеличение коли-
чества стрингеров.
О выборе расстояния между стрингерами будет сказано ниже,
при рассмотрении вопросов, связанных с конструкцией обшивки.
В моноблочных конструкциях вместо стрингеров одно время
широко применялся гофр (Валти, PZL, «Уитли»). Гофр способ-
ствует значительному повышению жесткости крыла на кручение,
но вес конструкций с гофром выше стрингерных, и необходимое
качество поверхности крыла может быть получено только при
очень тщательном изготовлении и подгонке гофра. За последнее
время в новых конструкциях гофр почти не применяется.
В заключение нужно сказать о профилях, применяющихся для
заделки заднего ребра крыльев. В современном крыле задняя
кромка обычно сочетается с задней кромкой посадочных щитков
или же вообще отсутствует, если вместо щитков применены за-
крылки. Для получения задней кромки крыла ровной и хорошей
формы кромка щитка не доводится до конца крыла на 15—20 мм-
Поэтому профили для законцовки имеют ступеньку, в которую
помещается задняя кромка щитка в убранном положении
(фиг. 132). Профили для задней кромки употребляются гнут^
(фиг. 132,а) или прессованные (фиг. 132,6). На истребите
Фокке-Вульф 190 задняя кромка образуется за счет отштампов
кромки заднего листа обшивки крыла (фиг. 132,в).
Нервюры
В конструкции свободнонесущего крыла нервюры выполняю
следующие функции:
образуют и поддерживают форму заданного профиля
^Р^^передают часть перерезывающей силы от аэродинамической
узки с обшивки на лонжероны и стенки;
яаГР? .воспринимают силы, образующиеся при работе крыла на
аение, в частности — силы от сдвига обшивки;
КРУ'-, служат опорами для сжатых стрингеров (таким образом
стояние между нервюрами определяет длину, на которой
РЙ иигер может потерять устойчивость);
С д) воспринимают сосредоточенные нагрузки от крыльевых
моторных установок, шасси, установок вооружения и т. д. и пере-
ют их на лонжероны, стенки и обшивку. Обычно конструкция
таких нервюр усиленная.
Вес нервюр составляет в зависимости от конструкции крыла
от 10 до 14% веса всего крыла.
В свободнонесущих крыльях применяются нервюры следую-
щих конструкций:
1) ферменные,
2) стеночные,
3) рамные или панельные.
Когда требуется только поддержание обшивки, наряду с нер-
вюрами применяются элементы, называемые фермерами и пред-
ставляющие собой профили или невысокие стенки, к которым
приклепывается обшивка.
Ферменные нервюры наиболее выгодны по весу, осо-
бенно при большой высоте нервюры, но они технологически слож-
нее стеночных нервюр. Примеры ферменных нервюр можно ви-
деть на фиг. 19, 101,а и 133. Для поясов и раскосов употребляют-
ся большей частью дуралюминовые прессованные или гнутые
профили. Иногда для раскосов применяются тонкостенные дур-
алюминовые трубы. Соединение раскосов с поясами нервюр вы-
полняется или с помощью косынок (фиг. 133), или приклепыва-
нием раскосов непосредственно к полке пояса (фиг. 103). Вторая
конструкция выгоднее в технологическом отношении, так как не
требует большого числа разнотипных косынок. Часто нервюры
бывают смешанной конструкции: носок имеет рамную конструк-
цию, а задняя часть выполнена в виде фермы (фиг. 103), или же
носок и хвостовая часть ферменные, а средняя часть стеночная
и т. п. Определяется тип конструкции той или другой части нер-
вюры в таких случаях обычно конструктивными соображениями и
НагРузками, приходящимися на данную часть нервюры.
На фиг. 133,6 показана нервюра, средняя часть которой яв-
яется комбинацией стенки и фермы, выполненной из дуралю-
*иновых профилей. Такая конструкция -вряд ли может быть при-
ана удачной, ибо в весовом отношении она, несомненно, будет
г тупать обычной стенке, подкрепленной только стойками.
’“тен°чные нервюры у цеталлических крыльев широко
CTDv'eHHI0TC!I 'в моноблочных и моноблочно-лонжеронных кон-
кой КЦИЯХ (Фиг- Ю8,в). В деревянных крыльях с жесткой обшив-
сильно нагруженные нервюры также бывают стеночные. Тол-
141
щина стенок металлических (дуралюминовых) нервюр бывае ]
0,5 до 1,5 мм. Так как толщина стенок обычных нервюр в, °*
рается не по нагрузкам, которые бывают невелики, а из констп61’*
тивных соображений, связанных главным образом с жееткостЯ
необходимой при клепке обшивки к нервюрам, то стенки ок„Ь1°»
чаются отверстиями, края которых отбортовываются для же^'
Г2
В
а
з и8
Фиг. 133. Ферменные нервюры.
«—типовая и усиленная нервюры „Спитфайр": б—фермеииая нервюра с метал-
лической зашивкой.
кости. Для жесткости же в стенке делаются иногда зиги
(фиг. 134,6).
Для прохода стрингеров в нервюре иногда делаются вырезы»
значительно снижающие жесткость полок нервюры. Недостаточ-
ная жесткость полок вызывает ухудшение качества клепки к ним
обшивки, на которой легко получаются вмятины.
В моноблочных конструкциях при жестких стрингерах нер-
вюры иногда не клепаются с обшивкой и не доходят до нее на
высоту стрингеров, а скрепляются только со стрингерами
(фиг. 108,а). Эта конструкция позволяет обходиться без вырезов
в полках нервюр, уменьшающих жесткость последних, и сокра*
шает количество клепки. Полки стеночных нервюр выполняктгся
или за счет отгиба краев стенки (фиг. 134, б, в), или же за счет
приклепывания к стенке уголкового или иного1 профиля
(фиг. 108,й).
Сильно нагруженные стеночные нервюры следует делать со
сплошной стенкой, подкрепленной стойками без всяких вырезо
142
/Лиг- 1°6)> так как сплошпая. более тонкая стенка работает луч-
j6i чем более толстая, но с облегчающими отверстиями.
w ’в некоторых конструкциях стеночных нервюр вместо гладкого
листа для стенки применяется гофр (фиг. 134,а) с волнами, рас-
положенными вертикально. В технологическом отношении такая
конструкция несколько сложнее обычной стеночной нервюры но
по весу она может быть легче. ’
Фиг. 134. Стеночные нервюры.
с—разъемная нервюра со стенкой нз гофра; б, о—дуралюминовые нервюры
с облегчающими отверстиями.
Рамные нервюры часто применяются в деревянных кон-
струкциях (фиг. 135). Стенка такой нервюры бывает выполнена
Из фанеры, а полки, приклеиваемые к стенке, из деревянных реек.
В металлических крыльях рамные нервюры применяются или
ГЛ техн°логических соображений, например, в крыле PZL
1фиг. 107), или же для экономии веса при большой высоте крыла
(крыло самолета Фокке-Вульф «Кондор»),
с-сли нервюра воспринимает сосредоточенные нагрузки от
о>?Ло*)ной установки, от шасси или от каких-либо агрегатов во-
оружения или оборудования, то конструкция ее по сравнению
нормальными нервюрами бывает усилена.
«£ корневая нервюра ферменной конструкции крыла самолета
ИтФайр» воспринимает сосредоточенную реакцию от задней
143
стыковой точки крыла и передает крутящий момент на >нест
носок крыла. Значительное действие реакции потребовало КИ®
этой нервюры усиленной конструкции (фиг. 133,и). По сравнентЯ
с нормальной нервюрой элементы корневой нервюры имеют 'я8,0
чительно более мощные сечения. Нервюра центроплана самолет'
«Дуглас» DC-3 (фиг. 135,в) распределяет усилия, приходящие
Фиг. 135. Рамные нервюры.
«—деревянная конструкция; б—дуралюминовая центроплаиная нервюра Дугласа.
ней от мотогондолы, на обшивку крыла; стенка и полка нервюры
усилены накладками. В моноблочных крыльях от усиленной нер-
вюры требуется распределение воспринятой сосредоточенной силы
на возможно большую поверхность моноблока. В лонжеронных
крыльях усиленная нервюра передает силу главным образом в
лонжероны. На фиг. 136 показана часть разъемной нервюр
центроплана самолета «Валти», на которой выполнено крепления
стойки шасси. Передача усилий на лонжерон выполняется моШ
ными раскосами и узлами.
При конструировании усиленных нервюр следует иметь
виду, что сосредоточенные усилия, приложенные к полкам иер
вюры и направленные вдоль последних, воспринимаются части
<44
пкой крыла, а частично также стенкой или фермой нервюры.
o6i;I1' не учитывать этого обстоятельства, то конструкция может
^учиться перетяжеленной.
Фиг. 136. Носовая часть усиленной нервюры самолета „Валти"
Фиг. 137. Крепление усиленной нер-
вюры к лонжерону крыла самолета
„Ланкастер" Авро.
Крепление ферменных нервюр к лонжеронам выполняется с
помощью косынок и башмаков. Стеночные нервюры крепятся к
стенке лонжерона 'или непосредственно или с помощью уголкового
профиля (фиг. 127, 137).
Крепление нервюр и ферме-
ров к стрингерам выполняется
обычно при помощи угловой де-
тали, согнутой из листового
дуралюмина и приклепываемой
к нервюре и стрингеру. В неко-
торых конструкциях, например,
в крыле самолета DC-3, вместо
этой детали служит язычок, ото-
гнутый от стенки нервюры (фиг.
134, б), причем стрингер прохо-
дит через отверстие, образую-
щееся в нервюре в результате
отгиба язычка. Иногда нервюры
и стрингеры ничем не скрепля-
и,*Ся’ кР°ме обшивки, как это
„ -1 место, например, в крыль-
Мессершмитт 109 (фиг. 127) й Авро «Ланкастер» (фиг. 137).
Количество нервюр и расстояние между ними зависит, с одной
Ме1Р°НЬ1’ от конструкции обшивки крыла и, с другой, — от раз-
Ра -1ения в крыле баков, вооружения и пр. В крыльях с обшивкой,
Ю <27аюЦ1еи только при кручении, например, в крыле Ю-87 или
°, количество нервюр может быть очень невелико, и расстоя-
ние между ними достигает 1,5 м и даже больше. Для обеспечен
необходимой устойчивости обшивки при сдвиге и для сохранен *
формы профиля крыла между нервюрами ставятся на расстоян^
140—170 мм фермеры, которые в крыле Юнкерса представляв
собой дуралюминовые тонкостенные гнутые профили, приклею/
ваемые к обшивке.
Если обшивка, подкрепленная стрингерами или гофром, раба
тает при кручении и при изгибе, то расстояние между нервюрами
выбирается из условий работы стрингеров или гофра сжатой
зоны. При больших расстояниях между нервюрами критическое
напряжение сжатых стрингеров или гофра бывает очень мало-
при частом же размещении нервюр количество их увеличится я
вес конструкции крыла будет слишком велик. Наилучшее расстоя-
ние между нервюрами будет равно той длине стрингера, при ко-
торой наступает потеря им общей устойчивости \ Обычно в
крыльях с работающей при изгибе обшивкой расстояние между
нервюрами колеблется в пределах Z=300—500 мм—-в зависи-
мости от мощности примененных стрингеров.
Обшивка
Вес жесткой обшивки в современных свободнонесущих крыль-
ях составляет в зависимости от конструкции 18—29°/о от веса
крыла. Основное назначение обшивки — образование внешней
поверхности крыла. В свободнонесущих крыльях неиспользование
обшивки в работе конструкции крыла на кручение и изгиб, как
было выяснено выше, нерационально. Поэтому в свободнонесу-
щих крыльях обычно обшивка работает:
1) на нормальные усилия — при изгибе крыла в вертикальной
и горизонтальной плоскости,
2) на сдвиг — от перерезывающих сил в обеих плоскостях, J
3) на сдвиг — от действия крутящего момента.
В некоторых конструкциях обшивка сжатой зоны не участвует
в работе крыла от изгибающего момента (Ю-88) и работает толь-
ко на сдвиг при кручении и от перерезывающей силы. Материа-
лами для обшивки современных крыльев служат гладкий листо-
вой дуралюмин и фанера. Для покрытия элеронов и иногда по-
садочных щитков и задней части крыла применяется полотно вы-
сокой прочности. Для покрытия металлических крыльев употреб-
ляется почти исключительно нагартованный листовой дуралюмин-
Крепление листов обшивки к каркасу производится обыч-
но при помощи заклепок. Неответственные места обшивки в не-
которых конструкциях крепятся с помощью точечной электросвар-
ки (PZL, Локхид «Констеллейшен»).
Раскрой листов обшивки проектируется так, чтобы получить
минимальное количество заклепочных швов и чтобы стыки листов
1 Если стрингер выбран, то — н i — радиус инерции профиля стрингер3
известны. Пользуясь формулами, аналогичными приведенным в сн?.СКм3дв.
стр. 139, можно определить I (см. Справочник авиаконструктора, т. 1<‘.
ЦАГИ, 1939, стр. 178).
146
„пились на элементах каркаса — на нервюрах, лонжеронах
^стрингерах. Стыки листов выполняются так, чтобы не наруша-
ИД” гладКость обшивки: листы стыкуются внахлестку с подсеч-
Г,0С ,дного листа, или же встык с прокладкой стыковочной дур-
адюминовой ленты.
Если стык листов попадает на лонжерон, то для получения
пош'его качества поверхности применяется конструкция, подоб-
Х я изображенной на фиг. 127 (лонжерон Хейнкеля): полки тав-
нав0Го пояса лонжерона имеют на краях бортики с уступом, рав-
Р м п0 высоте толщине обшивки; обшивка краем своим ложится
на уступ и приклепывается к поясу. Если конструктор в целях
получения минимального искажения поверхности крыла совер-
шенно отказывается от продольных заклепочных швов го обшив-
ке, то лонжерон связывается с обшивкой только через посредство
нервюр, как это сделано в крыле Ю-88 (фиг. 127).
Металлическая обшивка современных крыльев приклепывает-
ся к каркасу исключительно утопленными заклепками независи-
мо от того, где расположен шов по длине хорды.
При проектировании металлической обшивки возникает во-
прос о рациональном расстоянии между стринге-
рами, работающими вместе с обшивкой. Очевидно, это рас-
стояние должно быть таково, чтобы работоспособность обшивки
сжатой зоны использовалась наилучшим образом.
Карман исследовал работу прямоугольных топких пластинок,
подкрепленных по краям стрингерами, параллельными направле-
нию сжимающей силы. Критическое напряжение в такой пла-
стинке шириной Ь может быть выражено так:
°кр = kE
6 у
ь ) ’
где к— коэфициент, характеризующий закрепление краев;
Е — модуль упругости;
8 — толщина пластинки.
Из этой формулы видно, что напряжение тем больше, чем
меньше ширина листа Ь. Однако очевидно, что для эффективного
использования пластинки критическое напряжение последней не
Должно превосходить критического напряжения подкрепляющих
профилей. Ширина пластинки Ь, при которой критическое напря-
жение ее равняется критическому напряжению профилей, будет
= j/#.
ГДР ь* г
'' ~ коэфициент,
°п — критическое напряжение профиля;
р|2и«ина называемая „присоединенной" пли „полезной" шп-
°и, будет равна для пластинок, свободно опертых по краям;
i>0 = 1>98 /f.
10*
147
Если принять Е = 7000 кг'ммг, а оп = 20 кг/мм2, то получим
*0 == 368.
В практике некоторых заводов принимается
*о = 4О8.
Исследования подкрепленных дуралюминовых пластинок, про-
веденные в NACA, показали, что с увеличением Ь максимальная
сила увеличивается до' определенного значения ширины *0. цпн
ширине большей, чем Ьс, сила или остается постоянной или
начинает уменьшаться. Значение Ъ„, видимо, определяет эффек.
тивную ширину пластинки и эффективное расстояние между про-
филями.
Для разных толщин пластин получились значения Ь„=75-~
200 мм, причем длина образцов составила около 600 мм.
В моноблочных и моноблочно-лонжеронных крыльях расстоя-
ния между стрингерами обычно и лежат в пределах *=75—180 леи.
При проектировании обшивки необходимо установить величину
рационального шага заклепок, прикрепляющих обшив-
ку к каркасу. Понятно', что наибольший интерес представляет шаг
заклепок в тех частях обшивки, которые совместно с элементами
каркаса подвергаются сжатию.
Очень малый шаг заклепочного шва, очевидно, невыгоден с
точки зрения производства. При очень большом шаге может на-
ступить потеря устойчивости обшивки между заклепками до об-
щей потери устойчивости стрингера, что приведет к снижению кри-
тического напряжения комбинации стрингера и обшивки.х Исследо-
вания, проведенные инж. Минаевым (ЦАГИ) \ показывают, что
обшивка при сжатии не теряет устойчивости между заклепками,
если шаг заклепочного шва равен
tQ = 258,
где 8 — толщина обшивки.
Толщина дуралюминовой обшивки колеблется в зависимости
от конструкции крыла и расположения обшивочного листа от 0,5
до 2 мм. В крыльях с работающей при изгибе и кручении обшив-
кой толщина последней к концу крыла и к задней кромке умень-
шается, т. е. для менее нагруженных частей обшивки применяются
более тонкие листы толщиной 8=0,5—0,8 мм, а для более нагру-
женных 8=0,8—2,0 мм.
В крыльях деревянной конструкции применяется обычно о б-
ш и в к а из фанеры. Толщина фанеры берется от 2 до 4—5 ям
и выше — в зависимости от конструкции и нагрузки, приходящей-
ся на обшивку. Фанерная обшивка крепится к каркасу при пО~
мощи склеивания. В последнее время, кроме казеинового клея,
1 К. А. Мин ае в. Данные эксперимента для профилей закрытого типа.
Труды ЦАГИ, вып. 393, 1939.
148
приклеивания обшивки стали применяться различные безвод-
Д-пЯ клеи, дающие результат, лучший в том отношении, что об-
яь'ка при высыхании клея не подвергается короблению.
1111 В деревянных крыльях с большой нагрузкой на 1 м2 лонже-
нь11 выполняемые из дерева, получаются очень громоздкими и
Р° ыгодными по весу; поэтому в сильно нагруженных крыльях с
не евянным каркасом и фанерной обшивкой применяются иногда
Металлические лонжероны. Крепление фанерной обшивки к лон-
жеронам в крыльях подобной конструкции осуществляется так же,
к и в цельнодеревянных крыльях, т. е. путем приклеивания,
причем к полкам металлического лонжерона с помощью утоплен-
ных заклепок предварительно приклепываются фанерные ленты-
накладки, к которым и приклеивается обшивка.
При проектировании каркаса деревянного крыла с фанерной
обшивкой следует иметь в виду необходимость получения доста-
точной жесткости тех элементов каркаса, к которым производится
приклеивание обшивки, ибо при нежестком каркасе качество
склеивания может получиться очень низким вследствие плохого
прижатия фанеры к элементам каркаса.
Раскрой фанеры для обшивки производится так, чтобы волокна
наружных слоев шпона были расположены под углом 45е к нер-
вюрам. Отдельные листы фанеры склеиваются на-ус. Расположе-
ние стыков отдельных листов фанеры на элементах каркаса необя-
зательно. Для придания большей прочности красочному покрытию
крыла иногда по фанерной обшивке делается обклейка тонким
полотном (перкалем или миткалем).
Полотняная обшивка для свободнонесущих крыльев
современных самолетов употребляется лишь в редких случаях *;
полотно применяется обычно для покрытия части крыла, близкой
к задней кромке (крыло лодки Консолидейтед). Широко приме-
няется полотняное покрытие в конструкции элеронов и закрылков.
Крепление полотняной обшивки производится или с помощью
прошивки (фиг. 89), или же посредством зажима полотна с при-
менением специальных приспособлений, образцы которых приве-
дены на фиг. 138. На фиг. 138,а показан зажим с помощью дур-
алюминовой планки или проволоки, вставляемых в профили спе-
циального сечения, которые приклепываются к нервюрам. Снаружи
крепление полотна заклеивается полотняной лентой, и в резуль-
тате получается совершенно гладкая поверхность крыла. На
Фиг. 138,6 показан зажим полотна в специальном профиле с по-
мощью дуралюминовой планки и шурупов. Крепление снаружи
заклеивается лентой. Такое крепление выполнено на втором лон-
жероне крыла Консолидейтед. На фиг. 138,в показан способ креп-
ления полотняной обшивки на элеронах самолета FW-190.
Способы крепления полотна, показанные на фиг. 138. имеют
безусловное преимущество в аэродинамическом отношении перед
способом прошивки (фиг. 89).
к 1 Примером может служить несколько, правда, устаревшая конструкция
самолеСаМОЛеТа ®ИККСРС„Веллингтон", а также крылья некоторых морских
149
Полотно Лента
Лента Полотно
Фиг. 138. Различные способы закрепления полотняной обшивки.
а—закрепление с помощью металлической леиты (пластинки); б-закрепление
проволокой; в —закрепление проволокой (FW-190).
150
п пя подхода к ответственным частям управления — к агрега-
оборудования и вооружения, а также для монтажа баков и
т?‘г- аТОров в обшивке крыла делают люки, закрываемые труднее
Рамными или легкосъемными крышками. Трудносъемные крышки
^пятся обычно болтами, включающими крышку в работу об-
КР п Люки с трудносъемными крышками предназначаются для
Фиг. 139. Лючок в обшивке и легкоотпирающийся замок.
монтажа или редких осмотров. Люки с легкосъемными крышками,
предназначаемые для частых осмотров в процессе эксплоатацпи,
Должны иметь легкоотпирающиеся замки. Конструкция крышек
таких люков должна быть очень жесткой (дуралюмин, 8=1—
—1,5 мм), чтобы при эксплоатации не нарушалась правильность
их формы и плотность прилегания. На фиг. 139 приведен пример
легкоотпираюгцегося лючка с детальным видом замка.
Стыковка частей крыла и соединение крыла с фюзеляжем
Свободнонесущие крылья выполняются по одной из нижесле-
дующих схем:
I) в виде целого, неразъемного* агрегата, крепящегося к фю-
зеляжу;
2) в виде двух отъемных консолей, стыкующихся с центропла-
ном или непосредственно с фюзеляжем.
151
По первой схеме выполняются крылья, имеющие небодьп J
размеры, т. е. крылья одноместных истребителей, тренировочн е
и спортивных самолетов. При этой схеме, безусловно, может бь
получен выигрыш в весе. Недостаток этих крыльев — неудобств?
транспортировки.
Крылья, имеющие большой размах, в особенности крыл
двухмоторных и многомоторных самолетов, из условий транспоп
тировки и отчасти производства должны выполняться по второй
Фиг. 140. Крепление крыла к фюзеляжу истребителя Кодрон 690.
схеме. В крыльях очень больших самолетов делают даже несколь-
ко разъемов. Кроме отъемных консолей, в крыльях больших раз-
меров бывают отъемные носки и хвостики. В случае выполнения
крыльев по первой схеме при лонжеронной конструкции через фю-
зеляж проходят только лонжероны, обшивка же крыла доходит
только до борта фюзеляжа, а при моноблочной конструкции через
фюзеляж проходит средний работающий кессон, или же полное
сечение моноблока.
На фиг. 140 показана конструкция крепления деревянного кры-
ла Кодрон. Первый, очень мощный лонжерон коробчатого сечения
проходит сквозь фюзеляж и крепится к последнему с помощь
узлов. Второй, слабый лонжерон, воспринимающий главным обр
зом реакции от кручения и изгиба крыла в горизонтальной пло-
скости, доходит до борта фюзеляжа и крепится двумя болтами
башмаку, входящему в конструкцию фюзеляжа.
152
Аналогичная схема применена в металлическом крыле истреби*
я Фокке-Вульф (фиг. 111). Задняя стенка в этом крыле кре-
Т&тся к фюзеляжу с помощью одного шарнира и потому совер-
шенно не несет функций лонжерона.
11 На фиг. 141,а представлена средняя часть моноблочного крыла
истребителя Кертис. Крыло состоит из двух половин, стыкующих-
ся при помощи уголков, расположенных по контуру. Состыкован
Фиг. 141. Стык половин крыльев иа истребителях
Кертис (о) и Норт Америкен (б).
ное по плоскости симметрии крыло полным своим сечением про-
ходит через фюзеляж и крепится к нему посредством двух уголь-
ников, закрепленных на верхней поверхности болтами. Следует
отметить, что разъем этого крыла необходим главным образом
из технологических соображений.
На фиг. 141,6 изображен стык крыла истребителя Норт Аме-
рикен «Мустанг».
Крылья, выполненные по второй схеме, могут быть разделены
на Два типа:
'• Крылья, стыкующиеся с фюзеляжем по борту последнего.
2. Крылья с центропланом, размах которого составляет обычно
za~30o/0 от размаха крыла.
15i
Фиг. 142. Лонжерон центроплана Ме-110.
В конструкциях первого типа консоли бывают выполнены
лонжеронной или моноблочно-лонжеронной схеме. Для восприяти°
усилий, приходящих от лонжеронов консоли, в конструкцию
зеляжа вводятся
роткие (от борта До
борта) лонжерон^
(фиг. 142). Нормальны-
усилия восприним!
ются в изображенной
конструкции (Мессер,
шмитт 110) верхним
(трубчатым) и нижним
(таврового сечения) по-
ясом. Перерезывающая
сила с нижних ушей
передается на штампо-
ванные дуралюмино-
вые стойки и далее
через шпангоут на фю-
зеляж. Трубчатые рас-
косы работают в слу-
чае несимметричных
нагрузок.
Как примеры кон-
струкций первого типа,
могут быть приведены
крылья самолетов Мес-
сершмитт 110 и 109
(фиг. 103), „Спитфайр“
(фиг. 143), Юнкере 88
(фиг. 131).
В конструкциях вто-
рого типа крылья вы-
полняются обычно по
одной из нижеследую-
щих схем:
1. Двух- или трех-
лонжеронная схема
консоли и центропла-
на. Схема чисто лон-
жеронная.
2. Однолонжерон-
ная схема консоли и
центроплана с вспомо-
гательной стенкой спереди или сзади, выполняемая в современных
конструкциях обычно как моноблочно-лонжеронная.
3. Однолонжеронная схема консоли и центроплана с вспомо-
гательной стенкой спереди и сзади.
4. Консоли и центроплан моноблочной схемы.
Фнг. 143. Силовая схема истребителя
„Спитфайр*.
154
линиями, причем
>^Ось симметрии
Фиг. 144. Схемы стыковки свободнонесу-
щих крыльев.
I—двух лонжеронное крыло; 2—моноблочно-лонже-
ронное крыло с одним лонжероном и передней
дополнительной стенкой; 3— однолонжеронное крыло
с дгумя дополнительными стенками; 4-моноблочное
крыло; 5—крыло с моноблочной консолью и моно-
блочно-лонжеронным центропланом; б—крыло с мо-
ноблочно-лонжеронной консолью и двухлонжерои-
ным центропланом.
5 Консоли моноблочной схемы, центроплан моноблочно-лон-
жеронной схемы.
6 Консоли моноблочно-лонжеронной схемы, центроплан лон-
жеронной схемы-
Да фиг. 144 показаны все вышеперечисленные схемы под теми
номерами. Лонжероны показаны толстыми
степень участия их в пере-
La4e изгибающего момента
характеризуется толщиной
линии. Стыковые узлы обо-
з ,ачены крестиками. Моно-
бдочния ча2Ть крыла пока-
зана продольной штрихов-
кой-
Крыло бомбардировщи-
ка Юнкере 87 может слу-
жить примером первой
схемы.
На фиг. 145 приведена
конструкция стыка консоли
с центропланом самолета
Мессершмитт 210. Эта кон-
струкция должна быть от-
несена ко второй схеме.
Передний узел, передаю-
щий силы, возникающие по
стыку при горизонтальном
изгибе и кручении; имеет
конструкцию Юнкерса с
накидной гайкой. Сила от
горизонтального изгиба с
узла передается на про-
дольный элемент, представ-
ляющий собой трубу, а си-
ла, возникающая при кру-
чении, воспринимается нер-
вюрой и далее передается
на обшивку носка. Стык
единственного лонжерона
осуществлен довольно ори-
гинально. Пояса лонжеро-
нов консоли и центроплана
стыкуются с помощью ушей
и вертикальных болтов. Перерезывающая сила с консоли на
Центроплан передается так: на консоли к стенке лонжерона и к
нервюре прикреплена деталь, имеющая два зуба, между которыми
плотно вставляется сухарь с отверстием для болта. На стенке
Центропланного лонжерона имеется двойное ухо, которое соеди-
няется с сухарем болтом. Такая конструкция хорошо передает пе-
ререзывающую силу, но дает при этом возможность сухарю пере-
155
мещаться в горизонтальном направлении, что, несомненно,
ставляет удобство при стыковке крыла.
пРед.
В качестве примера третьей схемы приведем крыло самолет
Хендли-Пейдж «Хемпден» (фиг. 146). Пояса лонжерона имею»
уши, стыкующиеся горизонтальными болтами. На фиг. 146 видш/
что перерезывающую силу с лонжерона консоли на лонжерон це„’
Фиг. 146. Стыковые узлы центроплана самолета
Хендли—Пейдж „Хемпден".
троплана передает только верхнее ухо, к которому подходит рас-
кос фермы лонжерона. Весь вертикальный момент передается лон-
жероном. Горизонтальные силы от изгиба в горизонтальной пло-
скости и вертикальные силы, возникающие от кручения крыла,
передаются с помощью двух ушей, из которых переднее закрепле-
но к вспомогательной стенке, идущей в носке, а заднее — к стрин-
геру на верхней поверхности крыла. Щель, образующаяся в стыке
между консолью и центропланом, закрывается лептой, крепящей-
ся к полкам нервюр болтами.
В случае моноблочной конструкции консолей и центроплана
(схема четвертая) стыкуются все элементы, передающие нормаль-
ные силы. Можно отметить два основные типа этой схемы:
156
[) Каждый стрингер консоли стыкуется с помощью болта с
г0ответствующим стрингером центроплана, или же гофр консоли
сТыкуется с помощью ряда башмаков и болтов с гофром центро-
плана.
2) Стыковка производится с помощью уголков, приклепанных
ПР контуру крыла, и болтов, скрепляющих уголок консоли с
уголком центроплана.
Фиг. 147. Стык моноблочного крыла Валти.
с—общий вид стыка; б—стыковые башмаки, склепанные с гофром,
Примером первой схемы может служить крыло Дорнье
Do-217, а также частично крыло лодки Донсолидейтед (фиг. 105).
В последней конструкции, кроме стыковки стрингеров, имеет-
ся еще и стыковка болтами с помощью уголков, соединяющих
обшивку консоли и центроплана.
Если вместо стрингеров применяется гофр, то стыковка про-
изводится, ка£ указано выше, с помощью приклепанных к вол-
нам гофра башмаков и горизонтальных, работающих на разрыв
болтов.
На фиг. 147 можно видеть башмаки, склепанные с гофром
крыла самолета Валти. На фиг. 148 показан другой способ сты-
157
ковки гофра —в кессоне крыла Флитуинг ХВТ-12 — понятный
без объяснений.
Вторая схема стыковки — с уголками по контуру_________боде
проста в технологическом отношении, хотя она и тяжелее пер.
Фиг. 148. Стык кессона Флитуинг.
Фиг. 149. Стык консоли с центропланом на самолете Дуглас DC-3.
вой. Наиболее известна конструкция такого рода стыковки на
самолете Дуглас DC-3 (фиг. 108). По контуру крыла в разъеме
к обшивке центроплана (фиг. 135) и к обшивке консоли
158
/фиг. 108) приклепаны уголки.
Lja обшивке под уголками
имеется широкая накладка, к
которой совместно с обшив-
кой приклепываются полки
стрингеров. Силы, приходящие
по обшивке, по полкам стенок
й по стрингерам, с помощью
усиливающей накладки пере-
даются на уголок. Уголок кон-
соли стягивается болтами с
уголком центроплана.
Так как стенки консоли и
центроплана друг с другом не
стыкуются, то для передачи
перерезывающей силы между
уголками центроплана и кон-
соли закладывается листовая
нервюра, скрепляемая с угол-
ками стыковыми болтами. Для
уменьшения влияния высту-
пающих за контур крыла угол-
ков на аэродинамику они за-
крываются дуралюминовым
обтекателем (фиг. 149).
В некоторых конструкциях
(например, Северского) полки
стыковых уголков направлены
внутрь крыла (аналогично
стыку крыла „Мустанг*, фиг.
141, б). Поверхность крыла
при этом получается гладкой,
но при стыковке консолей с
центропланом возникают труд-
ности.
Соединение центроплана с
фюзеляжем должно обеспе-
чить передачу с крыла на
фюзеляж перерезывающих
сил1 в вертикальной и гори-
1 Нормальные силы, идущие по
продольным элементам крыла (поя-
сам или стрингерам), на фюзеляж,
очевидно, ие передаются, а замыка-
ются в фюзеляжной части центро-
плана.
Фиг. 150. Узлы крепления фюзеляжа
с центропланом.
самолета Авро „Ланкастер"; б—узел
ающей лодки Шорт; в—узел самолета
Нортроп.
Нижний поле лонжерона
крыло
Лонжерон фюзеляжа
1593
зонтальной плоскости и крутящего момента. Передача перерезЬ1
вающих сил с лонжеронов или стенок (в случае моноблочной кон
•струкции) осуществляется с помощью узлов, связывающих проход
дящие через фюзеляж лонжероны со шпангоутами фюзеляжа
(фиг. 150 и фиг. 111).
Крутящий момент и перерезывающие силы в горизонтальной
плоскости передаются на фюзеляж по одной из следующих схем-
1. Обшивка крыла, нагруженная на сдвиг горизонтальной пе-
ререзывающей силой и силой, возникающей в результате дей-
ствия крутящего момента, закрепляется на обшивке фюзеляжа
обычно с помощью уголкового профиля, приклепываемого к об-
пшвке центроплана и фюзеляжа. Уголковый профиль, восприни-
мая силу с обшивки центроплана, передает ее на обшивку фюзе-
ляжа. Обшивка центроплана с обшивкои фюзеляжа может быть
связана и при помощи одного лишь зализа в случае достаточной
жесткости последнего.
2. Усилия, возникающие в обшивке от крутящего момента
крыла, и горизонтальная перерезывающая сила передаются на
усиленную корневую нервюру, расположенную у самого борта
фюзеляжа. С нервюры силы передаются на узлы лонжеронов или
стенок, связанных с нервюрой, и дальше переходят на шпангоу-
ты и обшивку фюзеляжа.
Зализы крыла и фюзеляжа
Зализы между крылом и фюзеляжем применяются с целью
уменьшения интерференции, увеличивающей сопротивление само-
лета и вызывающей иногда вибрации оперения. Как было указа-
но в главе II, интерференция бывает особенно велика при соче-
тании овального или круглого в сечении фюзеляжа с низкораспо-
ложеиным крылом. В этом случае всегда применяется зализ
(фиг. 151). Если при круглом или овальном фюзеляже крыло
Фиг. 151. Зализ Кертис АТ-9. Низкорасположенное крыло,
круглый фюзеляж.
Я 60
еет среднее расположение, то интерференция невелика, и за-
11 , делается очень небольшой, или вовсе обходятся без зализа
(фиг. 152).
У фюзеляжа с плоскими боковыми стенками и при подходе
кр'ыла к борту фюзеляжа под прямым углом зализ также обычно
не применяется (фиг. 153).
Фиг. 152. Самолет Брустер XF2A-1. Круглый фюзеляж, среднее
положение крыла — зализ отсутствует.
Фиг. 153. Самолет Бичкрафт АТ-10. Низкое расположение крыла,
фюзеляж с плоскими боковыми стенками—зализ отсутствует.
Зализ или крепится к крылу и фюзеляжу с помощью разъем-
ного соединения (шурупы или замки) или же приклепывается
как к фюзеляжу, так и к крылу. Разъемное соединение в зали-
зах применяется в конструкциях с консолями, стыкующимися по
борту фюзеляжа (Спитфайр, Мессершмитт) и в случае неразъ-
емного крыла, крепящегося непосредственно к фюзеляжу (Кер-
Съемные зализы штампуются из дуралюмина толщиной
'®~0,8—1,0 мм. Для жесткости зализы подкрепляются изнутри в
п°перечном направлении выгнутыми по форме зализа профилями.
И Фомин 161
Съемные зализы требуют особенно тщательной подгонки, чтобы
в местах прилегания к стенкам фюзеляжа и к поверхности крьща
не образовались щели, вызывающие увеличение сопротивления
При наличии центроплана, представляющего одно целое с
фюзеляжем (с точки зрения эксплоатации, технологически
центроплан большей частью самостоятельный агрегат), зализы
приклепываются к обшивке крыла и фюзеляжа.
Конструкция зализов этого типа может быть металлической
или деревянной.
Металлический зализ штампуется из листового дуралюмина
толщиной 8=0,8—1,5 мм. Для придания жесткости зализу он
приклепывается также к поперечным перегородкам-мембранам
приклепываемым в свою очередь к стенке фюзеляжа и к обшивке
крыла. Мембраны штампуются из листового дуралюмина.
Деревянный зализ применяется обычно при деревянной кон-
струкции крыла и фюзеляжа. Зализ выклеивается из шпона и
приклеивается к обшивке фюзеляжа и крыла, а также к деревян-
ным перегородкам, подкрепляющим его. Вместо зализов, выкле-
енных из шпона, в деревянных конструкциях часто применяются
и металлические зализы, несколько более выгодные по весу, чем
деревянные. Металлические зализы в деревянных конструкциях
приклепываются или крепятся болтами к фюзеляжу и крылу.
Элероны и закрылки
Конструкция элеронов и закрылков — простых и щелевых —
очень сходна. Вес элеронов и закрылков составляет 2,0—8,0% от
веса конструкции крыла. Вес несущей площади элерона колеб-
лется в зависимости от нагрузки и конструкции от 6 до 10 кг!м2.
Если элероны имеют весовую компенсацию, то отнесенный к пло-
щади элерона вес колеблется от 8 до 1£ кг/м2. Следует отметить
два основных типа конструкции этих элементов крыла:
1) Конструкция с жесткой обшивкой, работающей при кру-
чении.
2) Конструкция с полотняной обшивкой.
По весу оба типа не отличаются значительно друг от друга
Однако если элероны должны иметь весовую компенсацию, то
вследствие более заднего положения центра тяжести конструк-
ции у элеронов с жесткой обшивкой вес последних получается
больше, чем элеронов с полотняной обшивкой. Нужно иметь в
виду, что не следует снабжать элерон весовой компенсацией, не
установив ее необходимости расчетом на флаттер. Практика по-
казывает, что во многих случаях весовой компенсации элеронов
с точки зрения флаттера не требуется.
Конструкция элеронов и закрылков с жесткой обшивкой
(фиг. 154.о) обычно дуралюминовая, состоит из одного лонжеро-
на, расположенного примерно на четверть хорды от носка, ряда
нервюр, переднего носового ребра, задней кромки и обшивки.
Конструкция лонжерона представляет собой в большинстве слу-
чаев швеллерную дуралюминовую балку, составляющую вместе с
162
обшивкой контур, работающий на кручение. Носок элерона или
закрылка во многих конструкциях имеет вырезы для кронштей-
нов крепления и потому не работает на всей длине.
Нервюры чаще всего дуралюминовые, стеночные, облегченные
штампованными отверстиями. В элеронах или закрылках с боль-
шой строительной высотой для облегчения конструкции приме-
няются ферменные нервюры (фиг. 146).
Фиг. 154. Конструкция элеронов.
а—металлический элерон с работающей обшивкой и стеночным лонжероном;
б, в—-элерон с неработающей обшивкой и трубчатым лонжероном; г—деревянный
элерон с работающим на крученне носком.
В случае неработающей полотняной обшивки элерона или за-
крылка очень часто применяется конструкция с трубчатым лон-
жероном (фиг. 154,6, в). Лонжерон представляет собой дуралю-
миновую или — при больших нагрузках — стальную трубу, к ко-
торой с помощью муфт с фланцами приклепываются дуралюми-
новые стеночные нервюры.
Носок обшивается дуралюминовым тонким (8=0,5—0,6 мм)
листом, а весь каркас снаружи обтягивается полотном, которое
прошивается обычным способом или крепится одним из способов,
изображенных на фиг. 138. На элеронах и закрылках самолета
Мессершмитт полотняная обшивка пришивается к киперной лен-
Те> приклепанной к нервюрам. Конструкция с трубчатым лонже-
11»
163
роном очень проста, но из-за неполного использования для лОн_
жерона строительной высоты элерона приводит к некоторому
перетяжелению. Поэтому иногда из соображений экономии веса
применяется при полотняной обшивке конструкция со швеллер-
ным лонжероном и работающим на кручение жестким носком
Если в носке для кронштейнов крепления необходимы вырезы, то
в этих местах конструкция усиливается двумя косыми нервюрами
с зашивкой между ними из листового дуралюмина. Этот тре-
угольник компенсирует вырезанный носок, участвуя в работе на
кручение.
Задняя кромка элерона или закрылка представляет собой гну-
тый дуралюминовый профиль, приклепываемый к хвостикам нер-
Фнг. 155. Крепление элеронов Do-217 (а); Ю-88 (б) и Локхид (в).
вюр. В элеронах больших самолетов между лонжероном и зад-
ней кромкой иногда ставятся стрингеры.
Элероны деревянной конструкции применяются реже металли-
ческих. По весовым качествам деревянные элероны уступают дур-
алюминовым. На фиг. 154,г показан элерон деревянной кон-
струкции с обшивкой из полотна Элерон имеет лонжерон в виде
деревянного бруска с выфрезерованными облегчениями. Жесткий
носок из фанеры работает совместно с лонжероном на кручение.
Нервюры стеночные, из фанеры, подкреплены деревянными рей-
ками. Задняя кромка выполнена в виде профилированной дере-
вянной рейки, скрепленной с нервюрами фанерными накладками.
Элероны и закрылки монтируются на кронштейнах, укреплен-
ных на нервюрах, или на заднем лонжероне, или на специальной
стенке. При отсутствии на элеронах аэродинамической осевой
компенсации крепление их осуществляется иногда с помощью
шомпольного соединения по всей длине элерона (Валти, Локхид,
фиг. 155,в). Монтаж элеронов на кронштейнах обычно произво-
дится на шариковых подшипниках. Кронштейны имеют либо
сварную конструкцию из стали (фиг. 155,а) либо изготовляются
горячей штамповкой из дуралюмина. Часто кронштейны имеют
клепаную конструкцию из листового дуралюмина. /Кронштейн
должен возможно меньше выступать в поток и иметь обтекаемую
форму в той части, которая находится в потоке.
161
Чтобы не разрезать работающего на кручение носка элерона,
применяется иногда кронштейн соответствующей формы, обеспе-
чивающей полное отклонение элеронов вверх (фиг. 154,а).
На современных самолетах обычно один из элеронов бывает
снабжен триммером. На фиг. 155,6 показано оригинальное при-
способление на закрылках Юнкерса для закрытия щели при не-
рабочем положении закрылков. Щиток, закрывающий щель, свя-
зан с управлением закрылками.
Щитки-закрылки
Наиболее часто применяемым устройством для увеличения
посадочного су являются щитки-закрылки Шренка. Вес посадоч-
Фиг. 156. Щитки-закрылкн.
а—щиток Дуглас/ б-щиток Моран-Сол ьнье.
ных щитков составляет обычно 2—3°/о от веса конструкции кры-
ла. Вес щитков, отнесенный к их площади, составляет 3—6 кг/м-.
165
мощью шомпольного соединения,
Фиг. 157. Закрылки Фаулер самолета
Локхид (о) и -тормозные щитки Бле кберн
„Скуа" (б).
А— направляющие; В—трос упранления.
Вес щитков в значительной степени зависит от системы управле
ния ими. Существуют две системы управления щитками-закрыл
ками:
1) Наиболее распространенная система Нортроп- и Дугдас
(фиг. 156,с) с продольно двигающейся тягой и короткими тяга-
ми-толкачами, крепящимися шарнирно к лонжерону щитка.
2) Система, аналогичная управлению элеронами, состоящая,
из тяг, качалок и рычага, жестко закрепленного на лонжероне
щитка. С помощью рычага на щиток передается момент.
В первой системе лонжерон не нагружается крутящим момец.
том, поэтому он может быть легче лонжерона второй системы.
Конструкция щитков-закрылков очень проста (фиг. 156,а, б)
и состоит из одного лонжерона, выполненного обычно в виде за-
крытого коробчатого профиля или клепаной балочки, стеночных
нервюр, скрепляемых с лонжероном накладками или башмачка-
ми, и из двух стрингеров в передней и задней кромках щитка.
При больших размерах щитка по хорде между лонжероном и
задней кромкой ставятся промежуточные стрингеры (фш. 156,в).
Обшивается щиток только снизу. Обшивка обычно дуралюмино-
вая, толщиной 8=0,5—0,8 мм.
Наиболее распространено крепление щитков к. крылу с по-
риклепываемого к передней
кромке щитка.
Для уменьшения веса
щитки даже на деревянных
крыльях обычно выполня-
ются из дуралюмина.
Закрылки Фаулера и Го-
уджа и тормозные щитки
Конструкция закрылков
Фаулера и Гоуджа (в части
каркаса) не имеет суще-
ственных отличий от обыч-
ных закрылков. Особенно-
сти конструкции этого ти-
па закрылков связаны глав-
ным образом с системой их
управления. На фиг. 157
показан закрылок Фаулера
самолета Локхид „Хадсон”-
Различные типы тормоз-
ных щитков были рассмо-
трены в главе I (см. фис.
58, 59, 60).
Конструкция щитков Юн-
керса (фиг. 58) представля-
ет собой решетку, сварен-
ную из профилированных
166
стальных труб и прикрепленную к крылу на шарнирах. Конструктив-
нОе решение этих щитков, очень грубое в аэродинамическом отно-
шении, делает их неприемлемыми для современных самолетов. По-
пытки облагораживания этой конструкции путем утапливания
щитков в нижней поверхности крыла приводят к усложнению кон-
струкции крыла и не освобождают нижней его поверхности от
вредных для аэродинамики неровностей. В этом смысле значитель-
но лучше обстоит дело с щитками типа «Скуа» (фиг. 157,6), имею-
щими конструкцию, сходную с конструкцией обыкновенных закрыл-
ков, и щитками бомбардировщика Кертис XSB2C-1 (фиг. 59,в).
Вполне удовлетворительно с аэродинамической точки зрения
решена конструкция щитков Мессершмитт 210 (фиг. 60). Две
вращающиеся в вертикальной плоскости стойки скреплены шар-
нирно с рядом поперечных элементов уголкового сечения. При
вращении стоек вся решетка убирается внутрь крыла, и крайний
элемент решетки закрывает отверстие на поверхности крыла.
Герметизация и дренирование крыльев
В главе I было сказано о целях и значении герметизации.
Общая задача герметизации крыла состоит в том, чтобы путем
введения в конструкцию глухих перегородок и специальных при-
способлений сделать невозможным образование внутри крыла
паразитических потоков, ведущих к увеличению сопротивления.
Обычно конструктивные мероприятия, принимаемые в целях гер-
метизации крыла, сводятся к следующему:
1. Крышки и створки люков снабжаются мягкими проклад-
ками (резина, кожа), обеспечивающими герметичность люков.
Крышки небольших лючков при хорошей подгонке и плотном
прилегании их могут быть достаточно герметичными и без про-
кладок.
2. Если герметичности в каком-либо люке обеспечить нельзя
или же в обшивке необходимы отверстия (например, для пулеме-
тов или для выбрасывания стреляных гильз), то отсек, который
сообщается таким образом с наружным пространством, следует
отделить от остальной части крыла с помощью герметичных пе-
регородок, которыми обычно служат стенки нервюр и лонжеро-
нов.
3. Для проходящих через перегородки тяг и тросов управле-
ния применяются специальные герметизирующие приспособления,
из числа которых можно назвать следующие:
а) Рукав-гармошка, подобный шлангу противогаза, закреп-
ляемый к тяге с одной стороны и к перегородке с другой. Рукав
позволяет тяге свободно перемещаться без ущерба для герметич-
ности (фиг. 158,а).
б) Резиновый или фетровый сальник, представляющий собой
Диск, закрепленный по контуру к герметичной стенке. В середине
Диска имеется отверстие, в котором плотно ходит тяга или трос
(Фиг. 158,6).
167
На фиг. 158,в, г приведен пример герметизации люков шасси
При проектировании крыла не следует упускать из виду «Ме"
лочь» — дренирование, служащее для удаления воды из крыла и
для его вентиляции. Особенно существенное значение имеет дре_
нирование для деревянных конструкций, в которых присутствие
даже незначительных количеств воды приводит к загниванию и
нарушению прочности конструкции. Разумеется, требования вен-
тиляции находятся в неко-
тором противоречии с тре.
бованиями герметизации
Однако вряд ли обычно
применяющееся дренирова-
ние достаточно ощутимо
влияет на сопротивление
крыла.
В цельнометаллических
крыльях дренирование ино-
гда отсутствует, в деревян-
ных же конструкциях оно
обязательно. В цельноме-
таллических крыльях дре-
наж выполняется в виде
простых круглых отверстий
в обшивке диаметром 3—
4 мм. В крылья
вянной обшивкой
дренаж осуществляется в
виде отверстий диаметром
4- 6мм, окантованных обыч-
но металлическим пистоном. Дренажные отверстия или «шпигаты»
располагаются в нижней обшивке, в местах возможного скопления
влаги, и с таким расчетом, чтобы ма замкнутый отсек приходилось
хотя бы одно дренажное отверстие, притом в наиболее низко рас-
положенном месте (при стоянке).
х с дере-
(фанерной)
Теоретические чертежи крыла
По окончании компоновки самолета устанавливаются окончи
тельно основные параметры крыла и изготовляются его теорети-
ческие чертежи. Последние определяют форму крыла и разбивку
его элементов. Они служат основой при разработке конструктив-
ных чертежей и при изготовлении шаблонов.
Теоретические чертежи содержат вид крыла в плане (дается
обычно полукрыло до оси симметрии), вид крыла спереди и эпю-
ру совмещенных поперечных сечений. Вид в плане даетсг как
проекция крыла (при наличии поперечного •¥) на горизонтальную
плоскость, а эпюра поперечных сечений — как проекции на вер-
тикальную плоскость сечений-профилей, взятых в плоскостях нер-
вюр (фиг. 159).
Вид в плане устанавливается на основании соображений, вы-
текающих из общей компоновки самолета, и в соответствии с те-
168
йи положениями, которые были рассмотрены в предыдущих гла-
вах. На этом чертеже дается разбивка лонжеронов и нервюр,
размеры а, б, в, г, определяющие эту разбивку, даются обычно
для каждой нервюры в виде таблицы, остальные же размеры
Даются на чертеже (фиг. 159). Эпюра совмещенных сечений, вы-
черчиваемая обычно в натуру, представляет контурные очерта-
ния нервюр. Каждый профиль эпюры вычерчивается по ордина-
там, определяемым подсчетом в соответствии с правилами, суще-
ствующими для данной серии профилей. Эпюра вычерчивается
обычно на плазе. В случае применения плазово-шаблонного ме-
169
тода плаз обязателен. На фиг. 159 дана упрощенная эпюра кры-
ла; из тринадцати сечений на эпюре показано только три. п0.
строение эпюры производится следующим образом. Строятся
корневое сечение 1 и те сечения, которые ограничивают отдель-
ные конические отсеки крыла; на фиг. 159 такими сечениями
являются 5 и 10. Затем проводятся линии носков и задней кром_
ки и наносятся хорды промежуточных сечений. После этого
определив относительную толщину промежуточных сечений, ну’
тем подсчета находят их ординаты и строят сечения на эпюре
При построении всех сечений эпюры осями абсцисс служат
аэродинамические хорды профилей. Плоскости лонжеронов на
эпюре наносятся так, чтобы они были перпендикулярны к строи-
тельным хордам. Строительная хорда всегда параллельна строи-
тельной горизонтали фюзеляжа.
Концевая часть крыла увязывается обычно отдельно от
эпюры.
Глава X
СОЕДИНЕНИЕ СИЛОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ КРЫЛА
Заклепочные соединения
В крыльях металлической конструкции наиболее употреби-
тельным является заклепочное соединение, которое может счи-
таться самым рациональным видом соединения для конструкций
из легких сплавов.
Фиг. 160. Схема заклепочного однорядного шва.
Элементы заклепочного соединения работают, как известно,
на срез, смятие и разрыв. На срез работают стержни заклепок и
соединяемые листы или детали по плоскостям аа' и бб', парал-
лельным действующей силе (фиг. 160). На смятие работают ли-
сты у заклепочных отверстий. На разрыв работают склепанные
листы или детали по месту наибольшего ослабления заклепочны-
ми отверстиями.
Напряжение заклепки на срез определяется по формуле
nzrd-
где т3 — напряжение заклепки на срез;
р — действующие усилия,
п — количество срезов заклепочного соединения (при одно-
срезном шве п — количество заклепок);
d— диаметр заклепок.
(D
171
Напряжение на смятие в заклепочных отверстиях
°™ пъа ’ (2)
где ссм — напряжение смятия в заклепочных отверстиях;
р — действующее усилие;
п — количество заклепок;
8 —толщина листов или деталей;
d — диаметр заклепок.
Напряжение на разрыв склепанных листов или деталей ।
Зр ~ i(b-n'd) ’
где ор — напряжение в листе на разрыв;
р— действующее усилие;
Ь—расчетная ширина листа или детали;
п’ — количество заклепок в рассчитываемом сечении.
Прочность склепанных листов или деталей на срез по пло-
скостям вдоль шва (фиг. 160) обусловливается выбором соответ-
ствующего шага заклепок t.
Нетрудно определить значение минимального шага заклепоч-
ного шва £min, при котором склепанные листы не будут сре-
заться по аа' и бб' (фиг. 160).
Написав условие равнопрочности листов и заклепок на срез
2n/roi„?8=n
где Тд — разрушающее напряжение среза, листов или деталей;
— разрушающее напряжение среза заклепок; получим для
односрезного шва значение минимального шага шва imin>
при котором листы не будут срезаться, если заклепки
прочны на срез:
К <4 т' Я
Anin = — —,3 =0,393------(4)
8 Ч 6
Для двухсрезного шва, очевидно, будет
т„„п=0785-^^. (5)
Если заклепочный шов сконструирован так, что расчетным яв-
ляется смятие листов, а не срез заклепок, то можно написать
172
где °'см — допускаемое напряжение на смятие листа,
откуда
t=O,5d~. (6)
тл
При проектировании заклепочных швов стремятся к тому, чтобы
расчетные напряжения среза, смятия и растяжения не превос-
ходили разрушающих или допускаемых, т. е. чтобы
т -Ст'* о о* : а <$ а1 .
3 ^ 3» см ' см’ Р р
При этом и с/ — разрушающие напряжения на cpt.3 закле-
пок и растяжение листов, а о^м—допускаемое напряжение на
смятие в заклепочных отверстиях.
Для того, чтобы были прочны на срез вдоль шва (параллельно
действующей силе) склепанные листы или детали, устанавливают
шаг заклепок f, который был бы не менее минимального шага
£mfn, определяемого, как было указано выше [формулы (4), (5)
и (6)]. Ниже мы постараемся установить значения tj, о'м и ,
а также значение т/ — разрушающего напряжения среза листов или
деталей, необходимое для определения минимального шага.
а) Разрушающее напряжение среза дуралюмино
вых заклепок, как установлено рядом исследований (см. Н. Фо-
мин, К расчету заклепочных соединений. Труды ЦАРИ, вып. 205,
стр. 10), зависит от диаметра заклепки с?.
С увеличением диаметра напряжение среза снижается. Плей-
нес1 объясняет это тем, что толстые стержни заклепок при рас-
клепывании увеличиваются в диаметре относительно меньше, чем
тонкие. Правда, влияние диаметра на напряжение среза для наи-
более ходовых размеров незначительно, и с ним в практике обыч-
но не считаются, но для заклепок с диаметрами d=5—8 мм на-
пряжение среза, снижается по сравнению с d=3 мм примерно на
109/о, и это нужно иметь в виду. Можно установить следующие
значения, напряжения среза т' дуралюминовых заклепок:
при с/=2 — 4 мм t's == 22 кг/мм2.
при d—8 — 8 мм < = 20 кг/мм2.
Для заклепок из мягкой стали испытания дают значение на-
пряжения среза
•f = 30 кг! мм'2,
а для хромансилевых заклепок можно принять
т' = 50 кг!мм2.
3
1 В, Плейнес, Заклепочные соединения в металлическом самолетострое-
нии. Госмашметиздат, 1933.
173
При конструировании заклепочных соединении нужно считать-
ся с влиянием некоторых конструктивных параметров на проч.
ность шва. На прочность заклепочных швов влияют:
1) количество заклепок в- ряду по направлению действующе^
силы;
2) толщина склепанных элементов.
Рядом экспериментальных исследований и теоретически1 уста-
новлено, что увеличение количества
заклепок в ряду снижает
прочность шва. Дело в том, что раздача усилий по заклепкам в
ряду, параллельном действующей
На крайнюю заклепку приходится
силе, далеко не равномерна,
обычно больше, чем 1 , где
Р— действующие на ряд заклепок
усилия, ан — количество за-
клепок в ряду, на внутреннюю же заклепку приходится меньше
р
-. При тонких листах, как было отмечено инженером ЦАГИ
Суржиным2, неравномерность раздачи усилий по заклепкам шва
имеет месГо, но наблюдается полное отсутствие какой-либо за-
кономерности; иногда на крайнюю заклепку может приходиться
усилие меньшее, чем на промежуточные. Повидимому, в этом
случае сказывается отсутствие абсолютной гладкости склепанных
листов. Получающееся после склепывания незначительное короб-
ление листов между заклепками нарушает закономерность раз-
дачи усилий в шве.
Во всяком
случае неравномерность раздачи
усилий по заклепкам имеет место при любой толщине склепан-
ных элементов, и чем больше заклепок в ряду, тем больше не-
равномерность, тем больше перегружаются отдельные заклепки
шва и, следовательно, тем меньшую силу выдерживает соедине-
ние. По исследованиям инж. Суржина, изменение количества за-
клепок в ряду от 5 до 12 практически почти не сказывается на
величине разрушающего усилия. При увеличении количества за-
клепок до 25 в ряду наблюдается уже значительное падение
прочности шва, доходящие до 18%. С этим необходимо считаться
при конструировании и, если возможно, в ответственных закле-
почных швах избегать большого числа заклепок в ряду. В тех
случаях, когда швов с большим числом заклепок избежать нель-
зя, нужно при расчете соединения принимать некоторый запас
прочности.
Многочисленные испытания дуралюминовых заклепок, прово-
дившиеся при участии автора, дают основания сделать следую-
щий вывод: на величину разрушающего срезающего усилия за-
клепочного шва влияет толщина склепанных листов. Вывод этот,
правда, нуждается в уточнении путем проведения систематиче-
ских испытаний, однако можно сказать, что если при материале
толщиной 8—1,0 мм можно принять напряжение среза для закле-
1 См. Блейх, Теория и расчет железных мостов. Перевод Бернштейна,
ОГИЗ, 1931.
2 Суржии К. Н., Раздача усилий по заклепкам в авиационном заклепочном
шве, Труды НАГИ, вып. 197, 1935.
174
сок т'=22 кг!мм?, то при материале с 8=3 мм разрушающее
напряжение среза т' будет на 20—25% больше.
Допускаемое напряжение смятия в отвер-
стиях склепанных элементов берется при условии, чтобы при дей-
ствии на заклепочное соединение максимально возможного в
эксплоатации усилия не появлялось овализации отверстий.
На величину напряжения, при котором появляются первые
обмятия и начинается овализация отверстий, как установлено в
результате испытаний, проводившихся автором, влияет толщина
склепанных листов. Можно считать, что с увеличением толщины
листов напряжение о'м падает. При расчете заклепочных со-
единений можно принимать для заклепок, с диаметрами <7=2—
6 лри следующие значения ссм в зависимости от толщины 8 ду-
ралюминовых листов:
Й, мм 0,8 1,0 1,5 2,0 3,0 4,0 5,0 —
°см 60 65 65 60 50 30 30 —
Несколько сниженное значение а'м для листов с 8=0,8 прихо-
дится принимать по той причине, что в тонких листах еще до
появления обмятия отверстий наблюдается около заклепок мест-
ная потеря устойчивости.
Для углеродистой мягкой стали можно принимать
— Ю кг/мм2,
а для хромомолибденовой и хромансилевой стали
с'м = 120 кг/'мм?.
Наличие в дуралюминовых элементах кон-
струкции заклепочных или болтовых отверстий
понижает прочность материала на разрыв. Дак
показали специальные исследования, проведенные автором, раз-
рушающее напряжение растяжения
где ри — площадь расчетного сечения за вычетом отверстий для
Дуралюминовых листов получается меньше на 10—15% разру-
шающего напряжения целого материала; при этом расположение
отверстий в шахматном порядке снижает прочность элементов
больше, чем при обычном расположении.
Понижение прочности дуралюмина при наличии заклепочных
отверстий объясняется перенапряжением, образующимся около
175
отверстий. Наличие этих перенапряжений доказывается появле
нием на образцах трещин возле отверстий. Трещины располагд
ются перпендикулярно к направлению действующей силы. В стал,
и других, более пластичных, чем дуралюмин, материалах эт;
перенапряжения с увеличением напряжения до разрушающее
уменьшаются почти до нуля, в дуралюмине же перенапряжений
остаются до момента разрушения и дают понижение прочности.
При проектировании заклепочных (или болтовых) соединений
в расчете склепанных дуралюминовых элементов на растяжение
можно принимать
для дуралюминовых элементов с толщиной 8=0,5—1,5 мм |
°раэ = °-8Ч;
для элементов с толщиной 8 = 2,0 мм и выше
°раз = °.90зр-
Здесь ср — нормальное разрушающее напряжение на растя-
жение без влияния отверстий.
При расположении отверстий в шахматном порядке прини-
маемое в расчете напряжение c'pas следует понизить еще более
и принимать
для толщины 8 = 0,5—1,5 мм
для толщин 8 = 2,0 и выше
араз = О,88ор.
Выбор шага заклепочного шва при соединении
элементов, работающих на растяжение или сжатие, производится
на основании конструктивных соображений с последующей про-
веркой величины шага t по вышеприведенным формулам [(4),
(5), (6)] для швов, у которых расчетным является срез заклепок,
и для заклепочных швов, в которых расчетным является смятие
листов.
т °см
Определив наибольшее возможное значение - и — , мож
но получить выражения для #т|П, зависящие только от d и 8
Для т' примем значение 22 кг/мм2; т' на основании соответст
вующих испытаний можно принять равным 14 кг/мм2 (с неко
торым запасом). Тогда
4-=1,57.
^Л
Для о'м возьмем значение ос’м = 65 кг/лои2; тогда
— = 4,65.
176
родставляя полученные значения в формулы (4), (5) и (6) и
округляя в сторону увеличения запаса прочности листа на срез,
получим следующие выражения для минимального шага t :
для односрезного шва 6min = 0,6 , (4')
для двухсрезного шва £min = 1,2 —. (5’)
О
Для швов, у которых расчетным является смятие листов,
Лтп ~ (6 )
В конструкции крыльев находят применение заклепки следую-
щих основных типов, отличающихся формой закладной головки:
1) с полукруглой головкой,
2) с чечевицеобразной головкой,
3) с потайной головкой.
По способу образования замыкающей головки заклепки раз-
деляются на:
1) с нормально расклепываемой головкой,
2) со взрывной головкой,
3) различного рода специальные заклепки, замыкающая го-
ловка которых образуется способом, не требующим подхода со
стороны замыкающей головки. В конструкции крыла этого рода
• заклепки обычно применяются очень ограниченно.
Для внутренних узлов и для склепывания элементов, не омы-
ваемых воздушным потоком, применяются заклепки с полукруг-
лой закладной головкой, причем замыкающая головка образуется
либо полукруглой, либо боченкообразной формы, что в отношении
прочности заклепок совершенно безразлично.
Чечевицеобразная головка раньше применялась для прикле-
пывания обшивки, но теперь она почти совершенно не употреб-
ляется, а клепка обшибки ведется в соответствии с требования-
ми, предъявляемыми к современному крылу, заклепками с потай-
ной утопленной головкой.
Клепка заклепками с потайной головкой при толщинах об-
шивки 8=0,5—0,8 мм ведется с образованием лунки для потай-
ной заклепки путем отштамповки обшивки. При обшивке с тол-
щиной листов 8=0,8—2 мм применяется раззенковка лунок под
потайные головки. Отштамповка лунок при тонкой обшивке про-
изводится либо специальным штампом либо самой головкой.
Иногда бывает необходимо проверить прочность потайных за-
клепок, крепящих обшивку к элементам каркаса, на отрыв-головок.
На основании ряда исследований дуралюминовых потайных
заклепок можно принять следующие значения расчетных усилий
Ча отрыв головок в зависимости от толщины приклепанного дур-
алюминового листа:
12-Фомин 177
Для диаметра заклепки d=2,6—3,5 мм с отштамповкой листа
«л 0,8 - 1.0 1.2
Р,кг 140 185 235
Для диаметров заклепки </—2,6—3,5 мм с раззенковкой листа
°я 0,8 1.0 1.2
pt кг 90 105 135
Болтовые соединения
Болтовые соединения имеют широкое применение как в дере-
вянных, так и в металлических конструкциях крыльев.
В металлических крыльях большей частью применяются сталь-
ные болты (углеродистой или хромомолибденовой стали), рабо-
тающие на срез. Болты, работающие на разрыв, встречаются в
конструкции крыла реже.
Обычно болты в металлических крыльях употребляются в тех
случаях, когда от узлов требуется разъемность. Часто болты при-
меняются вместо заклепок в тяжело нагруженных узлах.
Если в заклепочных соединениях конструктор при выборе наи-
большего диаметра заклепок связан технологическими сообра-
жениями, то при выборе диаметра болтов имеется больше воз-
можностей. В самолетостроении обычно применяется только хо-
лодная клепка, и потому наибольшим диаметром заклепки сле-
дует считать </=6 мм, так как при больших диаметрах холодное
расклепывание будет затруднительным. Болты же не связаны
ограничениями по диаметру и потому часто применяются в тех
случаях, когда требуется передача больших сил.
В конструкциях крыльев, кроме обычных болтов, имеют при-
менение болты с так называемыми анкерными гайками, т. е. гай-
ками, приклепываемыми (обычно двумя заклепками) к элемен-
там конструкции.
Эти болты употребляются главным образом для крепления
крышек люков, не требующих частого доступа, и различного рода
накладок. Головки болтов с анкерными гайками бывают утоп-
ленные или полуутопленные с шлицем под обычную или спе-
циальную отвертку.
Работа болтовых соединений аналогична работе заклепочных
соединений. Обычно принимается, что болты работают иа срез
и в некоторых случаях на изгиб и растяжение. Соединяемые эле-
менты работают на смятие, разрыв и срез. Расчет болтовых со-
единений ие отличается от расчета заклепочных соединений.
178
Как известно, разрушающее напряжение на срез тразр нахо-
дится в зависимости от разрушающего напряжения на разрыв
Спазр, причем отношение -изменяется при изменении сразр .
На основании американских данных можно принять следующую
зависимость
ОТ °разр (ФИГ. 161).
ЯраЗр
Фиг. 161. Зависимость разрушающего напряжения среза
от разрушающего напряжения на разрыв с для хромо-
молибденовых болтов.
Для болтов из хромомолибденовой или хромансилевой стали:
Закалка ДО Ор кг] мм2 100 120 140
Оразр 0,610 0,585 0.575
Сразр
Для болтов из углеродистой стали с аразр =40 кг!мм2.
= 0,635 ,
°разр
Для дуралюминовых болтов с ара3р =46 кг/мм2
2разр_ = 0,600.
°разр
Как и в заклепочных швах, увеличение количества болтов в
Ряду, направленном параллельно действующей силе, отражается
На прочности болтовых соединений. При этом если материал со-
,2* 179
единяемых болтами элементов — дуралюмин, то понижение проч-
ности не столь велико, как в случае стальных элементов. Про-
веденные исследования дают следующую зависимосгь между
Прочностью соединения и количеством болтов в ряду-
1) Материал соединяемых элементов — дуралюмин, болты
углеродистой стали.
При четырех болтах т' = 0,97сра3р
„ восьми . т' = 0,91траар.
2) Материал соединяемых элементов — сталь, болты углеро-
дистой стали.
При четырех болтах т' = 0,85тразр
„ шести „ т'= 0,80т1М„.
Здесь т' обозначает среднее разрушающее напряжение болто-
вого соединения, т. е.
Р
nd% *
где л — количество болтов в ряду, а т11азр—разрушающее напря-
жение среза для одного болта.
Проушины
Проушины применяются в конструкции крыльев довольно ча-
сто. Конструкция узлов лонжеронов большей частью осуществ-
ляется в виде башмаков с проушинами.
Количество срезов болта в соединении стыковых узлов с
проушинами обычно бывает четным и не менее двух. Если сты-
ковой башмак лонжерона консоли имеет одну проушину, то баш-
мак лонжерона центроплана имеет две проушины (фиг. 146).
Иногда применяются стыковые узлы с большим количеством
проушин (фиг. 129) Стыковые узлы с несколькими проушинами,
как увидим ниже, в весовом отношении выгоднее узлов с одинар-
ными проушинами. Материал проушин в большинстве случаев —
высококачественная сталь, реже — дуралюмин.
Проушины работают на разрыв, срез и смятие' соединяющие
болты — на срез.
Систематические испытания, проведенные в ЦАГИ Д. Я. Ку-
лешовым *, показали, что прочность проушины зависит от отно-
шения ширины проушины в сечении по центру болта Ь (фиг. 162)
к диаметр}/ болта d. т. е. и от эксцентриситета , гДе
х=^-~,ау-—расстояние от края отверстия до края проушины,
взятое по оси симметрии проушины (в направлении действия
1 Д. Я. Кулешов, Исследование прочности проушин. Техника ВоздуШ"
кого Флота, № 7, 1940.
180
силы). Исследования показали, что расчет проушин следует вести
только на смятие по формуле
где d— диаметр болта;
8 — толщина проушины;
осм—напряжение смятия;
и на разрыв по формуле
—й)8 Лоу,
где к — опытный коэфициент;
ву — разрушающее напряжение материала проушины на раз-
рыв.
Фиг. 162. Проушины.
Коэфициент к определяется из испытаний1 и зависит от отноше-
Ь у
ния — и эксцентриситета .
у
Эксцентриситет _ значительно влияет на прочность проушин:
при увеличении v коэфициент к и, следовательно, прочность
проушины увеличивается. Значение эксцентриситета выбирается
из конструктивных соображений. Величина — должна назна-
d
чаться из условия, чтобы соединение было равнопрочно и на раз-
рыв и смятие проушин и на срез соединяющего болта.
Если обозначим: разрушающее напряжение на срез болта че-
рез т8> разрушающее напряжение на разрыв материала проуши-
ны оу, напряжение смятия проушины оС11, то при равнопроч-
ности на срез болта (двухсрезного) и на смятие проушины по-
лучим:
ir/P
-^!=«Чм
См. упомянутую статью Д. Я Кулешова.
181
или
8 =
* ссм
следовательно, рациональная толщина проушины
8= 1,57 — - d=l,57Zd.
°см
При равнопрочности проушины на разрыв и болта на срез
(b — d)
откуда
b кпи + ~г
и ___ °см ___________
d т8
-----
’см
или
fc+ —
Ъ °y _ fc + В
d ~ к ~ к
(7)
Если материал болта хромансилевая или хромомолибденовая
сталь с крепостью с = 120 кг]мм‘ и та = 0,58с=а70 кг [мм1, а
материал проушин тот же, но с крепостью о = 130 кг)ммг, то
8»0,65d
и
b ^к + 1,23
d~ к
(8)
Если материал болта тот же, что и в предыдущем случае, а
материал проушины — дуралюмин с крепостью на разрыв са =
= 36 кг)мм‘ и крепостью на смятие осм = 50 кг) мм-, то
о = 2,2d
и
Ь ^ + 1,39 /9ч
d к
Решая графически систему двух уравнений, из которых одно
получено нами выше;
6 _к-}-В
d к ’
а второе —
‘-/ф
U2
может быть взято из упомянутой работы Кулешова, мы полу-
чим для различных значений —, значения рационально подо-
бранных — .
1) Для одинарных хромансилевых проушин и хромансилевых
болтов к
1,0 1,2 1,4 1,6
л. d 2,7 2Л 2,3 2,1
при 3=0,65 d;
2) для одинарных дуралюминовых проушин и хромансилевых
болтов
У X 1,0 1.2 1.4 1,6
ь d 2,8 ' 2,6 2,5 2,3
при 3=2,2 d;
3) для двойных хромансилевых проушин и хромансилевых
болтов
У X 1.0 1.2 1,4 1.6
ь а 2,8 2,5 2,3 2,2
при 8=0,32 d;
4) для двойных дуралюминовых проушин и хромансилевых
болтов при крепости дуралюмина ау=22 кг/мм2
У X 1,0 1,2 1,4 1.6
ь а 4,2 3,75 3,35 3,1
при 8=1,57 d.
Стыковые соединения с проушинами при увеличении количества
срезов болта получаются легче.
Например, соединение с четырехсрезным болтом (две проуши-
ны на одном башмаке и три — на другом) будет легче соеди-
нения с двухсрезным болтом (соответственно одна и две проуши-
1 Для выбранных нами выше значений ссм и
183
йы). В этом легко убедиться путем следующего нёсложногд
подсчета.
Если толщину двойной проушины первого соединения обо-
значить Зи а ширину всего соединения h (фиг. 162), толщину
одинарной проушины второго соединения 32, а ширину всего со-
единения 12, то
^ = A-^-d, и 82 = A-j-d2,
а
li = 48j и /2 = 28г.
Диаметры двухсрезного и четырехсрезного болтов будут, очевид-
но, связаны соотношением
= V2.
Далее, делая подстановку
l^^A — dr и Zs = 24y)/2rf1,
получим
/1 2Sj 2 / / i /"п
или /1 = 412'
Отношение веса первого соединения к весу второго (не считая
гайки и головки болта) будет
2
г ~iZfr
G] ____4____
_____ ________________1
G2 zWf-Wf . Z[ у 2 ’
4 /2 7
Gt= Ga V2.
Исследования Кулешова показали, что разрушающее напряжение
для тройных проушин не зависит от соотношения между толщи-
нами средней и крайних проушин.
На основании всего сказанного можно исходить из следующих
формул и указаний при конструировании проушин:
1. Толщина проушины для башмака с меньшим числом про-
ушин берется
8' = 1,57М
где А—
ffCM
для башмака, стыкующегося с первым,
8" = 0.75Ж
2. Ширина проушины b определяется в зависимости от диа-
метра болта d.
Отношение
b ^к + В
<1~ к ’
где
В — ^-.
°у
184
для выбранного эксцентриситета — может быть определено по
графикам Кулешова и для частных случаев по вышеприведенным
таблицам.
3. Если конструктивные и технологические соображения по-
зволяют, то следует применять узлы с многосрезными болтами,
как более выгодные по весу. Толщину всех проушин одного
башмака целесообразно брать одинаковой.
Заключение. Общие тенденции в развитии конструкции крыла
современного самолета
Анализ конструкций крыльев, созданных за последние годы,
позволяет сделать ряд представляющих интерес заключений.
Стремление к максимальному уменьшению сопротивления
крыла заставляет конструкторов отказываться от пред-
крылков, добиваясь сохранения боковой устойчивости и управ-
ляемости на больших углах атаки при помощи аэродинамически
закрученных крыльев, позволяющих применять довольно высокие
значения сужения. Большие сужения, как известно, благоприятно
влияют также на вес и виброустойчивость крыла.
Необходимая гладкость и правильность поверхности крыла
достигается применением обшивки большой толщины,
не подкрепляемой стрингерами. Толстая обшивка к
тому же увеличивает жесткость крыла на кручение и позволяет,
таким образом, удовлетворять возросшим в связи с современными
скоростями требованиям к виброустойчивости крыла.
Полотняная обшивка, сильно деформируясь в полете при боль-
ших скоростях, не удовлетворяет конструкторов и в крыльях со-
временных скоростных самолетов совершенно не употребляется.
Полотняная обшивка элеронов, закрылков по тем же причинам
также уступает место тонкому дуралюминовому покрытию.
При необходимости размещения в крыле вооружения, баков,
радиаторов, шасси и т. п. наиболее целесообразна од но лон-
жерон пая или двухлонжеронная схема крыла. В не-
больших и средних самолетах применяется чаше однолонжерон-
ная схема; в крыльях больших самолетов (четырехмоторных
бомбардировщиков) применяется моноблочно-кессонная схема с
двумя стенками-лонжеронами и отъемными носками и хвости-
ками.
Дерево как строительный материал не потеряло
своего значения. Например, известный бомбардировщик
Де-Хевеленд «Москито» целиком построен из дерева. Однако
возрастающие нагрузки, невидимому, приведут к смешанной кон-
струкции крыльев с металлическими (стальными) лонжеронами и
Деревянными нервюрами и обшивкой.
Конструкция элементов крыла, узлов и отдельных деталей
подчиняется принципу массового производства и пол-
ной взаимозаменяемости. Массовое производство требует про-
185
стых конструктивных форм и минимального количества разно-
типных деталей.
Конструкция деталей допускает широкое применение горя-
чей и холодной штамповки и литья.
Сложные стальные узлы, ранее изготовлявшиеся с помощью
сварки или дорогой механической обработки, во многих совре-
менных конструкциях выполняются литыми из высокока-
чественной стали.
БИБЛИОГРАФИЯ
1. К. К. Федяевский и Б. Т. Горощенко, Расчет профильного
сопротивления крыла, ТВФ, № 7, 1940.
2. Проф. Гласс, Зависимость профильного сопротивления от сужения крыла.
ТВФ, № 5, 1939.
3. Б. А. Ушаков, П. П. Красильщиков и др., Атлас аэродинамических
характеристик профилей крыльев, БИТ ЦАГИ, 1940.
4. Е. Е. Солодкин, Влияние формы монопланного крыла на его аэроди-
намические характеристики. Труды ЦАГИ, вып. 234.
5. П. И. Красильщиков и А. К. Волков, Экспериментальное опреде-
ление моментов отрыва ламинарного пограничного слоя. Труды ЦАГИ,
вып. 254, 1936.
6. А. Б. Р и с б е р г, Влияние формы крыла иа распределение нагрузки по
размаху и иа продольную устойчивость. Труды ЦАГИ, вып. 335, 1937,
7. Ф. Назир, Срыв потока на трапецевидных крыльях. Перевод БНТ, № 4,
1940.
8. А. М. Глинкина, Влияние формы концов крыла на его аэродинамиче-
ские характеристики. Труды ЦАГИ, вып. 474, 1940.
9. А. Ю н г, Влияние состояния поверхности на летные данные самолета.
Перевод под редакцией Горощенко и Халезова в сборнике „К вопросу
о максимальной скорости самолета", Оборонгиз, 1941.
10. В. П. Горский, Исследование по интерференции крыла и фюзеляжа.
Труды ЦАГИ, вып. 2, 1937.
11. Л. И. Сутугин, Механизированные крылья. Оборонгиз, 1940.
12. Е. П. Гроссман, Флаттер. Труды ЦАГИ, вып. 284, 1937.
13. Д. Ю и г е р, Р. Райс и Н. У о р д, Элементы проектирования и расчета
частей металлического самолета. Перевод С. Я- Макарова (сокращенный),
ОНТИ, 1938.
14. К. Вуд, Проектирование самолета. Оборонгиз, 1940.
15. Б. Т. Г о р о щ е н к о, Расчет максимальной скорости полета. Оборонгиз, 1944.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие...................................................... 3
Введение. Краткий очерк исторический...........................-4
Глава 1. Вопросы аэродинамики крыла............................ 18
Факторы, влияющие на сопротивление и подъемную силу
крыла.............................................*• 18
Современные профили ................................ 24
Влияние формы крыла в плане на его аэродинамику .... 28
Влияние качества поверхности на аэродинамику крыла ... 34
Глава 11. Влияние иомпоновки и механизации крыла на его аэро-
динамику ................................................... 38
Интерференция и способы ее уменьшения............... 38
Задачи механизации крыла и наиболее употребительные типы
современных механизированных крыльев...........42
Элероны......................,...................... 48
Крыльевые радиаторные установки и всасывающие патрубки 50
Герметизация ....................................... 51
Глава III. Основные схемы крыльев............................... 53
Бипланные схемы ................................... 54
Подкосные схемы......................................57
Свободнонесущне монопланы........................... 59
Сравнение схем крыльев и выбор схемы в связи с назначе-
нием самолета.................................... ... 64
Глава IV. Бипланиые крылья.................................... - • 67
Конструкция коробки................................. 67
Конструкция крыльев................................ 70
Лонжероны.......................................... 72
Нервюры, распорки и растяжки........................ 72
Стойки и растяжки................................... 75
Узлы коробки биплана................................ 76
Обшивка бипланных крыльев............................79
Глава V. Подкосные монопланы.................................... 80
Общие сведения...................................... 80
Конструкция крыльев подкосных монопланов ........... 82
Конструкция подкосов и узлов........................ 84
Глава VI. Типы свободнонесущих крыльев.........................• 86
Классификация свободнонесущих конструкций........... . 86
А. Крылья с неработающей обшивкой................... 88
187
Б. Крылья с обшивкой, работающей только при кручении .
В. Лонжерониые-крылья с обшивкой, работающей при кру-
чении и при изгибе............................. . . .
Г. Моноблочная конструкция крыльев...................
Д. Крылья смешанного моноблочно-лонжеронного типа. . •
Складывающиеся крылья ...............................
Глава VII. Сравнение различных свободнонесущих конструкций . .
Сравнение весовых качеств конструкций...........................
Аэродинамические качества конструкций...............
Технологические достоинства конструкций.............
Живучесть крыла.....................................
Удобства компоновки.................................
Виброустойчивость конструкций крыла.................
Глава VIII. Размещение разных агрегатов в крыле................
Глава IX. Конструкция элементов свободнонесущих крыльев . . .
Лонжероны.......................................................
Стрингеры ...........................................
Нервюры.........................................
Обшивка..............................................
Стыковка частей крыла и соединение крыла с фюзеляжем . .
Зализы крыла и фюзеляжа..............................
Элероны и закрылки.........•.........................
Щитки-закрылки.......................................
Закрылки Фаулера и Гоуджа и тормозные щиткн..........
Герметизация и дренирование крыльев..................
Теоретические чертежи крыла..........................
Глава X. Соединение силовых элементов конструкции крыла . . .
Заклепочные соединения.......................................
Болтовые соединения .................................
Проушины ............................................
Заключение. Общие тенденции в развитии конструкции
крыла современного самолета..........................
Библиография ........................................