/
Текст
\v •
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
Л. И. СУТУГИН, П. И. ЭБЕРЗИН, Е. И. МАЙОРАНОВ, Д. А. МИХАЙЛОВ.
Л. Д. КОЛПАКОВ-МИРОШНИЧЕНКО, Н. Е. ЖОВИНСКИЙ, А. С. КРАВЕЦ
ТОМ I
КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ
под редакцией Н. Н. ПОЛИКАРПОВА и Е. И. МАЙОРАНОВА
У тверждено ГУ УЗ НКОП в качестве учебника для авиационных втузов НКОП
НКОП - СССР
J ОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ —-------------------------------------------V-------
МОСКВА 1 9 3 9 ЛЕНИНГРАД
Книга является утвержденным учебником по курсу конструкции самолетов для студентов .авиационных втузов и может служить пособием для самообразования. Книге состоит из 6 частей, посвященных описанию конструкции крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, управления и винтомоторной группы и снабжена большим количестном иллюстраций.
Кроме студентов авиационных втузов, эта книга будет полезна и заводским работникам, особенно конструкторам.
Авторы — преподаватели авиационных втузов и работники авиационной промышленности.
ав
Редактор В А. Попов Техн, редактор А. А. Базанове
Сдано в набор 25,X 1938 г. Подписано к печати 10/XII 19381. Издал. № 75. Автор дог. № 326. Инд. А 30-3-2. Тираж 6.000. Кол. печ. лист. 33. Учетно-агт. лист. 54,87. Формат бум. 72х110/16. Уполн. Главл. Б-52982 Заказ № 228.
Киевская типография Оборонгиза. Крещатик, 42.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Издание настоящего курса задумано было еще в 1934 г., когда по инициативе кафедры конструкции и проектирования самолетов МАИ коллектив преподавателей этой кафедры приступил к составлению курса.
В последующие годы написанный курс подвергался неоднократным коренным переработкам и все-таки по независящим от авторов причинам не был издан Лишь в 1937 г. после постановления партии и правительства о высшей школе вопрос об издании был решен твердо. На особом совещании авторов, представителей промышленности, втузов и издательства окончательно были установлены содержание и объем курса.
Решено было выпустить курс в двух томах: том I. «Конструкция само-i летов» и том II. «Проектирование само/е^ов».
Выход в свет в первую очередь I тома «Конструкция самолетов» объясняется следующими соображениями-
Z
1) необходимостью дать студентам материал для самостоятельной работы ни ознакомлению с основными конструкциями самолетов и для изучения подходов к проектированию отдельных агрегатов;
2) необходимостью разгрузить преподавателя от изложения на лекциях описательной части курса с тем, чтобы дать ему возможность остановиться более подробно на последних течениях в области конструкпда и обратить главное внимание на вопросы компановки и проектирования самолета в целом;
3) нежеланием задерживать издание готовою материала из-за неготовности II тома.
Главнее внимтие авторов при работе над I томом курса было обращено на систематизацию и классификацию сущеегвутощнх типов.
Опыт авторов показал, что соблюдение этих двух требований значительно упрощает самостоятельную работу студентов, позволяет наметить пути развития конструкции самолетов и, наконец, прививает студентам навыки критической оценки конструкции.
he затрагивая вопросов проектирования самолета в целом и его компановки, авторы уделили должное внимание вопросам компановки и проектирования отдельных агрегатов самолета.
Трудность задачи по составлению- I тома заключалась в обширности и разбросанности материала по одним вопросам, недостатке его по другим и в отсутствии подобного рода работ у нас и за границей, что исключало возможность критической оценки того или доугого метода изложения.
Специальных вопросов по конструкции и проектированию гидросамолетов авторы не затрагивали, потому что эти вопросы я л г юте я предметом специального курса.
При составлении I тома работа между авторами была распределена сле-дующим образом:
Часть I. Крыло. Преподаватель МАИ доцент Л. И. Сутугин.
Часть II. Фюзеляж. Преподаватель МАИ инженер П. И. Эберзин.
Часть III. Шасси и костыль. Преподаватель МАИ доцент Е. И. Майоранов.
Часть IV. Хвостовое оперение. Инженер Д. А. Михайлов.
Часть V. Управление стмолетом. Преподаватель МАИ доцент Е. И. Майоранов.
Часть VI. Винтомоторная группа. Глава I и § I и 2 из главы II. Преподаватель ВВА инженер Л. Д. Колпаков-Мирошниченко. ' 3 и 4 из гл. II и глава IV — преподаватель ВВА инженер Н. Е. Жовипскнй. Главы III, V, и VI — преподаватель ВВА инженер А. С. Кравец.
Лешоры
ЧАСТЬ ПЕРВАЯ
КРЫЛО
Глава I
АРХИТЕКТУРНЫЕ ФОРМЫ КРЫЛЬЕВ
Архитектура крыльев определяется профилем и законом изменения его по размаху, формой в плане и в виде спереди.
§ 1. ВЫБОР И МОДИФИКАЦИЯ ПРОФИЛЯ
Коныруктор должен выбрать крыло, обладающее возможно более высокими уэродинамическимя данными: достаточно большими С,)тах, хорошим качеством (Cg/C^max, малой величиной коэфициентов профильного сопротивления С.„ мощ з
ности Сх/Су , умеренны?', перемещением центра давления, малой величиной коэфи-циснта Стп и т. д.
Наиболее характерным показателем достоинства современных профилей является коэфициент профильного сопротивления Ср, который у тонких профиле! лежит в пределах 0,008—0,012. Коэфициент трения воздуха о поверхность у0 = == 0,0032 или, если отнести его к площади крыла, т. е. учесть трение воздуха о верхнюю и чижнюю поверхности крыла, / = 2/0 == 0,0064. Эта величина лишь немного меньше коэфициента профильного сопротивления хороших тонких профилей.
При проектировании крыла обычно приходится выбирать не един, а целую серию профилей, или же принимать какой-либо закон изменения их по размаху
В свободнонесущих крыльях с изменяющейся по размаху хордой модифика ция профиля по размаху диктуется аэродинамическими и конструктивными соображениями.
Для улучшения штопорных данных и повышения плпеэечной устойчивости самолетов с этими крылвями на больших углах атаки обычно ппибегают к геометрической или аэродинамической закрутке. Геометрическая закрутка заключается в постепенном уменьшении угла атаки крыла по направлению от корня к концам. Аэродинамическая закрутка состоит в уменьшении вогнутости профиля в том же направлении. Рекомендуется эти два способа применять одновременно, так как одна геометрическая закрутка вследствие больших углов поворота концевых сечений крыла может вызвать снижение лётных качеств. Целью этих мероприятий является замедление срыва потока на концах крыла
Кроме аэродинамических соображений, приходится при выборе профиля кры та учитывать жесткость и вес конструкции. При работе на изгиб в вертикаль ной плоскости и на кручение наивыгоднейшее использование материала, т. е. получение высоких напряжений при малых деформациях и малом весе, соответствует определенной строительной высоте профиля. Толстые профили в этом отношении выгоднее тонких, так как позволяют рациональнее распределил материал по вертикали и по контуру сечений. Но толстые профили имеют худшие аэродинамические качества. Таким образом выбор наивыгоднейшего профиля всегда представляет собой компромисс между требованиями аэродинамики и одним из основных показателей всякой авиационной конструкции—малым весом.
Относительную толщину профиля свободнонесущих крыльев по размаху изменяют для уменьшения веса крыла, т. е. для увеличения строительной высоты дужки по направлению к корню крыла. Увеличение строительной высоты крыла при профиле с одинаковой относительной то пциной вследствие увеличения лишь
хорды оказывается недостаточным. Изменение относительной толщины зависит в основном от размаха и типа конст рукции и колеблется у современных самолетов в довольно широких пределах: на конце крыла а -= 5 — 10% , а у корня а —
= 13—20% Ь„. В одностоечных бипланах и подкосных монопланах с прямоугольными крыльями относительная толщина профиля пролетной части а = 8 - 12% .
Строите цьная высота концов крыла в этих случаях обычно уменьшается вследствие уменьшения хорды из-за закруглений концов при гой же относительной толщине профиля.
Выбор относительной толщины профила и закона ее изменения по размаху в <аждом отдельном случае необходимо производить с помощью предварительного расчета на прочность и ориентировочного подсчета веса нескольких вариантов' При вычерчивании отдельных сечений рекомендуется проверять плавность профиля. Иногда часть даваемых аэродинамическими лабораториями ординат выпадает из плавной кривой при построении профилей в натуру. Желательно построить очертания профиля в увеличенном (вдвое или более) масштабе ординат и выбросить выпадающие точки, руководствуясь тем, что кривизна профиля должна плавно уменьшаться к задней кромке. Еще лучше произвести проверку плавноеги графоаналитически.
Иногда, например, вследствие вырезов в центроплане верхнего крыла биплана, приходится не только изменять относительную толщину профиля, но и увеличивать высоту хвостовой части профиля для размещения заднего лонжерона.
Модификация профиля с целью изменения относительной толщины произво-щтся двумя способами: 1) все ординаты, как верхние- так и нижние, увеличиваются или уменьшаются на один и тот же процент; 2) верхние ординаты изменяются в одном, а нижние в другом соотношении. Увеличение относительной толщины данного профиля сопровождается увеличением С Win,ax и Сз-пнп,! причем максимум качества профиля у.меньшается-
Для улучшения аэродинамических данных и в особенности для повышения максимальной скорости необходимо тщательно отделывать поверхность крыла, устраняя всякого рода неровности и искажения профиля между нервюрами
§ 2. НАЗНАЧЕНИЕ ВЫ2ЕЗОВ В КРЫЛЕ И ИХ ВЛИЯНИЕ
Для улучшения обзора вперед и вверх в центроплане верхнего крыла биплана и крыла типа парасоль приходится делать вырезы (фиг. 1. /), т. е. умень-
шать хорду крыла. В новейших самолетах улучшение обзора для подобных схем крыльев достигается устройством крыльев типа «Чайка», правда, при значительном усложнении и утя-келении конструкции центроплана 'фиг. 1, Г Г).
Исследования показали, что ры-оезы в центроплане значительно уве-тичивают сопротивление изолирооан-
нэго крыла (фиг. 2).
Даже небольшие вырезы в передней кромке крыла сильно ухудшают скороподъемность и потолок само юта. Влияние вырезов на максимально ю скорост к
6
।
чалые значения Су) менее ощутимо. На фиг- 3 приведены результаты пподувок ксыльев с вырезами, изображенных на фиг. 2.
Вырезы в задней кромке меньше портят крыло (фиг. 4) Особенно резко ухудшаются максимальная скорость и скороподъемность в том случае, когда средняя часть крыла вырезана совершенно (фш. 2 и 3, модель VII).
Уменьшение подъемной силы из-за наличия вырезов можно компенсировать постановкой более несущих профилей или же увеличением угла атаки центроплана.
В построенных самолетах с вырезами в передней и в задней кромках не наблюдается такого сильного ухудшения лётных данных, как можно было бы ожидать, учитывая результаты испытания изолированных крыльев. > »•
Поввдимому, уменьшение подъемной силы из-за наличия вырезов’ г. центроплане, расположенном над фюзеляжем, в значительной мере компенсируется
j величением yi ла атаки, а кроме того, и скорости потока вследствие обдувки стоуей от винта.
С аэродинамической точки зрения вырезы все же нежелательны и, главным образом, в передней кромке крыла.
§ 3. ФОРМА ^КРЫЛЬЕВ В ПЛАНЕ
Пои заданных основных размерах: площади — S м~, размахе — I к относительном удлинении — ^ — p/s, форма крыла в плане может быть различной (фиг. 5).
Ферма крыла в плане не только влияет на аэродинамические данные, поперечную устойчивость и устойчивость пути, но весьма важна и с конструктивной точки зрения.
Прямоугольное крыло
Это крыло (фиг. 5, I) применяется преимущественно в бипланных коробках, в монопланах с подкосами и с верхними и ьижними расчалками.
Вс всех перечисленных схемах каждое полухрыло работает как консольная балка, причем пролетная часть нагружается осевыми силами сжатия или же растяжения.
При наличии дополнительных опор такое крыло может име гь большое удлинение и тонкий профиль (8—12% &«); вес 1 м2 крыла при такой конструкции не-зелик.
7
В этом случае суммарное лобовое сопротивление подкосных и расчалочных монопланов близко к сопротивлению монопланов со свободнонесущим крылом, с неубирающимся шасси и с переменной относительной толщиной профиля. Тонкое монопланное крыло с внешними расчалками может при неубирающемся шасси оказаться даже выгоднее свабоднонесущего крыла, чем и объясняется применение этой схемы на некоторых рекордных самолетах. При бипланных коробках тонкие крылья с большим удлинением (X — 8—9) дают такие же сопротивления, как евоиоднонесущее крыло при X. =5 — 6.
Фиг. 5;
До появления убирающихся шасси и крыльев с жесткой работающей обшивкой, позволяющей значительно уменьшит относительную толщину свободно-несущих крыльев без понижения их прочности и жесткости, бипланные схемы в отношении максимальной скорости часто конкурировали с монопланами.
Уменьшить вес конструкции прямоугольных крыльев можно путем выбора рационального соотношения длины консольной части к длине всего полукрыла. Длин} консоли выбирают с таким расчетом, чтобы получить максимальную разгрузку момента в пролетной части.
8
Кроме того, от длины консоли зависят наклон и длина внешних расчалок или подкосов, а, следовательно, действующие в них усилия и величина дополнительных вредных сопротивлений.
Бипланные коробки с консолью, равной 40% полуразмаха (фиг. 5, 1—II), обычно являются наивыгоднейшими в отношении веса и лобового сопротивления. В подкосных схемах длина консоли обычно составляет 50—70% полуразмаха !фиг, 5, V)-, так как длинные подкосы плохо работают на сжатие и дают большое лобовое сопротивление.
Кроме того, с уменьшением длины подкоса увеличивается угол подхода подкоса к крылу, что уменьшает общее сопротивление вследствие интерференции.
Производство прямоугольных крыльев вследствие одинаковых размеров большинства нервюр несколько проще, чем непрямоугольных свободнонесущих крыльев с переменной толщиной профиля, даже если в обоих случаях покрытие полотняное. Но упрощение вовсе не так значительно, как кажется на первый взгляд, поскольку увеличивается количество узлов, добавляются расчалки и стойки или внешние подкосы.
Индуктивное сопротивление прямоугольного крыла больше, чем индуктивное сопротивление наивыгоднейшего в этом отношении эллиптического крыла.
Для удлинений X = 5 — 8 коэфициент к в формуле индуктивного сопротивления:
в случае прямоугольного крыла равен 1,05, а в случае эллиптического — 1,0.
Распределение подъемной силы по размаху у прямоугольного крыла также менее выгодно в конструктивном отношении, чем у эллиптического или трапецевидного, так как изгибающие моменты больше. Поэтому прямоугольное крыло применяется в настоящее время сравнительно редко.
При наличии концевых закруглений распределение подъемной силы у прямоугольного крыла приближается к распределению подъемной силы у эллиптического крыла.
По сравнению с крыльями, имеющими другие формы в плане, прямоугольное крыло имеет ббльшую поперечную устойчивость на всех углах атаки и в особенности в закритической области. Срыв потока у прямоугольного крыла начинается с середины. Концы крыла вследствие больших углов скоса потока продолжают работать и в закритической области. Таким образом создаются условия для лучшей работы элеронов и повышается поперечная управляемость.
Стреловидное крыло или крыло с горизонтальным V
Такое крыло (фиг. 5, II) позволяет улучшить обзор вперед и вверх. Оно ставится также в тех случаях, когда требуемую центровку нельзя получить путем перемещения назад всей коробки крыльев.
Однако основной причиной применения стреловидных крыльев, конструктивно более сложных, чем прямоугольные, является необходимость повышения устойчивости пути у коротких маневренных самолетов.
Повышение устойчивости пути стреловидного крыла по сравнению с обычным крылом, имеющим прямолинейную переднюю кромку, видно из схемы, показанной на фиг. 6.
В положении /, когда направление потока совпадает с плоскостью симметрии самолета, равны сопротивления крыльев 7?ж л и /?Жпр и расстояния ап и апр от точек приложения равнодействующих воздушных сил до вертикальной плоскости, проходящей через ц. т. 1 самолета и параллельной направлению потока (в данном случае до плоскости симметрии).
1 Здесь и далее 'буквами ц; т. обозначается центр тяжести самолета или одного из ег-агрегатов.
У
Точки^приложения равнодействующих воздушных сил на схеме при построе-
нии приняты совпадающими с ц. т. площади крыльев, а ц. т. самолета располо-
Ф|'Г. 6-
жен, примерно, на 30% средней хорды крыла-
Для положения, указанного на схеме II, ал > спр, что видно из построения- Кроме того, относительная толщина профиля крыла в сечениях 3—4 и 5—б, параллельных направлению потока, будет наибольшей в се; чении с наименьшей хордой, т. е. в сечении 3—4. Равнодействующая воздушных сил и сопротивление будут, следовательно, больше на левом крыле.
Таким образом при повороте стреловидного крыла в горизонтальной плоскости возникает
момент, стремящийся поставить его в положение I, т. е. симметрично по отношению к потоку. Кроме того лолукрыло, поворачивающееся против потока, вследствие несколько большей подъемной силы будет стремиться повернуть самолет относительно продольной оси.
При скольжении стреловидного крыла также возникает поперечный момент, стремящийся поднять опущенное полукрыло (фиг. 7). Положим, что крыло, имеющее поступательную скорость Vx, скользит влево со скоростью и.
В сечении 7—2, параллельном сум-мирной скорости полета V, сила Ли л будет больше силы /?„ вследствие большей относительной толщины сечения в направлении суммарной скорости. Цз построения видно, что и плечо ол подъемной силы левого кры-
Фиг. 7.
ла относительно плоскости, проходящей через ц. т. и параллельной суммарной скорости V, больше, чем аир-
Таким образом /?ул X йл>₽Впр X «Пр. Стаоилизирующее действие горизонтального V в поперечном направлении значительно меньше, чем поперечного V
крыда, о котором будет упомянуто ниже.
Трапецевидное крыло (фиг. 5, III)
Эти крылья применяются почти исключительно для свободнонесущих монопланов. Относительная толщина профиля такого крыла к корню повышается для увеличения высоты лонжеронов соответственно возрастанию изгибающих моментов.
Для удобства изготовления, эксплоатации и транспортирования крыло по размаху делают составным, деля его на три части (иногда и больше). Средняя часть крыла — центроплан — составляет обычно одно целое с фюзеляжем. У больших самолетов крыло не только по размаху, но и по хорде, приходится из-за соображений удобства сборки и транспортирования делить на более мелкие части.
Хорда на конце трапецевидного крыла Ьо обычно составляет от 1/Б до 2/3 Ьп— максимальной хорды крыла (в центроплане).
J0
С аэродинамической точки зрения наиболее выгодным является сужение, при котором [1 = =0,5; в этом случае индуктивное сопротивление достигает мини-
мума и равно индуктивному сопротивлению эллиптического крыла С, = Св2. Но сильно суженное крыло выгоднее в отношении распределения нагрузки по размаху, а следовательно, и удельного веса. С учетом аэродинамики и веса наи-1 выгоднейшее сужение трапецевидного крыла будет близко к р = 0,3.
Углы стреловидности или скоса 0Г и 02 передней и задней кромок трапе-I невидного крыла относительно перпендикуляра к плоскости симметрии самолета t обычно выбирают окончательно при центровке самолета, так как передвижение I всего крыла при заранее выбранной величине скосов не всегда возможно из кон-Е структивных соображений.
Передняя кромка трапецевидных крыльев обычно имеет положительный скос направленный назад), но встречаются самолеты с прямой передней кромкой. Е Горизонтальное V, получающееся при скосе передней кромки, повышает устой-t‘ ивость пути.
Прямая передняя кромка нежелательна, потому что при этом лонжероны, размещенные на одинаковом проценте хорды по размаху, пришлось бы делать <1 изломом вперед; ось жесткости крыла вследствие этого была бы неперпендику-I тярна к плоскости симметрии самолета, и все крыло в целом было бы нагружено L дополнительным, крутящим моментом, даже в том случае, когда точка прило-Ежения равнодействующей воздушных сил совпадала бы с центрами жесткости Е отдельных сечений крыла по размаху. Лонжероны центроплана обычно делают ь параллельными, и, таким образом, в узлах стыка центроплана с отъемными кон-I солями имеется излом в горизонтальной плоскости.
Повышение поперечной устойчивости при больших сужениях трапецевид-Е кого крыла достигается, как уже указывалось, с помощью геометрической или е аэродинамической закрутки.
Ромбовидное крыло представляет собой предельно суженное трапецевидное | крыло, при Ьо — 0 и р. = 0.
Трапецевидное крыло с прямоугольным центропланом
Это крыло так же, как и обычное трапецевидное, применяется для свободно-[ несущих монопланов (фиг. 5, IV). В аэродинамическом отношении это крыло t так же, как и по форме, занимает промежуточное положение между прямоуголь-| ным и трапецевидным. Срыв потока на концах и потеря поперечной устойчивости I при этом крыле наступают позднее, чем при трапецевидном.
С другой стороны, концы такого крыла более нагружены, и изгибающие моменты также увеличиваются по сравнению с трапецевидным крылом.
Дополнительным параметром такого крыла является размах центроплана /п I и его отношение к размаху всего крыла /ц /1К. Наименьшая величина индуктив-L ного сопротивления при различных сужениях соответствует размаху центроплана, близкому к 40% размаха всего крыла.
Коэфициент к в формуле индуктивного сопротивления С,-=/с-уСв2 при |ч -0,65 равен 1,023; при р = 0,35 к = 1,015. Размах центроплана обычно I выбирают в зависимости от ширины колеи шасси и диаметров винтов при двух-| моторных схемах, а также с учетом ж.-д. габаритов, которые нужно учитывать для возможности перевозки самолета по ж. д.
Обычно размах центроплана составляет около 25—35%
В конструктивном отношении крыло с прямоугольным центропланом проще I и рациональнее, чем трапецевидное. Хорда крыла у фюзеляжа уменьшается, к вследствие этого несколько улучшается обзор вперед, вверх или вниз. Крепление крыла к фюзеляжу и конструкция лонжеронов центроплана упрощаются вследствие прямолинейности их в плане и в виде спереди (фиг. 5, IV).
Это соображение, как уже указывалось, учитывается и при трапецевидных крыльях (фиг. 5, III). Однако в последнем случае все же неизбежен излом лонжеронов центроплана в вертикальной плоскости или же значительное уменьшение их строительной высоты в плоскости симметрии самолета (а на фиг. 5, III).
*»
11
Крыло «Чайка» (фиг. 5, V)
Данное крыло применяется в подкосных монопланах, главным образом, при верхнем расположении крыла относительно фюзеляжа, а также в бипланных киробках крыльез с целью улучшить обзор вперед и вверх.
Е аэродинамическом отношении это крыло очевидно хуже трапецевидного, так как по существу представляет ю же трапецевидное крыло, но с большим! вырезами передней и задней кромок-
В конструктивном и аэродинамическом отношениях крыло типа «Чайка» рациональнее прямоугольного подкосного крыла. Оно имеет переменную высоту изменяющуюся соответственно изгибающим моментам. Длину консоли можно выбрать из условий наилучшей работы подкосов и наименьшей интерференции их с крылом.
Тонкий профиль в сопряжении крыла с фюзеляжем значительно улучшает обзор. Интерференция крыла с фюзеляжем в этом случае сводится к минимуму вследствие того, что крыло можно подвести по нормали к поверхности фюзеляжа.
Эллиптические крылья
Эти крылья дают наименьшее i [ндуктивное сопротивление и эллиптическое распределение нагрузки по размаху. Большого практического распространения
эти крылья не получили потому, что их преимущества в аэродинамическом отношении по сравнению с трапецевидными незначительны и не окупают конструктивных и производственных затруднений.
Фиг. 8.
§ 4. ФОРМА КОНЦОВ КРЫЛЬЕВ В ПЛАНЕ
Концы прямоугольных и трапецевидных крыльев очень редко очерчиваются прямыми линиями. Исходя, главным образом, из архитектурных соображений, концы крыльев или закругляют в углах, или же образуют по кривым различного вида, причем обычно форма концов крыла характерна для данного конструкторского бюро.
Можно заметить следующие формы концов крыла (фиг. 8): закругление углов у передней и задней кромок (фиг. 8, /); закругление . конца по радиусу, равному половине хорды крыла /? =’’к./г (фиг 8, Пу, скос конца с закруглениями углов (фиг. 8, III я IVy, встречаются крылья, у которых концы не имеют прямолинейных участков, и у1лы
срезаются по окружностям или эллипсам, сопрягающимся друг с другом; скос хоннк с закруглением лишь одного переднего угла (фиг. 8, V); срезы передней и задней кромок и концевое закоугление по окружности или эллипсу (фиг. 8, VI); закругление по элшпсу с большой осью, равной 1,5 Ьк (фиг. 8, VII); закругление по двум эллипсам с большой осью, смещенной вперед от середины
12
крыла примерно на 0,15 Ьи (фиг. 8, VIII); закругление по эллипсу с увеличенной по сравнению с предыдущими типами большой осью примерно до 3.0 Ьк гфиг. 8, IX).
Такие законцовки применяются и у трапецевидных крыльев.
Влияние концевых закруглений прямоугольного крыла при большой полуоси эллипса или радиусе круга около 0,75—0,50 Ьк в общем невелико и сводится к некоторому повышению CSmax, (Cj,/Cx)max и уменьшению CXmin (табл. 1).
Таблица 1
Влияние закруглений концов прямоугольного крыла
Аэродинамические данные по сравнению с прямоугольным крылом
Схемы крыльев £'vinav % (-С- Яр) ' max C*min %
* t - 5 1,154 19,6 — 0,0144
5,29 1,24 +7,4 20,7 5,5 0,0124 — 14.0
5,24 1,21 +4,8 22,6 15,5 0,0116 — 19,5
Наибольшее приращение Су тах соответствует крылу с положительным скосом (фиг. 8, III), а увеличение качества и уменьшение —крылу с закругле-
нием по кругу при R (фиг. 8, II).
Приращение Су тах крыла с отрицательным скосом —ф (фиг. 8, IV) примерно* на 50% меньше. Закругления несколько разгружают концы прямоугольных крыльев и приближают закон распределения нагрузки по размаху к эллиптическому.
В тех случаях, когда сужение начинается на больших расстояниях от концов прямоугольного крыла (фиг. 8, VI—IX), его аэродинамические данные приближаются к данным трапецевидного крыла с прямоугольным центропланом.
Влияние концевых закруглений на аэродинамические данные трапецевидных крыльев, невидимому, меньше, чем у прямоугольных крыльев, так как уменьшение площади и увеличение удлинения при закруглении концов этих крыльев меньше.
При отрицательном скосе (фиг. 8, IV) нагрузка на элероны меньше, чем при положительном (фиг. 8, III), и, кроме того, автоматические предкрылки, служащие для повышения поперечной устойчивости, более эффективны, так как их можно установить ближе к концам крыла.
Закругления несколько усложняют конструкцию крыла, но позволяют уменьшить строительную высоту и вес концов, имеющих незначительные изгибающие моменты. При положительном скосе (фиг. 8, III), эллиптических концах, с большой осью, совпадающей с серединой крыла (фиг. 8, VII и IX), и при срезе по окружности (фиг. 8, //) вся нагрузка передается на задние лонжероны, имеющие малую высоту. Для связи заднего лонжерона с передним в этих случаях приходится ставить сильные концевые дуги. .
Крылья с отрицательным скосом (фиг. 8, IV и V), со срезом передней и задней кромок (фиг. 8, VI) и со смещенным вперед эллипсом (фиг. 8, VIII) в этом отношении рациональнее, так как оба лонжерона имеют почти одинаковую длину.
§ 5. ФОРМА КРЫЛЬЕВ В ВИДЕ СПЕРЕДИ
Параметром крыла, не связанным с формой в плане, является вертикальное V, т. е. излом крыла в вертикальной проекции. Вертикальное V делается для повышения поперечной устойчивости, которой обладает всякое крыло до
13
критических углов атаки. В пределах прямолинейного изменения Су — / (х) действительный угол атаки и Сд у опускающегося крыла увеличиваются. У поднимающегося конца крыла действительный угол атаки и Cs, наоборот, уменьшаются. Таким образом создается восстанавливающий момент, выводящий самолет из крена. Схема этого явления показана нафиг. 107. При нормальном полете (фиг. 9, I) равнодействующие воздушных сил правого и левого крыльев очевидно равны 7?л = 7?Пр, так же как их моменты относительно ц. т. и проекции на оси X, У и Z, причем проекции на ось Z имеют разные знаки и уравновешивают друг друга.
^пр bi Rnp~fyi Rc=Rynp+RyjTG
----+ Z
lnp- G?
/?,, >Ru„
Ул Ул Ул
*-л
Ш
-2~
В
V (Поступательная снорост!)
и (Скорость скольжения)
и sin 2^
Фиг. 9.
Положим, что крыло иод влиянием внешней силы заняло положение, показанное на фиг. 9, II. В этом случае восстанавливающим поперечный момент пока еще не возникнет, так как моменты равнодействующих воздушных сил правого и левого крыльев относительно ц. т. будут равны, как и в схеме, приведенной на фиг. 9, I:
Rup X lup ~ Rs х /л •
Вследствие наклона крыла возникает боковая сила Н, равнодействующая суммарной подъемной силы самолета — /?,, и веса G.
Под влиянием силы Н самолет начнет скользить в сторону опущенного правого (по полету) крыла со скоростью и (фиг. 9, ///).
14
с
Если спроектировать скорость и на плоскость АВ, в которой расположена равнодействующая воздушных сил левого крыла, то получим проекцию и—sin 2ф. направленную вверх (фиг. 9, II). Равнодействующие поступательной скорости и проекции скорости скольжения в плоскостях CD и АВ будут иметь разную величину и направление (фиг. 9, IV).
Угол атаки в сечении /\В левого крыла при начавшемся скольжении уменьшится и, следовательно, равнодействующая воздушных сил А^',и ее проекции и /?.'л будут меньше, чем /?а, 7?э" и /?-'до начала скольжения.
Таким образом только при скольжении появится восстанавливающий поперечный момент вследствие разницы аэродинамических сил на правом и левом крыльях. > *
У тонких бипланных и подкосных крыльев, а также у трапецевидных крыльев с прямоугольным центропланом, — поперечное V имеют лишь консоли.
В первом случае ф = 2,0—3,0°, во втором — ф = 5—6°. У обычных трапецевидных крыльев поперечное V делают несколько меньшим, чем у крыльев с прямоугольным центропланом. Иногда бывает достаточно угла, образуемого нижними поверхностями крыльев вследствие изменения толщины по размаху при прямолинейной верхней образующей. У крыльев типа «Чайка» с большим, поперечным V пролетной части (фг) консоли устанавливаются под меньшим углом (ф2 < ФО или же вовсе без поперечного V.
В некоторых схемах трапецевидных крыльев поперечное V указывается от верхней образующей профиля, что, пожалуй, следует считать более правильным, так как подъемная сила возникает, главным образом, вследствие разрежения над верхней поверхностью крыла.
Наличие поперечного V указанной выше величины не дает значительного-изменения подъемной силы. При верхнем расположении свободнонесущих крыльев (пунктирные опоры, фиг. 5, III и IV) поперечное V можно несколька уменьшить посредством низкого расположения ц. т. и увеличения вследствие этого поперечной устойчивости.
В случае нижнего расположения крыло с прямоугольным горизонтальным: центропланом (фиг. 5, IV) рациональнее в конструктивном отношении по сравнению с трапецевидным крылом (фиг. 5, III), у которого излом начинается от плоскости симметрии. В первом случае высота шасси меньше, и уборка era в крыло во всех направлениях проще, чем во втором.
Глава II
КОНСТРУКТИВНЫЕ ФОРМЫ КРЫЛЬЕВ
§ 1. НАБОР КРЫЛА
У большинства крыльев основной частью набора крыла являются лонжероны. Крылья разделяются на одно-, двух- и многолонжеронные.
Вторым элементом, характеризующим тип конструкции и работу крыла, является обшивка, которая может быть полотняной или же жесткой.
Во всех случаях обшивка воспринимает нагрузку от аэродинамических сил, но жесткая обшивка, кроме того, работает при кручении крыла и при изгибе его в плоскости хорды. Иногда жесткая обшивка работает также при изгибе крыла в вертикальной плоскости, перпендикулярной хордам.
В последнее время наметилось перераспределение ролей этих двух элементов — большая часть работы при изгибе крыла в вертикальной плоскости переносится на контур крыла, а сечения лонжеронов уменьшаются. К таким крыльям относятся крылья моноблок и монокок. Моноблоком называется многолонжеронное, а монококом — безлонжеронное крыло с работающей обшивкой, воспринимающей нормальные напряжения при изгибе крыла в вертикальной плоскости.
Для того чтобы дать представление о работе отдельных элементов набора крыла, рассмотрим двухлонжеронные крылья (фиг. 10).
15
При полотняной обшивке (фиг. 10, /) набор двухлонжеронного крыла состоит из следующих элементов: 1—2 — передний и задний лонжероны; 3 — нормальные нервюры; 4 — дополнительные носовые нервюры (носки); 5 — усиленные или распорные нервюры; 6 — передняя кромка крыла; 7 — задняя кромка крыла; 8—концевая дуга; Р — ложный лонжерон, соединяющий нервюры, концы которых обрезаны для образования элеронов; 10 — стрингеры или расчалки, предотвращающие выпучивание нервюр в плоскости крыла; 1 / — внутренние расчалки.
t Образованный этими деталями каркас покрывается полотном. Нагрузкатот составляющей воздушных сил, перпендикулярной к плоскости крыла, передается на нормальные и усиленные нервюры, работающие как балки или фермы4 на двух опорах.
Фиг. 10.
Нервюры в свою очередь передают нагрузку на лонжероны, которые изгибаются в плоскости, перпендикулярной к плоскости крыла. Нагрузка от составляющей воздушных сил, действующей в плоскости крыла, воспринимается внутренней фермой крыла, состоящей из лонжеронов, усиленных нервюр и расчалок.
Таким образом усиленные нервюры, в отличие от нормальных, несут еще дополнительную сжимающую осевую нагрузку. Лонжероны как элемент внутренней фермы также нагружаются осевыми силами, заставляющими работать их на продольный изгиб или на растяжение.
В монопланах с подкосами и в бипланах осевая нагрузка лонжеронов возрастает ввиду возникновения составляющей от усилий действующих в наружных подкосах и расчалках. В некоторых типах самолетов лонжероны подвергаются воздействию сосредоточенных нагрузок от веса моторов и различных грузов, расположенных в крыле. Иногда на лонжероны передаются сосредоточенные нагрузки ог шасси.
1б
Остальные элементы набора служат, главным образом, для образования формы крыла и для местного увеличения прочности и жесткости профиля.
В отношении прочности и аэродинамики наиболее важны элементы, образующие переднюю кромку крыла, т. е. дополнительные нервюры и обшивка передней кромки. Плавность очертаний передней кромки крыла сильно влияет на его аэродинамические данные. Повышенная же прочность передней кромки необходима, так как носовая часть нервюры наиболее нагружена аэродинамическими силами.
При гофрированной или гладкой работающей обшивке необходимость во внутренних расчалках отпадает, так как их работу выполняет обшивка.
Гофр с волнами, параллельными хорде крыла, после соответствующего из-, гиба хорошо сохраняет форму профиля крыла, так-что нет необходимости и в установке нормальных нервюр. Для поддержки гофра между лонжеронами в носовой и хвостовой частях крыла все же ставят стрингеры (фиг. 10, II), которые опираются на широко расставленные усиленные нервюры 5.
Таким образом размещение и работа стрингеров при полотняной и гофрированной, а также при иной жесткой обшивке, весьма различны.
В первом случае стрингеры не должны соприкасаться с обшивкой, чтобы не получалось ребер, направленных поперек потока при провисании полотна между нервюрами. При подобном расположении стрингеры могут работать лишь на продольный изгиб или на растяжение.
При жесткой обшивке стрингеры крепятся непосредственно к ней и, следовательно, работают, кроме того, на изгиб от воздушных нагрузок. Усиленная нервюра при жесткой обшивке в основном работает так же, как и в крыле с полотняной обшивкой.
При изгибе крыла в вертикальной плоскости и при разных прогибах лонжеронов, а также при кручении, нервюры участвуют в перераспределении нагрузок между лонжеронами.
Задняя кромка крыла при жесткой обшивке чаще всего образуется путем склепывания верхних и нижних листов без добавления специальных элементов, необходимых при полотняной обшивке.
Фанерную и в особенности листовую металлическую обшивку необходимо подкреплять для увеличения ее устойчивости. В этих случаях ставится большое количество нервюр (8) и стрингеров (10) (фиг. 10, III), непосредственно скрепленных с обшивкой, и таким образом обшивка делится на прямоугольные и трапецевидные участки, прикрепленные по краям к стрингерам, лонжеронам и нервюрам. Нервюры в этохм случае обычно делают легкими, за исключением корневой нервюры 5.
В отличие от гофрированной, гладкая обшивка значительно разгружает лонжероны, работая не только на касательные напряжения, но и на нормальные, из которых наибольшее значение имеют напряжения, возникающие при изгибе крыла в вертикальной плоскости.
Более подробно особенности различного типа крыльев будут разобраны ниже.
§ 2. ДВУХЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
Крылья с полотняной обшивкой
Двухлонжеронное крыло с полотняной обшивкой является до настоящего времени наиболее употребительным не только для бипланов, где оно применяется в большинстве случаев, но и для монопланов малого веса.
При бипланной схеме (фиг. 11) двухлонжеронные крылья позволяют осуществить очень легкую и чрезвычайно жесткую конструкцию, хорошо работающую не только на изгиб, но и на кручение.
Нагрузки, нормальные к плоскости крыльев, воспринимаются двумя наружными поперечными фермами, состоящими из лонжеронов 1—11, 2—12, Г—9' и 2'—10‘, несущих 1—7' и 2—'8' и обратных 2'—10 и 1'—9 внеш них лент и стоек 7'—9 и 8'—10. В каждом крыле нормальные нагрузки непосредственно воспринимаются обшивкой, передающей их через нервюры на лон-
Конструкцин самолетов—228—2 17
жероны, являющиеся силовыми элементами, работающими на изгиб как балка, на двух опорах (в данном случае) и, кроме того, на осевые нагрузки как элемент пространственной фермы.
Лобовые нагрузки от составляющей воздушных сил в плоскости крыльев воспринимаются внутренними поперечными фермами, состоящими из лонжеронов, распорок или усиленных нервюр (7—2, Г—2', 3—4, 3'—4’ и т, д.) и внутренних расчалок (2—3, 2'—3', 1—4, Г—4' и т. д.).
Нагрузки от одного крыла к другому передаются наружной продольной фермой, состоящей из стоек 7'—9 и 8'—10, и находящихся в плоскости стоек внешних расчалок (S'—9 и 7'—10), которые часто заменяются одной жесткой диагональной распоркой, и из внутренних распорок 7'—8' и 9—10 или^ усиленных нервюр.
д’
Фиг. 11.
Кручение всей коробки в целом воспринимается наружными поперечными и продольными фермами, а также внутренними верхними и нижними фермами. Ввиду значительной строительной высоты (расстояние между крыльями) вопрос о жесткости при кручении бипланной коробки решается довольно просто. Каждое из крыльев, даже при полотняной обшивке, достаточно жестко на кручение при наличии одной пары внутренних расчалок, расположенных посредине высоты лонжеронов (фиг. 12, I и III).
Для увеличения жесткости крыльев на кручение при полотняной обшивке, между усиленными нервюрами ставят две пары внутренних расчалок: одну в плоскости верхних и другую в плоскости нижних полок лонжеронов (фиг. 12, II и IV). Ввиду того что в одной из плоскостей расчалки при деформации крыла от изгиба могут ослабнуть и, таким образом, уже не будут работать при кручении и нагрузках, действующих в плоскости крыла, вместо расчалок иногда ставят сверху и снизу раскосы из труб (фиг. 12, IV и V) или же косые нервюры । (фиг. 12, VI).
В некоторых случаях при полотняной обшивке крыльев биплана внутренних расчалок не ставят совершенно (Хейнкель), а их функции выполняет фанерная обшивка на участке между лонжеронами снизу крыла.
Крылья с жесткой обшивкой
Дальнейшее увеличение жесткости двухлонжеронного крыла на кручение требует применения жесткой обшивки, в особенности при свободнонесущих монопланных схемах. При этих схемах добиться высокой жесткости крыла на кручение значительно труднее, чем в случае расчалочных бипланов, вследствие
18
Фиг. 13.
малой строительной высоты крыла моноплана по сравнению с высотой бипланной коробки.
В крыле Фоккер с фанерной обшивкой по всему контуру профиля (фиг. 13) увеличение устойчивости фанеры достигается путем установки целого ряда стрингеров, идущих параллельно размаху и образующих вместе с нервюрами каркас, к которому на гвоздях и клею крепится обшивка.
В свободнонесущих монопланах с крыльями, имеющими гладкую металлическую обшивку, часто применяется кессонная конструкция крыла. Рабочей частью кессонного крыла является средний участок его между лонжеронами, перекрываемый сверху и снизу сильной обшивкой, образующей вместе с лонжеронами замкнутый контур — кессон.
Фиг. 14.
Носовая часть крыла иногда делается отъемной, главным образом, для об-' лучения производства. У больших самолетов отъемными делают обычно и носовую и хвостовую части. Хвостовая часть часто обтягивается полотном, так как металлическая обшивка ввиду малой высоты крыла 'в этом месте и при наличии вырезов для щитков и закрылков использовалась бы нерационально. Кроме того, покрытие полотном хвостовой части перемещает ц. т. крыла к передней кромке и служит одной из мер борьбы с вибрацией крыла. Характерными особенностями кессонных крыльев по сравнению р двухлонжеронными крыльями, обтянутыми полотном, являются сближение лонжеронов и установка их ближе к максимальной ординате профиля.
Тонкую металлическую наружную обшивку кессона подкрепляют большим количеством стрингеров. Вследствие этого обшивка работает не только при кручении и изгибе крыла в плоскости хорды, но также воспринимает нормальные напряжения при изгибе его в вертикальной плоскости.
Лонжероны вследствие разгрузки их стрингерами и обшивкой значительно облегчаются.
В одном из первых типов кессонного крыла (Рорбах) гладкая наружная обшивка подкреплялась незначительным количеством стрингеров (фиг. 14, /). Между лонжеронами а внутри крыла было установлено 2—3 легких стрингера 20
уголкового сечения (не показанных на схеме). Участки обшивки между нервюрами b поддерживались наверху обедами с, изогнутыми по форме профиля и установленными внутри крыла. Снизу с наружной стороны обшивка поддерживалась—J-L образными профилями d, наклепанными в направлении хорды.
Ввиду слабых подкреплений по размаху, обшивка работала лишь при кручении крыла и при изгибе в плоскости хорды.
Между тем в нормальном полете и при больших коэфициентах перегрузки верхняя часть обшивки и стрингеры работают при изгибе крыла в вертикальной плоскости на продольный изгиб. Вследствие этого при данном расстоянии между нервюрами приходится для повышения критической нагрузки сжатой зоны увеличивать количество стрингеров или площади их сечений и толщину верхней обшивки (фиг. 14, II, самолет S-43). С той же целью применяют внутреннюю обшивку из гофра с волнами, направленными по размаху (фиг. 14, III). Толщины обшивки и гофра в сжатой верхней зоне больше, чем в нижней растянутой.
Иногда на сжатой верхней зоне применяют гофр, а на нижней— стрингеры (фиг. 14, IV, самолет Локхид).
Особенности двухлонжеронных крыльев
К достоинствам __двухлонжеронного крыла с полотняным покрытием отно-сятсяГ^простота конструкции, возможность определения нагрузок на каждый лонжерон путем расчета и, следовательно, в большинстве случаев достаточно точный подбор сечений, обеспечивающих прочность и легкость конструкции. Основные недостатки этих крыльев: невозможность использовать максимальную высоту профилЯ~п_ггепотттГОТ~использование материала лонжеронов. Из условия приближения к'равенству моментов при изгибе’и кручении, т. е. в случаях А, В и С, лонжероны приходится размещать на некотором расстоянии друг от другав носовой(12—20%&к) и хвостовой (50—70°/(Д;) частях профиля, не используя таким образом наибольшей возможной строительной высоты крыла.
В полете оба лонжерона никогда одновременно не работают на предельных напряжениях, и, следовательно, часть материала используется нерационально.
В больших крыльях с полотняной обшивкой из-за большого расстояния между лонжеронами нормальные и усиленные нервюры, а также и стыковые узлы лонжеронов получаются тяжелыми.
Благодаря наличию жесткой обшивки кессон работает как одно целое, распределение напряжений между лонжеронами получается более равномерным, а использование материала более рациональным.
Вследствие уменьшения количества нервюр и расстояния между лонжеронами процент веса, падающий на нервюры, меньше, чем у двухлонжеронного крыла при полотняном покрытии. Внутренняя часть кессонного крыла свободна вследствие выбрасывания расчалок, функции которых выполняет обшивка, и может быть использована для размещения грузов.
Все эти соображения в связи с лучшей аэродинамикой крыла вследствие возможности хорошей отделки поверхности являются причиной большого распространения кессонных крыльев.
§ 3. МНОГОЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
Особенности конструкции многолонжеронных крыльев
Многолонжеронные крылья применяются исключительно для свободнонесу-щих монопланов. Идея постройки многолонжеронного крыла возникла при проектировании больших самолетов, имевших крыло с большой хордой и высотой. В этом случае применение двухлонжеронного крыла с полотняной обшивкой становилось нерациональным из-за большого веса нервюр.
Конструкция многолонжеронного крыла вытекала из стремления отказаться вовсе от нервюр или во всяком случае свести количество их к минимуму. Материал же устраненных нервюр оказалось более рациональным использовать на
21
дополнительные лонжероны, что позволило делать отдельные лонжероны более легкими, чем в двухлонжеронном крыле
Следующей особенностью многолонжеронных крыльев является отсутствие внутренних расчалок и, как правило, отказ от полотняного покрытия. Нагрузки от лобовых сил в многолонжеронных крыльях в ^принимаются жесткой обшивкой, которая, кроме того, работает на кручение.
Вместо полотняной обшивки сначала применяли наружную гофрированную обшивку. Достоинство гофрированной обшивки в многолонжеронном крыле заключается в том, что для увеличения жесткости ее требуется минимальное количество элементов. При незначительном расстоянии между лонжеронами можно обойтись или вовсе без стрингеров, или для поддержания гофра достаточно 1—3 стрингеров, опирающихся на усиленные нервюры. В направлении хорды гофр выюбается по профилю крыла и не нуждается в подкреплении.
Основными недостатками гофра, заставившими конструкторов отказаться от применения его в качестве обшивки, являются значительное увеличение профильного сопротивления крыла и плохое использование материала. Наружная гофрированная обшивка с волнами, направленными по хорде, не работает на нормальные напряжения при изгибе крыла в вертикальной плоскости. В то же время вес гофра составляет примерно 40% от веса крыла.
При размрщечии лонжеронов в сечении многолонжеронного крыла необходимо руководствоваться характеристиками, относящимися ко всему крылу в целом. К числу таких характеристик относятся: положение ц. ж. (центра жесткости) в процентах от хорды крыла, коэфициент использования высоты база, занимаемая лонжеронами (расстояние между крайними лонжеронами) в процентах хорды.
Центром жесткости сечения крыла называется точка приложения внутренних сил упругости. Если сила приложена в ц. ж., то сечение будет перемещаться поступательно, не поворачиваясь. При кручении крыла все его сечения поворачиваются относительно ц. ж. Положение ц. ж. на хорде приближенно определяется как ц. т. моментов инерции лонжеронов
V II ' г Уз ' ^2 Уз • Х9-р... _• хп)
У1 + У2+Л+- “ syn ’
где х — расстояние от передней кромки.
Для предупреждения вибраций крыла необходимо, чтобы ц. ж. отстоят от носка крыла не далее чем на 40% хорды. Вообще желательно располагать его возможно ближе к передней кромке крыле..
Коэфициентом к использования высоты профиля крыла называется отношение суммы моментов сопротивления всех лонжеронов крыла W к моменту сопротивления фиктивного лонжерона у которого площадь сечения поясов равна сумме площадей поясов всех лонжеронов, а высота равна максимальной высоте профиля.
к = ^~- 100.
*Ф
Чем больше база, занимаемая лонжеронами, т. е. расстояние между крайними лонжеронами, тем меньше коэфициент использования высоты. При большой базе крайние лонжероны получаются низкими, тяжелыми и плохо работают на изгиб, но жесткость крыла на кручение в этом случае повышается.
При размещении лонжеронов на малой базе, вблизи от максимальной высоты профиля, момент сопротивления лонжеронов увеличивается, и крыло лучше работает на изгиб, но одновременно с этим уменьшается жесткость на кручение. Идеальное использование высоты к^ьП® пои работе на изгиб очевидно возможно лишь при одном лонжероне, расположенном на максимальной ординате профиля крыла.
Применение гладкой обшивки вместо гофра для многолонжеронного крыла дает безусловную экономию в весе вследствие более рационального использова-ниЯдМатериала при изгибе крыла в вертикальной плоскости.
22
Следующим шагом в области улучшения многолонжеронного крыла явилось дальнейшее перераспределение материала, а именно: уменьшение сечения лонжеронов и, усиление стрингеров, т. е. более рациональное использование материала при работе крыла на изгиб.
Крылья с гофрированной ^наружной обшивкой
Основными работающими элементами многолонжеронных крыльев с наружной обшивкой из гофра являются сильные лонжероны. Обшивка работает на кручение и выполняет функции внутренних расчалок. В местах разъема крыла изгиб и кручение передаются через стыковые узлы лонжеронов. Обшивка разъемных частей не стыкуется, что указывает на второстепенную роль ее в работе крыла. В конструктивном отношении эти крылья можно разделить на два типа: крылья без нервюр и крылья, имеющие только усиленные нервюры.
К крыльям первого типа относятся конструкции Юнкере (фиг. 15, I—III).
* Каркас консольной части крыла образуется из труб, расположенных по сечению в шахматном порядке. Верхние и нижние трубы соединяются решеткой из z-образных профилей, приклепанных с двух сторон к каждой трубе (фиг. 15, II). Таким образом образуются ферменные лонжероны с треугольной решеткой, причем каждая труба одновременно служит поясом двух лонжеронов. Все крыло покрывается гофром, который в совокупности с решеткой лонжеронов образует как бы целый ряд ферменных нервюр. Плоскости этих нервюр наклонены к плоскости крыла под различными углами в зависимости от наклона элементов решетки лонжеронов.
Таким образом в крыле Юнкере фактически нервюры имеются, но только в скрытом виде, так как полками нервюр служат полосы гофра, расположенного у узлов решетки лонжеронов.
К числу многолонжеронных крыльев без нормальных нервюр, но с ясно выраженными усиленными нервюрами, относятся старые крылья ЦАГИ Показанное на фиг. 16 крыло тшеет 5 лонжеронов ферменного типа с трубчатыми дуралюминовыми поясами и решеткой. Все крыло покрыто гофром, за исключением переднего ребра, обшитого листовым дуралюмином. Усиленные нервюры а ферменной конструкции решеткой из труб и поясами из J L-образных профилей
23
расставлены на расстоянии около 1 м одна от другой. Пояса нервюр идут снаружи поясов лонжеронов. На поясах нервюр стыкуется гофр и крепятся узлы отъема носовой и хвостовой частей крыла. Для поддержания обшивки между
лонжеронами поставлены дополнительные стрингеры Ь, укрепленные на нервюрах. На фиг. 16 видны лишь концы стрингеров на корневой нервюре;
Крылья моноблок
Крылом моноблок называется многолонжеронное крыло с гладкой обшивкой, работающей не только на касательные, но и на нормальные напряжения при изгибе крыла в вертикальной и горизонтальной плоскостях.
Количество лонжеронов в крыле моноблок обычно больше, чем в многолонжеронных крыльях предыдущего типа. Сечения лонжеронов значительно слабее, и роль их сводится, главным образом, к воспринятою перерезывающих сил. к увеличению жесткости обшивки и к связыванию верхней и нижней поверхностей крыла. *
Ввиду того что обшивка и стрингеры являются основными элементами такого крыла, необходимо в местах разъема консолей с центропланом стыковать стрингеры и обшивку по всему контуру.
Стенки лонжеронов как второстепенные элементы конструкции крыла моноблок в местах разъема стыковых узлов не имеют, и усилия от них передаются через стык обшивки.
Изготовление дуралюминовых крыльев моноблок представляет значительные трудности. Основное затруднение заключается в сложности крепления обшивки к каркасу крыла, так как приходится ставить много заклепок, к которым крайне неудобно подходить с инструментом при сборке.
Для уменьшения профильного сопротивления крыла желательно применение заклепок с потайными или полупотайными головками, в особенности на передней кромке. Это требование в случае незначительной толщины обшивки еще более усложняет процесс клепки.
Вследствие затруднений, возникающих при изготовлении, крылья моноблок сначала строили из дерева; при этом значительно облегчался и упрощался процесс сборки.
Деревянные крылья моноблок изготовлялись без разъема по размаху, что позволяло избежать весьма сложной, в особенности для дерева, конструкции разъемного стыка обшивки.
24
На фиг. 17, II показано деревянное крыло моноблок самолета Бернар 20. Крыло расположено посредине высоты фюзеляжа и не имеет разъемных стыков. Передняя часть фюзеляжа составляет одно целое с крылом (фиг. 17, I n II).
Фиг. 17-
С аэродинамической точки зрения такое размещение крыла относительно фюзеляжа является очень удачным, так как дает минимальное лобовое сопро-
тивление и, кроме того, уменьшает возможность вибрации хвостового оперения. Увеличение строительной высоты лонжеронов в центроплане позволило сделать вырезы в их стенках, достаточные для устройства передней части кабины летчика (фиг. 17, //). Вместо сложных и тяжелых разъемных стыков обшивки крыла, неизбежных в крыле моноблок, в данном случае пришлось устроить лишь стык хвостовой части фюзеляжа. Таким образом, несмотря на тяжелую центральную часть, эта конструкция все же легче, чем крыло с разъемными стыками консолей.
Для транспортирования требуется полная разборка самолета с помощью специальных приспособлений (фиг. 17, I).
Из-за отсутствия свободного места в фюзеляже баки размещены в крыльях, где для них сделаны отверстая с в нижней обшивке крыла (фиг. 17, V). Вследствие ослабления крыла вырезами для баков, а
Фиг. 18.
также из-за выреза хвостовой части крыла
для пропуска фюзеляжа, основная часть крыла значительно усилена (фиг. 17, V—VII). Помимо фанерной обшивки по контуру, здесь имеется
сплошное заполнение а между фанерными стенками лонжеронов b (фиг. 17, V//).
К концу крыла число лонжеронов уменьшается (фиг. 17, VIII).
В центральной части крыла снизу сделан вырез d для размещения радиаторов (фиг. 17, VI).
25
Для крепления моторной установки и хвостовой части фюзеляжа на средней части крыла имеются узлы е и / (фиг. 17, V/).
На фиг. 17, III показано сечение крыла около фюзеляжа.
Рассмотрение этого крыла наглядно показывает затруднения, возникающие в случае необходимости устройства вырезов в крыле* моноблок, а также йои среднем расположении крыта по высоте фюзеляжа. При нижнем и верхнем расположении крыла конструкция значительно упрощается
Хонсо/^ Центроплан
Фиг. 19. Дуралюминовые крылья моноб юк.
Крыло самолета Ньюпор Деляж (фиг. 18) имеет ряд стрингеров и легких лонжеронов рамной конструкции, идущих также по всему крылу без разъемного стыка. В данном самолете крыло расположено над фюзеляжем, поэтому конструкция лонжеронов в средней части крыла рациональнее и они легче по весу, чем у самолета Бернар 20. Крыло самолета Ньюпор Деляж имеет рамные нервюры и покрыто фанерой.
На фиг. 19 изображен ряд дуралюминовых крыльев типа моноблок.
Крылья, показанные на фиг. 19, /// и IV, имеют легкие лонжероны и нервюры с тонкими стенками, имеющими отверстия с отбортовками. Эти отверстия сделаны, главным образом, для облегчения клепки. Нервюры составлены из отдельных участков, расположенных между лонжеронами.
В крыльях, показанных на фиг. 19, I и II, между лонжеронами установлены стрингеры открытого профиля, а в крыле, изображенном на фиг. 19, III и IV,
26
стрингеры после соединения с обшивкой образуют закрытый профиль. Таким образом главная масса материала (обшивка, стрингеры и полки лонжеронов) разнесена на максимальные расстояния от нейтральной оси крыла при изгибе его в вертикальной плоскости, и, следовательно, детали работают наилучшим образом. Помимо кручения, а также растяжения при изгибе, обшивка, подкрепленная лонжеронами и стрингерами, работает на сжатие.
Стык обшивки центроплана и консольной части осуществляется при помощи болтов, работающих на ртрыв головки и проходящих через наружные уголь-
ники, приклепанные по всему контуру крыла (фиг. 19, / и II). В угольниках, приклепанных ц обшивке нижней поверхности крыла, работающей в нормальном полете на растяжение, количество болтов больше, чем в верхних угольниках, склепанных с обшивкой, работающей на сжатие.
Крыло Адариди (фиг. 19, V) не имеет нервюр. Для увеличения жесткости обшивки в направлении хорды вместо нервюр приходится ставить профили а снаружи крыла, что влечет увеличение профильного сопротивления.
Крыло самолета Гроу Джой (фиг. 19, VI), построенное по проекту Бэрклея, не имеет лон-
жеронов с вертикальны- Фиг. 20.
ми стенками. Верхние и
нижние стрингеры соединены по всей длине крыла наклонными стенками из тонкого материала. Стенки образованы из двух частей, склепанных посредине выссты крыла.
В данном случае стрингеры подкрепляются по всей длине крыла и во всех направлениях: в горизонтальном направлении обшивкой, а в вертикальном — соседними стенками. Благодаря подобному подкреплению стрингеры очевидно могут работать при высоких напряжениях, приближающиеся к напряжениям в полках нормальных лонжеронов, соединенных вертикальной стенкой. Вес квадратного метра этого крыла с учетом элеронов и щитков составляет всего лишь 9,8 кг/м2.
Передача сосредоточенных сил на подобное крыло возможна лишь при местном усилении. Доступ внутрь моноблочного крыла при его сборке для постановки заклепок очевидно значительно труднее, чем в кессонная крыльях.
Изготовление крыльев моноблок из дерева значительно проще, чем из дуралю-мина, но эти крылья очень невыгодны для тяжелых самолетов вследствие специфических особенностей дерева.
В последнее время были попытки изготовить крылья моноблок из пластмассы (фиг. 20). Внутрь поясов лонжеронов для улучшения работы при растяжении предполагается поставить стальные тонкостенные трубы 7. Стыки осуществляются при помощи шурупов 2 и утопленных в пластмассу металлических пластинок 3.
27
Крылья монокэк
Этпт тип крыла является промежуточным между много- и одно лонжеронными
крыльями.
Монококом называется крыло без лонжеронов. Основным работающим элементом в этом крыле являртся обшивка, усиленная стримерами. В настоящее время единственным представителем конст-
рукции монокок является крыло фирмы Кепь-нер-Бешеро (фиг. 21). От крыла моноблок это крыло отличается тем, что верхняя и нижняя поверхности его не связаны между собой непрерывными вертикальными стенками ни в продольном, ни в поперечном направлении.
Работающая часть крыла — замкнутый контур—размещается в наиболее высокой и выгодной, с точки зрения использования материала, передней части профиля. Низкая хвостовая часть, покрытая полотном, имеет нормальные нервюры (фиг. 21, /).
Обшивка крыла состоит из небольших ли-
стов, приклепанных к П-образным стрингерам и ободам, представляющим «остатки» лонжеронов и нервюр. В поперечном направлении внутри крыла расставлены в шахматном порядке перегородки из листового материала с отбортованными отверстиями (фиг. 21, II).
Подгонку и предварительную сборку скорлупы ведут на деревянной болванке с углублениями, в которые предварительно закладывают стрингеры и обода Затем укладывают и плотно прижимают ремнями или резиновыми лентами листы обшивки, предварительно выколоченные по форме скорлупы. Отверстия размечают и сверлят на болванке одновременно в листах и в поддерживающих профилях. После этого обшивку снимают с болванки и склепывают ее отдельные элементы.
Основные недостатки многолокжеронных крыльев
Использование материала отдельных лонжеронов при различных случаях нагрузки в многолонжеронном крыле с гофрированной обшивкой хуже, чем в двухлонжеронном. Практически возможно, что в одном из расчетных случаев полностью работает лишь часть лонжеронов, а в соседних лонжеронах возникают значительно меньшие напряжения. Определить нагрузки, приходящиеся на отдельные лонжероны в мкоголонжеронном крыле, весьма трудно и, следовательно, невозможно подобрать сечения экономно в отношении веса. Облегчение отдельных элементов крыла на основании статических испытаний весьма затруднительно, так как число стержней очень велико и часть их приходится делать более прочными, чем требуется по расчету, из-за условий размещения оборудования, а также для удобства обслуживания.
26
Использование материала в крыльях моноблок и в особенности в крыльях монокок значительно лучше, чем в двухлонжеронных крыльях, так как здесь лонжероны составляют значительно меньший процент веса крыла или совершенно отсутствуют.
Таким образом здесь усилия передаются на обшивку во всех расчетных случаях.
В крыльях типа Юнкере крайне трудно размещать баки и грузы из-за большого количества стержней, пересекающих крыло во всех направлениях. Крыло ЦАГИ в этом отношении значительно лучше..
Крылья моноблок и монокок при изготовлении их из металла могут иметь непроницаемые отсеки, которые можно непосредственно использовать в качестве баков. Однако подобная конструкция может оказаться крайне неудобной в эксплоатации, так как при обнаружении течи придется разбирать консольные части крыльев или все крыло и часть фюзеляжа, если баки размещены в центроплане.
При конструировании крыльев моноблок и монокок весьма трудно избежать концентрации усилий у вырезов обшивки. Вырезы делают обычно круглыми или овальными и при небольших размерах только окантовывают жестким кольцом или рамой. При больших вырезах приходится для передачи усилий через ослабленную часть отходить от основного принципа конструкции и ставить лонжероны или усиленные стрингеры, косые нервюры и усиливать другую поверхность крыла против выреза.
• Крыло моноблок или монокок необходимо целиком (обшивка, лонжероны, стрингеры) пропускать через фюзеляж без перерывов. При этом полезный объем фюзеляжа уменьшается.
У небольших самолетов из-за этого приходится увеличивать мидель фюзеляжа.
Вследствие этих недостатков обычно центроплан делают двухлонжеронным, причем через фюзеляж пропускают лишь лонжероны, а обшивку и стрингеры консолей крепят к работающей обшивке и шпангоутам фюзеляжа.
Уборка шасси в крыло моноблок или монокок весьма затруднительна для самолетов любых размеров, но все же проще осуществляется у больших самолетов, где вырезы для колес и стержней занимают меньший процент общей поверхности обшивки, чем у легких самолетов.
§ 4. ОДНОЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
Особенности однолонжеронных крыльев
Точка приложения равнодействующей воздушных сил перемещается по хорде при изменении углов атаки или скорости полета. При наличии одного лонжерона, расположенного в наиболее высокой части профиля, чистый изгиб возможен лишь на одном режиме полета, когда центр давления расположен на оси лонжерона. При полете на иных скоростях лонжерон, помимо изгиба, будет закручиваться.
Сечение лонжерона, спроектированного для наилучшей работы на изгиб, будет плохо работать на кручение; сечение же, хорошо работающее на кручение, нерационально при работе на изгиб.
В первом случае материал располагают на возможно больших расстояниях по вертикали от нейтральной оси, а во втором — равномерно по замкнутому контуру.
В однолонжеронных крыльях сечение лонжерона выбирают, исходя из условий наилучшей работы на изгиб в плоскости, перпендикулярной хорде. Кручение и изгиб от лобового сопротивления в плоскости хорды воспринимаются или жесткой обшивкой или же пространственной фермой, расположенной внутри крыла. Обшивка, кроме того, частично работает и при изгибе в плоскости, перпендикулярной хорде, ферма же в этом случае не работает. Значительно реже
29
встречаются схемы крыльев, в которых лонжерон работает одновременно на изгиб в обеих плоскостях и на кручение.
Кроме уменьшения веса крыла вследствие наиболее рационального использования материала при изгибе, большинство однолонжеронных схем позволяет легко выполнить одно из основных требований, необходимых для затухания выбраций, возникающих при больших скоростях, т. е. разместить ц. т. перед ц. ж. сечения крыла с учетом всех его элементов: лонжеронов, обшивки, нервюр, элеронов и т. д. (Более подробно о борьбе с вибрациями см. стр. 166.)
Существующие схемы однолонжеронных крыльев могут быть разделены на три типа:
1) крылья с лонжероном, работающим при изгибе и кручении;
2) крылья с лонжероном, работающим при изгибе в вертикальной плоскости, и с жестким контуром, работающим при кручении и изгибе;
3) крылья с лонжероном, работающим при изгибе в вертикальной (и горизонтальной) плоскости, и с пространственной фермой, работающей при кручении, а также при изгибе в горизонтальной плоскости.
Каждый из указанных типов однолонжеронного крыла может быть в свою очередь разбит на группы в зависимости от конструкции самого лонжерона.
Крылья с лонжероном, работающим при изгибе и кручении
Лонжерон крыла Бреда (фиг. 22), представляющий пространственную ферму в виде усеченной пирамиды, расположен в самой высокой части профиля. ХордД и толщина профиля в корне этого крыла соответственно равны 4,5 и 1,0 м.
Крыло Бреда построено из дуралюмина, имеет довольно часто расположенные нервюры и покрыто по передней кромке гладким дуралюмином, а в остальной части — гофром.
Деревянные крылья с жесткой обшивкой (1,5—3 мм) передней кромки и с лонжероном, составляющим часть контура, работающего на кручение (фиг. 23), очень часто применяются на планерах. Для крыльев с небольшими нагрузками на 1 м2 такая схема весьма рациональна.
В крыле Данкансон (Duncanson) лонжерон представляет трубу, усиленную сверху и снизу гофрированной обшивкой (фиг. 24). Внутрь лонжерона вставлен целый ряд диафрагм, которые в центроплане используются для образования бензинового бака.
Экспериментальное крыло Данкансон было построено для самолета, который ранее имел деревянное двухлонжеронное крыло. Вес деревянного крыла этого самолета был равен 225,0 кг и вес бензиновых баков — 25,0 кг. Вес однолонжеронного крыла с лонжероном, являющимся в то же гремя и баком, получился равным 162,3 кг. Экономия в весе (87,7 кг) могла быть и большей, если бы не
30
пришлось крепить лонжерон к старым узлам, оставшимся на фюзеляже от двух-лонжеронного крыла.
Фиг. 23.
Фигг 24.
Во всех рассмотренных крыльях нервюры работают как консольные балки и потому тяжелее, чем в других типах однолонжеронных, двухлонжеронных и многоло чжеронных крыльев.
Крылья с лонжероном, работающим при изгибе в вертикальной плоскости, и жестким контуром, работающим при кручении и изгибе
Наиболее удачным из крыльев рассматриваемого типа является крыло Девуатич (фиг. 25). Для удобства сборки это крыло по размаху разделено на 7 разъемных участков (фиг. 25, VIII). Узел разъема лонжеронов показан на фиг. 25, I и V. Разъемный стык обшивки состоит из петель, соединяющихся посредством стального шомпола (фиг. 25, I и IV). На фиг. 25, IV и II показан разъемный стык носового стрингера крыла (й).
По направлению хорды крыло разнимается на три части: носок (фиг. 25, II), лонжерон и хвостовую часъ (фиг. 25, III).
Стык обшивки этих частей осуществляется также посредством петель а и шомпола Ь, причем обшивка носовой и хвостовой частей крыла крепится к узкой полоске с, укрепленной шурупами вдоль лонжерона к верхнему и нижнему поясам (фиг. 25, VII).
Пояса лонжерона выполнены из прессованного дуралюмина и имеют в корне крыла толщину около 30 мм.
Соединительная полоса обшивки крепится к ребрам поясов d стальными само-завиччивающимися шурупами е с пологой нарезкой (фиг. 25, V).
Ввиду того что нервюры юуыла работают как консольные балки, их пришлось сделать весьма мзссивньгаи. 1 аскосы выполнены из труб, а пояса, кроме того,
• , 31
имеют вертикальную плоскую стенку, через которую проходят стрингеры, Cjiy-жащие для крепления обшивки (фиг 25, IV и VI). Стенки поясов нервюр крепятся к стрингерам /, приклепанным к обшивке у соединительных продольных петель (фиг. 25, VII).
Крыло обшито плакированным дуралюмином, причем толщина обшивки колеблется от 0,5 до 1,0 мм.
Фиг. 2э.
Несмотря на то что шасси не убирается, качество самолета очень высоко. Весовая отдача т( = 0,436, что указывает на легкость конструкции. Вес планера • равен 3170 кг и составляет всего лишь 34% полетного веса.
Кпыл >я с лонжероном, работающим при изгибе в вертикальной (и горизонтальней) плоскости, и пространственней фермой, работающей при кручении и изгибе в горизонтальной плоскости
Крыло с расчалочной фермой (фиг. 26) было впервые спроектировано и построено инж. Стигером. Пространственная ферма, воспринимающая кручение и изгиб в плоскости хорды крыла, составлена, главным образом, из элемен-
32
тов, работающих на растяжение. Количество сжатых и, следовательно, тяжелых стержней является минимальным.
В качестве распорок, работающих на сжатие, используются усиленные нервюры (фиг. 26, /) или же трубы (фиг. 26, II).
Принцип работы этого крыла, т. е. разделение кручения и изгиба между фермой и лонжероном, ясен из фиг. 26, III, на которой силовые элементы изображены в виде пирамидальных плиток, соединенных основаниями. Отдельные плитки связаны между собою шарнирами и, кроме того, расчалками, закрепленными на вершинах пирамид.
Крыло Стигера представляет статически определимую конструкцию, что облегчает и уточняет подсчет напряжений от изгиба и от кручения. Ввиду того что большинство элементов фермы работает на растяжение, эта схема в весовом отношении имеет безусловное преимущество перед двух- и миоголонжеронными крыльями и является более легкой по соавнению с другими однолонжеронными типами.
По данным Стигера вес такого крыла равен 10% полетного веса самолета,тогда как вес обычных крыльев составляет до 15— 18%. *
Недостатки крыла Стигера:
1) большое количество элементов и, следовательно, увеличение опасности прострела при использовании этой схемы на военных самолетах;
2) разрушение крыла при выходе из строя одного из элементов фермы;
3) нарушение регулировки крыла при ослаблении какого-либо из элементов фермы;
4) нарушение регулировки крыла при ослаблении расчалок в одной плоскости вследствие сокращения длины пояса лонжерона при изгибе.
Для того чтобы избежать больших углов закручивания, расчалки и их крепления необходимо делать сильнее, чем это требуется по соображениям прочности. Если сечения расчалок подобраны без учета деформаций и узлы недостаточно жестки, го углы закручивания крыла могут достигнуть недопустимой величины.
Крыло первого самолета, построенного по принципу ииж. Стигера, состояло из центроплана и двух консолей. Центроплан составлял одно целое с фюзеляжем также однолонжеронной конструкции. Ферма центроплана была выполнена из дуралюминовых труб.
Для увеличения жесткости на кручение конструкция консольной части крыла '(риг. 27) была осуществлена также со значительными отступлениями от принципа расчалочной фермы.
Расчалки поставлены лишь в средней части консоли (фиг. 27, /). Вместо передней и задней расчалок поставлены жесткие профили (фиг. 27, III). В керне консоли расчалки заменены дуралюминовыми трубами (фиг. 27, /), поставленными перед лонжероном (фиг. 28). Для увеличения жесткости на кручение конца
Конструкция самолетов—22g—3
33
Фиг. 28.
34
консоли использован ложный лонжерон, служащий для крепления элерона. Этот лонжерон доходит до усиленной нервюры и образует вместе с ней и лонжероном крыла треугольник, связанный основанием с фермой жесткости (фиш 27, ///).
Консольная часть крыла крепится к центроплану в трех точках: две на лонжероне и одна в вершине пирамиды, образованной жесткими элементами Пространственной фермы (фиг. 27, /).
В указанных крыльях ферма расположена симметрично по отношению к лонжерону. Подобная конструкция занимает все крыло и неудобна при размещении в нем грузов.
Фиг. 29;
Количество элементов пространственной фермы можно сократить вдвое путем устройства несимметричной фермы перед лонжероном или за ним (фиг. 29). Переднее положение фермы позволяет добиться расположения центра тяжести впереди центра жесткости; следовательно, в антивибрационном отношении эта схема лучше.
Общие замечания
Конструкция однолонжеронного крыла (так называемого крыла моноспар) предусматривает разделение работы кручения и изгиба. С точки зрения использования материала лонжерона при поперечном изгибе крыло моноспар имеет безусловное преимущество перед двух- и многолонжеронными крыльями с лонжеронами, имеющими большие моменты инерции при полотняной и гофрированной наружной обшивке.
Элементы, работающие на кручение, т. е. жесткий контур и пространственная ферма, кроме того, работают при нагрузках, действующих в плоскости хорд. При поперечной нагрузке пространственная ферма не работает совершенно, жесткий же контур работает не только на растяжение, но и на сжатие.
Таким образом к идеальному использованию материала, т. е. к нагрузке его при всех расчетных случаях, наиболее приближается крыло моноспар с жестким работающим контуром, в который входит лонжерон.
При малых нагрузках на 1 м2 наилучшим типом будет, невидимому, однолонжеронное крыло с работающим контуром, занимающим лишь незначительную часть профиля, с нормальными нервюрами и с полотняным покрытием (фиг. 23 и 24).
В крыле Данкансон путем уменьшения работающего контура можно увеличить его толщину и устойчивость без опасности перетяжеления. Эта конструкция позволяет использовать внутреннюю часть крыла для размещения баков и произвести если не полную, то частичную уборку шасси.
35
Крылья моноспар с полотняным покрытием и внутренней расчалочной или раскосной фермой можно отнести к наименее рациональным типам этой конструкции, так как в них принцип разделения работы кручения и изгиба проведен наиболее полно. В случае несимметричных ферм материал используется несколько лучше; кроме того, освобождается часть объема крыла для размещения грузов.
При ферме, расположенной перед лонжероном, так же как и в случае жесткого носка крыла, возможны размещение ц. т. впереди ц. ж. и полная или частичная уборка шасси. Однако этот тип крыла, связанный с применением полотняной обшивки, очевидно, следует признать нерациональным для больших скоростей.
Глава III
КОНСТРУКЦИЯ ЛОНЖЕРОНОВ
§ 1. ВЕС И ТИПЫ ЛОНЖЕРОНОВ
В зависимости от схемы и назначения самолета, а также от типа конструкции и материала крыла, вес лонжеронов колеблется в очень больших пределах, составляя от 20 до 50% веса всего крыла. Приняв, что вес крыла составляет около 15% от полетного веса самолета, а вес лонжеронов равен 40% веса крыльев, получим, что вес одних только лонжеронов составляет 6,0% полетного веса самолета, т. е. примерно равен весу шасси и в 3 раза больше веса всего хвостового оперения.
По конструкции все лонжероны можно разделить на балочные и ферменные. Форма и толщина сечений отдельных элементов обоих типов лонжеронов резко меняются в зависимости от материала. Деревянные лонжероны по форме сечений существенно отличаются от металлических. Последние также можно разделить по форме сечений на две довольно резко отличающиеся группы: лонжероны из легких сплавов и лонжероны из стали.
§ 2. ТИПЫ ДЕРЕВЯННЫХ ЛОНЖЕРОНОВ
Деревянные балочные лонжероны применяются значительно чаще, чем ферменные, которые теперь почти исключительно изготовляются из металла.
При изготовлении всего лонжерона или его полок из целых брусков всевозможные скрытые недостатки иногда можно обнаружить только при окончательной обработке. Обнаруженный дефект (сучок, трещина и т. д.) служит часто поводом к браковке почти готового лонжерона. Набор лонжерона из тонких брусков или досок позволяет лучше использовать дерево. Кроме того, в этом случае представляется возможность при браковке одного бруска использовать большую часть заготовок путем выбрасывания участков с пороками и склейки заготовок по длине.
Деревянные лонжероны или их полки составляют из отдельных, склеенных по высоте или ширине лонжерона, заготовок толщиной 15—20 мм- Заготовки склеивают по длине лонжерона с таким расчетом, чтобы в каждом сечении лонжерона было не более одного стыка.
Помимо указанных преимуществ, склейка лонжеронов или их полок из нескольких частей значительно уменьшает коробление.
Балочные лонжероны
Балочные деревянные лонжероны или лонжероны со сплошными стенками чаще всего применяют для тонких крыльев в бипланных коробках и в монопланах с подкосами- Однако ввиду больших толщин элементов сечения и значительной устойчивости при сжатии этот тип лонжеронов применяют также и в свободнонесущих крыльях.
По типу сечений балочные лонжероны делятся на двутавровые и коробчатые.
36
Двутавровые лонжероны. Такие лонжероны получаются из лонжеронов прямоугольного сечения путем фрезерования стенки в тех местах по длине лонже
рона, где прямоугольное сечение излишне прочно.
Относительно формы сечения и типа склейки можно сделать следующие общие замечания (фиг. 30):
1) радиус выемки облегчения 7? должен быть возможно большим для того, чтобы напряжения в местах перехода от полок к стенке, а также между стенками различной
Фиг. зс.
толщины изменялись постепенно;
2) площадь склейки отдельных слоев должна быть возможно большей; в этом
отношении сечения D и £ лучше, чем F, С и F;
3) в случае горизонтальных слоев (сечение F) полки нужно делить не менее чем на две части с тем, чтобы продольные с'.ыки отдельных слоев были
перекрыты целым материалом;
4) лонжероны необходимо делать исключительно на клею; применение нагелей и болтов не увеличивает, а уменьшает прочность.
Фиг. 31.
Стенку фрезерую” или между каждыми двумя нервкоами (фиг. 31, 1-й ва-
нервюрамч (фиг. 31, 2-й вариант). В местах а крепления внешних расчалок и стоек, а также стыковых узлов, лонжероны не фрезеруют Переход от сплошного сечения к фрезерованному должен быть плавным.
Двутавровые лонже-poi [ы с фанерной стенкой
и сосновыми полками (фиг. 30, К) применяю* очень редко вследствие недостаточно хороших переходов от полок к стенке, а таких неудобства крепления
нервюр и узлов.
Коробчатые лонжероны с фанерной стенкой (фиг. 32, D и Е). Эти лонжероны появились во время мировой войны, когда авиационные заводы ввиду резкого увеличения выпуска деревянных самолетов испытывали сильные затруднения из-за недостатка материала.
Полки таких лонжеронов склеивают из горизонтальных или вертикальных слоев. При этом возможен очень тщательный подбор материала, обеспечивающий однородность и прочность конструкции.
В отношении сечений, показанных на фиг. 32, можно сделать следующие замечания:
1. В сечении А уголки а введены для увеличения площади склейки полни со стенкой.
2. Сечение В хуже, чем А, вследствие уменьшения площади склейки.
3. Сечение С сложнее, но не лучше, чем А.
Сечения А, В и С хорошо работают не только при поперечном изгибе, но также при кручении и продольном изгибе. Сечения подобного типа в старых самолетах применяли также для лонжеронов деревянных элеронов и рулей.»
37
4. Сечения D. Е и F на продольный изгиб и кручение работают хуже, чем А, В и С. Однако сечения D, Е иЕ получили в настоящее время наибольшее распространение.
Потеря устойчивости и выпучивание в плоскости крыла, т. е. в плоскости наименьшего момента инерции лонжероноь, предотвращаются наличием внутренней фермы крыла. На участках между усиленными нервюрами жесткость лонжеронов в плоскости крыла увеличивается постановкой фанерной или дуралюми-новой обшивки передней кромки. Полки, работающие при изгибе на сжатие, как в двутавровых, так и в коробчатых лонжеронах делают толще, чем растянутые. Обычно отношение толщины сжатой полки t к толщине растянутой полки v для консольной части (ичи в свободнонесущем крыле) р = -= 2, а для пре-летной части В = — ~ 1,5.
1 и
Фиг. 33.
Коробчатые лонжероны в настоящее время выполняются почти исключительно по фиг. 32, Е. Для более равномерного нагружения волокон острый верхний yroj обычно срезается по линии а- -Ь.
При изготовлении лонжеронов высотою 150—200 мм чаще всего применяют вертикальную склейку7 полок (фиг. 32, b, Е, F). Максимальная ширина этих лонжеронов около 50—80 мм', толщина полок доходит до 30—40 мм. При вертикальной склейке максимальный размер брусков, из которых составляются полки, равен, следовательно, 30—40 мм. Для горизонтальной склейки бруски должны иметь ширину, равную ширине лонжерона, т. е. 50—80 тити. Очевидно, при вертикальной склейке материал на полки можно набрать скорее и легче выбраковать дефектные бруски.
При увеличении высоты лонжерона сечения полок приближаются к квадрату и, следовательно, оба вида склейки в отношении экономии и подбора материала равноценны.
Для увеличения устойчивости наружные волокна фанерных стенок ставят под уч лом 45° к направлению продольной оси лонжерона, т е. под углом SO" 38
к направлению волн, образующихся после потери стенкой устойчивости от сдвига. Толщина фанеры меняется по длине лонжерона в зависимости от величины перерезывающих сил.
Сборку лонжеронов обычно производят на клею и гвоздях или на одном клею.
• Высота сечений лонжерона по размаху крыла определяется высотой профиля. Таким образом изменять моменты инерции и площади сечений в зависимости от величины действующих усилий можно лишь путем изменения толщины и ширины полок. Толщина полок не должна быть меньше 10—15 мм, так как при меньшей толщине невозможно получить достаточно прочной склейки полок с фанерными стенками и избежать раскалывания полок гвоздями.
Иногда, помимо уменьшения толщины и ширины, облегчают полки внутренним фрезерованием, что позволяет делать полку более тонкой и обеспечивает в то же время достаточную площадь склейки ее со стенками (фиг. 32, F).
В местах крепления нормальных нервюр между полками вставляют вертикальные диафрагмы из липовых планок, обклеенных с обеих сторон фанерой, или же из фанеры с угольниками либо рейками, приклеенными по краям (фиг. 33).
Диафрагмы эти служат для крепления нервюр и, кроме того, необходимы для увеличения устойчивости фанерных стенок. У высоких лонжеронов с этой целью, помимо вертикальных, ставят еще и наклонные диафрагмы (фиг. 33).
Для крепления ушков внутренних расчалок к полкам лонжеронов с внутренней стороны наклеиваются усиливающие бобышки, через которые проходят болты крепления ушков. Сосредоточенные силы от внешних расчалок, подкосов, стоек, а также от стыковых узлов, передаются через бобышки 8, склеенные из сосны с прослойкой фанерных листов. Фанерная прослойка предохраняет бобышки от раскалывания и увеличивает сопротивление смятию поперек волокон (фиг. 75, 1 и 84, III).
Переход от бобышек к полкам лонжеронов должен быть по возможности плавным. При испытаниях лонжеронов с короткими бобышками и крутыми боковыми срезами, сделанными для облегчения бобышек, лонжероны ломались при меньших нагрузках в месте окончания бобышки. Для упрощения сборки лонжеронов желательно ставить диафрагмы и бобышки прямоугольного сечения.
Если применяется горизонтальная склейка полок (фиг. 33), то наружные бруски необходимо делать толще, для того чтобы при устройстве скоса полок по форме нервюр бруски не получились чрезмерно тонкими.
В табл. 2 приведены веса отдельных элементов лонжеронов в процентах от общего веса коробчатого лонжерона для одноместного истребителя — полутораплана — при относительной толщине профиля 10— 11%.
Таблица 2
Наименование Верхнее крыло Нижнее крыло
деталей передний лонжерон задний лонжерон передний лонжерон задний лонжерон
Верхняя полка . . Нижняя полка .... Фанерная стенка Бобышки стыкового и подстоечного узлов, диафрагмы и концевая бобышка . . Гвозди, шурупы, клей, лакировка . 28,40 27,40 13,40 28 67 2,13 34 20 32,20 11,70 20,59 1,31 31,40 30,30 23,53 12,77 2,00 32,7 31,60 26,06 7,66 1,98
(О/ Итого { (Кс ..... 100% 8,80 100% 6,85 100% 3,8 100% 4,0
• Вес пролетной и консольной части одного лонжерона до стыка с центропланом без стыковых и подстоечных узлов.
*
39
Из этим таблицы видно, что у более низких задние лонжеронов на полки падает больший процент веса лонжерона; следовательно работают низкие лонжероны хуже. С другой стороны, вес бобышек и диафрагм даже при незначительном увеличении высоты лонжерона возрастает очень быстро. Так, например, у самого низкого лонжерона, в данном случае заднего лонжерона нижнего крыла, вес бобышек и диафрагм составляет 7,66% веса всего лонжерона. У переднего же лонжерона на эти детали падает 12,77% веса всего лонжерона. Вес бобышек и диафрагм заднего лонжерона верхнего крыла составляет 20,59% веса лонжерона. У переднего лонжерона верхнего крыла, имеющего большую высоту, чем все предыдущие, эта цифра доходит до 28 67%.
Ферменные лонжероны
Ферменные лонжероны применяют в толстых свободнонесущвх крыльях. В этом случае вертикальные сплошные стенки были бы мало устойчивыми и их пришлось бы подкреплять большим количеством диафрагм. Такие лонжероны невыгодны в весовом отношении, так как большая часть материала использована на слабо работающие вергикальные стенки. Кроме того, при увеличении высоты лонжерона очень быстро растет вес второстепенных деталей лонжерона— бобышек и диафрагм (см табл. 2).
Дчя высоких лонжеронов свободнонесущих крыльев выгоднее ферменная конструкция. Однако для деревянных лонжеронов эта конструкция мало подходит. Дело в том, что при значительных усилиях в элементах решетки крепить эти элеме нты к поясам приходится с помощью металлических оковок с большим количеством болтов. Значительное количество болтов необходимо потому, что усилия растяжения или сжатия, действующие в элементах решетки, передаются на пояса лонжерона, вызывая смятие дерева в направлении, перпендикулярном или наклонном к направлению волокон. Количество болтов, крепящих узел к поясу, должно быть больше чцсла болтов для крепления узла к раскоса или стойке в отношении:
напряжение смятия параллельно волокнам напряжение смятия перпецдикулчрно или наклонно к волокнам
Вследствие ослабления болтами растянутых сечений элементов решетки и пиясов, необходима постановка усиливающих бобышек. Таким образом узлы ферменного деревянного лонжерона при больших усилиях нерациональны и значительно тяжелее, чем в металлических лонжеронах.
Ь клепаных узлах металлических лонжеронов усилия растяжения передаются от решетки на полки, вызывая усилия среза и смятия в заклепках, причем разрушающие напряжения среза составляют уже 80—75% от напряжения разрыва, а напрял,ения смятия в неподвижных соединениях приблизительно на 30% больше разрушающих напряжений при разрыве.
В тех спучяях, когда при соединении решетки ферменных деревянных лонжеронов с поясами можно обойтись без металлических накладок и болтовь™ креплений, т. е. в самолетах малого и среднего веса, ферменные лонжероны все Же применяют. Хотя они получаются и тяжелее металлических, но применение их позволяет удешевить и ускорить пострсйку опытного самолета или же небольшой серии.
Более подробно вопрос об особенностях деревянных и металлических конструкций будет разобран в дальнейшем при описании металлических лонжеронов.
В легких ферменных лонжеронах, встречающихся на планерах (фиг. 34, /), соединение решетки с поясами осуществляется с помощью фанерных книц, приклеенных и прибитых гвоздями с обеих сторон лонжерона. Вследствие незна-чител! ных усилий в элементах решетки эти узлы достаточно прочны и без металлических окорок, требующих болтовых креплений и вызывающих ослабление сечений раскосов и поясов.
Ферменный лонжерон легкого самолета Вестланд (фиг. 34, II) имеет фанерную стенку, в которой вырезаны треугольные отверстия. Раскосы фермы усилены сосновыми брусками.
40
Пояса лонжерона самолета с полетным весом 3590 кг (фиг. 34, 777) выполнены из сосновых брусков путем вертикальной склейки (сечение CD). Стойки и раскосы сделаны из сосновых брусков и фанеры-
В узлах крепления стоек и раскосов к поясам между брусками вставляют бобышки. Таким образом концы элементов решетки, так же как и пояса, имеют сплошное сечение.
Ввиду того что волокна стоек перпендикулярны к направлению волокон поясов, а направления волокон раскосов составляют с ними большие углы, склейка работает плохо, и поэтому для улучшения склейки в углах, образованных поясами, раскосами и стойками, ставят сплошные треугольные бобышки.
Для усиления узлов соединения поясов и решетки лонжерон обклеивают с обеих сторон фанерой, которая, кроме того, прибивается гвоздями к поясам н решетке, а между ними вырезается для облегчения.
Фиг. 34.
В корневой части лонжерона на пояса наклеены бобышки. Они необходимы вследствие ослабления поясов пистонами, крепящими стыковые узлы.
Вес крыла этого самолета составляет 18,2% полетного веса, а вес лонжеронов, консольной части равен 59% веса консоли, что значительно выше, чем у однотипных металлических крыльев (15—40%).
§ 3. ОСОБЕННОСТИ МЕТАЛЛИЧЕСКИХ ЛОНЖЕРОНОВ ПО СРАВНЕНИЮ
С ДЕРЕВЯННЫМИ
Большинство приводимых ниже соображений относится не только к лонжеронам, но и ко всем деталям самолетов, которые могут быть изготовлены из. металла или из дерева.
1. Изготовление металлических лонжеронов для больших самолетов не представляет затруднений в отношении подбора сечений и конструкции соединений отдельных элементов. Деревянные лонжероны для больших самолетов получаются значительно тяжелее и сложнее вследствие нерациональной конструкции узлов-
Прочность клепаных соединений, работающих на разрыв, составляет до 75% прочности целого сечения. При электросварке прочность сварных швов может быть доведена до 100%.
41
2. Для самолетов под мотор мощностью менее 100 л. с. расчетные толщины «сечений металлических лонжеронов получаются чрезмерно малыми. В этих случаях из производственных и эксплоатационных соображений толщину материала приходится увеличивать и таким образом перетяжелять конструкцию. "Такие самолеты целесообразнее строить из дерева.
3. Ввиду большей однородности металла коэфициент безопасности для металлических деталей можно принимать меньшим, чем для деревянных.
4. Металл менее подвержен влиянию атмосферных условий (колебания температуры и влажности).
5. Металлические конструкции менее опасны в пожарном отношении.
6. Металл можно получать в виде полуфабрикатов любых форм и размеров и обрабатывать давлением, прокаткой, протяжкой, прессовкой, ковкой и т. д.
7. Дерево и клей — вещества органические и поэтому могут повреждаться грибками и бактериями. Металл при надлежащем предохранении от коррозии более долговечен. Нержавеющая сталь вообще не требует предохранительных покрытий.
8. До появления высокосортных, главным рбразом нержавеющих, сталей можно было ссылаться на высокую удельную прочность дерева при разрыве. В настоящее время этот довод отпадает, хотя фактически он не был основателен и ранее. Дело в том, что Дерево имеет высокую по сравнению с дуралюмином и сталями (за исключением нержавеющей) удельную прочность только на разрыв. Однако использовать и это обстоятельство при конструировании не представляется возможным. В соединениях растянутых элементов приходится иметь дело с другими видами напряжений (смятие, скалывание), при которых удельная прочность дерева значительно ниже, чем металла.
9. Металлические лонжероны позволяют лучше использовать материал при работе на чистый изгиб.
Нормальные напряжения по толщине полок у металлических балочных лонжеронов распределяются равномернее, чем у деревянных. Толщина полок металлических лонжеронов составляет ничтожный процент высоты всего лонжерона, в то время как у деревянных эта величина доходит до 50—80%.
Вследствие низких допускаемых напряжений дерева на скалывание, стенки деревянных лонжеронов приходится делать толстыми, в то время как металлические лонжероны могут иметь тонкую стенку.
10. При работе на поперечный изгиб, а также на продольный и поперечный изгиб, в тонких металлических лонжеронах нужно предохранять сжатые полки и стенки от потери устойчивости. Это предохранение можно осуществить гофрировкой стенок и полок, уменьшением ширины отбортовок при соединении отдельных элементов сечения лонжерона заклепками или постановкой специальных элементов для увеличения жесткости.
Следует отметить, что, повидимому, все возможности улучшения конструкции деревянных лонжеронов уже использованы, в то время как конструкция металлических лонжеронов продолжает совершенствоваться.
Опыты показали, что лучшие металлические лонжероны работают при комбинированной нагрузке так же хорошо, как лучшие деревянные.
11. При изготовлении небольших серий более дешевым материалом является дерево, так как для столярных работ не требуется сложное и дорогостоящее оборудование.
В больших сериях стоимость металлических конструкций близка к стоимости деревянных вследствие возможности удешевить и ускорить работу путем подбора соответствующего оборудования.
Производство металлических самолетов можно механизировать в значительно большей степени, чем деревянных.
Проводимые в настоящее время работы по облагораживанию древесины (обработка под давлением целлюлозой, бакелизирование фанеры и т. д.) дают основание предполагать, что пути дальнейшего успешного применения облагороженной древесины в авиации в качестве материала для силовых элементов не закрыты.
Конструкция лонжеронов зависит от материала, поэтому мы отдельно рассмотрим металлические лонжероны (дуралюминовые и стальные), как балочные, так и ферменного типа.
42
§ 4. ДУРАЛЮМИНОВЫЕ ЛОНЖЕРОНЫ
Дуралюминовые балочные лонжероны
Лонжероны со сплошной стенкой применяются в большинстве бипланных и подкосных схем. Главное внимание при проектировании таких лонжеронов уделяется выбору сечения пролетной части, работающей на поперечный и продольный изгиб. Лучшими при продольном изгибе являются закрытые профили, образующие замкнутый контур. Хуже работают открытые профили. Лонжероны лучше работают на осевое сжатие при наличии гофрированных стенок и полок с гребнями, идущими по длине лонжерона.
Изготовление лонжеронов из закрытых профилей сложнее, чем из открытых; конструкция стыковых и подстоечных узлов и крепления внутренних расчалок и нервюр также получаются более сложными.
Применение гофра увеличивает затруднения, связанные с применением закрытых сечений, и значительно понижает преимущества открытых профилей в отношении простоты производства и конструкции узлов.
Лонжероны со сплошной стенкой широко применяются и в свободнонесущих крыльях. Сжатые полки в этом случае оказываются более нагруженными, чем работающие на поперечный и продольный изгиб полки пролетной части лонжеронов в бипланах и подкосных монопланах. Для увеличения устойчивости полки выполняют из закрытых тонкостенных или же из открытых толстостенных профилей.
Двутавровый лонжерон с плоской стенкой и полками из уголков с отбортованными для жесткости краями. Сечение такого типа (фиг. 35, /) усиливают, приклепывая горизонтальные листы к горизонтальным сторонам угольников, а также увеличивая ширины полок и толщины стенок угольников.
Увеличение площади и моментов инерции сечения по направлению к опоре в консольной части лонжерона достигается, помимо сказанного, увеличением высоты вертикальной стенки.
Для повышения устойчивости стенки, с одной или обеих сторон лонжерона приклепываются вертикальные угольники а, используемые, кроме того, для крепления нервюр.
Изготовление такого лонжерона очень несложно, узлы и крепления получаются простыми, и поэтому данные лонжероны раньше охотно применяли для крыльев бипланов и подкосных монопланов. Лонжероны эти, взятые изолированными, плохо работают на кручение и легко выпучиваются в плоскости, перпендикулярной стенке, под влиянием осевой и поперечной нагрузки. После сборки крыла, т. е. после установки нормальных и усиленных нервюр, внутренних расчалок и жесткой обшивки всего крыла или носка, указанные недостатки в значительной мере уменьшаются.
Стенку лонжеронов раньше делали толстой, а для облегчения ее и увеличения жесткости вырезали в ней отбортованные отверстия.
При позднейших исследованиях выяснено, что сопровождающаяся появлением волн потеря стенкой устойчивости не представляет опасности. Стенка, потеряв устойчивость, начинает работать на растяжение аналогично расчалкам фермы. Учитывая это обстоятельство, стенку лонжерона подобной конструкции делают очень тонкой (8 0,3) без отверстий облегчения и ставят вертикальные уголки
жесткости. При осевой сжимающей нагрузке стенка не работает, и все усилие передается на полки.
Крепить к полкам тонкую стенку очень трудно. На фиг. 35, III, С показан один из методов крепления стенки, заключающийся в том, что она огибается около полосы и зажимается затем между угольниками полок.
На фиг. 35, II показаны сечения и схема в плане лонжерона подкосного моноплана Потез 39. Стенка этого лонжерона изготовлена из дуралюмина, а полки из специальной стали с ав ПО кг)мм2. Изменение площади и моментов инерции сечения лонжерона по размаху достигается постепенным уменьшением ширины полки и количества составляющих ее профилей. Высота лонжерона в пролете и на консоли остается постоянной. 1
43
На фиг. 35, III изображен целый ряд сечений опытных отсеков лонжеронов длиной 2,5 м (А, В, С, D, Е) и целых лонжеронов (F, G, Н), испытанных в США при перепроектировании деревянных лонжеронов бипланной коробки с полотняной обшивкой на дуралюминовые для самолета с полетным весом 2050 кг. На
всех схемах для упрощения нс показаны имеющиеся на лонжеронах вертикальные уголки жесткости.
Все образцы были испытаны при поперечной и осевой нагрузках соответственна фактической работе пролетной части лонжерона.
Из табл. 3 видно, что все лонжероны со сплошными прессованными полками (С, D, Е, F, G, И) значительно лучше лонжеронов с полками из листового материала, профилированного прокаткой (А. В).
44
Результаты испытания отсеков С, D. Е весьма близки друг к другу. Сечение £> с гофрированной стенкой имеет несколько повышенное суммарное напряжение при разрушении, что объясняется лучшей работой этого сечения на сжатие при продольном изгибе.
Таблица 3
Тип сечений А в С D Е А G Я
Материал (марка) Зпеменнос сопротивление ав 17-ST 17-ST 17-ST 17-ST 17-ST 17-ST 24-ST 24-ST
кг/мм2 ... 3870 38,70 38,70 38,70 38,70 38,70 43,6 43.6
Площадь сечения, см1 — — 4.Р 387 4,92 5.60 5,75 4,72
.Момент инерции J, см1 Высота лонжерона h, мм . . . Напряжение сжатия от изгиба — — 237 0 181,0 254 5 169 0 280,0 82.6
— — 159 159 159 128,5 148 102
при разрушении аиз, кг[мм* . . Напряжение сжатия от осевой нагрузки при разрушении асж, — 6,20 6.00 4,80 16,02 24,00 28,15
кг!мм2 ... - Суммарное напряжение сжатого — — 22,10 23,45 21,00 13,50 13,20 8,32
волокна при разрушении ссум . 22,У 23,2 28 30 29.45 25.80 29,52 37,20 об 47
сиз' асум • ••••••••*• — — 0.219 0.202 0,187 0,541 0.64 0,77
°сум^ав • • 0,591 0,599 0,733 0761 0,619 0,765 0,853 0,837
Характер образна Опытный отсек лонжерона длиной 2 438 м Передний лонжерон Задний лонжеро [
Результаты испытания лонжерона F подтверждают данные испытаний опытного отсека D.
В дальнейшем, вследствие сложной конструкции узлов, от гофрированной стенки пришлось отказаться и перейти на сечение типа G.
Вес дуралюминовых лонжеронов оказался меньше веса ранее стоявших на самолете деоевянных лонжеронов на 10,24 кг, несмотря на то, что при проектировании были приняты повышенные коэфициенты перегрузки.
На фиг. 35, IV показаны сечения лонжерона однолонжеронного крыла самолета Лоррен Анрио (SGA 130). Полки этого лонжерона от консоли к корню сначала усиливаются путем постам вки горизонтальных листов, а затем добавляется целая комбинация угольников, швеллеров, вертикальной и горизонтальных стенок. Таким образом в корне кпыла полки имеют уже закрытое сечение. Площадь сечения сжатей верхней полки лонжерона больше, чем нижчей — растянутой.
На фиг. 35, V показаны лонжероны с толстыми полками крыла самолетов Вибо. Сгюва направо изображены: старее сечение, состоящее из угольников и толстых горизонтальных пластин, две фазы изготовления современных сплошных полок и сечение лонжеронов со сплошными полками.
Благодаря повышению устойчивости при увеличении толщины полок можно значительно повысить напряжения сжатия при работе лонжерона на поперечный и продольный изгиб.
Сплошные полки выгоднее, чем склепанные из нескольких листов. Во втором случае материал ослабляется заклепочными отверстиями, кроме того, возможна потеря устойчивости листов на участках м°жду заклепками.
У современных двутавровых лонжеронов, часто применяемых в кессонных крыльях и крыльях моноблок, полки лонжеронов набираются из прессованных бульб-уголков и тавров (фиг. 55, I и 101, /).
Коробчатые лонжероны с плоскими етелкамч. Эти лонжероны (фиг. 36, /) выполняются из цельнотянутой трубы прямоугольного сечения. Изготовление их весьма просто, они хорошо работают на осевые нагрузки и кручение, но имеют целый ряд крупных недостатков. У такил лонжеронов полки и стенки имеют одинаковую толщину, следовательно, материал используется нерационально при работе на изгиб.
45
Фиг. 36.
Сечение
A-В
Стенки трубы при протяжке часто получаются неодинаковой толщины, что вызывает местные перенапряжения и потерю устойчивости. Изменение площади и момента инерции по длине лонжерона, а также крепление узлов и нервюр возможно лишь с помощью закрытой клепки, что весьма сложно.
На фиг. 36, II показано очень распространенное сечение, склепанное из листового материала и угольников. Площадь полок изменяют путем увеличения или уменьшения количества и толщины горизонтальных полос и угольников. В стенках вырезают отбортованные отверстия для облегчения веса и для упрощения сборки. Наружные вертикальные угольники или внутренние диафрагмы ставят для увеличения жесткости стенок и крепления нервюр.
В лонжероне, показанном на фиг. 36, III, полки крепятся к отбортовкам стенок, вследствие чего уменьшается количество элементов сечения и заклепок. Уменьшение высоты такого лонжерона*» консольной части значительно труднее, чем в предыдущем типе.
Полки лонжерона, показанного на фиг. 36, IV, набраны из толстых сплошных угольников и швеллеров, причем для удобства клепки в нижней растянутой полке швеллер перевернут. Верхняя голка при таком наборе сечения более устойчива и лучше работает на сжатие, чем набранная из отдельных листов (фиг. 36, II).
Лонжерон свободнонесущего крыла самолета Девуатин Д-500 (фиг. 36, V) имеет сплошные дуралюминовые полки с ребрами для крепления стенок и обшивки. Стенки крепятся к полкам заклепками и имеют отбортованные отверстия для жесткости. Внутри лонжерона ставятся диафрагмы. Материал сжатой полки этого лонжерона работает при напряжениях, близких к временному сопротивлению.
Коробчатые лонжероны с гофрированными стенками и полками. Такие лонжероны применяются в тонких бипланных или подкосных крыльях. На фиг. 37,1 и II показаны лонжероны с гофрированными полками и плоскими стенками. В стенках имеются отверстия для облегчения и для удобства постановки диафрагм.
Полки и стенки лонжерона, изображенного на фиг. 37, III, имеют продоль-
ную гофрировку, повышающую устойчивость при работе на продольный изгиб и позволяющую уменьшить их толщину по сравнению с плоскими. Клепку лонжерона можно вести в открытую, но крепление узлов и нервюр сложнее ввиду отсутствия в стенках отверстий, делать которые в таких стенках нерационально.
На фиг. 37, IV показан лонжерон фирмы Хендли-Пейдж. Справа вверху изображено основное сечение лонжерона, состоящее из полукруглых полок и профилированных стенок. Стенки имеют прямолинейные участки, облегчающие крепление нервюр и узлов.
Внизу изображен способ сужения конца консольной части лонжерона. Стенки лонжерона заменяются вертикальным гофром, который при помощи угольников крепится к полкам. Полки образуются из угольников и полок пролетной части, срезанных по ширине. Конструкция консольной части этого лонжерона 46
значительно сложнее, чем в двутавровых и коробчатых лонжеронах с плоскими стенками.
Лонжероны, показанные на фиг. 37, V, изготовляются как из дуралюмина, так и из стали. Стенки этого лонжерона соединяются трубками с развальцованными концами. Для увеличения жесткости и для сохранения ширины полок.
Фиг. 37.
внутри лонжерона стоят две горизонтальные диафрагмы с стбортованными’от-верстиями. Отдельные элементы соединяются взамок, вследствие чего требуется лишь незначительное количество заклепок.
Дуралюминовые ферменные лонжероны
Ферменные лонжероны применяют, главным образом, в свободнонесупих крыльях при значительной толщине профиля, когда плоская стенка была бы неустойчивой и для ее подкрепления пришлось бы ставить много угольников или же заменять ее гофрэм. В обоих случаях вес стенки увеличится, поэтому выгоднее переходить на ферменные лонжероны с элементами, работающими на растяжение и продольный изгиб.
Для самолетов среднего веса со средней высотой профиля крыла часто применяют ферменные лонжероны с полужесткой решеткой, состоящей из гибких раскосов, работающих лишь на растяжение, и жестких стоек, работающих на продольный изгиб.
Этот тип лонжеронов является как бы переходным от лонжеронов со сплошной стенкой к чисто ферменным лонжеронам с жесткой решеткой, применяющимся на тяжелых самолетах.
Лонжероны с полужесткой решеткой. Такие лонжероны (фиг. 38, /) стоят в крыле Стигерг. Это крыло, имеющее один лонжерон, обтягивается полотном. Жесткость поясов в сечениях лонжерона, близких к корню крыла, увеличивается путем применения закрытого профиля. На концевой части крыла сечение лонжерона переходит в двутавровое, состоящее из стенки и четырех угольников, остающихся после обрыва квадрантов и верхнего изогнутого листа пояса (фиг. 27, /!)
47
Лонжероны крыла самолета Мюро 170 с металлической обшивкой, не крепящейся непосредственно к лонжерону, показаны на фиг. 38, //—IV. Устойчивость поясов достигается применением сплошных сечений. Раскосы лонжерона выполнены из листового материала, а стойки образуются из вертикальных плоских участков стенки и угольников, служащих для крепления нервюр. Сечение поясов и высота стенки по направлению к концу крыла уменьшаются.
V В лонжеронах с полужесткой решеткой раскосы могут работать только на растяжение, что очень выгодно с точки зрения использования материала. Обратные раскосы в нормальном полете не работают совершенно, так как не могут вследствие гибкости воспринимать сжимающих усилий.
При большой высоте лонжеронов и, следовательно, при большой длине кре-
стов этот тип конструкции невыгоден, так
: количество материала, идущего на обратные раскосы, работающие лишь при нагрузке на крыло, направленной сверху вниз, составляет уже значительный процент от общего веса лонжерона. В этом случае рациональнее отказаться от обратных раскосов и использовать их материал для усиления раскосов, работающих в нормальном полете на растяжение. Усиливать эти раскосы в данном случае необходимо потому, что при нагрузке, направленной сверху вниз, они начинают работать на продольный изгиб.
Решетка ферменных лонжеронов может быть двух типов: 1) с вертикальными стойками и наклонными раскосами и 2) треугольная.
Первый тип, полученный из полужесткой решетки, путем выбрасывания обратных, а иногда несущих, раскосов, применяется чаще. Наличие стоек облегчает крепление нервюр.
В нормальном полете раскосы в большинстве схем работают на растяжение, т. е. чаще выбрасывают обратные раскосы.
Во втором типе решетки часть раскосов в нормальном полете работает на сжатие. В местах установки нервюр приходится ставить дополнительные стойки. Все же количество стоек при треугольной решетке сокращается наполовину. Сжатый пояс лонжерона делится на меньшие панели, чем нижний, растянутый в нормальном полете. Треугольная решетка встречается чаще в крыльях без нервюр или с редко расставленными усиленными нервюрами при гофрированной обшивке.
Лонжероны с жесткой решеткой, выполненной из целого листа.Такие лонжероны являются переходным типом от ферменных лонжеронов с полужесткой решеткой к лонжеронам с жесткой решеткой. Вместо одной стенки здесь имеется две, усиленные отбортовками, выколотками или наклепкой отдельных профилей. Вырезы в стенках чаще образуют решетку треугольной формы, но встречаются решетки со стойками и подкосами.
Стенки этих лонжеронов по всей длине склепываются непосредственно с поясами. Между собою стенки также склепываются непосредственно; в некоторых случаях между раскосами или стойками вставляются диафрагмы.
В раскосах лонжерона, показанного на фиг. 39, /, сделаны выколотки в разные стороны. После склепывания стенок образуется жесткая решетка треуголь-
48
сП
ной формы с закрытыми сечениями (сечение cd). Стенки склепываются между собой по всему периметру отверстий и цо всей длине с поясами лонжеронов.
Из-за большого количества заклепок, а также ввиду получения значительных отходов материала и трудности изготовления стенок, такой лонжерон нельзя признать рациональным.
Лонжерон, показанный на фиг. 39, //, имеет больше деталей, чем только что рассмотренный. Пояса его представляют собой трубы, составленные из двух половин, сделанных из листового материала. Между стенками вклепаны диафрагмы, образующие вместе со стенками лонжерона двутавровые сечения раскосов. В конструктивном отношении этот лонжерон лучше предыдущего типа, в котором сечение подкосов в сопряжении с поясами (сечение ab) образовано из двух склепанных листов. Вследствие этого, передача усилий от сжатых элементов решетки неудовлетворительна.
У лонжерона, показанного на фиг. 39, II, сечения раскосов в соединениях с поясами значительно жестче и, кроме того, можно усилить отдельные раскосы путем установки толстых диафрагм или даже двух диафрагм вместо одной.
У лонжеронов самолета Деву-атин 332 (фиг. 25, I—V) сечения раскосов состоят из трех частей: плоского участка посредине и профилей, приклепанных с двух сторон. Эти профили доводятся с наружных сторон лонжерона до поясов; вследствие этого узлы крепления решетки к поясам получаются жесткими, т. е. выполняется одно из основных требований, предъявляемых к ферменным лонжеронам.
Лонжероны с решеткой и поясами из цельнотянутых труб. Такие лонжероны широко применяются в свобод-нонесущих крыльях тяжелых самолетов. Решетка этих лонжеронов делается или из жестких профилей (крылья Юнкере) или же из труб (крылья ЦАГИ).
Применение цельнотянутых труб Фиг. 39.
вместо профилей из листового материала позволяет удешевить, упростить и ускорить производство, так как требуется лишь нарезать трубы и изготовить стыки и узлы при значительно меньшем количестве заклепок по сравнению с лонжеронами из профилей. j
Кроме этого, при работе на продольный изгиб трубы являются наиболее рациональным сечением.
К числу основных недостатков трубчатых ферменных лонжеронов нужно отнести необходимость применения закрытой клепки стыковых узлов поясов и креплений к ним решетки, а также невозможность внутреннего осмотра труб для предупреждения коррозии, что является, правда, недостатком всех закрытых профилей.
Лонжероны Юнкере имеют пояса из труб и решетку из Z-образных профилей. В старых типах лонжеронов для самолетов среднего веса полки располагали в шахматном порядке по профилю крыла (фиг. 15, I—III). В последних самолетах трубчатые пояса лонжеронов размещают в плоскостях, перпендикулярных хорде крыла, и соединяют двойными раскосами (фиг. 40, /). Корневая часть лонжерона, где срезывающие силы достигают наибольшей величины, имеет двойную стенку из гофра. 1
Конструкция самолетов—228—4
49
Лонжероны ЦАГИ изготовляются полностью из труб. Сначала путем открыт*}"! клепки собирается решетка (змейка), состоящая из раскосов, стоек и узловых накладок (фиг. 40, II). Стыки поясов и крепление к ним накладок приходитсп выполнять с помощью закрытой клепки
В концевой части крыла вместо решетки с обеих сторон лонжерона приклепывают стенки из листового материала с отверстиями облегчения (Лиг. 40 IIЛ.
Стыки поясов лонжеронов, обычно соответствующие местам изменения плв-щами сечения или диаметра труб, выполняются, как показано на фиг. 40. VI и V Н. В трубе большего диаметра выпиливают усы и затем обжимают ее таким образом, что сечение в конце принимает форму квадрата, пятиугольника или шестиугольника, в зависимости от разницы в диаметрах стыкуемых частей; стык выполняется с постановкой 4—5 или б рядов заклепок.
Вследствие такой конструкции стыков сечения изменяются постепенно, что гарантирует плавное изменение напряжений. Узлы крепления решетки к нижнему поясу показаны на фиг. 40, IV и V.
50
Ввиду того что диаметр поясов ебычно больше диаметра р?скегов, последние на концах обжимают на эллипс. Наивыгоднейшее отношение диаметра поясов к диаметру раскосов Djd = 1,65 — 1,70. При меньших отношениях диаметров прочность узла понижается вследствие резкого перегиба накладки. При й/d = 1 узел также получается менее жестким вследствие того, что увеличивается расстояние а по вертикали между последней заклепкой раскоса и первым
Фиг. 41. Типы дуралюминовых Оерменных лонжероне-, склепаины> из профилей.
Г—лонжерон самолет: Ниенборн-Найлъ; Г Т—лонжерож л оолета Форд;’ТП—ло.ляров Сикорского; —лонжерон фирмы J ривтр< иг; I7—jua twp<“ Волти.
горизонтальным рядом заклепок крепления накладки к поясам (фиг. 40, II). Кроме того, на прочность узла оказывает весьма значительное влияние величина i, т. е. расстояние между последними заклепками раскосов. Д?ля увеличения прочности необходимо уменьшать по возможности расстояния а и Ь.
Лонжероны с поясами и решеткой из профилей. Эти лонжероны позволяют лучше использовать материал в смысле равномерности напряжений в отдельных элементах. В этих лонжеронах изменять площади сечения поясов по длине можно более плавно, чем в трубчатых лонжеронах.
Большим преимуществом лонжеронов рассматриваемого типа является возможность применения открытой клепки, гарантирующей надлежащий контроль изготовления узлов.
51
. Отрицательными особенностями ферменных лонжеронов из профилей по сравнению с трубчатыми являются высокая стоимость заготовок и необходимость постановки большого количества заклепок.
Пояса ферменных лонжеронов делали обычно из двух профилей, образующих после склепки закрытое сечение (фиг. 41, I и II).
В последнее время пояса лонжеронов изготовляют из открытых толстостенных профилей, обладающих достаточной устойчивостью; эти профили удобны в отношении осмотра и предупреждения кор'розии (фиг. 41, III—V и 102, II).
Стойки и раскосы чаще имеют закрытые сечения.
Для повышения жесткости узлов в большинстве случаев применяют двойные косынки, охватывающие пояса и решетку с двух сторон.
§ 5. СТА ПЬНЫЕ ЛОНЖЕРОНЫ
Особенности стальных лонжеронов
Фиг. 42-
Особенность стальных лонжеронов по сравнению с дуралюминовыми заключается в уменьшении толщины материала примерно в 2—3 раза. При поперечном и продольном изгибе тонкостенные сечения разрушаются при напряжениях, которые значительно ниже временного сопротивления на чистое сжатие, вследствие местной потери устойчивости.
Основным способом увеличения устойчивости тонких стенок при работе на сжатие является гофрировка. Влияние гофрировки стенок на повышение их устойчивости при сжатии выявлено испытаниями, проведенными при' разработке конструкции стальных лонжеронов.
Плоская стенка лонжерона высотою 68,6 мм и толщиной 0,254 мм выдерживает при осевой нагрузке напряжение на сжатие 1,7 кг) мм2 и напряжение на срез примерно такой же величины.
В гофрированной стенке той же толщины напряжение на сжатие
при потере устойчивости составляет 100 кг{мл? и на срез 56,7 кг)ммг.
Если вместо гофрировки, вызывающей увеличений длины материала, повысить толщину стенки до 0,305 мм, оставляя стенку плоской, то она даже при несколько большем весе, чем гофрированная, выдержит напряжение на сжатие всего лишь 2,37 кг/мм2.
Гофрирование увеличивает длину волн, по которым изгибается пластинка при критическом напряжении, и, кроме того, уменьшает влияние вмятин.
Глубина гофра у стенок должна быть по возможности большей с тем, чтобы момент инерции их относительно оси, проходящей через точки касания с полками (оси заклепок или сварных точек), был также по возможности большим (фиг. 42, / и //). Стенка лонжерона, изображенного на фиг. 42, II, имеет больший момент инерции относительно оси О—О' и более устойчива, чему лонжерона, изображенного на фиг. 42, /.
С другой стороны, при увеличении глубины гофра могут образоваться почти горизонтальные участки, что ухудшает работу стенки на срез в вертикальном направлении. Таким образом при выборе формы гофра необходимо компромиссное решение.
Следующим ответственным местом тонкостенного балочного лонжерона является стык стенок с полками. Обычно у стенки и полки отгибают наружу края, на которых И ставят заклепки или сварные точки. Полученные при этом тонкие
52
отбортованные ребра или фланцы плохо работают на сжатие и теряют устойчивость в первую очередь.
Наибольшая ширина отбортовок необходима в случае применения клепки, так как расстояние от наружного края ребра до оси заклепки должно составлять не менее 2 диаметров заклепки. Кроме того, расстояние от оси заклепки до стенок лонжерона должно быть достаточным для удобного подхода с поддержкой и оправкой. Для того чтобы не делать излишне широких отбортовок и в то же время обеспечить удобство работы, отбортовки делают не горизонтальными, а отогнутыми вверх (фиг. 42, III).
Для повышения жесткости фланцев и для предотвращения выпучивания отдельных листов между заклепками кромки фланцев загибают (фиг. 42, IV). В некоторых типах лонжеронов края стенок перегнуты на 180°, и фланцы составлены из трех слоев (фиг. 42, V). Подобные замки значительно увеличивают жесткость фланца и позволяют увеличить шаг заклепок.
У стальных лонжеронов при точечной сварке фланцы можно делать узкими и желобчатыми (фиг. 42, VI).
При точечной сварке ширина фланцев может составлять всего 3—4 мм, так как сварные точки можно ставить на самом краю, не понижая прочности соединения.
Для повышения устойчивости флаш пряженных верхних и нижних точек о оси лонжерона. Фланцы, показанные на фиг. 42, VIII, менее напряжены и более устойчивы, чем изображенные на фиг. 42, VII.
Сложность осуществления прочных и легких авиационных конструкций из стали заключается в трудности изыскания сечений, хорошо работающих на продольный изгиб и при совместном действии изгиба и осевого сжатия, т. е. при напряжениях, наиболее часто возникающих в конструкции самолета. Еще большие трудности представляет конструкция узлов, обеспечивающих передачу значительных сосредоточенных сил на тонкие стенки.
Эволюцию стальных лонжеронов для тонких бипланных крыльев можно проследить по фиг. 43.
Стенки лонжерона, изображенного на фиг. 43, I, имеют вертикальную гофрировку. В плоскости швеллеров, образующих полки, расположена горизонтальная пластинка с отверстиями. Этот лонжерон оказался неудовлетворительным, так как главная масса материала была сосредоточена в стенках, плохо работающих при поперечном и вовсе неработающих при продольном изгибе.
Лонжерон, изображенный на фиг. 43, II, имеет стенки с вырезами и цельные профилированные полки; этот лонжерон представляет уже шаг вперед по сравнению с предыдущим, так как целые полки лучше работают на изгиб и сжатие.
Следующий шаг представляло введение профилированных стенок (фиг. 43, III), при которых сечение лучше работает на продольный и поперечный изгиб.
У лонжерона, показанного на фиг. 43, IV, центральная часть полок сравнительно высоко поднята над фланцами. Лонжероны этого типа лучше работают на поперечный изгиб. При больших осевых нагрузках на стенках появляются волны, которых можно избежать лишь путем устройства более глубокого гофра. Однако при этом в местах изменения кривизны гофра в стенке получаются почти горизонтальные участки, которые плохо работают на срез.
Наилучщим методом соединения при сборке стальных тонкостенных лонжеронов является контактная точечная и роликовая сварка. При этой сварке проч
необходимо удалять от наиболее на-ния и ставить ближе к нейтральной
Фиг. 43.
53
ность шва для тонкого материала (8 => 0,1—0,2 мм) составляет 100% прочности целого листа. При более толстом материале (8 = 0,5—0,6 мм) прочность шва составляет примерно 0,85% прочности целого материала.
Стальные балочные лонжероны
Стальные балочные лонжероны можно разделить на одностенчатые (двутавровые) и коробчатые.
В одностенчатых стальных лонжеронах плоские стенки встречаются лишь в“виде исключения, а увеличение устойчивости полок достигается применением закрытых сечений и гофрировки.
Одностенчатые стальные лонжероны. На фиг. 44, I показаны сечения таких лонжеронов, применяемые фирмой Бультон и Поль для небольших самолетов. Для легких самолетов применяется сечение а, состоящее из трубчатых полок и плоской стенки. При увеличении высоты лонжерона в плоской стенке для повышения ее устойчивости сначала делают отверстия с отбортовками (Ь), для более высоких лонжеронов применяют уже гофрированную стенку (с и d).
Полки соединяются со стенками при помощи пистонов, которые при небольшом весе позволяют увеличить площадь смятия в тонких стенках. Применение в данном случае заклепок большого диаметра было бы нерациональным, вследствие большого их веса, трудности клепки и несоответствия диаметра заклепок толщине склепываемых листов.
На фиг. 44, II показан способ изменения высоты лонжерона у концевого закруг-„ _ ления крыла.
Стальной лонжерон'фирмы'Армстронг, показанный на фиг. 44, III, имеет полки, состоящие из 3 частей, образованных из слегка вогнутых внутрь граней с резко выраженными перегибами. По исследованиям фирмы Армстронг эти полки более устойчивы при сжатии, чем круглые. Всякого рода производственные дефекты, вроде вмятин и неровностей, на подобной полке сказываются меньше, чем на гладкой цилиндрической.
Для того чтобы дать представление о толщинах материала, о весе и разрушающих напряжениях для этих лонжеронов, в табл. 4 приведена сводка данных по целому семейству лонжеронов Армстронг.
Фирма Армстронг строит эти лонжероны из хромоникелевой стали, которая обладает в закаленном виде временным сопротивлением разрыву примерно 134—142 кг)мм2.
Полки и стенки соединяются при помощи стальных пистонов.
54
Таблица 4 (фиг. 44, III)
Хо лонжеронов Н а и м е но в а- _ и и е данных 1 2 3 4 5 6
Высота лонжерона, мм Диаметр круга, вписанного 114,3 139,7 195,4 269 204 204
в полку D, мм ...... Толщина наружных частей по- 35,0 34,9 50,8 50,8 38,0 38,0
лок с, мм . Толщина боковых частей полок 0,508 0,508 0,508 0.508 0,3 0,76
Ь, мм ........... 0,305 0,305 0,305 0,381 0,3 0,76
Толщина стенки с, мм . ... Толщина соеаилигельных про- 0,254 0,254 0,33 0,381 0,25 0,33
фичей d, мм Напряжение сжатия во внешнем 0,203 0,203 0,254 0,254 —
волокне полок в, кг! мм'1 . . 118,2 118,2 110,2 110,2 93,0 124,0
Момент у заделки, кг-см .... — 12 000 —- 34500 7 900 31 500
Бес 1 пог. м, кг 1,242 1.27 1,68 2.20 1,04 2,53
Примечание. В лонжеронах № 5 и 6 полки сделаны из одной полисы материала (аналогично лонжеронам Бультон и Поль), но имеют грани, как лонжероны № 1 и 4, в которых полки сделаны из 3 частей.
Коробчатые стальные лонжероны. Эти лонжероны имеют повышенную устойчивость при работе на продольный изгиб.
Стальной коробчатый лонжерон легкого самолета Блекберн Блю Берд (фиг. 45, /) выполнен из двух тянутых полос, склепанных лишь по нейтральной оси лонжерона.
Лонжерон самолета Бульдог фирмы Бристоль (фиг. 45, II) относится к одному из первоначальных типов стальных лонжеронов. Для повышения устойчивости фланцы сдвинуты к нейтральной оси лонжерона и, кроме того, имеют отбортовки из материала стенок. Ввиду отсутствия горизонтальных связей между стенками и полками трудно выдержать постоянную ширину лонжерона при сборке. При изгибе этот лонжерон, деформи-
руясь, стремится расшириться,
Фиг. 45.
причем высота его и момент инерции умень-
шаются.
На фиг. 43, IV показан профиль стального, лонжерона, применяемый фирмами Фэйры, Глостер и Хаукер. Эти лонжероны изготовляются протяжкой, вес их
55
сЬчг. 4о.
ьелик и применение может быть оправдано лишь весьма низкой их стоимостью.
Сечения лонжеронов, изготовляемых фирмой Бультон и Поль из стали и дур-алюмина, показаны на фиг. 45, IV.
Наверху изображены сечения образца 1920 и 1929 гг, Последнее сечение (1929 г.) имеет следующие улучшения:
1) фланцы сдвинуты ближе к нейтральной оси лонжерона и толщина их увеличена путрм включения горизонтальных диафрагм,
2) введены горизонтальные диафрагмы, обеспечивающие постоянство ширины лонжерона при сборке и неизменяемость ширины и высоты лонжерона под нагрузкой;
3) устойчивость стенок повышена путем гофрирования.
В обоих типах сечений сгенки связываются друг с другом на некотором расстоянии по длине лонжерона развальцованными трубками.
Сечения этих лонжеронов имеют 6 стандартных размеров полок и 3 размера высоты стенки. Путем комбинации этих величин можно получить 18 различных сечений лонжеронов из стали одинаковой толщины.
Так как одни и те же приспособления позволяют изготовлять отдельные элементы сечения из материала различной толщины, и если к тому же учесть возможность изготовления профилей из дуралюмина, то число возможных вариантов сечений полу
чится чрезвычайно большим. Имеющееся оборудование позволяет изготовлять лонжероны для самолетов с полетным весом в пределах от 900 до 9000 кг.
Фирма Бультон и Поль применяет для стальных лонжеронов четыре сорта стали: хромоникелевую ав =112 кг/мм2, нержавеющую — ав = 133 кг/мм2, углеродистую — ов = 115 кг/мм2 и углеродистую — ав = 76 кг/мм2.
На фиг. 46 .показаны коробчатые американские лонжероны, изготовленные из нержавеющей стали марки !8-8 точечной сваркой.
Лонжерон коробчатого сечения (фиг. 46, /) имеет плоские стенки и полки. Для большей устойчивости полки сварены с отбортовками стенок и, кро™е этого, края их отогнуты внутрь. В стенках выдавлены в шахматном порядке лунки, соприкасающиеся посредине лонжерона и сваренные в точках касания. Лонжерон подобного типа пригоден для небольших нагрузок.
Бо.чее сильный лонжерон показан на фиг. 46. 11. Полки и стенки его собраны из продольного гофра. Для большей жесткости стенок по длине лонжерона расставлены вертикальные стойки.
Стальные ферменные лонжероны
Стальные ферменные лонжероны в настоящее время встречаются значительно реже, чем дуралюминовые. Они, как и дуралюминовые ферменные лонжероны, могут иметь полужеечкую чли жесткую решетку.
Стальные ферменные трубчатые лонжероны. Эти лонжероны, построенные с применением сварки, имеют очень простые и жесткие узлы соединения решетки 56
с поясами. Однако сварные лонжероны выгодны в весовом отношении по сравнению с дуралюминовыми только в случае применения термически обработанных труб. Поэтому после сварки лонжерон должен подвергаться термической обработке в вертикальных электрических печах, обеспечивающих равномерность нагрева.
При отсутствии печей, обеспечивающих хорошую закалку всего лонжерона, или при применении высокосортных несваривающихся сталей пояса и решетку изготовляют из разных материалов. В этих случаях для поясов применяют стальные трубы с высокими механическими качествами, а решетку собирают из дуралюминовых труб или сваривают ее из стальных труб без термообработки и соединяют с поясами на заклепках. Такая конструкция имеет больший вес, изготовление ее также более сложно, так как приходится сверлить твердую сталь
Фиг. 47.
и применять закрытую клепку. Кроме того, пояса ослабляются отверстиями под. заклепки, крепящие нервюры.
Основной задачей при проектировании сварных конструкций является получение стыков и узлов, прочность которых равна крепости основного материала. В результате ряда Исследований и опытов по сварке как мягких, так и высокосортных хромомолибденовых труб выяснилось, что прочность сварного шва в некоторых типах соединений может быть доведена до 100% крепости основного материала. При сварке впритык прочность стыка за счет наварного материала может быть даже больше крепости основного материала. Однако вследствие неравномерного нагрева при сварке, возможных пережогов и больших усадочных напряжений получается ослабление материала около стыка и, таким образом, в этом месте происходит разрыв при напряжениях, составляющих примерно 80% от крепости основного материала.
При телескопических соединениях труб прочность соединения увеличивается при косом срезе наружной трубы (фиг. 47, II) по сравнению с прямым срезом (фиг. 47, /). Для уменьшения длины стыка иногда в конце наружной трубы
57
делается вырез (фиг 47, III). Срез труб, помимо укорочения стыка, необходим и для постепенного изменения площади сечения.
При сварке впритык добавление наружных накпадок (фиг. 47, V) и врезанных в торец пластинок (фиг. 47, VI) не повышает прочности и дает худшие результаты, чем простое соединение впритык (фиг. 47, IV).
Сварка впритык обеспечивает легкий и более равномерный прогрев концов труб, в то время как при телескопическом соединении, или при стыке с накладками, всегда имеется опасность пережога наружной трубы или накладки и недостаточного прогрева остальных частей соединения.
В последнее время проведены исследования, показывающие выгодность применения сварки труб впритык с внутренними бужами, обводящими тепло от сварного шва;
Подобные бужи позволяют производить сварку закаленных труб при незначительном, ввиду местного увеличения сечения трубы, ослаблении прочности стыка. На фиг. 47, VII и VIII показаны опытные сварные соединения, разработанные одним из наших авиационных заводов, с целью облегчить термическую обработку узлов после сварки и избежать ослабления уже закаленных труб в зоне нагрева у стыков.
Соединение труб впритык с внутренним бужом показано на фиг. 47. VII. После сварки и закалки материала труб до з8 — 130 кг/мм2 соединение подобного рода разрушалось при напряжениях от 97 до 131 кг/мм2.
Соединение закаленных труб а при помощи паб рубков b и бужей с и d показано на фиг. 47, VIII Сначала сваривают закаленные трубы а с патрубками b на бужах с. Затем соединяют патрубки b и бужи с на среднем буже d.
Подобное соединение позволяет производить сварку закаленных хромомолибденовых труб в стапелях без последующей закалки стыка. Повышение прочности мест стыков здесь достигается увеличением толщины сечения вследствие постановки бужей, которые, кроме того, отводят тепло при сварке. Разрушение соединений происходило при напряжениях от 107 до 137 кг/мм2
Типовое усиление узла при закаленных хромомолибденовых трубах показано на фиг. 47, IX.
Стойка а и подкос b привариваются к патрубку с и затем могут быть термически обработаны. После этого производится сварка узла с закаленными участками пояса d на разрезном буже е, изготовленном из трубы такого же диаметра и той же толщины, кък пояса.
В зависимости от диаметра и толщины поясов меняются: / — зазор между поясами и патрубками; 1г — расстояние, на которое буж входит в пояса; — допустимое расстояние от закаленного шва сварки раскоса и стойки с патрубком де места последующей сварки.
Как показали Ъпыти других заводов, соединения, изображенные на фиг. 47, V Н—/X, могут иметь значительно меньшую прочность, составляющую всего 50—55% от крепости основного материала. Следовательно, применяя эти соединения, приходится принимать в расчет наименьшие значения их прочности, т. е. перетяжелятн конструкцию.
На фиг. 47, X показана схема соединения впритык с конической осадкой концов труб. Вследствие увеличения толщины стенок (примеоно вдвое), прочность шва и зоны сварки будет, даже в случае потери 5Э% прочности, примерно равна прочности основной трубы. К сожалению, получзние труб с подобного рода коническими осадками, необходимыми для усиления зоны, прилегающей к стыку, представляет значительные затруднения.
На Лиг. 47, XI и XII показаны стыки хромсмолиб юновых труб, разработанные в ЦАГИ, по принципу постепенного нагружения участков, ослабленных при сварке вследствие нагрева.
Внутренний буж (фиг. 47, XI) прихвачен к трубам электроточками или «сварными заклепками», полученными при заварке отверстий, сделанных в трубах
При стыке, показанном на фиг. 47, XII, концы труб с торцов имеют различной глубины вырезы в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. По периметрам этих вырезов трубы свариваются с бужом.
58
Фиг. 48.
Дополнительная приварка, т. е. приварка по этим вырезам, в обоих случаях должна составлять 25—40% крепости целой трубы.
При испытаниях наихудшие образцы показали прочность не ниже 81% крепости целого материала.’
Наиболее рациональным с точки зрения использования материала следует признать такой стык труб, прочность которого меньше всего зависит от квалификации сварщика и близка к крепости основного 1 штериала. Разница в прочности различных образцов должна быть минимальной. С этой точки зрения наилучшим из рассмотренных будет стык с конической •садкой концов грубы (фиг. 47, X).
Один из стальных трубчатых лонжеронов показан выше, на фиг. 28. Полки и решетка этого лонжерона выполнены из круглых труб. В углы между полками, стойками и раскосами вварены косынки для увеличения площади уварки.
Для экспериментальных самолетов, а также при незначительных сериях, в период внедрения хромомолибденовых труб
применялись лонжероны, подобные изоораженному на фиг. 48, /. Пояса этого лонжерона изготовлены из термически обработанных до высокой крепости хромомолибденовых труб. Решетка вместе с манжетами сварена из хрэмомо-
Фиг. 49.
либдена без термической обработки. Крепление решетки к поясам осуществлено при помощи закрытой клепки. Помимо большого веса подобный лонжерон • 'ладает и основными недостатками, присущими клепаному дуралюминовому онжпрону аналогичного типа.
На фиг. 48, II изображен кусок лонжерона самолета Кертисс-Кондор В-20, иояса этого лонжерона выполнены из хромомолибденовых труб эллиптического сечения, закаленных до sB — 98,3 кг/лм1. Решетка выполнена из круглых нормализованных хромомолибденовых труб. Ослабление поясов сваркой распростра • ется только на х/3 их высоты.
59
Самолет Кинг Берд той же фирмы имеет лонжероны аналогичной конструкции, но здесь сырые пояса сварены с решеткой, а затем лонжероны закалены Этот метод, термической обработки дает хорошие результаты.
Наилучшее использование материала и получение более легких лонжеронов из труб стали возможны после разработки метода термической обработки лонжерона целиком в вертикальных электрических печах, гарантирующих' равномерность прогрева и отсутствие коробления.
Особенности лонжеронов с поясами и решеткой из профилей были указаны при описании однотипных дуралюминовых лонжеронов.
Лонжерон свободнонесущего крыла самолета Аталанта фирмы Армстронг (фиг. 49) имеет смешанный тип решетки: в концевой, менее нагруженной, части
решетка треугольная, а в корневой, наиболее нагруженной, части поставлены вертикальные стойки и пересекающиеся жесткие раскосы. Лонжерон этот изготовлен из термически обработанной хромоникелевой стали зв = 100 кг!мм2. Детали этого лонжерона склепаны заклепками, или пистонами, или соединяются при помощи башмаков, крепящихся к поясам натяжными болтами.
Раскосы корневой части, работающие в нормальном полете на сжатие, не перерезаются и подкрепляются в плоскости лонжерона разрезанными раскосами, работающими на растяжение. Концы раскосов и стоек заходят внутрь поясов лонжерона и крепятся к ним непосредственно без косынок. Подобная конструкция увеличи-
. вает жесткость узлов, но в то
же впемя вынуждает ставить пояса, открытые с внутренней сторины лонжерона. Для большей устойчивости вертикальные стенки поясов
с внутренних открытых сторон соединяются часто расставленными в направлении размаха короткими швеллепами.
Крыло имеет деревянные нервюры и покрыто фанерой Применение работающей фанерной обшивки при металлических, и в особенности при стальных, лонжеронах нельзя признать рациональным ввиду большой разницы в модулях упругости дерева и металла.
- На фиг. 50 показан лонжерон самолета С галь-2, выполненный целиком из советской нержавеющей стали Энерж-6. Эта сталь имеет ауч.тенитовую структуру и высокие механические качества (зв — 140 кг/льм2при удлинении 1С%) получает при холодной прокатке путем нагартовки.
Лонжерон сварен контактной точечной и роликовой электросваркой. Пояса лонжерона состоят из трех гофрированных полос, толщина которых постепенно уменьшается как по направлению к оси лонжерона, так и по направлению к концу крыла: толщина наружных листов у корня 0,6 мм, а на конце крыла — 0,3 мм.
Сначала соединяются точечной сваркой профили а и b (фиг. 50, II и III) путем нормального подвода двух электродов с противоположных сторон. Затем внутрь средней ячейки, образованной этими профилями, вставляется проводник 2. С открытого конца профиля с подводят два электрода 7 и сваривают середину профилей b и с.
60
Таким образом получается закрытое сотовое сечение, хорошо работающее на сжатие. При статических испытаниях опытного лонжерона разрушающее напряжение на сжатие оказалось равным 100 кг!мм"-.
Раскосы выполнены из четырех пластинок, в которых выдавлены желобки для большей устойчивости (фиг. 50, /). Эт тельные элементы раскосов соединяются роликовой сваркой. Форма сечения раскосов одинакова по всей длине лонжерона, а толщина материала меняется от 0,3 до 0,15 мм. Концы раскосов входят внутрь профиля с и привг риваются точками, соединяющими также профили с и Ь. Точки, соединяющие концы полок с и Ь, расставлены в шахматном порядке, и большинство их ставится до установки решегки. Раскосы приваривают к полкам точками только по отбортовкам боковых профилей, расширенным на концах раскосив.
Фиг. 51.
На фиг. 50, IV показано образование концевой части консоли лонжерона. Вместо раскосов здесь ставятся стенки с отбортованными отверстиями. Полосы, составляющие пояса, постепенно обрываются, и на концах остаются лишь одни наружные полосы. Удельный вес этого крыла вместе с элеронами и поцкосал.и получился равным 7,32 кг/м2. Вес лонжеронов с узлами составил 38,3% веса собранного коыла с элеронами и подкосами, что для схемы моноплана с нижними подкосами следует признать довольно удачным.
На фиг. 51 показан лонжерон самолета Сталь-МАИ. В центроплане Полки ферменного лонжерона имеют сечение, показанное на фиг. 51, /.
Путем сокращения количества профилей, а также уменьшения толщины профилей и ширины поясов, площадь их сечения постепенно уменьшается к концу крыла (фиг. 51, //и III).
На фит'. 51, IV показана схема сварки сечения, изображенного на фиг. 51, III, причем цифры в кружках обозначают порядок постановки точек, а цифры без кружков — номера профилей, из которых составляется пояс. При сборке в последнюю очередь устанавливают два угольника 11 и 13 и полукруглый профиль 12. которые предварительно сваривают между собою в отдельном приспособлении, так же как группу других профилей (7, 2, 3, 4, 5, 6) — (7, 8) — (9, 10).
Достоинством этО1О лонжерона является возможность изменять в широких пределах площади сечения поясов путем уменьшения количества и толщины отдельных профилей. К числу недостатков конструкции следует отнести чрезмерно большое количество сварных швов и наличие прямолинейных и неподкреплен-ных участков.
61
При испытании на сжатие образцов полок длиной 350 мм, напряжение при потере устойчивости достигало 85—90 кг/мм2.
Решетка этих лонжеронов собрана из полукруглых профилей и крепится к поясам при помощи плоских косынок (фиг. 51, V), вследствие чего углы недостаточно жестки.
§ 6. ОСНОВНЫЕ [ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ ЛОНЖЕРОНОВ
При описании деревянных, дуралюминовых и стальных лонжеронов различных типов были указаны их особенности, достоинства и недостатки.
Поэтому в заключение мы остановимся на основных требованиях, которые могут быть предъявлены к лонжеронам с конструктивной и с производственной точек зрения.
Следует отметить, что в большинстве случаев эти требования противоречивы, т. е. лонжерон, рациональный с точки зрения использования материала, обычн® весьма сложен в производстве.
Основным с точки зрения производства недостатком следует считать невозможность механизации и необходимость изготовления конструкции вручную с большими затратами времени.
Конструктор, конечно, должен исходить из имеющихся в данное время производственных возможностей, но в то же время не имеет права отказываться от усложнений, если они дают значительные преимущества в смысле использования материала и если при соответствующем оборудовании процесс изготовления может быть механизирован.
В конструктивном и производственном отношениях к лонжерону могут быть предъявлены следующие требования:
1) возможность изменения толщины материала по сечению лонжерона, т. е. возможность изготовления полок из более толстого материала по сравнению со стенками, и возможность увеличения толщины составных полок по мере удаления от нейтральной оси;
2) обеспечение плавности изменения площади сечения при переходе от полок к стенкам; i
3) минимальное ослабление в местах соединения различных элементов сечения;
4) обеспечение легкого и плавного изменения площади и момента инерции лонжерона по его длине в зависимости от изгибающих моментов и перерезывающих сил;
5) отсутствие или сокращение до минимума закрытой клепки;
6) удобство крепления нервюр;
7) простота узлов и их креплений;
8) удобство подхода к стыкам и узлам для постановки заклепок, точек и для выполнения сварки; ,
9) упрощение и стандартизация профилей, из которых набирается лонжерон;
10) возможно меньшее количество составных частей;
11) возможно меньшее количество сварных или заклепочных швов.
Глава IV
НЕРВЮРЫ
§ 1. РАБОТА, РАЗМЕЩЕНИЕ, ВЕС И ТИПЫ НЕРВЮР
Воздушная нагрузка воспринимается обшивкой и передается на нервюры^ а затем на лонжероны. Таким образом нервюры работают, как балки на нескольких упругих опорах. Число этих упругих опор зависит от конструкции крыла.
На нормальных лётных углах нагрузка по размаху крыла уменьшается по направлению к концам; кроме того, обшивка средней части крыла обычно несет добавочную нагрузку, вследствие увеличения скорости из-за обдувки этой части крыла струей от винта.
62
При полете на больших углах атаки в зависимости от формы крыла в плане и от закрутки, а также при устройстве концевых предкрылков, нагрузка по размаху может изменяться и концевая часть крыла может оказаться более нагруженной, чем средняя.
Нагрузка на крыло распределяется по хорде весьма неравномерно. Наиболее нагруженной является передняя часть крыла.
При выборе расстояния между нервюрами приходится учитывать интенсивность нагрузок на различных участках крыла и величину максимальной скорости или нагрузки на 1 м2 крыла.
При полотняном покрытии расстояние между нервюрами обусловливается прочностью полотна и величиной его провисания между нервюрами, т. е. допустимым искажением профиля крыла.
При крыльях с фанерной и гладкой металлической обшивкой расстояние между нервюрами выбирают, исходя из условия наименьшего веса всего покрытия, т. е. обшивки и стрингеров. При гофрированном металлическом покрытии можно обойтись без нервюр.
По вопросу о выборе расстояния- между нервюрами при полотняном покрытии имеется целый ряд указаний, полученных на основании опыта. Наиболее удобный способ, позволяющий определить расстояние между нервюрами в зависимости от скорости полета и прочности полотна, применяется во Франции. По этому способу расстояния между нервюрами определяются для участков крыла, работающих вне струи от винта и лишь для междулонжеронной и хвостовой частей крыла. Расстояния же между нервюрами в носовой части крыла и на участках, работающих в струе от винта, берутся в 2—3 раза меньшими по сравнению с подсчитанными по этому способу.
Для определения расстояния а между нервюрами в зависимости от крепости полотна и максимальной скорости самолета служит эмпирическая формула:
„ аЫ1
а .0,06 V2 ’
где авл — коэфициент крепости влажного полотна в кг/м ширины образца;
V — максимальная скорость самолета в км/час.
У нас принято испытывать полотно в сухом виде. Поэтому наши коэфициенты крепости, для того чтобы они соответствовали влажному состоянию полотна, должны быть понижены в среднем на 25%.
Таким образом формула примет следующий вид:
Расстояния между нервюрами для различных скоростей при коэфициентах крепости, соответствующих сухой ткани, вычислены в табл. 5.
При а — 250—300 мм, не вызывающем искажений формы профиля, нормальное полотно можно применять до скоростей не выше 300—350 км/час.
При V = 500 км/час и а = 250 мм требуется уже полотно высокой крепости (марка Н; ов„ = 3000 кг/м).
По американскому кодексу безопасности для самолетов с VmaX = 225 км/час при фанерной обшивке расстояние между нервюрами в струе от винта должно быть не более 228 мм и вне струи — 356 мм.
В крыльях Фоккера при толщине фанерного покрытия 1,5—2,0 мм расстояния между нервюрами составляют 350—380 мм. У американских самолетов фирмы Локхид при Vmax= 300 км/час и толщине сосновой фанеры 2,4 мм с наружными волокнами, направленными по размаху, расстояния между нервюрами были 600 мм и между стрингерами — 220—350 мм.
При определении расстояния между нервюрами для крыла с фанерным покрытием необходимо принимать во внимание размеры листов фанеры, делая возможно меньше стыков.
63
В некоторых крыльях, например в крыльях ЦАГИ, при гофрированной обшивке'ставились на расстоянии примерно 1 м друг от друга лишь усиленные нервюры, поддерживавшие стрингеры.
Таблица 5
Французские технические требования к полотняной обширке и максимальные расстояния между нервюрами в зависимости отскоростей полета и прочности полотна
Наименование данных Средняя крепость по основе и утку из 6 образцов . . . Минимально допустимая крепость отдельного образца, кг/я Средний из 3 взвешиваний вес 1 я2 ткани нормальной влажности, кг ....... Средний из 3 взвешиваний вес 1 я2 сухой ткани, кг . . Максимальное расстояние в я между нервюрами при различной скорости, кя/чаг ^пЯх = -’00 Ук.ах^400 ^™х 500 Тре- бова- ния 1922 г. 1900 (1420) 1800 (1350) 0,170 0,150 Требо н средней крепости М 2000 (1500) 0,154 0,140 вания 19С а полотно высокой крепости Н 3000 (2250) 0,210 0,190 S3 г. очень высокой крепости Т 4000 (3000) 0,300 0,270 Примечания Во Франции ткань испытывается во влажном состоянии. Цифры, указанные в скобках, дают коэфициент крепости сухой ткани соответственно методу испытания, принятому в СССР, США, Германии. Коэфициент крепости сухой ткани асух = °’75 ’вл-
0,750 0,333 0,188 0,120 0.833 0.370 0,209 0,133 1,250 0.555 0,314 0,200 1 670 0,740 0,418 0,267 Расстояния между нервюрами вычислены, исходя из крепости сухой ткани V J А.
Расстояние между нервюрами при гладкой дуралюминовой обшивке, работающей не только при кручении, но также при изгибе крыла, должно быть не менее 2—3 расстояний между стрингерами. Расстояние между стрингерами доходит до 200—250 толщин листов обшивки 8.
Если обшивка предназначается лишь для увеличения жесткости при р'аботе крыла на кручение, то расстояния между нервюрами и стрингерами обычно одинаковы, причем стрингеры расставляются реже и сечения их слабее, чем в первом случае. Более подробно о размещении нервюр при листовой металлической обшивке будет сказано ниже.
При полотняном покрытии приходится ставить усиленные нервюры. Помимо поперечной нагрузки, эти нервюры воспринимают сжимающие усилия, работая на продольный изгиб, как распорки внутренней фермы крыла.
Расстояние между усиленными нервюрами обычно кратно расстоянию между нормальными нервюрами и составляет 1—1,5 м.
В бипланных схемах пролетная часть крыла в большинстве случаев делится усиленными нервюрами на равные участки; на консолях расстояния между усиленными и нормальными нервюрами увеличиваются.
Усиленные нервюры работают при кручении крыла и разгружают пояса лонжеронов.
В свободнонесущих крыльях с жесткой обшивкой при установке 4—5 усиленных нервюр на полуразмахе разгрузка поясов лонжеронов при кручении 64
составляет 75—82%. При дальнейшем увеличении числа усиленных нервюр разгрузка практически не увеличивается.
При конструировании нервор главное внимание нужно оделять надлежащему креплению их к лонжеронам с тем, чтобы перерезывающие силы не воспринимались одними лишь полками. Кроме того, необходимо усиливать наиболее нагруженную часть нервюры — участок от передней кромки до переднего лонжерона!
Вес нормальных и усиленных нервюр составляет от 8 до 20% веса всей коробки крыльев (с подкосами, стойками и внешними расчалками):
§ 2. ДЕРЕВЯННЫЕ НЕРВЮРЫ
Деревянные нервюры легки и в то же время вследствие® значительных (толщин сечений достаточно жестки. Ввиду того что нагрузки на нервюры невелики и для образования узлов не требуется применения металлических соединений, деревянные нервюры широко применяются для самолетов малого и среднего веса. Даже в крыльях с металлическими лонжеронами и с полотняным покрытием раньше иногда ставили деревянные нервюры.
Как нормальные, так и усиленные деревянные нервюры могут быть разделены по конструкции на балочные и ферменные.
Нормальные нервюры
Балочные нервюры (фиг. 52). Эти нервюры могут быть симметричного и не-имметричного сечения. В первом случае (сечение АД) полки нервюр делают из
Сечение А-А
Сечение С-С
Фиг. К
квуХ брусков 7, а во втором — из одного бруска 2 обычно размером 6 х 10 ти 6x8 JW3/. При толщине сосновых брусков менее 6 мм возможно раскалы--ание их гвоздями.
В стенках нервюр вырезают отверстия облегчения d и, кроме того, ставят гггйки b для увеличения жесткости. Если пояс нервюр образован из одного "руска, то со стороны, противоположной стенке, концы стойки жесткости скреп-л-щттся с полней при помощи фанерных книц с.
В носовой части нервюры полки соединяются при помощи липовой бобышки d. Нэту бобышку при сборке крыла врезается носовой стрингер h, к которому кре-
ся промежуточные усиливающие ободки, фанерная обшивка или дуралюми-- г й обод, необходимые для усиления и для плавности очертаний передней KpiEH крыла.
В гц_ . самолетоя -228—5
63
К стенкам лонжеронов стенки нервюры крепят угольниками (сечение СО. Угольники эти приклеивают и прибивают гвоздями через стенку лонжерона к его диафрагме /. Полки нервюр и лонжеронов соединяют на клею и шурупах. В задней кромке полки сводят на ус и между ними вставляют бобышку g. Конец нервюры обматывают полотняной лентой на клею.
Нервюры со сплошной фанерной стенкой проще в производстве, но несколько тяжелее фепменных.
Ферменные нервюры (фиг. 53, /). Эти нервюры могут быть образованы из балочных путем вырезания треугольных отверстий в фанерной стенке носовой и средней части. Полученные раскосы а усиливаются брусками, наклеенными с обеих сторон нервюры (сечение ДА). Сечения раскосов могут быть подобраны в зависимости от действующих усилий. Пояса такой нервюры набираются также из двух брусков и образуют вместе с фанерой тавровое сечение (сечение ВВ). Эта нервюра легче, чем балочная, но изготовление ее сложнее.
У нервюры, изображенной на фиг. 53, II, пояса с одной стороны усилены фанерными полосами b (сечение ВБ). Раскосы крепятся к поясам посредством полос b и книц с.
Стойки d имеют по концам прямоугольные сечения, а посредине между поясами — треугольное. Кроме стоек, у лонжеронов ставятся кницы е, соединяющие верхний и нижний пояса нервюры.
Нервюра крепится к лонжерону посредством одного угольника / (сечение СС); в качестве второго угольника используется стойка d. Пояса нервюр крепятся 66
к поясам лонжеронов на клею и шурупах. Такая нервюра получается легкой, прочной и очень хорошо крепится к лонжеронам. Отходы фанеры здесь несравненно меньше, чем в нервюре, изображенной на фиг. 53, I.
У нервюры, показанной на фиг. 53, III, пояса выполнены из брусков больших сечений, чем у рассмотренных выше. Раскосы в целях облегчения можно делать из брусков меньшей толщины, чем полки. Для крепления нервюры к стенкам лонжеронов, часто используют одни стойки (I, не ставя дополнительных угольников (сечение СО). Хвостовые части всех таких^нервюр зашиты перфорированной фанерной стенкой.
Усиленные деревянные нервюры
Расчетной нагрузкой|для усиленных нервюр^является осевая’ сжимающая сила; поэтому их обычно делают вдвое шире нормальных и обшивают фанерой с двух сторон для образования коробчатого'сечения.
ФИГ. 54.
На фиг. 54, I показана усиленная нервюра для крыла с расчалками в плосковерхних и нижних полок лонжеронов. Пояса этой нервюры делаются из сос-
ет
новых реек 6 х 15 ~ б х 25 мм. Внутри нервюры, в плоскостях верхних и нижних расчалок, ставят дополнительные рейки-с. С обеих сторон нервюру обшивают 1,5 — 2,0-лш фанерой, в которой между внутренними рейками вырезают отверстия для облегчения.
Между концами реек вставляют сплошные липовые бобышки Ь, которые передают осевые усилия на полки и внутренние диафрагмы лонжеронов. Для увеличения жесткости фанерной обшивки между полками и внутренними рейками ставят ряд распорок с.
Усиленные нервюры крепятся к лонжеронам так же, как и нормальные, — стенки скрепляются угольниками d, а полки нервюр шурупами и клеем крепятся к полкам лонжеронов.
В тех случаях, когда носки и хвосты усиленных нервюр не используют для каких-либо креплений, их делают такими же, как и у нормальных нервюр (фиг. 54, II). Дальнейшего облегчения можно достигнуть уменьшением высоты части нервюры, имеющей коробчатое сечение между лонжеронами, в собенности при очень большой кривизне верхней образующей профиля (сечение АА — фиг. 54, II).
На фиг. 54, III показано усиление нормальной нервюры при помощи пустотелой деревянной распорки в том случае, когда внутренние расчалки расположены в одной плоскости, проходящей через нейтральные оси лонжеронов.
§ 3. МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ НЕРВЮРЫ
Ввиду незначительных нагрузок и большой строительной высоты металлические нервюры, как балочные, так и ферменные, должны иметь очень тонкие се-* чения. Наиболее рационально используется материал в металлических ферменных нервюрах из закрытых профилей, обладающих большой устойчивостью при тонких стенках. Однако такие нервюры теперь применяются сравнительно редко, главным образом в тяжелых самолетах при кессонных крыльях и в самолетах среднего веса при однолонжеронных крыльях.
Недостатками ферменных нервюр из закрытых профилей являются: трудность изготовления узлов самой нервюры, сложность крепления ее к лонжеронам и неудобство крепления обшивки.
Для крыльев с полотняным покрытием чаще всего применяют ферменные нервюры из открытых профилей. Конструкция и изготовление таких нервюр очень просты и удобны.
В самолетах среднего веса с кессонными крыльями и в крыльях моноблок тяжелых самолетов чаще всего применяют балочные нервюры.
Нормальные нервюры
Дуралюминовые балочные нервюры. Такие нервюры делаются составными из отдельных участков: носка, междулонжероуной части и хвостовика.
Отдельные участки нервюры, изображенной на фиг. 55, /, изготовлены из целого листа, отбортованного по краям. Эта нервюра непосредственно крепится к бшивке или к внутреннему гофру и прорезается стрингерами. С внутренней стороны крыла под стрингеры наклепаны уголки, значительно увеличивающие жесткость нервюры и улучшающие ее работу на продольный и поперечный изгиб.
На фиг. 55, II показана нервюра моноблочного крыла Нортроп. Сверху нервюра не доходит до обшивки, а внизу крепится к ней непосредственно.
Чаще всего применяют нервюры в виде двутавровых или коробчатых балок, составленных из тонкой стенки с наклепанными сверху и снизу более толстыми уголками. К уголкам крепятся стрингеры или гофрированная внутренняя обшивка. В этом случае гладкая наружная обшивка не связана непосредственно с нервюрами.
Для облегчения сборки в стенках нервюр часто вырезают отбортованные отверстия, а носки делают отъемными.
Ферменные металлические нервюры. Эти нервюры в зависимости от спо-' соба изготовления могут быть трех типов, а именно: клепаные, сварные и 1 штампованные.
68
Фиг. 55.
Сечения клепаных дуралюминовых нервюр бывают как закрытые, так и открытые. Стальные нервюры ввиду значительно меньшей толщины стенок делают исключительно из сечений закрытого типа. Применение закрытых сечений выгоднее в смысле использования материала, но клепка их весьма затруднительна.
Производство штампованных нервюр (фиг. 55, III) весьма просто. Эти нервюры не имеют местных ослаблений, неизбежных при клепке. Изготовление их отнимает очень мало времени, но отходы материалов, как и вообще при изготовлении нервюр с отверстиями облегчения, значительно больше, чем при изготовлении нервюр из профилей.
На фиг. 56, I (см. также фиг. 24) показана нервюра однолонжеронного крыла Данкансон. Хвостовая часть этой нервюры, имеющей значительную консоль, выполнена полностью из закрытых профилей, причем пояса — квадратного сечения, а решетка—из труб. Нервюра крепится к лонжерону — трубе в четырех точках.
У самолета Девуатин Д-332 нервюры (см. фиг. 25) выполнены полностью из закрытых профилей, причем пояса имеют круглое сечение с отбортовками, между которыми вклепываются уголки, соединяющиеся непосредственно с обшивкой.
Для упрощения сборки и крепления к лонжеронам довольно часто применяют для поясов открытые профили, а для решетки — трубки.
На фиг. 56, II показана нервюра 'фирмы Хендли-Пейдж для крыла с полотняным покрытием. Пояса сделаны из П-образных профилей с отбортованными краями, а раскосы — из листового материала, согнутого в трубки. Узлы крепления при этом получаются значительно сложнее, чем в изображенных на фиг. 56, III нервюрах, пояса которых сделаны из 2-образных и Л-обрагных профилей. У этих последних
нервюр (фирмы Бультон и Поль) раскосы в углах обминаются, вставляются внутрь поясов и соединяются друг с другом и одновременно с поясом одной лишь заклепкой. . |₽
В самолете Сталь-2, построенном целиком из нержавеющей стали, пояса нервюр (фиг. 57) выполнены из профилей, показанных на сечении АА, из материала толщиной 0,15 мм. Раскосы (сечение Б Б) изготовлены из материала толщиной 0,1 мм. Профили, образующие пояса и раскосы, соединены роликовой сваркой. В концы раскосов вставляются косынки, служащие для образования узлов пояса с раскосами. Косынки эти привариваются к поясам. Узлы выполнены точечной сваркой.
С целью увеличения строительной высоты лонжерона пояса нервюр при подходе к лонжеронам оборваны, и, таким образом, нервюры состоят из трех частей, соединяющихся при помощи коробчатых ушков, приваренных к поясам лонжеронов (фиг. 50, /). Высота этих ушков по вертикальной оси лонжерона значительно меньше, чем высота поясов нервюры, но в то же время достаточна для предохранения полотна (при провисании его между соседними нервюрами) от соприкосновения с лонжероном.
Нервюры, пояса и раскосы которых выполнены из открытых профилей, менее рациональны с точки зрения использования материала, все же часто применяются, главный! образом, из-за простоты изготовления.
69
Фиг. 57.
Усиленные металлические нервюры
Усиленные металлические нервюры обычно делаются ферменными. Верхний, а в некоторых случаях и нижний пояс нервюры приходится делать криволинейным. Для улучшения работы изогнутых поясов на продольный изгиб их выполняют из профилей более сильных, чем пояса нормальных нервюр. Раскосы также приходится делать более сильными, и, таким образом, возникает необходимость в увеличении сортамента профилей, необходимых для крыла. 4
В тонких крыльях с полотняной обшивкой наиболее рациональной с точки зрения как веса, так и производства, очевидно, следует признать конструкцию, аналогичную конструкции деревянных усиленных нервюр (фиг. 54, //() При этом все нервюры делают нормальными, а для воспринятая сжимающей силы часть нервюр усиливают прямыми профилями, входящими в конструкцию нервюры и служащими в качестве распорок.
При гладком металлическом покрытии и при наличии большого количества легких нервюр применение усиленных нервюр не имеет смысла, за исключением тех случаев, когда они необходимы для воспринятая больших сосредоточенных грузов- *
На фиг. 58, I и II изображены усиленные дуралюминовые ферменные нервюры фирмы Хендли-Пейдж. Пояса и раскосы их выполнены из более сильных профилей, чем в нормальных нервюрах (фиг. 56, II).
Усиленная корневая нервюра фирмы Бультон и Поль (фиг 58, III), креме более сильных профилей, имеет еще распорки, укрепленные с обеих «торон.
В некоторых случаях усиление достигается путем постановки рядом двух нормальных нервюр, соединенных профилем (фиг. 58 IV) или же решеткой в плоскости поясов (фиг. 58, V).
К числу усиленных нервюр следует отнести, нервюры современных кессон ных крыльев. Эти крылья отличаются мощными стрингерами или же применением внутреннего гофра. Нервюры их в большинстве случаев не соединяются с наружной обшивкой и ставятся на больших расстояниях.
В этих, а также в однолинжеронных крыльях, ввиду больших пролетов междулонжеронной части или больших консолей нервюр и значительной строительной высоты профилей более рационально ставить нервюры ферменного типа.
С производственной точки зрения ферменные нервюры выгоднее, так как при них возможен свободный доступ внутрь крыла.
Подобные нервюры показаны на фиг. 22, 25, 56, 1 и 105.
Пояса нервюр самолета S-42 усилены ^уголками, наклепанными с обеих сторон основного профиля (фиг. 59).
Фиг. 60.
Фиг. 59;
На фиг. 60 показана усиленная нервюра самолета Армстронг АМ-27. Нормальные нервюры в этом самолете имеют гид ободов, размещенных лиш.1 над и под кессоном между гладкой и гофрированной обшивкой.
Глава V’.
ВНУТРЕННИЕ РАСПОРКИ, РАСЧАЛКИ, ПЕРЕДНЯЯ И ЗАДНЯЯ КРОМКИ, СТРИНГЕРЫ, КОНЦЕВЫЕ ДУГИ
§ 1. РАСПОРКИ
На фиг. 61 изображена схема внутренней фермы двухлонжеронного крыла, покрытого полотняной обшивкой, с четырьмя вариантами расчалок, трубчатыми распорками и усиленными нервюрами.
При наличии распорок (варианты 7, 2, 3) вместо усиленных нервюр (вариант 4) ставят лишь норма льные нервюры, которые в прямоугольном крыле можно сделать одинаковыми и, следовательно, несколько упростить производство. С другой сторойы, при постановке распорок количество нормальных нервюр увеличивается (варианты 7, 2, 3) по сравнению с крылом, имеющим усиленные нервюры (вариант 4). Так как вес распорок несколько меньше веса усиленных нервюр, но в то же время при установке распорок приходится увеличивать количество нормальных нервюр, то в отношении веса эти конструкции можно считать примерно равноценными.
В деревянных крыльях распорки иногда делают в виде сплошных (фиг. 62, /I) rf пустотелых брусков или же из брусков, соединенных фанерными стенками (фиг. 62, 7); бруски обычно вставляют в металлический стакан с ушками для крепления внутренних расчалок.
Чаще же всего и в металлических и в деревянных крыльях распорки делают из дуралюминовых или стальных труб (фиг. 63, 7 и II).
С целью разгрузки лонжеронов от кручения применяют двойные распорки, устанавливая трубы в плоскостях верхней и нижней полок лонжеронов (фиг. 63, III). Лонжероны в тонких крыльях, в которых ставят часто одиночные распорки, разгружаются от кручения путем установки усиленных нервюр или же жесткой заделки концов распорок.
На фиг. 63, IV показано жесткое крепление распорки, при котором в случае закручивания лонжерона распорка начинает работать на изгиб-
72
Фи?. 61;
На фиг. 63, V. изображен узел крепления распорки к лонжерону в самолете фирмы Армстронг. Жесткость заделки достигается в этом случае установкой подкоса, идущего от распорки к нижней полке лонжерона.
Фиг. 62. Фиг. 63.
Фиг. 64.
I', схема b фиг. 61), а не с двумя ушками
§ 2. ВНУТРЕННИЕ РАСЧАЛКИ И КОСЫЕ НЕРВЮРЫ
В качестве внутренних расчалок крыла применяют плоские ленты, круглые прутки и проволоку (см. фиг- 61).
Плоские ленты выгоднее, чем расчалки из круглых прутков, так как прочность их нарезанной части равна прочности сплющенной средней части. Кроме того, ленточные расчалки требуют меньшего разноса по высоте ушков крепления их к лонжеронам. Разнос ушков необходим во избежание встречи расчалок одной и той же панели в точке пересечения (схемы о2 и на фиг. 61).
Для проволочных расчалок применяют стальную проволоку ав = 140—200 кг/мм2 (в зависимости от диаметра). Однако заделка концов вследствие изгиба выдерживает в среднем 60% от разрывающего усилия прямых участков проволоки. В случае постановки «проволочных расчалок необходимо применять тан-деры с ушком и вилкой (вариант (вариант 3, схема с). В первом случае
тандер можно крепить непосредственно к ушку распорок (схема Ь) и не вводить дополнительного куска проволоки с двумя лишними загибами и кулонами (схема с).
74
При размещении в крыле баков, расчалки ставят только в плоскости нижних полок лонжеронов
На фиг- 61 внизу показан узел крепления расчалок при наличии усиленных нервюр. 1— соединительная накладка, 2 - сережки, 3 отдельные шайбы под каждый из болтов 4.
Для большей жесткости на кручение, особенно важной для свибоднонесущих крыльев при полотняной обшивке, вместо расчалок, которые могут ослабевать при изгибе крыла, в плоскости сжатых полок лонжеронов иногда ставят внутреннюю ферму из жестких косых распорок (фиг. 64). Эти распорки делают несколько ниже нервюр, чтобы они не доходили до полотна. Пояса нервюр проходят над поясами распорок.
§ 3. ПЕРЕДНЯЯ КРОМКА КРЬ’ЛА
Передняя часть крыла нагружена в полете значительно больше, чем остальные участки профиля Кроме tow, неровности и Искажения профиля носовой части сильно сказываются, вызывая понижение аэродинамических данных всего крыла.
На фиг. 10, / показаны четыре варианта конструкции передней кромки деревянного крыла с полотняной обшивкой.
Вариант 1. Носовая часть крыла до переднего лонжерона покрыта фанерой толщиной не менее 1,5 мм Иногда фанерная обшивка идет до лонжерона лишь на верхней поверхности крыла
Вариант 2. Между нормальными нервюрами устанавливаются так называемые носки или ложные нервюры, укрепленные на ободе (носовом стрингере) и доходящие до переднего лонжерона.
Вариант 3. Фэнерой обшивается для облегчения конструкции лишь > самый носок крыла. В этом случае между нервюрами не ставят выравнивающих брусков а. неизбежных при варианте 1 (фиг. 12, VI).
Вариант 4. Носок покрывают листовым дуралюмином, выколоченным по дужке крыла. Между нервюрами лист отбортовывается внутрь крыла для увеличения жесткости.
В<) всех указанных случаях в передней кромке крыла ставят стрингеры, связываюшие нервюры и носки. Стрингеры или врезают в носовые бобышки или же крепят непосредственно к полкам нервюр.
В металлических крыльях с полотняной обшивкой жесткость носка профиля и плавность очертания его достигаются чаще всего обшивкой носка листовым дуралюмином. Конструкция пеоедней кромки и носовых стрингеров показана на фиг. 12, V/: 27, 7/7, 56, HI и 58,^.
В качестве носового стрингера (обода) рекомендуется брать открытый профиль—! L. -образного или --образного сечения, так как при этом значительно упрощается сборка. После склепывания этого профиля с обшивкой носка образуется закрытое сечение, обеспечивающее надлежащую жесткость.
При дуралюмиыовой обшивке всего крыла передняя кромка получается очень жесткой, и носовой стрингер или вообще не нужен, или делается из легкого открытого профиля. Все заклепки на передней кромке д( лжны йыть потайными.
S 4. ЗАДНЯЯ КРОМКА
При крыле с полотняной обшивкой на концы нервюр надеваются V-образ-ные дуралюминовые профили, у которых края на участках между нервюрами отогнуты внутрь. К нервюрам такой обод коепится посредством зак 1епок (фиг. 52, IV).
В заграничных конструкциях задние кромки в крыльях с полотняным покрытием делают обычно из эллиптических или круглых трубок (фиг. 56, I и III). Такие кромки жестче, но тяжелее; кроме того, изготовление их довольно сложно.
В крыльях с фанерной обшивкой концы нервюр обрезают и заменяют стрингером, который вначале приклеивается к нервюрам, а затем связывается с ними -обшивкой (фиг 52, II).
75
В некоторых крыльях по концам нервюр натягивается трос или проволока укрепленные хомутиками (фиг. 52, III). Задняя кромка в этом случае получается зубчатой (фиг. 10, /).
В крыльях с листовой дуралюминовой обшивкой задняя кромка, образуется путем склепывания верхних и нижних листов с вложенной между ними прокладкой, имеющей форму задней кромки. Иногда заднюю кромку делают из целого листа, согнутого по форме профиля и имеющего вид обтекателя (фиг. 19 внизу).
§ 5. СТРИНГЕРЫ ПРИ ПОЛОТНЯНОЙ ОБШИВКЕ
cd
----asr---
Стрингер
J
В крыле с полотняным покрытием нервюры по всему размаху крыла соединяются стрингерами, предотвращающими выпучивание нервюр в плоскости, крыла. Стрингеры (77 на фиг. 52, 53 и 54) размещают с внутренней стороны полок нервюр для того, чтобы между ними и полотном был зазор даже при некотором провисании полотна между нервюрами (фиг. 65, I). Иногда вместо установки стрингеров нервюры связывают тесьмой, как показано на фиг. 65, II.
В американском кодексе безопасности имеются следующие указания относительно мер предохранения нервюр от выпучивания:
1. Если при двухлонжеронном крыле максимальная высота нервюры превышает ее ши-65, I), то все нервюры должны быть
рину более чем в 9 раз (Н/В > 9) (фиг.
поддержаны между лонжеронами, по крайней мере в одной точке сверху и в одной точке снизу, посредством постановки стрингеров или перевязывания нервюр накрест тесьмой.
2. В том случае, когда указанное соотношение больше 16'(/7/В > 16), все нервюры должны расчаливаться, по крайней мере в двух точках сверху и в двух точках снизу, между лонжеронами, и по крайней мере в одной точке, между задним лонжероном и задней кромкой.
В деревянных крыльях стрингеры делаются из прямоугольных брусков, поставленных на ребро (фиг. 54, /), а в металлических — из профилей, чаще всего углового сечения-
§ 6. КОНЦЕВЫЕ ДУГИ КРЫЛА
В
Плавность очертания и необходимая жесткость концов крыльев обеспечиваются постановкой концевых дуг. Эти дуги должны быть очень жесткими и прочными, так как при рулежке часто моторист за них удерживает са
молет, помогая летчику разворачивать его. Для с этого на дугах иногда делают ручки или оставляют в обшивке крыла отверстия, закрытые кожаными карманами. В последнем случае можно взяться рукой за концевую дугу.
У крыльев с фанерной и полотняной обшивкой
концевые дуги делали раньше из согнутых ясе- Фиг. 66.
невых брусков, которые затем обрабатывали по форме концов крыла и с внутренней стороны выфрезеровывали для облегчения.
В настоящее время концевые дуги делают из труб или, чаще, из листового' дуралюмина (фиг. 66).
76
Для большей жесткости дуг, выколоченных из листового дуралюмина, с внутренней стороны полученного профиля между концами лонжеронов вставляется вертикальная стенка с отбортованными отверстиями (сечение АВ, фиг. 66). Эти дуги сложнее в производстве, чем трубчатые, но позволяют придать более правильную форму концу крыла на атакующем ребре и очень удобны для размещения бортовых огней.
Концы крыльев с жесткой металлической обшивкой лучше делать отъемными. Это очень облегчает постановку заклепок в тонкой концевой части крыла.
Ввиду незначительных нагрузок на концах крыльев доводить лонжероны до самого конца крыла нецелесообразно, а лучше заменить их легкими стенками.
Вследствие двоякой кривизны при фанерной обшивке концы крыльев выклеиваются из шпона на болванках.
у Г л а в а VI
НАРУЖНЫЙ НАБОР КРЫЛЬЕВ
1. НАЗНАЧЕНИЕ НАРУЖНОГО НАБОРА И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ ТРЕБОВАНИЯ
В бипланных схемах, у подкосных и расчалочных монопланов, кроме внутреннего, имеется еще наружный набор крыла. Наружный набор создает дополнительные опоры, разгружающие лонжероны при изгибе в вертикальной плоскости, но в то же время нагружает лонжероны осевыми силами растяжения или сжатия.
Наружным набором монопланных крыльев чаще всего являются подкосы, комбинация подкосов с расчалками, а иногда одни расчалки.
В бипланных коробках внешний набор состоит из расчалок и стоек; реже встречаются 'бипланные коробки с жесткой фермой или же с одними стойками.
Стойки, подкосы и внешние расчалки находятся в потоке и поэтому должны давать возможно меньшее сопротивление. У скоростных самолетов часто приходится ставить вместо дуралюминовых стальные стойки и подкосы, так как они имеют меньший авиационный вес. Вместо тросов в настоящее время применяют исключительно стальные обтекаемые ленты.
Для уменьшения сопротивления вследствие интерференции следует избегать острых углов в местах подхода стоек, подкосов и лент к поверхности фюзеляжа и крыла. Узлы крепления должны допускать быструю разборку и сборку коробки, а также регулировку крыльев.
В.*с стоек и подкосов крыла вместе со стойками центроплана составляет от 7 до 12%, а вес внешних расчалок — от 5,5 до 7,5% веса йсей коробки крыльев.
§ 2. СХЕМЫ ПОДКОСОВ
Наружные подкосы чаще всего применяют в комбинации с крылом типа «Чайка» (фиг. 67, /) или с тонкими прямоугольными крыльями, расположенными на I. фюзеляжем (фиг. 67, II и III). При этих схемах увеличение сопротивления вследствие наличия подкосов в значительной мере компенсируется возможностью применения крыльев с большим удлинением и тонким профилем.
ПодкОсы при верхнем расположении крыла работают, главным образом, на растяженЛ; на продольный изгиб подкосы работают при значительно меньших перегрузках и, следовательно, имеют небольшие сечения.
Для уменьшения свободной длины подкосов иногда ставят контрподкосы (фиг. 67, II), соединяющие подкосы с лонжеронами крыла. Иногда между нижними концами контрподкосов ставится распорка и образованный таким образом прямоугольник расчаливается лентами (сечение а—Ъ, фиг. 67, II).
77
Другой метод уменьшения свободной длины подкосов показан на фиг. 67, III. Нижняя часть подкоса входит в систему шасси, и таким образом подкос делится на две части, соединенные шарнирно.
На фиг. 67, IV изображен подкосный биплан. Длина подкоса, так же как и в предыдущем случае, уменьшается путем крепления его к системе шасси. Контрподкос, работающий в этом случае, главным образом, на сжатие, имеет небольшую длину и, следовательно, может быть сделан легким.
Сечение ab
Р низкоплане с нижними подкосами (фиг. 67, V) нижний конец подкосов крепится к оси колеса (с внутренней амортизацией) или же к пирамиде, служащей, кроме того, для крепления качающейся фермы, ча которой крепятся нормальные колеса. • 8
Моноплан-парасоль со свободнонесушими крылом и кабаном из подкосов незначительной длины показан на фиг. 67, VI
При нижнем расположении крыла (фиг. 67, VII) подкосы применяют с целью уменьшения относительной толщины профиля у корня и комбинируют обычно с системой шасси. В этой схеме подкосы работают преимущественно на сжатие, и поэтому их делают более короткими, чем при верхнем расположении крыла.
При верхнем расположении крыла длина консоли принимается равной 50—60% размаха каждого полукрыла/ь/2, считая этот размер от стыковых узлов. Длина консолей низкорасположенных крыльев доходит уже до 75—80% /к/2.
78
Подкосы могут в плоскости, проходящей через их оси, иметь различную форму (фиг. 67, VIII—XI). При установке переднего и заднего подкосов по схеме VIII крепление крыла к фюзеляжу недостаточно жестко в горизонтальной плоскости, вследствие чего иногда добавляют диагональный подкос (схема IX) или же подкосы расчаливают лентами. Для уменьшения сопротивления подкосы часто выполняют по схемам X и XI, причем первая схема применяется при верхнем, а вторая — при нижнем расположении двухлонжеронного крыла.
§ 3. СХЕМЫ СТОЕК
Коробки крыльев с большим количеством междупланных стоек (фиг. 68, I) применяли раньше, главным образом, для больших самолетов. Бипланы среднего и малого веса делают в настоящее время одностоечными (фиг. 68, II).
Фиг 68
Схемы стоек в плоскости, проходящей через их оси, показаны на фиг. 68, III—-VIII и размещены в порядке, соответствующем величине лобового сопротивления: III — стойка с расчалками; IV — Й-образная стойка с отдельными креплениями для каждого элемента; V — И-образная стойка, крепящаяся к крыльям в 4 точках; VI — V-образная стойка, применяющаяся, главным образом, при иднолонжеронном нижнем крыле; VII — более жесткая стойка для двухлонжеронных крыльев; VIII — Х-образная, весьма жесткая и удобообтекаемая стойка.
Междупланные стойки применяются при тонких бипланпых крыльях, имеющих прямоугольную форму в плане, и служат распорками пространственной фермы
Фоккер строил бипланы со свободнонесущими крыльями и применял в цих междупланные стойки без расчалок. Эти конструкции представляли исключение и не привились.
4. СХЕМЫ НЕСУЩИХ И 05РАТНЫХ РАСЧАЛОК
Внешние расчалки делают из профилированных (пент. Размеры этих лент и креплений их (муфты и валики) нормализованы. Обычно несущие ленты иду от верхнего крыла несколько расходясь, к фюзеляжу, а обратные ленты соединяются в нижнем подстоечном узле (фиг 69, I).
Значительно реже прямые и обратные ленты ставят в одной плоскости (фиг. 69, //).
Несушие ленты делаются двойными и располагаются одна за другой, так как при этом расположении они дают меньшее лобовое сопротивление.
На линии пересечения плоскостей несущих и обратных лент во избежание соприкосновения лент при вибрациях, а также для уменьшения вибраций, ставятся отдельные деревянные сепараторы а (фиг. 69, II) или же общие для всех лент дуралюминовые трубки с деревянными сепараторами — пробками.
Фиг. 69.
Замену внешних расчалок жесткой фермой из обтекаемых* труб (фиг. 70, /) нельзя признать рациональной вследствие большого веса-, лоборого сопротивления и возможности возникновения вибраций.
На фиг. 70, // изображен поплавковый гидросамолет Глостер-VI с тонким прямоугольным крылом, имеющим несущие и обратные расчалки. Подобная схема применялась неоднократно на поплавковых гидросамолетах, вышедших победителями в скоростных состязаниях на кубок Шнейдера, а также и на сухопутных самолетах.
Схема с несущими и обратными расчалками при монопланном крыле раньше была очень распространена. Повидимому, от этой схемы не следует совершенно отказываться и в настоящее время, так как тонкое крыло с расчалками при неу-бирающемся шасси может дать меньшее сопротивление, чем толстое свободно-несущее крыло.
§ 5. КОНСТРУКЦИЯ СТОЕК и подкосов
Деревянные стойки (фиг. 71)
Эти ^стойки в настоящее время вследствие применения более выгодных — стальных и дуралюминовых — имеют лишь исторический интерес. На фиг. 71, I
а
Фиг. 71.
изображены сплошные деревянные стойки. Для уменьшения коробления годовые кольца отдельных частей, из которых склеивается стойка, должны составлять с плоскостью склейки угол больше 30°, но меньше 90°. С этой точки зрения сечения, обозначенные буквами а и Ь, неудовлетворительны. На фиг. 71, II показаны деревянные пустотелые обтекаемые стойки, склеенные из двух половин и обмотанные полотном на клею.
Металлические стойки и подкосы
Эти детали делают обычно из цельнотянутых дуралюминовых или стальных труб обтекаемого сечения.
Клепаные стойки и подкосы применяются лишь при больших сечениях, когда нет подходящих размеров обтекаемых труб; V-образные и Х-образные стойки также приходится делать клепаными ввиду сложности формы.
На фиг. 72 показано несколько конструкций концов металлических стоек и подкосов из круглых и обтекаемых цельнотянутых труб. На фиг. 72, / изображен конец стойки в виде стаканчика с регулировочным болтом. Крепление стаканчика к трубе может быть осуществлено различными способами: внутренней клепкой—а; сваркой через отверстия, просверленные в трубе и стаканчике — Ь, причем в трубе отверстие делается большего диаметра; клепкой через отверстия, просверленные против заклепки, — с; клепкой пистонами d.
На фиг. 72, // и III показаны нерегулирующиеся концы трубчатого подкоса. Для уменьшения лобового сопротивления на трубу надевается обтекатель из дерева или же из листового дуралюмина, который приклепывается к диафрагмам, состоящим из двух половин.
На фиг. 72, IV и V показаны типы регулирующихся концов дуралюминовых обтекаемых труб с пробкой из катаного дуралюмина и с наконечником из стали, а на фиг. 72, VI—VIII — нерегулирующиеся концы стальных обтекаемых труб. Заделка конца дуралюминовой обтекаемой трубы при помощи стальной скобки, укрепленной заклепками с распорными трубками, показана на фиг. 72, IX.
Конструкция самолетов—228—6 81
Регулировка длины стоек и подкосов осуществляется во всех случаях при помощи вильчатых болтов. Если оба конца имеют регулировочные болты, то один делают с правой, а другой с левой резьбой для того, чтобы при регулировке не разъединять стоек или подкосов с узлами. Для предотвращения произвольного поворота стойки при двух регулирующихся концах на вильчатых болтах ставятся контргайки.
Фиг. 72.
Клепаные стойки лучше цельнотянутых, потому что их можно выполнить с более тонкими и, кроме того, более ровными по толщине стенками. Изготовление этих стоек, однако, значительно сложнее.
Обычно в качестве рабочей части используется более толстая передняя часть стойки; задняя часть делаетс-я из более тонкого материала и служит лишь обтекателем.
На фиг. 73, /—III показана стойка фирмы Бультон и Поль. К передней части этой стойки крепится сварное ушко. Задняя часть стойки соединяется с передней шурупами и имеет деревянные стрингеры и диафрагмы для сохранения плавной формы и устойчивости.
На фиг. 73, IV изображена дуралюминовая стойка Хендли-Пейдж. Работающей является лишь передняя часть, в центре тяжести сечения которой укреплен универсальный шарнир. Задняя тонкая часть стойки служит лишь обтекателем.
Клепаная стойка тяжелого самолета показана на фиг. 73, V. Для улучшения работы на продольный изгиб сечение этой стойки выполнено переменным по длине.
На фиг. 73, VI изображена средняя часть и сечение Х-образной стойки. Для увеличения площади сечения и устойчивости наружных стенок передней (рабочей) части, по длине стойки идут два швеллера. Обтекатель крепится к передней части посредством хомутиков а, закрепленных шурупами.
Передняя кромка V-образной стойки самолета ЦАГИ-3 (фиг. 69, /) образована из трубы, а задняя из профиля. С боков стойка обшита листами, уширен-
82
ними внизу. Для увеличения устойчивости листов в нижней широкой части стойки вклепаны диафрагмы. Регулировочный болт имеется лишь на одном из
Фиг. 73.
нижних концов стойки. По этому же типу выполняются уширенные^верхний и нижний концы Х-образных стоек.
Глава VII
СТЫКОВЫЕ И ПОДСТОЕЧНЫЕ УЗЛЫ ЛОНЖЕРОНОВ
§ 1. ТИПЫ УЗЛОВ И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕуК[НИМ ТРЕБОВАНИЯ
По характеру работы и по расположению узлы лонжеронов можно разделить на стыковые и подстоечные. Стыковые узлы соединяют лонжероны отъемных частей крыла с фюзеляжем или с лонжеронами центроплана, остающегося при разборке крыльев на фюзе..яже. Подстоечные узлы служат для крепления междупланьых стоек и внешних расчалок у бипланов или подкосов — у монопланов.
Стыковые узлы крыльев, в которых основным работающим элементом является обшивка, будут разобраны ниже.
Наивыгоднейшим по весу является крыло с лонжеронами в виде балок, идущих по всему размаху без узлов разъема. В этом случае, помимо уменьшения веса, значительно упрощается конструкция крыла и его креплений к фюзеляжу Крылья с цельными лонжеронами или жесткой обшивкой без разъемных стыков могут прикрепляться к фюзеляжу сверху или снизу. Усилия, подходящие к узлам крепления такого крыла на фюзеляже, значигельно меньше усилий в стыковых узлах самих лонжеоонов.
При нижнем расположении неразъемного крыла возникает целый ряд конструктивных затруднений, вследствие пересечения крыла и фюзеляжа. Оба варианта размещения крыла имеют ряд эксплоатэционных недостатков, из-за которых крылья без разъемных стыков по размаху применяются сравнительно редко, главным образом для небольших самолетов с фанерной обшивкой.
83
Стыки крыльев нужно располагать так, чтобы была обеспечена возможность транспортирования самолета по железным и грунтовым дорогам, а конструкция стыковых узлов должна позволять в кратчайшее время разобрать и собрать самолет.
Самолет должен разбираться на минимальное количество частей, из которых каждая должна вписываться в установленные железнодорожные габариты. Для возможности быстрой погрузки на железной дороге, а также для свободного движения по грунтовым дорогам, разобранный самолет должен оставаться на шасси.
Быстрая разборка, сборка и подготовка самолета к полету возможны лишь в том случае, когда количество разъемных узлов минимально и они требуют постановки минимального количества болтов или, других соединительных деталей. Для одномоторных самолетов весьма важно, чтобы мотор и баки не разъединялись при перевозке и чтобы мотор можно было опробовать при снятых консолях крыла. Необходимость регулировки крыльев и управления при сборке должна быть сведена к минимуму.
В некоторых случаях, например при ограниченности места для хранения самолета в лётном состоянии, а также при отсутствии специальных ангаров, к крыльям предъявляют еще более жесткие требования. Таковы требования, относящиеся к самолетам, размещающимся на палубах военных и гражданских кораблей, на авианосцах, подводных лодках, а также к туристским самолетам.
Подобные самолеты должны иметь складывающиеся крылья, причем в сложенном виде должны проходить через железнодорожный или специальный габарит. Подготовка таких самолетов к полету и складывание крыльев должны отнимать минимум времени и выполняться экипажем без помощи обслуживающего персонала.
У больших самолетов, учитывая условия транспортирования их. по железным дорогам, а также облегчение производства, приходится делать крыло составным не только в направлении размаха, но и в направлении хорды.
Железнодорожные габаригы ограничивают в основном размах центроплана верхнего и нижнего крыльев, а также максимальную высоту самолета в плоскости симметрии, считая ее от плоскости касания колес и костыля.
Если длина фюзеляжа или размах крыла больше длины открытой платформы, то можно разместить их на двух платформах при обеспечении свободного перемещения одного из концов и при учете радиусов закругления пути.
К подстоечным и стыковым узлам можно предъявить следующие требования:
1) в случае применения внутренних расчалок стыковые и подстоечные узлы необходимо в целях экономии веса объединять с узлами внутренних распорок и расчалок;
2) при деформациях лонжеронов под нагрузкой концы лент, стоек и подкосов должны поворачиваться относительно точек крепления их к узлам, во избежание изгиба и поломки;
3) болты или гайки, служащие для соединения отъемных частей, должны / быть легко доступны при установке и контроле: количество их должно быть минимальным;
4) все соединения в разъемных узлах должны легко и надежно контриться.
Узлы передают на лонжероны большие сосредоточенные силы Поэтому сечения лонжеронов в местах крепления узлов приходится усиливать, вводя дополнительные элементы, при помощи которых усилия постепенно передаются на все части сечения лонжерона. Чем сложнее и тоньше сечение лонжерона, тем больше число дополнительных элементов и тем сложнее узел. Наиболее сложны узлы при тонкостенных лонжеронах; в деревянных конструкциях узлы значительно проще.
Вес узлов в общем составляет от 8 до 10% веса всей неробки крыльев или крыла моноплана.
§ 2. ТИПЫ СТЫКОВЫХ УЗЛОВ
Стыковые узлы служат длл соединения отдельных частей лонжеронов и мо-гутдбыть разделены на два типа: шарнирные узлы и узлы, воспринимающие изгибающий момент от поперечной нагрузки. Узлы второго типа, применяющиеся
84
в свободнонесущих крыльях (фиг. 74, 7), значительно тяжелее узлов первого типа, которые почти всегда ставятся при бипланных схемах, а также у монопланов с подкосами (фиг. 74, II и III).
В шарнирных стыковых узлах соединительные или разъемные болты ставятся на нейтральной оси лонжерона или с эксцентриситетом, т. е. со смещением •т нейтральной оси вниз или вверх. Йг
В узлах без эксцентриситета максимальная величина изгибающего момента в пролетной части 7 увеличивается под влиянием осевых сжимающих сил Р. Ма-
ксимальная величина суммарного момента 2 в пролетной части может поручиться большей, чем величина момента в консольной части, и лонжерон будет тяжелым (фиг. 74, II).
Для того чтобы разгрузить пролетную часть и получить лонжерон с сечениями нужной прочности и в то же время легкими, соединительный бол г стыкового узла несколько смещают вверх.
При большой длине консоли и при значительном консольном моменте, что имеет место у монопланов с верх-
Фиг. 74.
ним и нижним расположением крыла, можно разгрузить консольную часть, сместив стыковой болт вниз.
При стыковых узлах второго типа изгибающий момент от поперечных сил (фиг. 74, 7) воспринимается двумя узлами, расположенными на расстоянии h по вертикали. Один из узлов работает на растяжение, а второй — на сжатие. Для уменьшения усилий желательно размещать узлы на возможно большем расстоянии, используя всю строительную высоту профиля крыла.
Шарнирные стыковые узлы
Шарнирные узлы деревянных лонжеронов. Эти узлы показаны на фиг. 75. На фиг. 75, I слева показан узел на центроплане, а справа — узел отъемной части верхнего крыла бипланной коробки. Узел на отъемной части крыла образует вилку, в которую входит ушко узла центроплана, усиленное распорной трубкой е. К центропланному узлу крепятся: стойки с и ленты b центроплана, а также обратные ленты коробки крыльев d. Для увеличения поверхности смятия и для устойчивости при сжатии к щекам узла приварены скобки /, плотно пригнанные к торцам лонжеронов. Развертка скобки узла отъемной части изображена отдельно — наверху фиг. 75, 7.
Внутренние расчалки крыла (в двух плоскостях) и центроплана (в плоскости нижних полок лонжеронов) крепятся к сережкам а, установленным на общих болтах с узлами.
Узлы крепятся болтами и пистонами и имеют эксцентриситет для разгрузки пролетной части лонжеронов. В щеках узла центроплана снизу имеются вырезы g, позволяющие надевать торцовую нервюру центроплана, не перерезая ее нижней полки h.
На фиг. 75, II изображен стыковой узел лонжеронов биплана Джипси Мозе. Стенка этого узла вставлена в пропил торцовой части двутаврового лонжерона и крепится болтами. Узел чрезвычайно прост, но установка болтов крепления его к лонжерону весьма затруднительна и не может быть рекомендована.
На фиг. 75, III показан стыковой узел переднего лонжерона моноплана Хаук Мозе с верхним расположением крыла. Консоль у этого самолета составляет около 60% длины полукрыла. Для разгрузки пролетной части узел смещен к нижней полке лонжерона. С внутренней стороны узла видна оковка для крепления
85
внутренней распорки, а снаружи — направляющая стыкового болта, облегчавшая разъем при складывании крыльев.
Шарнирные узлы металлических лонжеронов. Шарнирные узлы металлических лонжеронов сложнее, чем деревянных.
При разработке конструкции узла необходимо обеспечить передачу сосредоточенной силы, подходящей к стыку, по возможности на все составные части лонжерона.
Наиболее простые узлы можно спроектировать для лонжеронов открытых сечений с прямолинейными' профилями полок и стенок. Наиболее сложными г получаются узлы для лонжеронов закрытого сечения с гофрированными полками и стенками.
На фиг. 76, I показаны узлы лонжеронов со сплошными, а на фиг. 76, II с наборными полками и плоской стенкой, В этих узлах между вертикальными полками уголков с обеих сторон ставятся плоские прокладки, выравнивающие место для следующих, также парных накладок. Лучше, если вторые накладки имеют горизонтальные отбортовки (фиг. 76, /), для соединения с полками лонжерона. Ухо узла составляется минимум из 5 листов (фиг,, 76, II): стенки, пары выравнивающих накладок и пары вторых нак падок. Иногда количество накладок увеличивается до 6 (фиг. 76, I)
Наружные накладки изготовляют из стали или дуралюмина. 3 первом случае для увеличения площади смятия под стыковым болтом наваривают шайбы, а в дуралюминовые накладки впрессовывают стальные втулки. Длина накладок определяется количеством и шагом заклепок, необходимых для передачи усилия, действующего в узле, на элементы сечения лонжерона.
8б
На фиг. 76, III показан узел стального лонжерона самолета Хаукер Харт. Внутрь граненых тонкостенных полок этого лонжерона вставлены стальные трубчатые бужи, склепанные непосредственно с полками. Передача усилий от стыкового болта на лонжероны осуществляется посредством толстых накладок, которые имеют отбортовки для большей жесткости при сжатии и крепятся к полкам четырьмя болтами. Передача усилий от узла на стенку осуществляется посредством распорной втулки, которая использована и для крепления ушка внутренней расчалки.
Фиг. 76.
На фиг. 76, IV изображен стыковой узел самолета Сталь-2. В корне лонжерона с обеих сторон вставлены стенки а толщиной 0,8 мм, приваренные к среднему и внутреннему профилям поясов. Между стенками вставлены диафрагмы Ь, образующие вместе с листами коробку. Снаружи к листам приварены накладки е, усиленные наварными шайбами с и отбортовками. Между щеками узла вставлена распорная трубка d. Узел хорошо связан с внутренними и средними профилями полок. С наружными профилями узел непосредственно не соединяется.
На фиг. 46, II и 48, II показаны стальные лонжероны с простыми сечениями. Конструкция стыковых узлов этих лонжеронов также сравнительно проста.
На фиг. 37, IV показана подготовка под стыковой узел на лонжероне закрытого сечения с гофрированными стенками и полками. Внутрь лонжерона вставлена коробка с плоскими стенками из толстого материала, склепанная с полками непосредственно, а со стенками через промежуточный _Г"|_ -образный профиль. Снаружи к коробке приклепываются вертикальные прямоугольные пластинки, через которые и проходит стыковой болт. Внутрь коробки вклепаны две горизонтальные диафрагмы.
При такой конструкции соединения, усилия от узла передаются на все элементы сечения лонжерона.
Стыковые узлы, воспринимающие изгибающий момент
В тонких бипланных крыльях узлы, воспринимающие изгибающий момент, применялись раньше у небольших самолетов с многостоечной коробкой при малых опорных моментах.
В настоящее время стыковые узлы, воспринимающие изгибающий момент, применяются исключительно в свободнонесущих монопланах.
Стыковой узел верхней полки деревянного ферменного лонжерона (фиг. 77, /)• Для компенсации ослаблений, возникающих при сверлении отверстий под пистоны, увеличена высота пояса и поверх фанерной стенки лонжерона с обеих сторон наклеена толстая фанерная косынка а. Узел состоит из дуралюминовых
87
накладок b и стальной вилки, образованной из двух щек и приваренной между ними скобки d.
Общее количество пистонов и их диаметры определяют, исходя из допустимых напряжений смятия для дерева. Наиболее тяжелая — стальная часть узла, т. е. щеки с распорной скобой d, крепится всего лишь тремя пистонами, так как здесь расчет ведется уже на смятие дуралюминовых накладок Ь. Для увеличения площади смятия накладок, а также для упрощения установки узла на лонже-
рон, щеки и накладки предварительно соединяют стальными заклепками е, имеющими с внутренней стороны потайные головки.
В случае изготовления всего узла из стали вес его был бы очевидно большим.
Нафиг. 77, II показан стыковой узел легкого самолета Энвой (Envoy). Этот узел спроектирован по тому же принципу, что и предыдущий, т. е. усилие на дерево передается при помощи длинных дуралюминовых накладок с большим количеством болтов. Оковки, непосредственно воспринимающие растяжение и сжатие, изготовлены из стали. Единственный вертикальный стыковой болт этого узла может быть использован в качестве оси вращения при складывающихся назад крыльях,
Прй большой высоте крыла вертикальные стыковые болты для ферменных и балочных лонжеронов были бы очевидно нерациональны.
{Стыковые узлы металлических лонжеронов, набранных из профилей и листов. Узел, показанный нафиг. 78, /, образован из четырех стальных уголковых накладок, соединенных попарно и укрепленных непосредственно на горизонтальных листах, прямолинейных уголках поясов и фенке дуралюминового лонжерона. Боковые криволинейные профили поясов а (квадранты) с накладками не связаны. Усилия от стыковых накладок передаются на стенку лонжерона через подкладки Ь. Ослабление сечения лонжерона у корня из-за обрыва квадрантов компенсируется добавлением в последней панели лонжерона второй вертикальной стенки,склепанной с основной стенкой.
Недостатками этого узла являются отсутствие непосредственной связи уголковых накладок со всеми элементами лонжерона и крепление горизонтальных полок стыковых накладок к поясам лонжеронов односрезными болтами.
Узел получился бы несколько сложнее, но значительно легче при креплении стыковых накладок ко всем профилям, составляющим лонжерон, и при установке двухсрезных болтов.
Более рациональны узлы однолонжеронного крыла Девуатин (фиг. 25, I и V и 37, V). Ушки этих узлов имеют вид гребенки, состоящей из трех частей. Средняя фрезерованная стальная часть выполнена в виде вилки, захватывающей пояс лонжерона сверху и снизу. Наружные части узла представляют собой стальные накладки с ушками, входящими в состав гребенки. Эти накладки крепятся к поясам и элементам решетки или стенкам лонжерона на шурупах и заклепках. Таким образом здесь усилия от узлов передаются на все составные части сечения лонжерона.
z
Узел подобного типа применен на самолете Вибо-260 (фиг. 78, II).
Узлы, применяемые в ферменных лонжеронах с поясами из труб. Такие узлы изображены на фиг 78, III (узел ЦАГИ) и IV (узел Юнкере).
В узле ЦАГИ в стакан с цилиндрической внутренней поверхностью (фиг.40,/V). вставленный в конец трубы центроплана, входит имеющий шаровую наружную поверхность (фиг. 40, IV) стакан консольной части крыла. Подгонка и сборка при таких узлах просты. Кроме того, при этих узлах'устраняется момент защем-
ления поясов лонжерона в вертикальной плоскости. Соединение осуществляется коническим болтом, поставленнььл горизонтально.
На фиг. 78, IV показан разрез узла Юнкере. Стаканы этого узла имеют шаровые опорные поверхности а. Наружный конец стакана, надетого на пояс лонжерона центроплана, нарезан. На стакан, вставленный в полку лонжерона консольной части, надевается гайка с, имеющая по наружной поверхности шлицы d, при помощи которых она навинчивается на стакан центроплана.
Она последних узла (фиг. 78, III и IV) упрощают конструкцию стыка при изломе поясов лонжеронов в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а также упрощают процесс сборки. В этом отношении данные узлы лучше стыков, осуществляемых при помощи гребенок и ушков.
89»
§ 3. СТЫКОВЫЕ УЗЛЫ СКЛАДЫВАЮЩИХСЯ КРЫЛЬЕВ Типы складывающихся крыльев
Складывание крыльев в бипланах производится путем поворота обеих полукоробок относительно вертикальной или слегка наклонной вперед оси, проходящей через болты стыковых узлов задних лонжеронов. Ось вращения крыльев наклоняется вперед для того, чтобы концы нижних крыльев при повороте назад поднялись над горизонтальным оперением или находились на достаточной высоте (не менее 300 мм) над землей.
Чтобы регулировка внешних лент не нарушалась, их крепят к стыковым узлам отъемной части, а не к центроплану и фюзеляжу, как это делается при отъемных крыльях.
Между узлами разъема передних лонжеронов перед складыванием крыльев ставится временная стойка, воспринимающая усилия от предварительной затяжки передних внешних лент коробки крыльев. При раскосной системе коробки необходимость в распорных стойках отпадает.
У монопланов с верхним расположением крыла и подкосами складывание крыльев может быть осуществлено по тому же методу, что и у бипланов. Крыле откидывается назад относительно оси, проходящей через стыковой узел задне-
го лонжерона и узел крепления заднего подкоса к фюзеляжу. Обычно в таких самолетах ставят V-образные подкосы, которые при складывании крыла не разъединяются. Если подкосы имеют N-образную форму, необходимо разъедини гь с крылом только передний подкос.
Ввиду'того что у моноплана как хорда, так и размах для каждого типа самолета больше,чем у бипланной коробки, сложенное подобным образом мо-нопланное крыло занимает все же много места. Более компактно можно сложить монопланные крылья путем поворота относительно вертикальной и горизонтальной осей (фиг. 79). При этом методе складывания сначала разъединяют верхние узлы переднего и диагонального подкосов, а затем вынимают -болт из стыкового узла переднего лонжерона. Пос-
ле этого крыло можно повернуть относительно оси, проходящей через стыковой узел заднего лонжерона и узел крепления к нему подкоса, отклоняя переднюю кромку крыла вниз до тех пор, пока нижняя поверхность профиля придет в соприкосновение с задним подкосом (фиг. 79).
Наконец, крыло может быть откинуто назад путем поворота относительно 90
оси, проходящей через задний стыковой узел и узел крепления подкоса к фюзеляжу.
В сложенном положении крылья становятся на ребро и, следовательно, в поперечном направлении занимают очень мало места.
При низкоплане с подкосами складывание крыльев может быть осуществлено по одному из указанных выше способов.
Свободнонесущие крылья в большинстве случаев складываются по второму методу, т. е. путем поворота относительно горизонтальной и вертикальной осей. При этом на крыле приходится ставить дополнительно специальный узел для складывания и поддержки сложенных крыльев.
На фиг. 80 показан оригинальный способ поворота свободнонесущего крыла при верхнем расположении его относительно фюзеляжа, примененный в самолете Кольховен.
Крыло имеет неразрезные лонжероны и целиком поворачивается вместе с мотором в направляющих, изогнутых по кругу и укрепленных на специальном кабане.
Конструкция стыковых узлов при складывающихся крыльях
Устраивать складывающиеся крылья целесообразно лишь тогда, koi да подготовка самолета к полету и складывание крыльев после полета связаны с минимальным количеством соединений. Наиболее подходящим в этом отношении типом является однолонжеронное крыло с передней фермой жесткости или двух лонжеронное крыло.
Многолонжеронные крылья, крылья моноблок, а также крылья чипа монокок здесь очевидно непригодны.
При первом с п о-с^о б е складывания, т. е. при повороте лишь относительно вертикальной оси, узлы получаются простыми и в сущности не отличаются от обычных стыковых узлов. Задний узел должен иметь вертикальный стыко-
вой болт, вокруг которого, как вокруг оси, и откидывается крыло.
Стыковые узлы пеоедних лонжеронов у битланов и у подкосных монопланов делают шарнирными с ориентальными стыковыми болтами (фиг. 81). Соединительным болтом обычно служит прижимающийся спиральной пружиной штырь, с рукояткой, выходящей из передней кромки крыла для оттягивания при складывании. I
На фиг. 81, I—III показаны приспособления, исключающие возможность произвольного разъединения переднего стыкового узла и в то же время не требующие контровки.
При свободнонесущих крыльях как передний, так и задний узлы должны воспринимать момент и, следовательно, иметь по два уха. Наиболее рациональ-
91
ними с точки зрения ускорения сборки следует признать горизонтальные ушки, позволяющие производить стыковку посредством одного вертикального болта ^фиг. 77, II). W
При втором способе складывания, т. е. путем поворота крыла относительно горизонтальной и вертикальной осей, гзлы получаются более сложными.
В самолете Юнкере крыло после разъема стыковых узлов поворачивается относительно горизонтальной трубы, заделанной в переднюю кромку крыла и имеющей подшипник, укрепленный в кронштейне, который, в свою очередь, может поворачиваться относительно вертикальной оси (фиг. 82, I).
Фиг 82
Узлы складывающихся крыльев самолета BFWM-23 ^показаны на фиг. 82, II.
Стыковка производится в двух узлах горизонтальными болтами. Для поворота крыла при складывании служит узел в носовой части на нижней поверхности крыла. Этот узел используется в качестве третьей точки крепления однолонжеронного крыла.
Стык кпыла самолета Маус (фиг. 82, III и IV) осуществляется при помощи четырех ушков вертикальными болтами. Для складывания служат две трубы А и В, соединенные гребенчатыми ушками. Труба А жестко закреплена на центроплане между лонжеронами. Труба В может скользить и вращаться в третьей грубе С, укрепленной между лонжеронами консоли.
При складывании сначала разъединяют рукояткой стыковые болты, затем оттягивают консольную часть от центроплана, поворачивают ее и в вертикальном положении откидывают назад.
На фиг. 82, V показаны узлы заднего подкоса с фюзеляжем и заднего лонжерона с центропланом самолета Потез.
Узлы поворачивают вокруг болтов и, кроме того, по оси конуса, по которому обработаны стаканы крепления подкоса к фюзеляжу и крыла к центроплану. На фюзеляже и крыле укреплены неподвижно конические подшипники.
S2
§ 4. ПОДСТОЕЧНЫЕ УЗПЫ
Требования, предъявляемые к подстоечным узлам
По условиям работы подстоечные узлы в значительной мере отличаются от стыковых. Прежде всего следует отметить, что подстоечные узлы располагаются в сечениях лонжеронов, испытывающих большие изгибающие моменты от поперечной нагрузки. Отсюда вытекает и первое требование, относящееся к подстоечным узлам, а именно: болты крепления подстоечных узлов должны как можно менее понижать момент сопротивления лонжерона. Наилучшим с этой точки зрения является крепление при помощи одного болта, проходящего через нейтральную ось лонжерона.
Второе требование, предъявляемое к конструкции подстоечных узлов, касается легкости отъема подкосов, лент и стоек при разборке самолета, а также доступности соединений для контроля в собранном состоянии. Для выполнения последнего требования кпепления лент, подкосов и стоек должны быть вынесены из крыла, а соединительные болты помещены с наружной стороны обшивки.
Третье требование, которому должны удовлетворять подстоечные узлы, предусматривает необходимость шарнирного крепления подкосов, стоек и лент. При креплении подстоечных узлов посредством одного болта, проходящего через нейтральную ось сечения, лонжерон при изгибе свободно поворачивается вокруг стыкового болта.
Если ушки крепления вынесены из крыла, то необходимо соответствующее устройство шарниров, исключающее возможность защемления концов лент, подкосов и стоек при повороте узла вместе с лонжероном при изгибе.
Узлы лонжеронов с подкосами
Узлы деревянн ых лонжеронов. Конструкция узлов у этих лонжеронов весьма проста вследствие простой формы сечения.
Узел самолета Потез-38 (фиг. 83, I) состоит из двух плоских щек, к которым приварены с обеих сторон угольники, зажимающие толстую сережку, к которой
Фиг. 83.
крепится подкос. Особенностью этою узла язляется отсутствие сплошной бобышки, которая в данном случае вследствие большой высоты лонжерона получилась бы слишком тяжелей. Полки лонжерона под узлом лишь слегка утолщены с целью компенсации ослабления их болтовыми отверстиями.
93
$1
Для предохранения узла от поворота и для увеличения площади смятия, перпендикулярно волокнам поставлены скобки, охватывающие лонжерон вместе со щеками узла сверху и снизу.
Узлы легких самолетов показаны на фиг. 62, II и 63, II.
Узлы металлических лонжеронов. У металлических, лонжеронов для постановки узлов приходится увеличивать толщину стенок накладками, которые должны быть соединены и с полками лонжеронов. При закрытых коробчатых профилях лонжеронов, кроме того, необходимо ставить диафрагмы или распорные трубы, соединяющие стенки лонжеронов.
Крепление узлов к криволинейным профилям чрезвычайно затруднительно, и в этих случаях концы подкосов приходится делать в виде вилок.
На фиг. 83, II—IV показаны детали крепления вильчатого подкоса самолета Сталь-2. В месте крепления узла решетка лонжерона заменена коробкой из листового материала. В коробку вварена точеная втулка из нержавеющей стали. Во втулку вставляется шаровой шарнир, состоящий из точеных стальных деталей.
Вильчатый подкос крепится болтом, проходящим через отверстие в шаровом шарнире.
Узел вильчатого подкоса самолета Вейман-Лепер показан на фиг. 83, V. Этот узел смещен вверх от нейтральной оси лонжерона для разгрузки пролетной части от момента в нормальном полете.
Довольно простое сечение этого лонжерона обусловило сравнительную несложность узла. Дальнейшее упрощение узла достигнуто установкой цилиндрического шарнира вместо шарового, что возможно лишь в том случае, когда подкос размещен в плоскости симметрии лонжерона.
Узел самолета Потез-39 (фиг. 83, VI) образован двумя сережками, приклепанными к стенкам и полкам двутаврового лонжерона. Ребра сережек отбортованы для увеличения жесткости при работе на сжатие. Между наружными сережками зажата внутренняя, выполненная из толстого материала. В отверстие вставлена стальная втулка, обжимающая все три слоя материала, образующие ушко. Для увеличения жесткости стенки и для связи между верхней и нижней полками лонжерона, поставлены косые швеллеры, приклепанные как к стенке, так и к полкам. Узел очень прост в конструктивном отношении и, вероятно, легок.
Узлы стоек и лент с лонжеронами
Подстоечные узлы сложнее, чем узлы подкосов, так как к ним подходит большее количество элементов.
С другой стороны, каждое из креплений получается более легким, чем в узлах подкосов. Сережки для крепления лент могут быть сделаны весьма легкими, так как материал в них работает исключительно на растяжение.
Узлы деревянных лонжеронов. На фиг. 84, I показан узел нижнего крыла самолета Хейнкель. К узлу подходят: обратная лента /, передняя 2 и диагональная 3 стойки и усиленная нервюра 4. Муфта 5, в которую ввинчивается лента, имеет ушко б с отверстием, обработанным по шаровой поверхности. В ушко 6 вставляется кольцо 7 с шаровой наружной поверхностью.
Лента с муфтой и кольцом проходят через отверстие в верхней полке внутрь лонжерона, причем кольцо плотно насаживается на середину пустотелого болта 8. Таким образом лента может поворачиваться относительно болта на некоторый угол во всех направлениях. Усилие, действующее по ленте, передается на лонжерон через пустотелый болт, который проходит через стальные накладки 9Г укрепленные на лонжероне стальными пистонами 10.
На концы пустотелого болта, кроме накладок, надет дуралюминовый хомут 77, плотно охватывающий лонжерон снизу. Этот хомут служит для увеличения площади смятия перпендикулярно волокнам лонжерона и, кроме того, используется для крепления скобы 72, предназначенной для привязывания самолета при хранении в поле.
Щеки узла имеют ушки 13, к которым при помощи переходной фрезерованной сережки 14 крепятся стойки. Верхняя полка усиленной нервюры перерезана, 44
и крепление ее к лонжерону осуществлено посредством скобок 15, приваренных к [щекам узла.
Узел крепления внутренних расчалок отсутствует, так же как и расчалки» потому что это крыло снизу обшито фанерой.
Фиг. 84.
На фиг. 84, II показана модификация предыдущего типа узла применительно к узлу верхнего лонжерона. Стойки крепятся к сережке 1, приваренной в направлении потока к хомуту 2, охватывающему лонжерон снизу. Для того чтобы узел крепления стойки не мог повернуться относительно пустотелого болта, xomvt 2 имеет ушки, через которые проходит болт 3.
Усиленная нервюра, не показанная на схеме, может быть цельной и иметг в данном случае обычное крепление.
В этих узлах муфты лент не выходят за обшивку, и следовательно, лобовое сопротивление крыла уменьшается. Однако для осмотра узла в обшивке приходится делать люки с вырезами, что портит поверхность и представляет неудобства в экенлоатационном отношении. ,
95
Вырез полки у рижнего узла (фиг. 84, /), во-первых, ослабляет полку в ответственном месте, а во-вторых — открывает доступ воде внутрь лонжерона.
В узле, изображенном на фиг. 84, III, несущие ленты и между планная стойка крепятся к вилкам, надетым на пустотелый болт большого диаметра /. Вилки состоят из стальных пластин с приваренным к ним по полету толстым ребром.
Вилка крепления несущих лент 2 может поворачиваться относительно пустотелого болта. Ленты крепятся к ребру, усиленному приварными шайбами, и могут поворачиваться в его плоскости. Таким образом устраняется возможность защемления-концов лент, которые могут поворачиваться относительно узла во всех направлениях.
Вилка крепления стойки 3 имеет дополнительные ушки 4, через которые проходит болт небольшого диаметра, предохраняющий вилку от опрокидывания под влиянием сжимающей силы, действующей по стойке.
Фнг. 85.
Для того чгобы при повороте вилки вместе с лонжероном под влиянием деформаций изгиба не происходило защемления стойки и ребра, в него вставляется обойма с шарсзым шарниром.
У узла ставится усиленная нервюра 5, которая крепится нормальным порядком и имеет в стенках вырезы для прохода головки болта и сережки крепления внутренних расчалок 6.
Узел этот чрезвычайно прост в производстве и удобен в эксплоатации, так как все болты разъема вынесены наружу.
Вилки могут быть выполнены и клепаными, для этого ребра их придется делать двойными углового сечения и несколько увеличить ширину щёк.
г На фиг. 84, IV показан подстоечный узел деревянного двутаврового лонжерона. В месте крепления узла лонжерон имеет сплошное сечение, а по обеим сторонам от узла лишь незначительную фоезеоовку. Ушки для лент и стоек направлены поперек потока. Защемление лент и стоек устраняется путем установки переходных сережек, не показанных на чертеже.
Узел состоит из Дуралюминовых щек 7, на которые насаживаются стальные вилки под ленты 2 и стойки 3. Вилки образованы из щек, | сваренных со скобками, вставленными снизу и увеличивающими, таким^образом, толщину ушков.
96
Передача усилий на лонжерон обеспечивается большим количеством сплошных болтов малого диаметра. Часть этих болтов использована для крепления вилок к дуралюминовым щекам.
Недостатком этого узла является необходимость установки большого количества болтов, которое ослабляют лонжерон и, кроме того, очевидно не могут работать равномерно.
Узлы металлических лонжеронов Эти узлы отличаются от деревянных более сложными местными усилениями сечений. При толстостенных сечениях лонжеронов закрытого профиля узлы получаются наиболее простыми, так как в этом случае лонжерон усиливают очень просто — постановкой внутренних бужей или бобышек из легких сплавов (фиг. 45, III и 63, /).
Как правило, ушки для обратных и несущих лент изготовляют из сплошного толстого материала, а унн и под стойки — сварными.
У сечений с плоской стенкой и полками из закрытого профиля усиление лонжерона значительно сложнее. На фиг. 85, I видны усиливающие накладки, поставленные в месте крепления лент и стоек, и коробки с обеих сторон стенки лонжерона. Ушки обратных лент могут ориентироваться по направлению лент, вращаясь около пустотелого болта большого диаметра. Ушки под стойки — сварные и крепятся к лонжерону - жестко при помощи двух сплошных болтов малого диаметра.
Усиление лонжеронов с гофрированной стенкой и полками и подготовка места для постановки узла еще более сложны.
На фиг. 85, II показан узел самолета Авро Трейнер в собранном виде. Подготовка лонжерона для установки этого узла показана на фиг. 85, III и IV.
Другие узлы лонжеронов подобного типа показаны на фиг. 58, V, 63, V и др.
• Глава VIII
ОБШИВКА КРЫЛЬЕВ
Наиболее легким материалом для обшивки крыльев является полотно. Помимо легкости полотняная обшивка дешева и позволяет быстро и просто осуществлять ее ремонт и замену.
Свободнонесущие крылья с полотняной общивкой недостаточно жестки при кручении, и для них выгоднее применять обшивку из фанеры или металла. Надо учитывать при этом, что в весовом отношении жесткая обшивка становится выгодной лишь при больших нагрузках на квадратный метр крыла.
В бипланах полотняное покрытие бесспорно выгоднее и широко применяется до настоящего времени.
§ 1. ПОЛОТНЯНАЯ ОБШИВКА
Раньше обычно при обтяжке крыльев располагали основу ткани по хорде крыла (фиг. 86, /). Но при этом ткань сильно провисала между нервюрами и профиль крыла искажался. Поэтому в настоящее время основу располагают под углом в 45° к хорде крыла (фиш 86, II). В этом случае полотно провисает меньше и нервюры можно ставить реже.
Способ пришивки полотна в случае тонких профилей показан на фиг. 87,1—II1. На полки нервюр сверху и снизу крыла (фиг. 87, I) наклеивае ся узкая тесьма- /, поверх которой натягивается полотно 2. Затем через все крыло полотно прошивают тонким шпагатом 3, образуя узелки вдоль нервюры. На полученный таким образом шов наклеивается полотняная лента 4 для того, чтобы закрыть проколы в обшивке и несколько сгладить полученные неровности.
Для тонких крыльев этот способ очень удобен из-за быстроты прошивки. Но при уменьшении влажности шпагат ослабевает и в полете ткань сверху крыла может отсгавать от нервюр. Кроме того, шпагат, натянутый по нервюрам внутри крыла, затрудняет осмотр и смену проводки управления.
Конструкция самолетов—228- 7 97
Чтобы шпагат не перетирался об острые края полок нервюр, края эти'слегка закругляют. Кроме того, поверх обтяжки (фиг. 87, //) под шпагат рекомендуется прокладывать тесьму 3.
На фиг. 87, И показаны остальные детали полотняного покрытия: 5 — соединение кромок полотна; 6 — шов на задней кромке; 8 и 7 — обклейка передней и задней кромки крыла лентой-бахромкой; 9— пистон для стока воды, проникающей внутрь крыла.
На фиг. 87, III показан английский способ пришивки полотна. Здесь верхняя и нижняя полки нервюры обернуты киперной лентой. Кромки ленты сшиваются одна с другой и к полкам не приклеиваются. Таким образом лента может несколько перемещаться по хорде крыла. Полотно пришивают так же, как и в предыдущем случае, но с обеих сторон нервюры. Расстояние между узлами с каждой стороны нервюры должно быть равно 75 мм. Узлы швов одной стороны располагаются относительно другой в шахматном порядке, и, таким образом, шаг между узлами равен 37,5 мм.
При большой высоте профиля пришивать полотно указанными способами затруднительно, так как приходится работать очень длинными иголками, которыми трудно сделать точный прокол через все крыла. Кроме того, ввиду большой свободной длины шпагата увеличивается возможность ослабления пришивки полотна к нервюрам из-за вытягивания шпагата.
Наиболее распространен в настоящее время способ крепления обшивки к отдельным полкам нервюры. Этот способ применяется как при деревянных, так и металлических нервюрах.
На нервюру (фиг. 87, IV) кладется прочная (киперная) тесьма 7, которая обматывается шпагатом 2 вокруг полки в случае ферменных нервюр. Если нервюра имеет фанерные стенки, то в них для шпагата делают отверстия. Полки металлических нервюр (фиг. 87, V) обычно просто обматывают тесьмой 6. После указанной подготовки нервюр полотно 3 (фиг. 87, IV) натягивается и пришивается снаружи кривой иглой, причем получается зигзагообразный шов 4'. поверх шва наклеивается лента 5.
При такой прошивке, поверх полотна нет узелков, внутри крыла отсутствуют «заграждения» из шпагата и нет длинных кусков свободного шпагата, а поэтому вытягивание его уменьшается.
На участках, перпендикулярных к полкам нервюры, шпагат прохватывав г тесьму 7 (фиг. 87, IV) или обмотку 6 (фиг. 87, V) 2 раза. Однако все же возможны или недостаточно длинные проколы или даже пропуски, которые трудно заметить.
Если под тесьму или перед обмоткой проложить по нервюре мягкую, например фланелевую, ленту, то надежность пришивки полотна увеличивается. Кроме того, в этом случае шпагат, углубляясь в обмотку, будет меньше выступать через полотно.
На фиг. 87, VI показан способ крепления полотняной обшивки к стальной нервюре проволокой.
9*
Для доступа воздуха, а также для стока воды, которая может попасть внутрь крыла через проколы полотна и через люки, на нижней поверхности крыла в каждом отсеке между нервюрами желательно устанавливать пистоны перед передним и задним лонжеронами, а также в хвостовой части. Поверх фанерной и дуралюминовой обшивки носовой части крыла полотно приклеивают эмалитом.
Фиг. 87.
Вес полотняного покрытия с окраской на 1 м2 несущей поверхности при деревянных нервюрах равен в среднем 0,750 кг, а при металлических нервюрах — около 0,850 кг, причем увеличение веса обшивки при металлических нервюрах происходит из-за утяжеления обмотки. -
§ 2. ФАНЕРНАЯ ОБШИВКА
Впервые листовая фанера в качестве материала для покрытия крыла была применена известным конструктором Фоккером. Покрытые фанер й крылья Фоккера оказались очень жесткими на кручение, водонепроницаемыми и дешевыми.
Фанерная обшивка выгодна для самолетов с большой нагрузкой на 1 м2 (не менее 70—80 кг/ v,£), так как в этом случае можно применять фанеру толщиною 1,5—2,0 мм, достаточно устойчивую при незначительном количестве стрингеров и других элементов жесткости.
99
По сравнению с полотняной, и в особенности с металлической (гофрированной или гладкой с нормальными заклепками), фанерная обшивка позволяет придать крылу поверхность, очень выгодную в аэродинамическом отношении, т. е. с минимальным количеством неровностей (крыло может быть отполировано).
Для того чтобы фанера лежала плавно, необходимо, однако, очень тщательно строить контуры всех нервюр и, кроме того, избегать поверхностей двоякой кривизны. На концевых закруглениях приходится для получения плавности укладывать более узкие полосы t фанеры или же выклеивать концовку из шпона.
Обшивку крыла фанерой начинают с концов и ведут к корню, стыкуя отдельные листы внахлестку с перекрытием около 40 мм. Стыки делают над нервюрами и выполняют на клег и оцинкованных гвоздях (фиг. 13).
В направлении хорды крыла покрытие начинают с задней кромки и заканчивают носком. Если целого листа нехватает, то листы стыкают на стрингерах, t Стыки по хорде выполняют так же, как и по размаху, т. е. внахлестку на клею и гвоздях.
В местах вырезов для установки баков, уборки шасси и для иных надобностей, необходимо крыло усиливать.
► На фиг. 88 показан один из способов усиления крыла в месте выреза.
Осуществление разъемных стыков фанерной обшивки чрезвычайно затруднительно. Чаще всего при фанерной обшивке крыло делают неразрезным, без узлов разъема по размаху, так что оно целиком отнимается от фюзеляжа.
Наружные волокна обшивки обычно располагают по размаху крыла, так как в этом случае фанера лучше работает при изгибе крыла от поперечной нагрузки; кроме того, получается меньше отходов материала.
Расположение волокон под 45° к размаху применяется значительно реже имеет преимущество лишь при работе крыла на кручение, а также на изгиб плоскости хорды.
Для подкрепления фанеры и для улучшения ее работы на сжатие при изгибе
и в г крыла, вдоль по размаху крыла ставят стрингеры. Выбор расстояния между стрингерами в зависимости О', их сечений и толщины фанерной обшивки в общем
100
производится так же, как и для металлического крыла (подробнее см. описание гладкой металлической обшивки).
В тех местах, где стоят дорожки (трапы) для ходьбы по крылу, расстояние между стрингерами сечением 19 х 8 мм берется не более 250 мм.
Стрингеры должны быть примерно в два раза выше полок нервюр и вырезаются в местах пересечений с полками. Вырез в стенке нервюры после установки стрингера заполняется бруском с (фиг. 89, I), который склеивается со стрингером и усиливает его в месте выреза.
С целью увеличения строительной высоты лонжеронов нервюры иногда делают из отдельных частей и полки их перерезают лонжеронами (фиг. 89, II). Обшивку в этом случае крепят непосредственно к лонжеронам, а не к выравнивающим брускам а, которые ставятся между полками соседних нервюр, когда полки нервюр проходят снаружи полок лонжеронов (фиг.
89, III).
Вес фанерного покрытия с окраской на 1 Л12 несущей поверхности составляет от 2,75 до 3,75 кг.
По сравнению с весом полотняного покрытия, если даже к весу полотняной обшивки прибавить вес внутренних расчалок и жесткой обшивки передней кромки, вес фанерного покрытия получается все же в 2,5—3 раза больше.
На фиг. 90 показана обшивка крыла самолета Комета дэ-Хэвилэнд из спру-сового шпона шириною 50 мл. Угол между направлением волокон покрытия и размахом крыла составляет 45°, а волокна соседних слоев образуют угол в 90°. У корня крыла общая толщина покрытия достигает 13 мм, а на концах — уменьшается до 3 мм. Крыло это не имеет разъемных стыков лонжеронов и обшивки и крепится под фюзеляжем. Поверх обшивки крыло обтянуто полотном. Нагрузка на 1 м? крыла у Кометы равняется 120 кг. Весовая отдача составляет 46,6%, что следует признать очень высоким для самолета данного типа. Толщина крыла в корне всего лишь 280 мм, или ,около 12,5%.
Фиг. 91-
§ 3. МЕТАЛЛИЧЕСКАЯ ОБШИВКА
Применение металлической обшивки очевидно может быть выгодным в весовом отношении лишь при тонких листах.
Удельные веса березовой фанеры, дуралю-мина и стали относятся как 1:4,00: 11,3.
При изменении по размаху крыла толщины березовой фанеры в пределах 1,5 — 5,0 мм получаем, при одном и том же весе, следующие пределы толщин обшивки для дуралюмина—0,375— 1,25 мм и для нержавеющей стали 0,133 — 0,442 мм.
Следует отметить, что взятая для сравнения за единицу фанерная обшивка значительно тяжелее полотняной. Для того чтобы при металлической обшивке все же получить экономию в весе, толщина ее должна быть уменьшена по сравнению с приведенными величинами.
101
Для оценки металлической обшивки в аэродинамическом отношении весьма интересны исследования проф. Клсмина, проведенные над крылом размером 11,0 х 1,83 м, с гладкой обшивкой и нормальными заклепками d = 3,17 мм, расположенными в 9 рядов на верхней и нижней поверхностях крыла. Расстояния между рядами по хорде составляли 10% Ьк, а шаг заклепок в ряду t -= 25 мм (фиг. 91).
Испытания показали, что 9 рядов верхних заклепок дали увеличение Сх крыла на 21%. Добавление 9 рядов нижних заклепок сопровождается увеличением Ся лишь на б%. Максимальное увеличение сопротивления дает ряд заклепок, распо ложенный на верхней поверхности на расстоянии от носка, равном 5% хорды (АСа.= 18,5%). По сравнению с Гладким крылом наличие одних выступающих заклепочных головок может вызвать понижение максимальной скорости на 2,5%
Еще хуже очевидно гофрированная наружная обшивка, в которой помимо заклепок имеется целый ряд выступов, и, кроме того, увеличивается поверхность соприкосновения с потоком.
В лучших образцах современных самолетов с гладкой дуралюминовой обшивкой передняя кромка крыла на расстоянии до 10—15% хорды собирается на потайных заклепках.
ИГ Следующая особенность крыльев с гладкой дуралюминовой обшивкой заключается в наличии чрезвычайно большого количества заклепок, значительную часть которых трудно ставить.
Это замечание можно, очевидно, отчасти и к стальной обшивке на точечной сварке, хотя вообще эта обшивка в настоящее время еще не получила распространения.
Предварительный выбор основных размеров клетки и сечений
При проектировании крыльев с тонкой дуралюминовой обшивкой возникает целый ряд вопросов относительно выбора наивыгоднейших размеров.
Фиг 92.
К числу таких вопросов относятся: 1) выбор наивыгоднейшей формы и площади сечения стрингеров и лонжеронов: 2) определение наивыгоднейшего рассто-102
яния между стрингерами и нервюрами; 3) выбор наивыгоднейшего соотношения площади сечения обшивки, стрингеров и лонжеронов.
На фиг. 92 приведены результаты статических испытаний дуралюминовых листов различной толщины 8, длиной а — 610 мм при ширине Ь, изменявшейся от 25,4 до 610 мм. Края пластинок, параллельные направлению сжимающей силы, поддерживались направляющими (фиг. 92, III).
Для пластинок толщиною 5 = 0,406 мм минимальная ширина b при испытаниях равнялась 101,6 мм, вследствие чего кривая не характерна и в дальнейшем подсчете исключена. Из диаграммы (фиг. 92, /)видно, что критическая сила Р, которую пластинки выдерживают при сжатии, увеличивается по закону, близкому к прямой линии при изменении ширины b лишь в незначительных пределах.
В табл. 6 подсчитаны соответствующие силам /0 и Рг напряжения з0 и и отношения Ьо/'>, Ь,/^, кроме того, для силы подсчитано отношение высоты пластинки а = 610 мм к ее ширине Ь^ Из таблицы видно, что максимальные напряжения з0 обшивка выдерживает лишь при незначительной ширине Ьо^ 23—33 о, соответствующей силе Ро (фиг. 92, /).
Таблица 6
0, мм Ьо, мм Ро, кг о0, кг/млР । X, ММ Ь, В Pi, кг аь кг,1 мм2 n^ajb^ = 6W1’b1
0,761 25 4 33 4 300 155 203 267 454 2.94 3
1,142 25.4 23,3 600 207 305 267 1040 299 2
1 53 50,8 33 3 12'0 166 203 135 1810 2,92 3
1 90 50 8 26 8. 2040 21 2 305 160 2720 4,70 2
2,29 63.5 27,7* 3100 21,4 305 133 3630 5,70 2
Увеличение сжимающей силы до величины при соответствующем увеличении ширины до Ь, сопровождается значительным понижением напряжения на сжатие ’v
При дальнейшем увеличении ширины пластинок уменьшаются как суммарная сжимающая сила, так и напряжения. Точки перелома кривых, соответствующие максимальной величине критической нагрузки 8г, очевидно, соответствуют и наивыгрднейшему расстоянию между стрингерами bt при данном расстояние между нервюрами а = 610 мм.
Для испытанных образцов п — е 2—3 (табл. 6).
Фактическая эпюра распределения нормальных напряжений в обшивке при потере ею устойчивости и при наличии стрингеров изображена на фиг. 93, II.
Участки обшивки, подкрепленные стрингерами, работают до напряжений, значительно превосходящих критические напряжения неподкрепленной обшивки °обш и достигающих критических напряжений стрингеров, усиленных полосами обшивки шириною Ьо.
Фактическую эпюру нормальных напряжений можно заменить эпюрой постоянных максимальных напряжений на участке Ьо (фиг. 93. III) при условии равновеликости площадей этих эпюр.
Полоса обшивки шириною bv называется приведенной или работающей шириной.
Приведенная ширина обшивки по исследованиям Кармана-Ландквиста выражается формулой: i
60= 1,7 Т,
где 8 — толщина обшивки в см, Е — модуль нормальной упругости в кг)смг', о — максимальное напряжение, которое выдерживает стрингер в системе обшивки.
Т ак как напряжения сжатия в стрингере увеличиваются до потери устойчиво сти, то приведенная ширина Ьй уменьшается и достигает минимума при разрушении стрингера.
103
При расчетах обшивка вводится лишь участками шириной, равной Ьо. Если стрингеры имеют открытые сечения (фиг. 94, /), то расчетной будет схема, показанная на фиг. 94, II.
При стрингерах, образующих вместе с обшивкой закрытое сечение, учитывают ширину стрингера между заклепками (с на фиг. 94, ///—V). В этом случае суммарная рабочая ширина будет зависеть от соотношения Ьо и с.
Эпюра нормальных напряжений сжатия при разрушении крыла с хорошо спроектированной обшивкой. имеющего трубчатые лонжероны и слабые стрингеры, изображена схематически на фиг. 95, 1. Обшивка между стрингерами работает на критических напряжениях; критические напряжения участков обшивки шириной Ьо одинаковы с критическими напря-
Фиг 93. жениями стрингеров.
При крыле типа моноблок е сильными стрингерами и прессованными полками лонжеронов разница в величине напряжений при разрушении будет несколько меньше (фиг. 95, II).
Наконец, в крыле монокок разница между напряжениями будет еще меньше » (фиг. 95; III).
Стрингеры могут бьпъ искривлены, а обшивка всегда имеет неровности. Вследствие этого напряжения растяжения начинают восприниматься как обшивкой, так и стрингерами лишь после некоторого удлинения растянутых полок лонже
ронов.
При работе на растяжение устойчивость элементов не имеет значения, поэтому напряжения как стрингеров, так и обшивки в растянутой зоне будут составлять больший процент от напряжений в лонжеронах, чем в сжатой зоне.
На фиг. 95, / нанесены ориентировочно напряжения, которые получились бы при определении их по формуле □ — ^г- (момент инерции J подсчитан в предположении, что жесткость всех элементов одинакова с лонжероном).
Действительные напряжения в лонжеронах зд > а, а напряжения во всех стрингерах и на всех участках обшивки (в том числе и наиболее удаленных от нейтральной оеи
Ф;-.г. 94.
сечения крыла) меньше, чем ~.
Для того чтобы можно было определить действительные напряжения во всех элементах крыла с учетом их жесткости и размещения, при подсчете момента инерции площади сечения стрингеров и обшивки умножают на редукционной коэфициент. 1 ,
Редукционный коэфициент к очевидно должен быть равен единице для наиболее жестких элементов крыла, т. е. для лонжеронов. Для обшивки и стрингеров редукционный коэфициент меньше единицы. Редукционный коэфициент стрингеров больше, чем обшивки: для стрингеров и обшивки в растянутой зоне Л больше, чем в сжатой.
Редукционные коэфициенть: при расчете на разрушение представляют собой, отношение критического ^напряжения данного элемента зпр к разрушающему
напряжению о в предположении, что все крыло работает в отношении устойчивости однородно и одинаково с лонжеронами (фиг. 95):
к = Ск1’-, ср
Коэфициент к вводится в качестве множителя при вычислении момента инерции и при определении напряжений по формуле:
, М г
3р = ^~,— > j р
где J = У, (к / • z2), /—площади отдельны:; элементов, z —расстояние от них до нейтральной оси.
I Редукционные коэфициенты можно определить достаточно точно лишь при статических испытаниях
данного крыла.
fr Для двухлонжеронного крыла с . трубчатыми дуралюминивыми лонже- Ш_________
ронами и стрингерами закрытого се- Г Г
чения величины редукиионных ко-эфициентов приведены на фиг. 96.
Если элементы сечения изготовлены из различных материалов, например лонжероны из стали, а стрин-
геры и обшивка из дуралюмина, или Фиг. 95.
лонжероны и стрингеры из сосны, а об-
шивка—из фанеры, то необходимо все сечение привести к однородному материалу. В первом случае приводят стальные лонжероны к дуралюминсвым путем умножения площадей их сече • ния на коэЛициент, равный отношению модулей нормальной упругости
= 2,1 X 106 ’ о £дур 0,7 X 10« - '
Наилучшим с точки зрения использования материала, а следовательно, и веса, будет
крыло, элементы которого работают наиболее равномерно. У крыльев с большой разницей напряжений в отдельных элементах возможна преждевременная потеря устойчивости слабыми элементами — обшивкой и стрингерами.
При этом нагрузка, приходящаяся на данные элементы, передается на лонжероны, перегружает их и вызывает преждевременное разрушение всего крыла.
Добиться равномерности напряжений во всех элементах крыла с жесткой работающей обшивкой, очевидно, невозможно. Задача конструктора заключается в выборе наивыгоднейшего расположения стрингеров, нервюр и лонжеронов и соотношения площадей их сечений. При необоснованном выборе указанных параметров, а также материала, крыло с металлической обшивкой можно легко перетяжелить ввиду большого количества мелких элементов и значительной площади обшивки.
105
Вопрос о выборе нацвыгоднейших основных соотношений для крыла с работающей обшивкой очень сложен и в настоящее время может быть правильно решен только путем статических испытаний большого количества образцов.
Прежде всего на вес крыла и на работу лонжеронов и стрингеров влияет расстояние между нервюрами. При уменьшении количества, а следовательно, и веса, набора нервюр увеличивается свободная длина лонжеронов и стрингеров, вследствие чего для воспринятая данной сжимающей силы необходимо очевидно увеличивать их сечения. Кроме того, при увеличении расстояния между нервюрами, возрастает величина момента в стрингерах и в поясах ферменных лонжеронов от местной поперечной нагрузки воздушными силами, передающимися через обшивку.
Таким образом наивыгоднейшее размещение стрингеров и соотношение сечений лонжеронов, стрингеров и обшивки, выбранные для данного расстояния между нервюрами без учета их веса, могут оказаться невыгодными при Других расстояниях между нервюрами, если их учесть в весовой сводке.
При намеченном ориентировочно расстоянии между нервюрами, предварительное определение соотношения сечений лонжеронов, стрингеров и обшивки, а также и расстояния между стрингерами, можно выполнить путем последовательных приближений. Зная среднюю сжимающую силу /~ср = A4/.< (где М — момент внешних сил в данном сечении крыла ил — средняя высота работающей части крыла, например средняя высота лонжеронов), можно задаться сечением лонжеронов и примерно определить силу, которая должна, быть воспринята стрингерами и обшивкой (Рс. 0)
Ре. о = РeV — Рц >
где Рл— разрушающая нагрузка сжатой полки лонжерона, работающего на продольный изгиб, при длине, равной расстоянию между нервюрами.
Затем можно приступать к ориентировочному подбору толщины обшивки, сечений стрингеров и расстояний между ними. Для наилучшего использования обшивки при работе на сжатие, очевидно, необходимо взять расстояние между стрингерами таким, чтобы вся обшивка работала как стрингеры. На основании формулы Кармана-Ландквиста (см. стр. 103) и результатов статических испытаний (табл. 6) получается, что разрушающие напряжения в обшивке при ширине ее Ьо = 23—33 5 достигают величины з = 15,5—21,4 кг/мм2.
Однако, очевидно, подобное покрытие будет тяжелым и неудобным в производственном и аэродинамическом отношении из-за большого количества заклепок.
Наилучшим решением в данном случае будет применение двойной обшивки: наружной из гладких листов и внутренней из гофра с волнами, направленными по размаху.
При увеличении расстояния между стрингерами до Ь1 133—267 о (табл. 6), напряжения в обшивке падают до з, = 2,94—5,7 кг/мм2, и, следовательно, обшивка работает значительно хуже, но вес покрытия при этом уменьшается ввиду сокращения количества стрингеров и, кроме того, упрощается производство.
Подбор наивыгоднейшего сочетания расстояний между стрингерами и отношения площади их сечений к площади сечения обшивки для принятой разрушающей нагрузки Рс. о можно произвести путем подсчета или статических испытаний. В качестве примера постановки подобных испытаний и их обработки в дальнейшем описаны испытания, проведенные фирмой Кертисс.
Обшивка между верхними зажимами, к которым прикладывалась нагрузка, имела длину а = 520 мм, ширину между боковыми направляющими b = 304,8 мм и радиус изгиба R = 1830 мм (фиг. 97). Боковые края пластинки могли свободно перемещаться в направляющих; концы стрингеров были приторцованы к медным пластинкам, которые крепились к верхнему и нижнему зажимам. Стороны пластинок заходили внутрь направляющих и зажимов по 12,7 льм с каждой стороны.
Всего было испытано по два образца каждого типа покрытия, отличавшихся толщиной обшивки, сечением и количеством стрингеров.
В табл. 7 приведены результаты статических испытаний лишь для худшего из двух образцов.
JO6
Разрушающая нагрузка для данного образца при статических испытаниях обозначена Р. Работающая (приведенная) ширина обшивки Ьо, поддержанная стрингерами, определялась путем последовательного приближения по формуле:
% = С-8 уЕ,
где С — коэфициент, зависящий от -ц и )., причем b l/^
(/?— радиус кривизны обшивки);
О' о
Остальные обозначения в этих формулах те же, что и в формуле Кармана.
При определении работающей площади всего образца — Fo было принято, что часть обшивки, находившаяся в боковых направляющих, работала с такими же напряжениями, как и приведенная ширина обшивки у стрингера Ьо.
Поддерживающее влияние направляющих было принято аналогичным стрингеру (фиг. 97, /).
Таким образом:
Ро /с п +[% (п + 0 + 25,4] — работающая площадь всего образца в мм2;
а == P/Fo — разрушающее напряжение в стрингерах и работающей ширине всего образца;
Рр—разрушающая нагрузка на 1 пог. м образца каждого типа (считая по очертанию профиля крыла) вычислялась по формуле
Ос + ъо - 3) - а • 1000 Рр-----------ь-------кг;
(t-8 + /c)2,8
---------—g-------кг—вес 1 м2 покрытия, т. е. обшивки вместе со стрингерами; k = Pp/g — коэфициент использования материала, т. е. разрушающая нагрузка, выдерживаемая 1 пог. м ширины покрытия, отнесенная к весу 1 Л12 покрытия;
/п//с— отношение площади обшивки шириною b между стрингерами к площади каждого типа стрингера.
Все испытанные образцы имели по одному ряду заклепок (за исключением № 22), что желательно с производственной и аэродинамической точек зрения.
Наилучшими оказались образцы со стрингерами бульбового профиля, изготовленные из пресованного дуралюмина.
То обстоятельство, что образец № 21 занял 13-е место, объясняется наличием отверстий облегчения в вертикальной полке. Сравнительно низкие места, занятые образцами № 18 (14-е) и № 13 (16-е), молено объяснить лишь дефектами их изготовления. Образец № б с профилем из листового материала занял весьма высокое место (б-е), что указывает на очень удачную форму сечения стрингера. Вес 1 л2 покрытия с этим стрингером меньше, чем у лучших профилей, занявших места от 1-го до 5-го включительно.
Следует отмстить, что образцы № 1 —9 имели стрингеры, изготовленные из алкледа марки 24 ST, который примерно на 10% слабее материала прессованных образцов № 12—22. Прессованные стрингеры, по сравнению с изготовленными из листового, плакированного с целью предохранения от коррозии материала, имеют целый ряд преимуществ. Они разрушаются не сразу и после потери устойчивости выдерживают значительную часть максимальной нагрузки. Кроме того, изготовление прессованных профилей просто и дешево.
Наилучший образец № 20, занявший 1-е место, имеет следующие основные данные и соотношения: я = 25,6 кг)мм2, Рр = 31700 кг/м; g = 5,19 кг[м2 поверхности обшивки; b = 101,6 мм; а/b = 5,12; /0//с == 0,74.
В данном случае клетка, образуемая нервюрами и стрингерами, имеет отношение сторон а/b = 5,12 и площадь сечения обшивки между соседними стрингерами составляет 0,74 площади сечения стрингера, j
107
№ п/п Сечения стрингеров Материал стрингеров Площадь сечения стрингера /с Толщина обшивки 8, мм Количество стрингеров п Расстояние между стрингерами, Ь, мм
1 24 ST Алклед 39,1 0 805 2 101,6
2 ♦ =f=Y Й5 1 1 v 0,64 То же 486 0,815 2 101,6
3 1 ~=” 315 1 Ъ$1 >>‘ А ф|7 0,800 2 101,6
4 й , j йв!\ » » 49,8 0,800 2 101,6
5 л । 1 \ > № » ») 66,7 0.813 2 101,6
6 | -U 25/ J 0,61 » »> 49,9 0,813 2 101,6
7 8 1 4' 31,7 | М! » » b » 488 48,3 0,805 0,808 2 1 101.6 152.4
9 1 21 '64 >) » 4Р,3 0,827 2 101,6
Таблица 7
Разрушающая нагрузка при испытании Р, кг F, л,и2 ^О> ММ М р F' кг Рр кг S кг к=Ъ g /о /с N? по качеству
2390 175,5 31,8 39,5 13,65 8700 331 2630 2,09 22
3400 1865 27,8 34,0 ! 18,20 12750 3,62 3525 1 71 18
32ч5 124 2 28,6 35,7 16 65 12'80 3.70 3350 1,54 20
3315 181,5 27,8 34,7 17,73 12570 3 61 3480 1,63 19
3725 226,5 30,0 36,5 16,46 14710 4 12 3570 1,24 17
4330 180 0 24,4 30,0 24,05 16506 3,65 4520 1,66 5
3970 178,6 25.1 31 1 22,35 15180 3.60 4220 1,68 9
2565 115,5 28,9 35,7 22,25 10450 3.14 3330 2 59 21
3660 187 7 1 27,4 33,1 19,50 13810 3,68 1 3750 1,70 15
. / !
10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 е « 20 21 22 7/2 17 ST 62,0 0,810 2 101,6 4225 208,5 188 0 92,9 125,8 178,6 197,0 271,0 323,0 107,6 211,5 289,0 181,3 316,0 26,3 26.7 20 6 28,9 22,7 25,6 24,6 20,0 25 2 24 0 22 2 26,3 31,5 32,4 32,7' 38,2 35,1 32,5 31,6 30,0 25,4 37,4 30,2 28,3 32,7 40,7 20.25 21,05 22,80 23,7 22.30 22,60 19,40 22,60 23,45 23,65 25,60 20,70 22,45 16530 3,98 4170 1,33 10 15000 3,68 4080 1,64 И 10080 2,52 4000 1,42 12 12400 3,3^ 3710 2 23 16 14980 Зэ2 4260 1.24 8 17310 3,85 4500 1,44 6 19520 4,37 4470 1,09 7 26650 4,78 5570 0,85 3 И320 2 98 3800 1,81 И 20050 4 07 4920 1,21 4 31700 5,19 6100 0,74 1 14220| 3,50 3960 1,67 13 1 > .В 1 ' 1 29900 5,23 5710 0 /1 2 1
1 «? J • I r 226 5- ^54 To же 50,7 0,817 2 101,6 3240 />-25,4 24 ST 57 7 0,528 1 152 4 2120 57,3 0,823 1 152,4 4980 1— Прессован- 56’9 0)696 2 W-6 3990 L 1 ,,ый 57,2 0,808 ’2 101,6 4440 }' | профиль 567 0)817 3 76,2 5250 56,2 0.787 4 60,9 7290 56 8 0,674 1 152,4 2522
f 22,35 £_ ys Тоже 67,1 0 795 2 101.6 5000 1
J 2176 *24,0 ♦ Ьд, * ’* 108,5 0,785 2 101,6 7380 F
22
f 1.1 S' t> » 48,8 0,802 2 101,6 3770 h=l&
tP \6 -•J EFl л » 111,0 0,777 2 101,6 7060 IF4
'S
Из данных испытаний образцов 13, 15 и 16, имевших практически одинаковые сечения и форму стрингеров и толщину обшивки, получаются следующие соотношения
№ 13 а/b = 3.41; /0//с =2.23 место по качеству № 16
№15 o/£>=5,12 /О//С=1,44 » » » № 5
№16 о/6=6,83 /О7с=1,09 » » » № 7
Таким образом на основании заключение, что для наилучшего
результатов этих испытаний можно вывести использования материала при данном расстоянии между нервюрами а=520 мм должны быть выдержаны следующие соотношения:
а/Ь >5 и /0 '/с 0,70 — 1,5 .
Потеря устойчивости обшивкой и волнообразование при закручивании крыла не имеют существенного значения, так как в этом случае обшивка работает также, как стенка в тонкой балке, т. е. на растяжение.
По степени использования металлической обшивки крылья можно разделить на два типа. В первом типе обшивка используется, главным образом, для увеличения жесткости крыла при кручении и работает на срез. Крылья этого типа имеют мощные лонжероны и гладкую обшивку с небольшим количеством легких стрингеров или же гофрированную обшивку с волнами, направленными по хорде.
Во втором типе обшивка работает на сжатие и растяжение при изгибе и, кроме того, на срез при кручении. Лонжероны во втором типе крыльев значительно легче, чем в первом, а количество стрингеров и их сечения больше.
Во втором типе крыльев подавляю-'*"1'• а'- щаЯ часть материала распределена по пе-
риметру сечения, что выгоднее как при изгибе, так и при кручении крыла.
Ввиду незначительной толщины дуралюминовой обшивки и особой важности предохранения ее от коррозии необходимо применять для обшивки исключительно плакированный материал.
Обшивка крыла из нержавеющей стали при том же весе, что и дуралюмино-вая, должна быть примерно в 2—2,5 раза тоньше. Следовательно, для достижения той же жесткости придется ставить примерно вдвое больше стрингеров и нервюр.
На фиг. 92, // показаны результаты американских испытаний на сжатие листов из нержавеющей стали различной толщины; длина, в направлении которой прикладывалась нагрузка, во всех образцах равнялась 24" (610 мм). Из диаграммы видно, что падение критической нагрузки у стальных листов при одинаковой толщине с дуралюминовыми соответствует меньшим ширинам образцов. Максимальное расстояние между стрингерами должно быть примерно в 3—6 меньше расстояния между нервюрами, т. е. а(Ьг 3—6.
Невидимому, наивыгоднейшей формой стальной обшивки является комбинация наружных гладких листов с внутренним гофром.
Для сравнения дуралюминового и стального покрытий одинакового веса в США были проведены испытания обшивки передней кромки крыла.
Покрытие нержавеющей стали состояло из гладкого наружного листа толщиной 6 =0,1225 мм и такой же толщины гофра с длиной волны L = 15,75 мм и высотой Н = 4,755 мм, т. е. при отношении L/H = 3,33.
ПО
Дуралюминовая обшивка’ имела толщину & = 0,711 мм, что с учетом веса краски соответствует весу стального покрытия.
При исл..тании стальной носок выдержал нагрузку в 5 раз большую.
Конструкция металлической обшивки
Гофрированная обшивка увеличивает профильное сопротивление крыла, не работает при изгибе в плоскости, перпендикулярной хорде, и в то же время составляет примерно 40% от веса крыла. В настоящее время такая обшивка встречается лишь на старых самолетах. На фиг. 98 показана применявшаяся ранее на самолетах ЦАГИ гофрированная дуралюминовая обшивка.
Фиг. 98.
При гладкой металлическом обшивке одним из основных вопросов является выбор формы сечения стрингеров (фиг. 99).
Стрингеры, крепящиеся одним рядом заклепок, очевидно выгоднее в аэродинамическом и производственном отношении, чем стрингеры, крепя-
щиеся двумя рядами заклепок. j
Открытые сечения лучше в отношении осмотра и борьбы с коррозией, в особенности --------
для морских самолетов. '
Наибольшей устойчивостью при работе на продольный изгиб обла- -------
дают стрингеры полу- г закрытого и закрытого сечений, д также толсто-
стенные прессованные стрингеры углобульбо-вого и Z-образного се-
чения. пп
„ _ Фиг. 99.
Стрингеры, образо-
ванные путем отгиба кромок листов обшивки, а также стрингеры открытых сечений, изготовленные из листового материала, применяют в крыльях с обшивкой, работающей лишь при кручении.
Для повышения устойчивости свободных участков профилей из листового материала применяются отбортовка, закругление стенок или образование закрытых сечений путем клепки. Длина прямолинейных участков профилей не должна превосходить 30-кратной толщины материала.
111
Наиболее рациональны во ьсех отношениях прессованные профили. Пс сравнению с остальными профилями они, кроме перечисленных преимуществ, обла-
дают большей сопротивляемостью против местной потери устойчивости между отдельными заклепками.
Стрингеры из нержавеющей стали, ввиду незначительной толщины материала, должны иметь, очевидно, закрытые сечения и меньшую длину прямолинейных участков (фиг. 100). Такие стрингеры из нержавеющей стали не имеют недостатков, свойственных дуралюминовым стрингерам из закрытых профилей, т. е. безопасны в
отношении коррозии и увеличение числа сварных точек не представляет таких затруднений, как постановка двойного количества заклепок в случае применения закрытых дуралюминовых профилей.
В современных крыльях все подкреп-
ляющие эл м| нгы размещаются с внутренней стороны обшивки. Для упрощения производства обшивку часто крепят лишь к одним стрингерам и лонжеронам, как в крыльях самолетов S-43 и S-42 Сикор-
ского (фиг. 101. 1 и 14, Н).
Аналогична конструкция обшивки у самолетов фирмы Дуглас (фиг. 19, /) с нервюрами из листового материала. В крыльях этих самолетов стрингеры углобуль-бового сечения в междулонжеронной s дети проходят снаружи полок нервюр и крепятся
к ним ’угольниками. В хвостовой и носовой частях крыла через^вырезы в нервюрах, к которым крепится обшивка.
Фиг. 100.
стрингеры проходят
У самолета Мюро (фиг. 101, 11—V) целые стрингеры проходят сверху и снизу поясов ферменных нервюр. Для увеличения жесткости и для придания формы профилю листы имеют отбортовки в направлении Яорды крыла.
112
Нагрузка от обшивки передается на узлы нервюр при помощи угольников, склепанных со стрингерами. Часть обшивки со стрингерами может быть скле-
пана отдельно, что значительно упрощает работу. При этом количество заклепок, постановка которых неудобна, сводится к минимуму, так как остается приклепать лишь стрингеры к угольникам нервюр и обшивку к лонжеронам.
В приведенных примерах обшивка с нервюрами непосредственно не скреплена и поддерживается стрингерами лишь в отдельных точках, так как условия работы обшивки при изгибе и кручении крыла не требуют крепления ее к нервюрам по всему контуру.
Если же стоингеры расставлены на больших расстояниях, то для сохранения плавности профиля желательно крепить обшивку к нервюрам по всему контуру, особенно в носовой части, где малы радиусы кривизны, и в хвостовой части, где мала жесткость ввиду наличия плоских участков обшивки.
Крепление обшивки непосредственно к балочным нервюрам показано на фиг. 102, / и 14, I и /V; 19, III.
При стрингерах открытых сечений стенки нервюр вырезают и обычно усиливаю"’ уголками, наклепанными в направлении хорды (фиг. 55, /).
Вырезы в стенках нервюр для стрингеров
Фчг. 102.
Фиг. 103.
закрытых сечений до. 1жны равняться расстоянию между вертикальными стенками стрингера. Полки стрингера помещают в подсечки полок нервюр и склепывают с ними и с обшивкой (фиг. 102, / и 55, //). У ферменных нервюр, склепанных с обшивкой непосредственно, сечения поясов усилены, так как эти пояса перерезаются стрингерами примерно на половину высоты (фиг. 102. II и 25, VI).
Размещение стрингеров по сечению крыла в основном зависит от жесткости поясов нервюр в плоскости крыла. Если при изгибе крыла нервюры могут прогибаться в горизонтальной плоскости (фиг. 103, /), то стрингеры нужно •размещать ближе к лонжеронам (фш. 103, //). При равномерном размещении (фиг. 103, III) средние стрингеры были бы недогружены. Схема, показанная на фиг. 103, III, рациональна для нервюр, обладающих достаточной жесткостью с плоскости крыл,,.
Конструкция разъемных стыков у крыльев с обшивкой, работающей при изгибе в вертикаль той плоскости
Разъемные стыки работающей обшивки конструктивно сложны. Крыло будет знач дельно легче, если лонжероны, обшивку и стрингеры выполнить неразрезными по всему размаху. Подобная конструкция, к сожалению, возможна лишь при небольших размерах самолета и неубирающемся шасси.
В тех случаях, когда крыло имеет сильны; лонжероны, разъемного стыка обшивки обычно не делают. Обшивка в подобных крыльях у стыка работает пре-имущественно при кручении и при изгибе крыла в плоскости хорды.
Конструкция самолетов—2?8—8 1 13
При изгибе крыла в плоскости перпендикулярной хорде, обшивка и стрингеры отъемной части принимают участие в работе лонжеронов лишь на некотором расстоянии от стыка лонжеронов (фиг. 104, I).
Крыло подобного типа нерационально с точки зрения использования материала, но все же применяется у самолетов, обшивка центроплана которых имеет вырезы для уборки шасси, для размещения баков и т. д.
114
Обшивка и стрингеры, слабо работающие при изгибе крыла в вертикальной плоскости, заштрихованы на фиг. 104 крупным пунктиром, а не работающие совершенно — мелким. На некотором расстоянии от стыка лонжеронов стрингеры и обшивка, очевидно, совершенно не работают. Нормальные напряжения при изгибе в центроплане и у корня отъемной части воспринимаются мощными лонжеронами.
Если у корня отъемной части поставить сильную нервюру, то можно заставить работать всю обшивку и стрингеры, облегчив таким образом лонжероны (фиг. 104, II).
В этом случае лонжероны отъемной части необходимо усилить лишь у стыковых узлов, через которые передается весь момент от отъемной части крыла.
Вместо постановки усиленной нервюры, пояса которой работают на изгиб от сил, приходящих от обшивки и стрингеров, можно осуществить разъемный
стык, как показано на фиг. 104, III. Здесь помимо стыка лонжеронов имеются стыки стрингеров центроплана и отъемной части крыла. Усилия от стрингеров на некоторой длине обшивки а постепенно передаются на мощные лонжероны центроплана. Лонжероны отъемной части и их стыковые узлы при этом получаются легче, чем в предыдущем случае (фиг. 104, II). Из работы совершенно выключаются лишь небольшие площади обшивки между7 стрингерами у их сты-
Фиг. 105.
ковых узлов.
Если в центроплане нет вырезов, то его вес можно значительно облегчить, устроив стык лонжеронов и стрингеров, как показано на фиг. 104, IV. & H-j
Наконец, максимальное использование материала можно получить, применив как для отъемной части, так и для центроплана конструкцию типа моноблок или монокок. При такой конструкции в стыке должны участвовать лонжероны (или, по крайней мере, их полки), стрингеры и обшивка по всему контуру профиля (фиг. 104, V). ^4 1
Наиболее распространен стык, осуществляемый с помощью дуралюминовых уголков, приклепанных по всему профилю крыла к полкам лонжеронов, стрингерам и обшивке. В вертикальных полках уголков имеются отверстия для про-хода стыковых болтов (фиг. 105).
В уголках, приклепанных по нижней поверхности крыла, количество стыковых болтов больше, чем в уголках, приклепанных по верхней поверхности крыла, так как в нормальном полете нижние болты работают на отрыв головок. Стенки и полки лонжеронов крыла специальных стыковых узлов не имеют. |
Телескопический стык обшивки консоли и центроплана, примененный на крыле Кельнер-Бешеро (фиг. 21, //), как видно, несколько лучше по условиям работы стыковых болтов, но крайне неудобен в эксплоатации при разъеме крыла.
Стык обшивки, подкрепленной гофром, показан на фиг. 106 (конструкция Волти). Стык здесь осуществляется при помощи отдельных литых деталей 7, вклепанных в гофр и напоминающих по форме совки. Такие совки, вклепанные в гофр центроплана и отъемной части крыла, стягиваются болтами и между ними зажимаются вертикальные стенки поясов торцевой нервюры центроплана. 4
Гладкая наружная обшивка крыла обрывается у конца совков и непосредственно в стыке не участвует. Обрыв обшивки компенсируется накладками из гофра
115
с внутренней стороны крыла. Стык перекрывается снаружи крыла дуралюми-новой лентой, которая удерживается от сдвига по размаху узкими поясами 2, приклепанными к гладкой обшивке (фиг. 106, //).
в-б
— в
Фиг. 106.
Задние лонжероны от ьемной части и центроплана стыкуются непосредственна в узлах 3. Передний лонжерон отъемной части стыкуется узлами 4, с дополнительной продольной стенкой центроплана 5. В конструктивном и аэродинамическом отношении этот тип стыка, очевидно, лучше, чем стык при помощи наружных уголков.
Глава IX
ЭЛЕРОНЫ
§ 1. ТИПЫ ЭЛЕРОНОВ, ИХ НАЗНАЧЕНИЕ И ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЙ ВЫБОР ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ
Современные элероны могут быть разделены на два основных типа: элероны, выделенные из площади крыла у задней кромки, и элероны в виде поверхностей, расположенных отдельно от крыла.
Работа элеронов первого типа заключается в том, что при отклонении в разные стороны они изменяют вогнутость концевых профилей, увеличивают подъемную силу на одном конце крыла и уменьшают ее на другом. Вследствие того, что подъемные силы концов крыла имеют разные величины, создается кренящий момент.
Кренящий момент при элеронах второго типа возникает или также вследствие разной величины подъемной силы самих элеронов как несущих поверхностей, или же вследствие различного направления воздушных сил.
Элероны, площади которых одинаковы, могут имегь различные основные размеры, т. е. хорду и размах. Чем длиннее й уже элерон первого типа, тем больше п лощадь крыла, на которую он влияет. С другой стороны, при длинном элероне точка приложения равнодействующей воздушных сил, за которую принимают ц. т. площади элерона, приближается к плоскости симметрии самолета. Таким образом при одной и той же площади и увеличении длины элерона величина 11 э
силы, создающей кренящий момент, повышается, но плечо уменьшается. Если же увеличить хорду элеронов, то влияние их будет сказываться на меньшие по площади участки крылье , но зато плечо момента увеличится-
Выбор размеров элеронов заключается в подборе момента, достаточного для поперечной управляемости самолета при определенном диапазоне горизонтальных скоростей. Предварительный выбор размеров производится на основании статистических данных по самолетам, которые по типу крыла и элеронов и по аэродинамическим данным аналогичны проектируемому.
Для ряда однотипных самолетов, в отношении которых, помимо основных размеров и лётных данных, желательно иметь отзывы о поперечной управляемости, подсчитывают величины коэфициентов поперечного момента:
г. __ ^ЭЛ • /зл
Яэл - 5 1/2 ’
где 5ЭЛ — площадь элеронов монопланного крыла, а также того из крыльев биплана, на котором имеется элерон; /эл — расстояние от центра тяжести площади элерона до плоскости симметрии самолета; S — площадь монопланного крыла или крыльев биплана; / — размах монопланного крыла или полусумма разма-хов крыльев биплана.
Для биплана с элеронами на обоих крыльях величина этого коэфициента определяется по формуле:
S' . f S’ . /
ЯЛ • 1г/2 + 52 • /2/2 '
где индексы 1 и 2 соответствуют верхнему и нижнему крыльям.
Пользование коэфициентами моментов, приводимыми в различных источниках, нежелательно, так как эти коэфициенты получены для слишком большого количества самолетов с различными схемами крыльев и типами элеронов. Опубликованные коэфициенты не только устарели, но и, самое главное, обезличены.
Предварительный выбор размеров элеронов второго типа должен производиться аналогичным образом; конечно, необходимо пользоваться статистическими данными по самолетам, имеющим такие же элероны, как и проектируемый.
Величину коэфициента поперечного момента элеронов проектируемого самолета можно изменить путем изменения как размаха, так и хорды элеронов, или же путем изменения лишь одного из этих размеров.
Хорду элеронов следует брать не больше 20—25% хорды крыла, так как иначе получаются большие шарнирные моменты и давления на рукоятку. Размах элеронов свыше 30—40% размаха крыла невыгоден, так как при этом уменьшается эффективность приспособлений для понижения посадочной скорости. Последнее соображение относится к элеронам первого типа, т. е. составляющим часть крыла.
Основная задача при выборе размеров элеронов заключается в обеспечении поперечной управляемости самолета на малых скоростях, главным образом на скоростях, близких к критической. На максимальной и крейсерской скоростях самолет имеет хорошую поперечную управляемость, и для создания необходимых кренящих моментов элероны приходится отклонять на незначительные углы.
На скоростях, близких к критической, поперечные моменты, создаваемые элероном, уменьшаются вследствие понижения поступательной скорости: в этом случае углы отклонения элеронов достигают максимума.
В пределах прямолинейного изменения Св = / (а) крыло устойчиво в попереч-ном направлении, т. е. при вынужденном крене возникает восстанавливающий момент, стремящийся возвратить крыло в исходное положение.
Если, например, при полете под углом атаки и соответствующем ему СИ1 (фиг. 107) самолет по какой-либо причине накренится, то помимо поступательной скорости V на концах крыла возникнут вертикальные скорости и, направленные в разные стороны. В результате действительный угол атаки поднимающегося крыла уменьшится до величины а'2 < сц, а у опускающегося крыла угол атаки увеличится и будет равен а2" > ах.
Ш
Очевидно, что С'^ > CU1 > С' и при вынужденном вращении появляется восстанавливающий поперечный момент (до тех пор, пока угол атаки опускающегося крыла не будет больше критического).
Для каждого крыла путем эксперимента можно определить угол атаки, при котором вынужденное вращение переходит в авторотацию — самовращение.
§ 2. ДИФЕРЕНЦИАЛЬНЫЕ ЭЛЕРОНЫ
На фиг. 108 и 109 приведены диаграммы изменения Си — / (а) и Сд = / (С J для прямоугольного крыла с профилем РП и закрылками по всему размаху, отклоненными вверх и вниз на разные углы.
Эти диаграммы можно использовать и для выяснения работы элеронов первого типа, причем, конечно, особенности их будут преувеличены вследствие большего по сравнению с элеронами обычных размеров размаха.
Из фиг. 108 видно, что вследствие отклонения элеронов вниз критический угол атаки крыла уменьшается по сравнению с исходным профилем. Кроме того, угол отклонения элеронов ₽ имеет критическое значение ркр; дальнейшее увеличение Р сопровождается не увеличением, а уменьшением СВтах крыла. Наконец, срыв потока и па
дение Сд шах при отклоненном вниз элероне происходят более резко, чем у исходного профиля.
Предположим, что у крыла, находившегося под углом атаки а — 20°, правый элерон отклонен вгиз, а левый— вверх на 10°. Тогда правое крыло при а = 20° и 9пр = .+ 10° будет иметь СУпр = 1,7 (фиг. 108) и СХлр = 0,29 (фиг. 109), причем участок крыла, находящийся перед элероном, будет работать уже за критическим углом атаки.
На участке левого крыла перед элероном, отклоненным вверх на рл = — Ю°, Сдл =1,28 и С3-л = 0,136.
Крыло, очевидно, будет крениться налево, причем вместе с поперечным возникает неблагоприятный момент поворота относительно вертикальной оси — рысканье в сторону правого элерона, отклоненного вниз и имеющего большее сопротивление. Таким образом при отклонении элеронов в разные стороны на одинаковые углы возникает нежелательный момент рысканья, который приходится погашать рулем направления.
Этот недостаток элеронов первого типа может быть в значительной мере устранен путем отклонения элерона, поднимающегося вверх, на больший угол, чем отклонение элерона, опущенного вниз, т. е. путем диференциальногс управления элеронами.
Если, например, правый элерон отклонить вниз не на 10°, а только на 5°, то, руководствуясь графиками на фиг. 108 и 109, где Св = / (?) и С„ = / (Ся) для Рпр = + 5° взять по интерполяции, получим следующие, результаты: для правого крыла при а = 20° и рпр = + 5° будем иметь С'Впр = 1,6 и C'X[tp = 0,24. Следовательно, при почти том же поперечном моменте, что ив первом случае, момент рысканья, пропорциональный разности Са.пр и СГл будет меньше.
Можно подобрать углы отклонения так, что сопротивление элерона, отклоненного вверх, будет больше сопротивления элерона, отклоненного вниз. В этом случае появится момент благоприятного знака, помогающий повороту с креном и уменьшающий угол отклонения руля направления.
Диференциальные элероны лучше нормальных и в том случае, когда ими приходится пользоваться для выравнивания вынужденного крена самолета при потере скорости вследствие перехода на критический угол атаки. Допустим, что самолет, летящий на критическом угле атаки (а =22° на 1
фиг. ’08), кренится вправо. Как указывалась ранее (фиг. 107), при этом действительный угол атаки ’правого опускающегося крыла увеличивается, следовательно, в данном случае правое крыло попадает в закритическую область. Если отклонить правый элерон вниз, то вместо увеличения СУпр по сравнению с крылом при нейтральном положении элерона, т. е.
В = 0, мы можем получить даже уменьшение подъемной силы. Это следует из фиг. 108, на которой в закритических областях кривые Со =f (а) при элеронах, отклоненных > вниз частично идут даже ниже, чем при Р = О°.-/о -5 0 -5 Ю 15 20 25 а?
Кроме того, очевидно, значительно увеличится Crnp фиг- 10й-
(фиг. 109).
Ераьое, опущенное, крыло не будет уже подниматься и, кроме того, еще затормозится вследствие увеличения лобового сопротивления, в то время как
скорость левого поднятого крыла увеличится и, следовательно, подъемная сила его также может увеличиться, несмотря на уменьшение действительного угла атаки.
Следовательно, при одинаковом отклонении элеронов на больших углах атаки создаются условия, благоприятствующие переходу в штопор.
Устройство диферен-циального управления не вызывает никаких конструктивных усложнений (см. ч. V «Управление»).
При отклонении ди-
ферендиальных элеронов подъемная сила крыла в целом несколько уменьшается. Отношение углов отклонения элеронов вверх и вниз должно быть
3j 1 или больше.
119
•J
Фиг. НО.
Диференциальные элероны не решают вопроса о поперечном управлении на больших углах атаки, а лишь несколько улучшают управляемость.
Элероны второго типа, т. е. представляющие собой отдельные поверхности, могут быть установлены таки,м образом, что критический угол их будет больше, чем у крыла. Кроме того, эти элероны можно сделать ориентирующимися по направлению потока и таким образом уменьшить возможность срыва потока и потери эффективности при полете на больших углах атаки.
§ 3. ЭЛЕРОНЫ, СОСТАВЛЯЮЩИЕ ЧАСТЬ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА Элероны без аэродинамической компенсации
Элероны, выделенные из площади крыла, разделяются на аэродинамически компенсированные и некомпенсированные. Поверхность элеронов без аэродинамической компенсации располагается за осью вращения 7 (фиг. 110). Уменьшить шарнирные моменты в этом случае можно путем уменьшения хорды элерона, а при данной хорде— посредством подбора передачи к рукоятке.
В нейтральном положении хорошо спроектированные некомпенсированные элероны не увеличивают лобового сопротивления крыла, так как щель между крылом и элероном может быть закрыта, а рычаги и шарниры скрыты внутри крыла.
На фиг. ПО, / изображен элерон старого типа, вследствие чего приходи-
Управление им осуществлялось при помощи тросов, лось ставить два рычага, выходящие в поток и увеличивающие сопротивление.
Щель между элероном и крылом закрыта брусками а, прикрепленными между шарнирами элерона.
Элерон, показанный на фиг. НО, II, имеет цилиндрический обтекатель на передней кромке и жесткую тягу управления, вследствие чего наружу выступает лишь один рычаг на нижней поверхности. Шарнир элерона, изображенного на фиг. ПО, III, имеет вид петли, укрепленной на верхней поверхности. Все управление элероном можно при такой конструкции спрятать внутри крыла.
Элероны с аэродинамической компенсацией
Большие давления на рукоятку управления чрезвычайно утомительны и недопустимы, особенно при длительных полетах в неспокойную погоду. У военных самолетов большие давления на рукоятку понижают маневренность, так как замедляют движение элеронов.
Максимальное усилие, которое может развить летчик, двигая рукояткой от себя и на себя (Pj = ГЗО кг), примерно в 2 раза больше усилия, развиваемого им при перемещении рукоятки вправо и влево (Р2 = 65 кг). Воз ожные перемещения рукоятки- в первом направлении также больше, чем при отклонении ее в стороны, особенно когда руль высоты отклонен вверх. Уменьшить давления от элеронов путем изменения передачи при управлении рукояткой затруднительно. Это можно осуществить лишь при штурвальном управлении, т. е. на больших самолетах.
Уменьшить шарнирные моменты пвсредством аэродинамической компенсации можно различными способами. Наиболее распространенный способ заключается в размещении поверхности элерона по обе стороны от оси вращения.
120
Элероны с концевой или роговой компенсацией. Компенсаци достигается путем установки части поверхности элерона, расположенной на конце крыла, впереди оси вращения (фиг. 111, /). Компенсатор может быть выполнен или в виде отдельного выступа (фиг. Ill, II), или же вырезан из поверхности крыла (фиг. Ill, III).
Фиг. ill.
Роговой компенсатор хорошо работает при небольших отклонениях элерона. С увеличением углов отклонения эффективность этого компенсатора падает, и шарнирный момент увеличивается. Компенсатор при отклонении увеличивает сопротивление крыла. С другой стороны, при нейтральных элеронах увеличение сопротивления незначительно, так как щель между элероном и крылом может быть закрыта так же хорошо, как у некомпенсированных элеронов. Компенсатор должен быть как можно более жестким, как как иначе он может послужить причиной возникновения вибраций.
Величину роговой компенсации, т. е. отношение площади компенсатора к площади элерона вместе с компенсатором, не рекомендуется брать более 15%. При дальнейшем увеличении процента компенсации наступает перекомпенса-ция элеронов, при которой приходится рукоятку уже не толкать в стороны, а наоборот— удерживать, так как она может вырваться и прижаться к борту се значительной силой или же колебаться, парализуя все управление.
По исследованиям, проведенным в ЦАГИ, наивыгоднейшая величина роговой компенсации— 10%.
121
На фиг. Ill, IV показана схема компенсатора Дорнье в виде отдельного крылышка симметричного профиля. Ось вращения этого компенсатора располагается за его центром давления. При отклонении элерона аэродинамические силы, действующие на компенсатор посредством системы рычагов, разгружают шарнирный момент элерона. Компенсаторы Дорнье удобны в том отношении, что позволяют изменять и подбирать желательный процент компенсации, но в то же время они увеличивают лобовое сопротивление и возможность возникновения вибрации. ,
Схема аналогичного компенсатора, имеющего крыльевой профиль и жестко закрепленного непосредственно на элероне, показана на фиг. Ill,V.
Профили элеронов при внутренней или осевой компенсации. На фиг. Ill, VI— VIII изображены профили элеронов: симметричный профиль (фиг. Ill, V/), Фриз (фиг. Ill, VII) и Хендли-Пейдж (фиг. 111, VIII).
Оси вращения у этих элеронов сдвинуты назад от передней кромки и находятся или внутри профиля, или же вынесены вниз.
Шарнирный момент у симметричных элеронов с осевой компенсацией, незначительный при малых отклонениях, довольно резко увеличивается с увеличением угла отклонения. Увеличение шарнирного момента совпадает с выходом носка компенсатора за профиль крыла и с образованием щели между компенсатором и крылом. Одновременно с этим сильно падает Су всего крыла и увеличивается Сх. У элеронов с компенсацией в 25% шарнирный момент на 30—50% меньше шарнирного момента некомпенсированных элеронов с той же хордой. При компенсации свыше 25%, т. е. тогда, когда площадь компенсации составляет больше 25% от площади элерона вместе с компенсатором, появляются признаки перекомпенсации. Элероны с симметричной компенсацией в настоящее время не применяются, так как они портят верхнюю поверхность крыла и недостаточно эффективны.
Одно время до появления щелевых элеронов были весьма распространены элероны Фриз (фиг. Ill, VII), более эффективные, чем симметричные элероны. Вследствие нижнего расположения оси вращения эти элероны позволяю^ скрыть внутри крыла кронштейны и рычаг управления. В настоящее время чаще применяют щелевые элероны Хендли-Пейдж (фиг. Ill, VIII).
На схеме показаны основные размеры щели, а также положения элеронов при отклонении их вверх и вниз. Щель должна расширяться при отклонении элерона вниз (от 0,7—0,8% до 1,0—1,1% Ьк) и закрываться при отклонении вверх. У элерона, отклоненного на большой угол вверх, носок выходит за габариты профиля крыла и увеличивает сопротивление. Таким образом заворачивание самолета в сторону крыла, элерон которого отклонен вниз, уменьшается-
Во избежание перекомпенсации площадь внутренней компенсации должна составлять не более 20% площади элерона вместе с компенсатором.
Щелевые элероны дают максимальный момент крена при минимальном сравнительно с другими типами моменте рысканья.
Все описанные элероны с внутренней компенсацией, однако, обладают общим недостатком, а именно: увеличивают Сх крыла даже при нейтральном положении (Зэ = 0°) вследствие наличия щели.
В тех случаях, когда элероны с внутренней компенсацией доводят до конца крыла, толщина и хорда которого переменны, необходимо постепенно уменьшать и хорду компенсатора, сводя ее на наружном конце элерона к нулю (фиг. Ill, IX).
Еще лучше не доводить элерон до конца крыла (фиг. Ill, X), так как в этом случае можно избежать острого и тонкого конца элерона, мало эффективного и склонного к вибрациям.
В обеих указанных схемах плечо элерона, т. е. расстояние от его центра давления до плоскости симметрии самолета, уменьшается. Для повышения эффективности поперечного управления при эллиптических концах крыла применяют косые элероны (фиг. Ill, XI).
Чтобы избежать заклинивания длинных элеронов при прогибах крыла, их обычно разрезают по длине на две или более частей с таким расчетом, чтобы каждая часть имела более двух шарниров (фиг. Ill, IX и X).
122
Сечение Д-В
Соединит тяга F I
\ . I ™РРОН I
В усовершенствованных щелевых элеронах щель образуется лишь при больших углах .отклонения вниз (фиг. 112). При отклонении эперона вверх (фиг. 112, ИГ) и при небольшом угле отклонения вниз (фиг. 112, IV) щель закрыта. В нейтральном положении щель также закрыта (фиг. 112, I), и элерон не увеличивает сопротивления крыла. На фиг. 112, II построено очертание передней кромки элерона по дугам окружностей радиусами /?г и и верхней части щели по окружности радиусом R3.
В пределах отклонения элерона на угол (а + (3) между крылом и элероном имеется лишь зазор, необходимый для предотвращения трения.
Серв о-к омпенса-ция. У тяжелых самолетов площадь элеронов так велика, что, несмотря на применение компенсации первого типа, мускульной силы летчика уже нехватает для управ
ления самолетом при помощи рукоятки. В этих случаях приходится прибегать или к большой передаче, которую можно осуществить при штурвальном управлении, или же ставить специальные моторы для управления элеронами и рулями.
Однако управление можно облегчить при помощи серво-элеронов, представляющих собой дополнительный элерон, вырезанный в основном элероне на части размаха (фиг. 113, I и V).
Площадь серво-элеронов незначительна, и летчик управляет ими непосредственно от основной рукоятки. Проводка (фиг. 113, I) управления сервоэлероном может итти через ось вращения основного элерона а или же снаружи (с) через рычаг Ь, закрепленный на основном элероне. Основные элероны в этом случае при помощи рычагов Ь и отдельной проводки d включены в замкнутую цепь и не могут отклоняться одновременно в одну сторону. Основные элероны отклоняются в сторону, обратную отклонению серво-элеронов.
При такой системе управления действие элеронов, невидимому, должно несколько запаздывать.
Встречается (правда, очень редко) несколько видоизмененная система управления элеронами, при которой дополнительная поверхность служит лишь в качестве частичного компенсатора шарнирного момента основных элеронов. При этой системе дополнительная поверхность-компенсатор не имеет специального управления, а соединяется тягой 7 с кабанчиком 2, неподвижно закрепленным снизу крыла (фиг. 113, 11—V), и отклоняется автоматически при отклонении элерона. Управление
такими элеронами, так же как и нормальными элеронами, производится непосредственно через два кабанчика 3 и тросы, идущие в кабину летчика- Лучше, конечно, проводку сделать жесткой я наружную тягу соединить с одним кабанчиком, установленным на элероне.
Преимущество компенсации рассматриваемого типа заключается в отсутствии сквозных щелей между элероном и крылом и в меньшей опасности аэродинамической иергкомпенсации; недостатком является возможность возникновения вибраций.
Cepfir. ? перон 'б
Фиг. 113-
§ 4. ЭЛЕРОНЫ^ ВТОРОГО ТИПА В ВИДЕ ОТДЕЛЬНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
Свободные (плавающие) элероны
Такого типа элероны (фиг. 114) имеют вид отдельных поверхностей симметрии него профиля, расположенных на концах крыла и поворачивающихся отно
сительно оси 2—3, параллельной размаху. Свободные элероны позволяют использовать под закрылки и щитки до 70—80% размаха крыла и добиться больших приращений С. тах, чем при обычных элеронах.
Особенность свободных эле
ронов заключается в том, что при нейтральной рукоятке они оба для большинства углов атаки устанавливаются под некоторым отрицательным углом ру к хорде крыла и к направлению молета (фиг. 115). Угол установки Р.., зависящий от угла атаки крыла (фиг. 115, / и II), одинаков у обоих элеронов, следовательно, угол между хордами пра
вого и левого элеронов J Рх = 0.
Схемы / и II на фиг. 115 построены на основании диаграммы, полученной в результате обработки испытаний (фиг. 115, IV). При отклонении рукоятки в сторону элероны отклоняются в разные стороны на одинаковые углы рн = Рв (фиг. 115, III), причем биссек-
------ЗмриМп закреплений. нормапйн поло пении
-------Мертк gmawifimbi под угпт -u.no тноЪитю
------Зкропи Модно плаСшцщ лнроту
Фиг. 116.
триса угла составляет опять-таки некоторый отрицательный угол' ру к хорде крыла и направлению полета. Эта схема III построена также по диаграмме, показанной на фиг. 115, IV, и соответствует углу атаки крыла а — 8°, углу между хордами элеронов = 18° и углу установки = 12°. Угол установки Ру, или в данном случае угол,, образуемый биссектрисой с хордой
крыла, зависит как от угла атаки а, так и от угла между элеронами рх.
124
По сравнению с концевыми элеронами с обычной системой управления, т. е. установленными в нейтральном положении под углом ву = о к хорде крыла (фиг. 116, /), свободные элероны как при установке их по направлению полета а = — 8 (фиг. 116, 77), так и, тем более, при установке под отрицательным углом 3 > а на фиг. 116, III ухудшают аэродинамические данные всего крыла.
Однако при нормальной схеме управления элеронами (,8У = а) критический угод атаки элеронов связан со срывом потока на крыле, так же как в обычных элеронах.
При о. = — ру или 8У > а (схемы II и III на фиг. 116) срыв потока может возникнуть лишь при отклонении элеронов рукояткой на углы атаки, соответствующие критическим углам атаки для самих элеронов.
Таким образом свободные элероны на больших углах эффективнее, чем элероны первого типа или концевые элероны с обычным управлением.
При той же площади, что и обычные элероны, составляющие часть крыла, свободные элероны дают меньшие поперечные моменты, так как у первых кренящий момент возникает в результате изменения подъемной силы участков крыла,
за которыми находятся элероны, а у вторых — лишь в результате подъемной силы, развиваемой самими элеронами.
Свободные элероны почти на всех углах атаки крыла дают большие благоприятные моменты рысканья, т. е. затормаживают конец крыла с элероном, задняя кромка которого отклонена вверх. Однако для маневренных самолетов наилучшим будет управление, при котором моменты, создаваемые летчиком относительно какой-либо из осей самолета, не вызывают моментов относительно других осей. Следовательно, и большие благоприятные моменты рысканья не всегда желательны.
Внешние элероны]
Внешние элероны в виде отдельных поверхностей могут образовывать с крылом би-планные комбинации с различными выносами и расстояниями между хордами (фиг. 117). Кроме того, крыло и элерон могут быть размещены тандем, причем элерон может располагаться как перед, так и за крылом. Внешние элероны при верхнем и переднем раз-
О,вВ 0^0 (0 Ц Ь„ Сп^О.06 а=С'
левый злую» -да. отпжнии вниз
1.0 1.1
Фиг. 117.
мещении позволяют устанавливать закрылки и щитки по всему размаху крыла.
Изменение площади, положения и компенсации внешних элеронов чрезвычайно просто в конструктивном отношении. Однако на основании лабораторных и лётных испытаний оказалось, что ни одно из возможных размещений не дает вполне удовлетворительных результатов одновременно в отношении эффективности поперечного управления и влияния на лётные данные.
1Э»
В NACA было исследовано 48 положений внешних элеронов около профиля основного крыла (фиг. 117, /). Точки соответствуют положению оси вращения элерона, которая была расположена на 20% хорды элерона, составлявшей 15% хорды крыла.
Наименьшее сопротивление Ca.m,n крыла с элероном в нейтральном положении соответствует участку области В под задней кромкой крыла (точка 55 на фиг. 117, II).
Наибольшее значение Cj,max при нейтральном положении элерона соответствует точке 7 в области А. При свободном (плавающем) элероне Су * соответствует точке 45 в области С (фиг. 117, III).
При отклонении правого элерона только вверх наивыгоднейшее положение элерона в отношении поперечного момента Ст* меняется с изменением угла атаки:
при а = 0 Ст'х == 0,07 для точки 26 (элероны Цап)
» а = 10 Ст'х = 0,09 »> » 15
» а = 20 С' = 0,10 » » 12
По мере увеличения а наивыгоднейшее положение перемещается к п^едней кромке крыла (фиг. 117, /V).
В случае отклонения элерона только вниз поперечный момент требуемого знака получается только в точке 35 (фиг. 117, V). При всех остальных положениях элерона поперечный момент имеет обратный знак.
Наиболее эффективное размещение элерона в отношении С,„т (точка 12) на всех углах атаки снижает лётные данные (Camjn, Cv/Cx и т. д.).
Положение 7, в котором Crm.n тот же, что у обычного крыла, a CyjCx и СУта1 выше, чем у обычного крыла, неудовлетворительно в отношении Стх на углах атаки, меньших критического.
Наилучшим компромиссным положением, при котором наблюдается лишь небольшое ухудшение лётных данных и поперечной управляемости, является положение 37 с координатами у = — 2,5% и х — 102,5% Ьи. Однако в этом положении возникают большие неблагоп иятные моменты рысканья (т. е. поворот в сторону элерона, отклоненного вниз).
Все внешние элероны для улучшения поперечной управляемости требуют применения диференциального управления с большим отношением углов или же отклонения только вверх.
Кроме перечисленных основных типов поперечного управления, имеется еще целый ряд схем, связанных с механизированным крылом.
§ 5. КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕРОНОВ
Основным силовым элементом элерона является обычно лонжерон, работающий на изгиб и кручение. Применение работающей обшивки ввиду невыгодной формы сечения элерона не может быть признано рациональным с точки зрения использования материала.
Жесткая металлическая обшивка элерона затрудняет изготовление элеронов. Эти затруднения уменьшаются в случае применения фанерной обшивки.
Наиболее рациональным типом конструкции элеронов по указанным соображениям, а также и в отношении борьбы с вибрациями, следует признать металлический набор с полотняным покрытием.
Элероны с деревянным набором в настоящее время применяются очень редко, так как они тяжелее металлических.
Для увеличения жесткости на кручение лонжерон деревянного элерона делали коробчатым, склеивая его из двух сосноьых фрезерованных брусков.
В позднейших типах элеронов коробчатые лонжероны состояли из сосновых полок и фанерных стенок. Жесткость элерона на кручение обеспечивалась уста-ноькой косых нервюр, расходящихся от места крепления рычагов управления 126
(фиг. 118), причем эти нервюры проходили сквозь нормальные, не прорезая их
полок.
Через косые и нормальные нервюры элерона, показанного на фиг. 118, пропускалась рейка, связывающая нервюры посредине; концевой обод был вы
полнен из дуралюмина.
Металлические элероны с гофрированной обшивкой в настоящее время не применяются.
В элеронах с гладкой дуралюминовой
обшивкой для упрощения производства
нервюры приходится выводить наружу и Фиг. 118.
к ним путем открытой клепки крепить
отдельные участки обшивки (фиг. 119, /). В аэродинамическом отношении такой элерон лишь немногим выгоднее элерона с гофрированной обшивкой, ч
Если нервюры разместить внутри элерона (фиг. 119, II), то крепление обшивки нормальными заклепками будет крайне затруднительно, и придется при-
бегнуть к пистонам.
Фиг. 119.
Чаще всего применяют металлические элероны с полотняным покрытием и лонжеронами из труб 7, работающими как на кручение, так и на изгиб (фиг. 120, 7).
При внутренней компенсации передняя кромка обшивается листовым материалом 2 для образования плавного очертания носка элерона.
Нервюры штампуют из дуралюмина (фиг. 120, // и VI) и значительно реже делают ферменными из открытых профилей (фиг. 120, III).
Крепить нервюры к лонжеронам можно за отбортовки из материала полок (фиг. 120, IV, сечение'АБ) или же из материала стенки нервюры (IV). При первом способе на заготовку нервюр требуется больше материала, чем~ во втором.
При выколотке или штамповке из стенки нервюры цилиндрической отбортовки (фиг. 120, IV) для крепления часто получается разрыв материала или чрезмерное уменьшение его толщины.
Более рациональный тип крепления показан на фиг. 120, V. Нервюра крепится к лонжерону при помощи отдельных уголков а, согнутых из листового материала и затем выгнутых по трубе.
127
Задняя кромка элерона делается из дуралюминовых открытых профилей. На фиг. 120, VII и VIII показан тонкостенный стальной лонжерон элерона •фирмы Армстронг и подкрепляющие диафрагмы, устанавливаемые в местах креп-
Ь>иг. 120.
ления шарниров и нервюр.
Стальные элероны с трубчатыми лонжеронами и нервюрами применяются довольно редко, главным образом в конструкциях Фоккера.
На фиг. 121, II—III по
Фиг. 121.
казаны элероны, в которых обтекатель носка является силовым элементом и вместе со швеллером образует лонжерон элерона. В местах вырезов обтекателя для шарниров или кронштейнов элерона ставят косые нервюры, усиливающие ослабленный участок лонжерона при работе на кручение, f Участок между косыми и нормальными нервюрами сверху и снизу элерона закрывается листовым дура-люмином, компенсирующим ослабленное место лонжерона при работе на изгиб.
На фиг. 121, IV псказан каркас свободного элерона самолета Кертисс Танаджер
с коробчатым лонжероном, который разгружается при работе на кручение косыми нервюрами, образующими жесткую ферму.
21
g 6. КОНСТРУКЦИЯ ЗАДНЕЙ КРОМКИ, КРОНШТЕЙНОВ И ШАРНИРОВ КРЫЛА ДЛЯ ПОДВЕСКИ ЭЛЕРОНОВ
Конструкция задней кромки крыла зависит от типа элеронов. При некомпенсированных элеронах, а также в случае роговой компенсации и компенсации типа Фриз, концы нервюр крыла обычно соединяют ложным лонжероном (фиг. 122, /—III). Иногда при элеронах типа Фриз заднюю кромку крыла обтягивают полотном, для чего хвосты нервюр соединяют стрингерами (фиг. 122, IV).
i При щелевых элеронах типа Хендли-Пейдж хвостовые нервюры крыла должны иметь плавное очертание, обеспечивающее надлежащую форму щели между крылом и элероном (фиг. 122, V—VII).
Хвостовые части нервюр снизу обшивают фанерой (фиг. 122, V и V/) или гладким листовым металлом (фиг. 122, VII).
Фиг. 122.
Кронштейн крепления элеронов обычно располагают непосредственно на усиленных нервюрах крыла. Если положение шарниров не совпадает с усиленными нервюрами, то приходится или усиливать хвосты нормальных нервюр, или же ставить отдельные хвостовые усиленные нервюры.
В деревянных крыльях кронштейны выполняются из дуралюмина или стали и крепятся к хвостам усиленных нервюр или, кроме того, еще и к лонжеронам.
Наиболее рациональными являются кронштейны, образованные из полок нервюр с небольшими стальными или дуралюминовыми наконечниками для крепления элеронов (фиг. 122, V и VII).
Шарниры элеронов в настоящее время во избежание износа, люфтов и заеданий выполняются исключительно на шарикоподшипниках.
Типы шарниров, применявшиеся раньше, показаны на фиг, 122, I; современные шарниры изображены на фиг. 123, I—IU. >
Шарикоподшипники устанавливают на кронштейнах крыла (фиг. 122, II и III) или же на кронштейнах элерона (фиг. 123, /— III).
Держатели шарикоподшипников делаются точеными или сварными. Точеный держатель показан на фиг. 123, I, где пунктиром указана часть диска Ь. отрезающаяся после обработки на токарном станке. Держатель с одной стороны имеет бортики с, в которые упирается наружное кольцо шарикоподшипника. С противоположной стороны после впрессовки шарикоподшипника держатель раскернивается.
Конструкция самолетов—228—9
129
Для изготовления сварного держателя (фиг. 122, II и Ши 123, II и III) в рычаг или кронштейн вваривается стальная труба, внутренний диаметр которой несколько болтше наружного диаме ра шарикоподшипника. После сварки внутренний диаметр трубы растачивается, и концы ее раскерниваются с обеих сторон.
Фиг. 123.
На фиг. 123, IV показан нормальный тип кронштейна элерона в случае установки шарикоподшипника на кронштейне крыла.
Глава X
МЕХАНИЗИРОВАННЫЕ КРЫЛЬЯ
§ 1. ТИПЫ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ, ИХ НАЗНАЧЕНИЕ И ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ (ТРЕБОВАНИЯ
Посадочная скорость
определяется по основной формуле аэродинамики:
9 Ушах
где 0,94 — общепринятый у нас коэфициент, учитывающий влияние земли на повышение СУтах крыла при посадке.
Уменьшить посадочную скорость Упос можно при данном весе самолета увеличением или несущей площади крыльев — S, или. максимального коэфициента подъемной силы — Первый метод уже давно, до того как были исследованы способы увеличения CDjn^ крыла, привлекал внимание конструкторов. Однако до последнего времени все попытки осуществить раздвижные крылья оказывались неудовлетворительными, так как увеличение веса конструкции почти полностью поглощало полученное приращение подъемной силы.
Снижение посадочной скорости путем повышения СУщах стало возможно лишь после аэродинамических исследований крыльев с различного рода приспособлениями.
130
Первые опытные самолёты с механизированными крыльями имели несущую площадь, подобранную из расчета СКшх нормального профиля. Таким образом диапазон скоростей расширялся за счет уменьшения минимальной скорости. Вследствие увеличения сопротивления и веса в связи с установкой дополнительных приспособлений основные лётные данные самолета, т. е. Vmax и скороподъемность, несколько ухудшились. Понижение посадочной скорости по сравнению с привычными и вошедшими уже в практику величинами не увеличивало, а скорее уменьшало безопасность, так как при понижении минимальной скорости поперечная управляемость самолета с нормальными элеронами ухудшилась, и посадка с открытым механизированным крылом в неспокойную погоду значительно усложнилась.
Эксплоатация первых экспериментальных самолетов выяснила необходимость устройства дополнительных приспособлений, увеличивающих поперечную устойчивость и управляемость самолета на пониженных скоростях.
Задачу эту нельзя считать решенной окончательно и до настоящего времени.
Если при определении площади крыльев исходить не из С»тах нормального профиля, а учитывать приращение Сутах, которое дают механизированные крылья, то можно повысить максимальную скорость и, кроме того, увеличить безопасность посадки.
В этом случае площадь крыла и связанные с нею площади оперения и длина фюзеляжа могут быть уменьшены по сравнению с самолетом, имеющим нормальное крыло. Вследствие уменьшения площадей крыла, и оперения максимальная скорость самолета при той же мощности мотора увеличивается. Посадочная скорость остается на уровне вошедших в практику величин (Vпос ~ 100 КАфшс), и поперечная управляемость не ухудшается.
Таким образом у современных самолетов расширение диапазона скоростей достигается путем увеличения максимальной скорости.
Безопасность посадки подобных самолетов в первую очередь зависит от надежности управления механизированным крылом.
Требования, которые можно предъявить к механизированному крылу, в основном сводятся к следующему:
1) возможно большее повышение С„тлх;
2) минимальное увеличение Сх в нормальном полете, когда приспособления, служащие для увеличения СУтах, закрыты;
3) снижение качества (С„/Са) на больших углах атаки при работающем механизированном крыле; это требование необходимо для увеличения угла планирования при подходе на посадку без увеличения скорости планирования;
4) увеличение подъемной силы при возможно меньшем ухудшении качества на углах атаки, соответствующих взлету;
5) повышение поперечной управляемости и устойчивости на малых скоростях;
6) минимальное увеличение веса;
7) простота и легкость управления, позволяющие быстро открывать и закрывать крыло.
Если в расчете посадки допущена ошибка и самолет должен итти на второй круг, то для улучшения взлета необходимо иметь возможность быстро закрыть крыло. Это обстоятельство особенно важно для самолетов с незначительным избытком мощности, когда при полностью открытом крыле мощности мотора достаточно лишь для горизонтального полета.
§ 2. МЕХАНИЗИРОВАННЫЕ КРЫЛЬЯ С УВЕЛИЧИВАЮЩЕЙСЯ ПЛОЩАДЬЮ
Возможны следующие варианты увеличения площади крыла: 1) увеличение р^маха; 2) увеличение хорды; 3) увеличение размаха и хорды; 4) превращение моноплана в биплан или полиплан.
Увеличение размаха крыла сопровождается увеличением удлинения и улучшением качества крыла, вследствие чего угол планирования при подходе на посадку уменьшается и, следовательно, одно из основных требований остается
1?1
невыполненным. Кроме того, при этом типе крыла возникают затруднения с поперечной управляемостью. Если элероны разместить на неподвижной части крыла, то они окажу гея малоэффективными при раздвинутом крыле, а при установке элеронов на подвижной части, очевидно, усложняется управление и крылом и элеронами.
Следующими недостатками крыла этого типа являются значительное увеличение изгибающих моментов в лонжеронах, а также трудность конструктивного осуществления самого крыла и управления им.
В осуществленных крыльях подобного типа увеличение площади доходило до 74%, в то время как в крыльях с увеличивающимся коэфипиентом подъемной силы приращение C!Zinax достигает 100— 150% при более простой и легкой конструкции. Крылья, в которых площадь увеличивается путем увеличения хорды, широко применяются в настоящее время, причем в них используется, кроме того, увеличение относительной вогнутости профиля и эффект щелей.
На больших утлах атаки у этих крыльев уменьшаются удлинение и качество. Таким образом угол планирования может быть увеличен, причем скооости планирования остаются теми же или могут быть меньшими по сравнению с нормальным крылом.
В конструктивном и весовом отношениях этот тип крыла также значитетьно выгоднее предыдущего.
Более подробно крылья, площадь которых увеличивается путем увеличения хорды, будут разобраны при описании закрылков, щитков и подкрылков.
Крылья третьего и четвертого типов, очевидно, еще более сложны в конструктивном отношении, чем крылья с увеличивающимся размахом. Судя по имею-щимся схемам и проектам, эти типы мало обещают в аэродинамическом отношении.
К числу приспособлений, дающих увеличение коэфициента подъемной сиды при постоянной площади крыла, относятся крылья с отсосом и сдувом пограничного слоя. Эти крылья сейчас еще только исследуются, и поэтому о них, равно как о крыльях с увеличивающейся площадью (первый, третий и четвертый тины), в дальнейшем говорить не будем.
§ 3. ЭЛЕМЕНТЫ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
Тчпы предкрылков и их особенности
Пэ форме сечения предкрылки, применяемые в настоящее время, мо> ут быть разделены на два типа: пэофилированные (фиг 124, / и III), т. е. выделенные из исходного профиля, и пластинчатые, или накладные (фиг. 124, II), имеющие вид пластинки, согнутой по форме передней кромки исходного профиля-
Положение предкрылка в открытом состоянии определяется координатами а, b и с (фиг. 124, I) или а, b и w (фиг. 124, II).
Влияние предкрылка при размещении его по всему размаху прямоугольного крыла на COin;jX исходного профиля видно из диаграммы, приведенной на фиг. 125, и сводится к следующему:
При открытом предкрылке Сутах крыла увеличивается одновременно с уве-шченлем угла атаки, и срыв потока затягивается до ббльших углов атаки, чем у исходного профиля-
На фцг. 126, I показан спектр обтекания основной части профиля, а на фиг. 126,// — предкрылка вместе с основной частью. Скос потока после прохождения его через узкую профилированною щель между крылом и пред-ерьшком препятствует срыву пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Кинетическая энергия пограничного слоя увеличивается за счет энергии струй воздуха, проходящего нерез щель, что препятствует образованию завихрений до тех пор, пока угол атаки предкрылка не достигнет критического значения. Вследствие этого криеический угбл атаки крыла с открытым предкрылком и
подъемная сила его увеличиваются в результате больше! о разрежения над предкрылком и основпой частью профиля-
Подъемная сила самого предкрылка на больших углах атаки составляет 15— 20% подъемной силы всего крыла в целом. Аэродинамические силы, действующие на предкрылок, стремятся открыть его на больших и закрыть на малых углах атаки (фш - 127). Таким образом предкрылок может быть автоматическим.
Открытые предкрылки увеличивают сопротивление крыла на лётных углах атаки (фиг. 125).
Регулировка открытия автоматических предкрылков достигается путем устройства щелей у передней или задней кромки (фиг. 128). При передней щели предкрылок открывается раньше, а при задней — позднее.
В обоих случаях Су крыла уменьшается, а Сй увеличивайся даже при незначительных размерах щели.
На практике приходится обычно делать наиболее невыгодную щель у задней
0,20 OfiO 060 0,80
t—... | , .|..у 7 ----р, 1 I - 1 1 1 f -~-4- - >
О 5 :0 15 ' 20 Су/Сх%
О 50 100 150 200 i %
I__г-1___I_!_ I___________ Г t________I_______,________________>___
Фиг. 125.
Таким образом и при закрытых предкрылках СХт111 крыла увеличивается вследствие наличия верхней регулировочной щели, а также из-за неизбежных неровностей задней кромки предкрылка и наличия заклепок.
133
На фиг. 124, III показана схема предкрылка, который при открытии поворачивается относительно оси, укрепленной на передней кромке крыла. Задняя кромка предкрылка плотно пригнана к крылу; для уменьшения сопротивления при закрытом предкрылке щель снизу закрывается заслонкой а.
Фиг. 127. Аэродинамические равнодействующие предкрылка при а -5,33% Ьк ; 6=0% 6к ; с = 2,22%/к .
Фиг. 126.
почти та-
как у крыльев с предкрылками, движущимися при открытии поступа-
СУт)п крыла с подобным предкрылком меньше, а приращение СРтат кое же,
Фиг. 128. Влияние щелей у предкрылка на Су и Сх, профиль М-125 ЦАГИ; хорда предкрылка 12% Ьк; У=33—34 м[сек-, модель 750х150лш.
тельно. ।
При устройстве предкрылков по всему размаху критический угол атаки крыла сильно увеличивается по сравнению с критическим углом исходного профиля- Для профиля РП, например, угол атаки в этом случае равен 32° вместо 20° для исходного профиля (фиг. 125).
Для использования эффекта разрезного крыла с предкрылком по всему размаху приходится сильно увеличивать высоту шасси, что невыгодно как по аэродинамическим, так и конструктивным соображениям.
Предкрылки понижают качество крыла при CVmax и, следовательно, позволяют увеличивать угол планирования при подходе на посадку. Для улучшения взлета предкрылки использовать нельзя, так как на взлетных углах они дают очень большое уменьшение качества и Cv (фиг. 125).
Центр давления (е%) крыла с предкрылком, находящимся в положении, соответствующем СУпих, перемещается вперед.
Параметры, влияющие на эффективность предкрылков
Эффективность предкрылка увеличивается с увеличением его хорды. Определить предельную величину хорды на основании имеющихся исследований не представляется возможным. Из конструктивных соображений хорду предкрылка трудно сделать более 15% хорды исходного профиля, потому что передний лонжерон крыла размещается примерно на этом расстоянии от носка крыла. Кроме того, при увеличении ширины предкрылка трудно сделать его жестким и прочным без очень большого количества кронштейнов.
134
При одинаковых хордах предкрылка крыло дает большее приращение Cj,max в том случае, когда у основной части разрезного профиля без предкрылка <%П1а31 больше. Таким образом на эффективность предкрылка оказывает большее влияние форма носка основного профиля, чем форма профиля самого предкрылка.
Для получения максимального приращения Сушах ПредкрЫЛОК В ОТКРЫТОМ положении должен занимать наивыгоднейшее положение относительно основного профиля (фиг. 124, I и /7). Носок предкрылка должен быть вынесен вперед от носка основного профиля. При заданных значениях а и b существует вполне определенное значение координаты с, которая определяет наивыгоднейшее положение предкрылка (фиг. 129). Для целого ряда испытанных профилей значение координаты а при наивыгоднейшем положении предкрылка колеблется в пределах 43—100% от хорды предкрылка. Влияние координаты b сказывается еще менее.
Что же касается отно-а шения — и величины угла <р между хордой предкрылка и хордой крыла, то при наивыгоднейшем положении предкрылка эти величины колеблются в пределах: -£- = 2,0 — 3,0 и <₽ ~ -^30—40°.
Из конструктивных соображений желательно брать координату а как можно меньшей с тем, чтобы получить короткие и легкие кронштейны установки предкрылков.
Максимальное влияние- на эффективность предкрылка оказывает его длина. Если при предкрылке, расположенном по всему размаху, составляет 47,3%
Фиг. 130.
135
по сравнению с исходным профилем, то перерыв всего лишь в 25% размаха крыла снижает дС,/|Пах наполовину (фиг. 130). При размахе предкрылков, в сумме составляющем 50% размаха всего крыла, ДСУтах практически равно нулю. Если перерывы в предкрылках заполнены фюзеляжем или моторными установками, то эффективность предкрылков почти не понижается-
Для уменьшения посадочной скорости предкрылки должны быть расположены по всему размаху крыла без перерывов.
Концевые предкрылки, занимающие в сумме 40—50% размаха, применяются лишь для повышения поперечной устойчивости на больших углах атаки. Так же, как предкрылки, размещенные по всему размаху, они затягивают срыв потока.
Типы закрылков, щитков, подкрылков и их особенности
Механизированное крыло наиболее распространенного типа характеризуется применением закрылков, щитков и подкрылков.
Закрылком называется несущая поверхность, образованная из хвостовой части исходного профиля (фиг. 131, I—VII) или же независимая поверхность крыльевого или симметричного профиля (фиг. 131, VIII). По принципу работы закрылки можно разделить на следующие основные типы:
простые закрылки (фиг. 131, Г) — увеличивают вогнутость исходного профиля;
закрылки fo дж (фиг. 131, II) — увеличивают площадь и вогнутость крыла;
щелевые закрылки Хендли-Пейдж и ЦАГИ (фиг. 131, III—V), увеличивающие вогнутость и отчасти площадь; кроме того, здесь используется эффект щели;
сложные закрылки Нард и и Лахмана (фиг. 131, VI и VII), имеющие отражатели, повышающие эффект щели;
136
подвесные закрылки Юнкере (фиг. 131, VIII), представляющие дополнительную поверхность; они увеличивают площадь крыла и вогнутость; кроме того, анологично с щелевыми закрылками, используется эффект щели.
При установке щитков (фиг. 132) хвостовая часть исходного профиля остается неподвижной. Увеличение подъемной силы достигается путем увеличения вогнутости и повышения разрежения над верхней поверхностью крыла вследствие образования зоны разрежения между крылом и щитком.
Щ и т к и ЦАП (фиг. 132, VI), кроме того, увеличивают несущую площадь, так как ось вращения их передвигается к задней кромке крыла в положение Oi.
Простые щитки (фиг. 132, /), предложенные Шренком и Грушви-цем в Германии и одновременно появившиеся в различных странах, вращаются относительно неподвижной оси. Угол отклонения этих щитков обычно составляет от 45 до 90°. i
Щитки Кальм (фиг. 132,// и ///) являются по существу разновидностью простых щитков и отличаются малыми размерами хорды (3—7% bv).
Складывающийся щиток Ир- j винга (фиг. 132, IV) и компенсированный щиток NACA (фиг. 132, V) имеют целью уменьшение шарнирного момента и также не С—"" отличаются от простых щитков.
Подкрылки Фаулера и ЦАГИ - ,
(фиг. 133) образуются из хвостового участка исходного профиля и делят его по высоте на / две части. Верхняя часть, относящаяся к крылу, так же как и при щитках, остается неподвижной. Нижняя часть—подкрылок, при Фиг. 133.
открытии отходит от крыла вниз и смещается назад. В конечном положении подкрылки значительно увеличивают площадь крыла и вогнутость профиля. Кроме того, здесь используется эффект щели.
По сравнению с предкрылками элементы механизированного крыла, размещенные в хвостовой части профиля или около задней кромки, имеют существенные преимущества при большем приращении СРтпх.
Приращение СУгп х в этом случае можно ориентировочно считать пропорциональным размаху, в то время как предкрылки сильно понижают эффективность при наличии вырезов по размаху. В нормальном полете щитки, подкрылки и закрылки почти не увеличивают сопротивления крыла. Наконец, сами щитки и закрылки, а также и их установка, в большинстве случаев проще в конструктивном отношении. Установка подкрылков Фаулера и щитков ЦАП по конструкции, пожалуй, несколько сложнее, чем предкрылков. Но последние исследования ЦАГИ указывают, что конструкцию механизма открытия подкрылков (фиг. 133, //) можно значительно упростить без большого ущерба в отношении приращения Сутах.
При увеличении вогнутости нормальных профилей, гак же как профилей с закрылками, щитками и подкрылками, подъемная сила увеличивается, главным образом, вследствие увеличения разрежения над верхней поверхностью крыла. При щелевых закрылках происходит дальнейшее увеличение разрежения вследствие ускорения потока, проходящего через сужающуюся щель, и образование у носка закрылка более разреженной зоны, распространяющейся на все крыло (фиг. 134, I).
При щитках дополнительное разрежение над всей верхней поверхностью (фиг. 134, //) образуется вследствие возникновения разрежения в области между крылом и щитком.
Разница в работе щитков и закрылков заключается лишь в том, что в первом случае понижение давления над крылом создается «статически», а у щелевых закрылков разрежение над носком закрылка образуется вследствие ускорения потока, проходящего через сужающуюся щель, т. е. «динамически».
137
.малой хорды их. Эти щитки могут открываться
Фиг. 134.
Незначительная часть увеличения подъемной силы при отклонении закрылков, щитков и подкрылков возникает вследствие увеличения давления у нижней поверхности крыла.
Работа щитка ЦАП в общем аналогична работе простых щитков и эффективность по сравнению с ними повышается вследствие увеличения площади крыла. Основное преимущество щитков ЦАП по сравнению с простыми щитками заключается в том, что у щитков ЦАП имеется компенсация (участок —о2), и, следовательно, усилие, необходимое для управления, значительно уменьшается.
Усилия, необходимые для открытия щелевых и подвесных закрылков (фиг. 131, III—VIII), а также щитков (фиг. 132, V), уменьшаются посредством внутренней компенсации.
В щитках Кальм (фиг. 132, III) усилия вообще незначительны вследствие как по полету, так и против полета.
В щитках Ирвинг (фиг. 132, IV) компенсатором служит верхняя часть щитка 7, соединенная с нижней частью 2 и крылом шарнирами п всему размаху. В открытом состоянии щиток удерживается тягой 3, которая соединена с рычагом 4, укрепленным на трубе 5, тягой б.\
Заштрихованная часть а диаграмм на фиг. 134, /V показывает распределение давления у изолированных крыльев. Пунктиром а' показано распределение давления при продувке обоих крыльев вместе на том же угле атаки, что и в первом случае. Буквой b обозначен вид диаграмм при увеличении угла атаки комбинации крыльев до такой величины, когда
распределение давления у заднего крыла совпадает со случаем изолированных
крыльев.
Из диаграммы видно, что установка крыльев тандем дает большую подъемную силу, чем изолированные крылья, но при большем угле атаки. Увеличение подъемной силы происходит вследствие увеличения разрежения над верхней поверхностью переднего крыла.
Влияние подвесных закрылков вследствие меньших размеров их, конечно, сказывается в меньшей степени, чем у крыльев тандем.
Работа подкрылков Фаулера в начале открытия аналогична работе щелевых, а при полном открытии — работе подвесных закрылков-
Особенность щитков по сравнению с предкрылками заключается в том, что в закрытом положении они не увеличивают сопротивления крыла и, следовательно, не снижают максимальной скорости.
Подкрылки Фаулера в этом отношении несколько хуже, так как у них, по-видимому, неизбежны выступающие части механизмов.
Из щелевых закрылков наилучшими являются закрылки Хендли-Пейдж (фиг. 131, V и 112), у которых щель в нейтральном положении закрыта, и сопротивление несколько увеличивается лишь из-за наличия кронштейнов.
Вторая особенность закрылков, щитков и подкрылков по сравнению с предкрылками заключается в том, что СИш^х крыла с ними соответствует примерно тем же или даже меньшим углам атаки, что у исходного профиля. Таким обра
138
зом в случае применения щитков, закрылков и подкрылков для использования их эффективности полностью увеличивать высоту шасси не приходится.
Щитки, при одинаковых с закрылками и подкрылками хордах, больше понижают качество крыла и выгоднее при посадке, так как больше увеличивают угол планирования. С другой стороны, при взлете, когда желательно увеличение Су при малом увеличении Сх, выгоднее подкрылки, закрылки Годж или щелевые закрылки, дающие большее качество, чем щитки.
При отклонении щитков, подкрылков и закрылков ц. д. перемещается к задней кромке крыла. У щелевых закрылков и простых щитков перемещение ц. д. при наивыгоднейшем отклонении достигает 8—10% bv.
Щитки ЦАП с хордами в 20 и 30% Ь„ при углах отклонения = 60° дают перемещения ц. д. соответственно 14 и 18% bIt-
При щитках ЦАП и подкрылках Фаулера с хордой, равной 40% %, перемещения ц. д. достигают 23% Ьк •
Параметры, влияющие на эффективность закрылков, щитков и подкрылков
С увеличением хорды до некоторых пределов, приращение СУ]Пах у всех типов закрылков, щитков и подкрылков при наивыгоднейших углах отклонения увеличивается. При дальнейшем увеличении хорды СУтах остается некоторое время постоянным, а затем уменьшается, в то время как соответствующий Сх все время увеличивается.
Для простых и щелевых закрылков и щитков наивыгоднейшая величина хорды лежит в пределах 20—25% Ьк, а для щитков ЦАП и подкрылков Фаулера пределом можно считать хорду величиной 30 и 40% Ьк .
Увеличение хорды сверх указанных пределов выгодно лишь для увеличения угла планирования. Но и при указанных размерах хорд увеличение углов планирования достигает величин, вполне удовлетворяющих требованиям посадки на малые площадки; следовательно, дальнейшее увеличение хорд не имеет практического значения и с этой точки зрения.
Необходимо, кроме того, иметь в виду, что величина шарнирного момента примерно пропорциональна квадрату хорды.
Угол отклонения имеет также критическую величину %Р, после которой приращение СУшах при данной хорде начинает уменьшаться (фиг. 108).
В большинстве случаев %Р уменьшается с увеличением хорды и зависит от типа механизированного крыла.
139
Размеры и форма щели, • а также профиль закрылка, влияют на эффективность щелевых закрылков, причем наибольшее влияние оказывают размеры щели. При .прочих одинаковых условиях эффективность щелевого закрылка зависит от положения его передней кромки относительно задней кромки крыла. Для угла" отклонения ₽ = 20° при данных очертаниях и хорде наивыгоднейшее положение носка закрылка Хендли-Пейдж, соответствующее СУтах = 2,36, показано на фиг. 135. На той же фигуре, кроме очертаний закрылка в нейтральном и наивыгоднейшем положениях, показаны траектории перемещения носка закрылка при разных значениях СИп *, соответствующих углу отклонения ₽ = = 20°, и координаты оси вращения для наивыгоднейшего положения.
Ширина щели у задней кромки крыла при' нейтральном положении закрылка в зтом случае равна й — 0,67% Ьк и при р = 20° й = 1,2% Ьк.
На основании имеющихся исследований выбор формы щели и самого закрылка сводится к следующему. При отклонении закрылка ширина щели й у конца основного профиля должна увеличи
ваться до определенных пределов (й = 1,0— 1,3% йк). Носок закрылка должен возможно меньше перемещаться в вертикальном направлении и возможно больше — по хорде крыла.
При всех углах отклонения носок закрылка не должен заходить за перпендикуляр, опущенный из задней кромки основного профиля на хорду крыла, т. е. задняя кромка основного профиля должна перекрывать закрылок таким образом, чтобы между ними не образовывалась вертикальная щель.
Положение относительно задней кромки крыла имеет существенное значение для подвесных закрылков, а также для подкрылков Фаулера ’и для щитков ЦАП, ко-
торые при открытии перемещаются по хорде крыла.
Наивыгоднейшее положение подвесных закрылков и подкрылков Фаулера определяется координатами центра окружности, впйсанной в их переднюю кромку, относительно хорды (У) и задней кромки крыла (X).
На фиг. 136 показано наивыгоднейшее положение подкрылков Фаулера с раз-
личными хордами. Координаты центра окружности для подкрылков с шириною 40, 30 и 20% й1; одинаковы и равны: X — 0%, У = 2,5% Ьк.
Наивыгоднейшие положения двух подвесных закрылков, имеющих различные профили, при одном и том же профиле крыла (NACA 23012) показаны на фиг. 137 в координатах, относящихся к осям вращения.
При отклоненном положении подвесных закрылков координаты центров окружностей, вписанных в их переднюю кромку, весьма близки к координатам подкрылков Фаулера (фиг. 136).
Положение щитков ЦАП определяется координатами X и Y задней кромки щитка относительно задней кромки крыла и его хорды (фиг. 138). На диаграмме с траекториями перемещения задней кромки, соответствующими одинаковым значениям Су , нанесены наивыгоднейшне положения щитков с хордами 20, 30 и 40% йк.
Наибольшее приращение С„1пах щитки Кальм дают при установке в задней
кромке крыла.
Длина и размещение закрылков, щитков и подкрылков по размаху оказывают наибольшее влияние на приращение СИп1ах крыла. В качестве примера на
140
Крыло и закрылок с профилем КАСА 230/2
.1
i Ось'вращении
гУ-^'Я h"30’ ' 83"°>wSH ' Г " Yk - epSHk),
DfilZSk S (Ы0в3
Кослдинаты ‘ оси , вращения
крыла
'относительна узакрылка. J f -Л =. OjZ!>Oj
т
' Lr?
АрЬ/.Пй
закрылка
= 30
Координаты оси вращения относительна
cl^= W
^таХ=
С/нр = /^° />730000
Крыло с профилем NАСА230/2,а закрылок-Кларк Y
Ось
1 ХЛ= 0.03дК ; у = о, iso-, I X = С 11в, г ^Утах акр
min
Л= S03Q0о
Для неточного профиля /VACA *
a v - Щ 5 fl = С09С03
' /,/5
= !5,/О
= о,таз
Фиг. 137.
Фиг. 138.
Положение (? °/а xcpfa
Фиг. 139.
2,to
2,00
1,90
1,20
/ 70
1,60
1,50
1,90
1,30
1,20
8 6.
1,60
1,90
1,30
0,30
1,20
0,20 1,10
к
1,60
0,10 1,0
7^
Фиг. 140.
Профит r Кларк Y Ощ a 0,15 8 ц
/щ- во0
M = ^=:0,20
Си 2,20г.
•Ьиг. 139 и 140 приведена зависимость СУтах, С* 11 коэфициента
Сутах изолированного крыла со щитками — п% 1К )
Сущах изолированного крыла без щитков = о% /к)
от длины щитков, выраженной в процентах от размаха крыла.
При одной и той же суммарной длине наибольшее приращение С„ дают щитки, расположенные посредине размаха. Сх у прямоугольного крыла-одинаков для обоих вариантов размещения щитков, а следовательно, качество выше и угол планирования меньше у щитков, расположенных посредине размаха.
У трапецевидного крыла со средним расположением щитков как СУтах, гак и Сх больше, чем у крыла с двумя щитками, имеющими такую же суммарную длину, но размещенными на концах, причем качество в первом случае ниже, чем во втором.
§ 4. ПРЕДКРЫЛКИ В КОМБИНАЦИИ С ЗАКРЫЛКАМИ, ЩИТКАМИ И ПОДКРЫЛКАМИ
Крылья с предкрылками в комбинации с закрылками, щитками или подкрылками, расположенными по всему размаху крыла, не получили широкого распространения. \
Помимо сложности конструкции, причиной этого является чрез.мерно большая величина критического угла атаки акр, соответствующего Cffmax комбинированного крыла.
Чаще встречаются крылья, имеющие помимо закоылков концевые автоматические предкрылки, увеличивающие поперечную устойчивость на больших углах атаки. - —
Испытания, проведенные в ЦАГИ, показали, что при установке предкрылков и щелевых закрылков ДСУтзх комбинированного крыла меньше суммы ДСУтах предкрылка и закрылка в отдельности (фиг. 141).
Приращение СутаХ при установке предкрылка дСУт =0,72 (49,5%), а при установке закрылка — АС хзакр = 1,00 (69°/0).
При установке же одновременно предкиылка и закрылка, т. е. в случае комбинированного крыла ACj,max = 1,23, что меньше суммы приращений при наличии предкрылка и закрылка в отдельности, так как ДСУтаХп дСуП1аХзакр = = 1,72.
Критический угол атаки комбинированного крыла акр — 26°. Приращение а,;р по сравнению с нейтральным положением предкрылка и закрылка равно а тгебраической сумме приращений вследствие открытия предкрылка и закрылка отдельно, т. е.
Да, р — — 4 + 10 +6°.
К положительным особенностям комбинированного крыла помимо увеличения следует отнести меньшее перемещение назад ц. д., чем при установке одних закрылков.
Предкрылки в комбинации со щитками ЦАП на трапецевидном крыле дали результаты, несколько отличные от предыдущих (фиг. 142).
Приращение ДСУтах у такого комбинированного крыла ДСИта щ = 1,676 (129%) и примерно соответствует сумме приращений от предкрылка и щитка, взятых порознь: ДСр^^ = ДСУгааХпр 4- дСу)ПаХщ = 0,75 + 0,94 = 1,69.
Приращение акр комбинированного крыла (9,5°) несколько больше алгебраи-еской суммы изменений критических углов при постановке предкрылков и цатков в отдельности:
ahp= + 11,7° —3,3 = 8,4 <9.5.
Комбинированное крыло в этом случае имеет несколько меньший Ст, и ц. д. расположен ближе к передней кромке, чем у крыла с одним лишь щитком.
143
Фиг. 141.
6 5. ОСОБЕННОСТИ ПОПЕРЕЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ ПРИ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ юыльях
При установке обычных элеронов, занимающих до 40—50% полного размаха, эффективность механизированного крыла с закрылками, щитками и подкрылками понижается вследствие уменьшения их длины. Кроме того, обычные элероны нормальных размеров при открытом механизированном крыле недостаточно эффективны вследствие уменьшения поступательной скорости.
Существуют следующие способы поперечного управления при механизированных крыльях:
1) применение дополнительных приспособлений для повышения эффективности обычных элеронов;
2) установка особых элеронов, позволяющих разместить закрылки, щитки и подкрылки или по всему размаху крыла или на большей части его, чем при обычных элеронах;
3) использование некоторых типов элеронов в качестве закрылков.
Дополнительными приспособлениями, увеличивающими эффективность обычных элеронов, являются управляемые концевые предкрылки и интерцепторы.
Участки предкрылков, расположенные перед элеронами, связываются с ними таким образом, что предкрылок, находящийся перед элероном, отклоненным вниз, открывается полностью (фиг.
предкрылок на другом конце крыла с элероном, поднятым вверх, закрывается (фиг. 143, 1—5 и I ’ 3). При нейтральных элеронах предкрылки или полуоткрыты (фиг. 143, /—7), или же полностью ‘закрыты (фиг. 143, II—1).
Схема, изображенная нафиг. 143, II, очевидно, лучше, так как не дает увеличения сопротивления в нормальном полете. При этом типе управления поперечный момент увеличивается вследствие повышения подъемной силы конца крыла с опущенным элероном и открытым предкрылком. Недостаток этого управления заключается в увеличении давления на рукоятку при нормальном полете, в перекомпенсации на малых скоростях и в сложности.
Интерцептор поедставляет собой пластинку, находящуюся на верхней поверхности крыла, у передней кромки. Эта пластинка повоначинается около своей передней (фиг. 144, I) или задней (фиг. 144, II) кромки или же крепится на рычагах и убирается в крыло (фиг. 144, III). При нейтральном положении
эуксятки интерцептор прюкат к крылу или же убран внутрь.
ярукцип само чатов—228—10
145
ш
Фиг. 145.
Интерцептор создает поперечный момент вследствие уменьшения подъемной силы конца лишь того крыла, у которого он становится в положение 2 — нормальнее к верхней поверхности крыла (фиг. 144, I—Ill). На другом конце крыла в это время интерцептор или прижат к крылу (положение 3 на фиг. 144 I и II), или же убран внутрь (положение 3 на фиг. 144, III).
Влияние интерцептора на аэродинамические данные крыла заключается в уменьшении С0 и увеличении Сх. При эксплоатации выяснилось, что изолированный интерцептор неудовлетворителен, так как в первый момент после отклонения интерцептора по^ок воздуха отклоняется вверх без срыва, что сопровождается увеличением подъемной силы. Лишь через 0,1—0,25 сек. после открытия за интерцептором образуются завихрения, и подъемная сила крыла падает. Для устранения этого запаздывания пластинчатые интерцепторы связывают с элеронами (фиг. *44, IV и V); кроме того, применяют интерцепторы в комбинации с автоматическими предкрылками (фиг. 144, VI).
Р схемах, изображенных на фиг. 144, IV и V, интерцептор открывг ется лишь на том конце крыла, где элерон отклонен вверх, что еще более понижает подъемную силу.
В схеме, изображенной на фиг. 144. VI, интер-против элерона, отклоненного вверх, но лишь при
цептор открывается также
открытом автоматическом предкрылке, т. е. на больших углах атаки. Устранение запаздывания может быть также достигнуто при щелевых интерцепторах (фиг. 145, /) или же комбинациях (фиг. 145, //—V).
щелевого и пластинчатого интерцепторов
координаты осей даны в Ьщ. Фнг. 146.
Длина интерцептора обычно не превышает 0,50—0,75 хорды крыла. При работе интерцепторы дают благоприятный момент рысканья, т. е. затормаживают опущенное крыло.
К числу типов поперечного управления, позволяющих использовать до 80 -100% размаха крыла для его механизации, относятся свободные (плавающие) элероны. Механизация крыла во всему размаху возможна при применении над
146
крыльных элеронов ЦАП, элеронов-щитков, отклоняющихся только вверх, и' других аналогичных приспособлений.
Элероны- щитки (фиг. 146, /) располагаются над простыми щитками Гн могут отклоняться только вверх, создавая, таким образом, поперечный момент лишь путем уменьшения подъемной силы на одном конце крыла. Основным недостатком элеронов-щитков является большая величина шарнирных моментов. Этот недостаток может быть устранен путем устройства внутренней компенсации и выноса оси вращения элерона над крылом (фиг. 146, II). В нейтральном положении элерон-щиток устанавливается во избежание перекомпенсации под углом р = — 10’.
Недостатками компенсированных элеронов-щитков являются пониженная эффек- j тивность и увеличение лобового сопротивления.
На фиг. 146, III изображен опробованный в полете вариант элерона аналогия- | ного типа, представляющий изогнутую пластинку. Шарнирные моменты в этом - элероне фактически равны нулю, что является легко устранимым недостатком.
Элероны- закрыл к и пред-г ставляют собой щелевые, простые или подвесные элероны, которые помимо отклонений в разные стороны могут отклоняться одновременно вниз (фиг. 147, / и II). Элероны-закрылки применяются при устройстве закрылков, щитков и подкрылков на средней части крыла для повышения
его эффективности, а также и при отсутствии механизации средней части. В первом случае приращение подъемной силы крыла получается близким случаю установки щитков, закрылков и подкрылков по всему размаху. Во втором случае приращение Сд незначительно, и посадочная скорость уменьшается всего на 5—6%.
Угол р3 при одновременном отклонении обоих закрылков вниз (фиг. 147, III) должен быть выбран таким образом, чтобы при дальнейшем отклонении их в качестве элеронов вниз на угол раа суммарный угол был не более ркр, т. е. ₽кр > Рэ + Рэа.
Управление элеронами-закрылками необходимо делать диференциальным. После отклонения обоих элеронов вниз на угол рз элерон, отклоняющийся вверх на угол рЭ1 (фиг. 147, III), должен переходить в область отрицательных углов. В противном случае поперечная управляемость ухудшается.
§ 6. КОНСТРУКЦИЯ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
Предкрылки
Предкрылки дают до 15—20% подъемной силы, развиваемой всем крылом. В то же время эффективность предкрылка в значительной мере зависит от размеров щели, образующейся между ним и основным профилем. Эти условия предъявляют первое основное требование к конструкции предкрылка, а именно: достижение максимальной жесткости на кручение и изгиб.
Деформации предкрылка должны быть возможно меньшими для того, чтобы выбранные на основании аэродинамических исследований расстояния между его задней и передней кромками и основным профилем не изменялись при макси-жэльной нагрузке. Наиболее жесткими можно сделать профилированные предкрылки. Накладные предкрылки в виде листа в этом отношении значительно хуже. Вообще же ввиду малых сечений даже профилированных предкрылков опрос сводится к рациональному размещению минимального количества опор.
147
Профилированные предкрылки выполняются в виде многопролетных балок или участками из консольных балок на двух опорах, причем величину консолей подбирают, исходя из условия минимальных прогибов пролетнцх частей и самих кочсочей. Для пластинчатых предкрылков число опер из тел же соображений приходится увеличивать.
Ввиду того что предкрылки занимают переднюю часть профиля, малейшие неровности которой значительно увеличивают сопротивление крыла, необходимо стремиться к получению наиболее ровной наружной поверхности предкрылка.
В этом отношении наилучшим материалом для предкрылков является фанера на деревянном каркасе или толстые дуралюминовые листы, при которых возможна постановка нормальных потайных заклепок.
Каркас деревянного предкрылка самолета Хендли-Пейдж (фиг. 148, /) состоит из носового и хвостового стоингеров, нервюр и диафрагм, вставленных в хвостовой стрингер между нервюрами. Обшивается предкрылок фанерой на клею и гвоздях. Задняя кромка предкрылка получается достаточно жесткой ввиду наличия склейки верхнего и нижнего листов фанеры, и поэтому надо полагать, что установка заднего стрингера не вызывается необходимостью (фиг. 148, П). Передний стрингер может иметь также более простое сечение.
Для связи нервюр, помимо носового стрингера, необходим второй стрингер облегченного типа, расположенный в месте наиболее крутого изгиба верхней и нижней (банерной обшивки. Стык фанеры по передней и задней кромкам обклеен лентой-бахромкой. Толщина фанеоной обшивки не должна быть менее 1,5 мм.
Вместо фанеры для обшивки предкрылков часто применяют листовой дур-алюмин (фиг. 148, III). Для облегчения производства каркас в этом случае м< жет быть сделан таким же, как у деревянного предкрылка, или даже состоять из одних нервюр.
Верхний лист обшивки обычно делается толще (3 = 1,0 мм) нижнего для обеспечения необходимой плавности верхней поверхности предкрылка и жесткости задней кромки, которая образуется из одного верхнею листа.
Стык верхней и нижней обшивки в передней кромке предкрылка выполняется внакладку на толстом стрингере углового сечения (фиг. 148, V). На задней кромке листы склепываются непосредственно, поичем верхние головки заклепок делаются потайными. Обшивка крепился к нервюрам железными шурупами с плоской головкой.
На фиг. 148, IV показан предкоылок самолета Виккерс Еиастра, целиком выполненный из дуралюмина.
Для упрощения сборки верхние листы обшивки отогнуты наружу и соединяются с нервюрой предкрылка открытой клепкой. В аэродинамическом отно-пг нии поедкрылок подобного рода неудовлетворителен встедствие увеличения сопротивления в нормальном полете.
Наиболее простым металлическим предкрылком будет, очевидно, пластинчатый, согнутый из одного "'олстого листа.
По типу крепления предкрылки могут быть разделены на неподвижные и подвижные.
14S
Неподвижные предкрылки (фиг. 149, /) крепятся непосредственно к крылу в положении, соответствующем максимальному приращению С₽тах- нормальном полете эти предкрылки сильно увеличивают сопротивление, и поэтому несмотря на простоту конструкции их нельзя рекомендовать.
Подвижные предкрылки в нормальном полете прижаты к крылу и открываются принудительно или автоматически лишь при достижении боль-них углов атаки.
Рычажные
В зависимости от характера перемещения предкрылков механизмы установки их можно разделить на два типа.
При механизме первого типа (фиг. 149, II) предкрылок при работе только поворачивается относительно неподвижной оси 7, укрепленной на передней кромке крыла. Вдоль по размаху в подшипниках укреплена труба 3, работающая на кручение. К ушку трубы и предкрылка крепится изогнутый под углом рыча” 4. при помощи которого задняя кромка предкрылка может быть поднята или опущена. Щель между передними кромками ппедкрылка и основного профиля при нормальном полете закрывается заслонкой 2, вращающейся вокруг той же оси 7 что и предкрылок. При открытии предкрылка заслонка прячется в углубление, сделанное на его нижней поверхности,
119
Механизмы установки второго типа сообщают предкрылкам или поступательное перемещение (фиг. 149, III и VI), или поступательное и вращательное (фиг. 149, IV, V, VII и VIII). Эти механизмы в свою очередь могут быть разделены на роликовые и стержневые.
При роликовых установках предкрылки крепятся к прямой (фиг. 149, III), или изогнутой по дуге круга (фиг. 149, V/) трубе 2, опирающейся на четыре ролика 7. Ролики собираются на кронштейнах, крепящихся обычно к лонжерону. Для того чтобы отдельные трубы 2 имели одинаковое перемещение при движениях предкрылка, устанавливают продольную трубу 6, соединенную с предкрылком рычагами 3 и 4. Рычаг 3 одним концом жестко закреплен на трубе 6, а на другом шарнирно соединен с рычагом 4, который шарнирно крепится к предкрылку.
Когда предкрылки открываются и закрываются принудительно, надобность в трубе 6, рычаге 3 и стержне 4, очевидно, отпадает.
Рычаг 3 ставят обычно рядом с кронштейнами крепления роликов 7 и между соседними кронштейнами с целью уменьшения длины трубы 6. Подшипники трубы 6 удобнее делать съемными и крепить к крайним кронштейнам автоматического предкрылка. Для амортизации удара и ограничения хода предкрылка на трубы надевают резиновые кольца 5.
Установка на изогнутой трубе (фиг. 149, IV) позволяет поставить предкрылок в наивыгоднейшее положение, определяемое экспериментально. При установке на прямой трубе (фиг. 149, III) предкрылок двигается только поступательно, не поворачиваясь, и, следовательно, не всегда может быть установлен в наивыгоднейшем положении.
В стержневых установках обычно используются трубы, перемещающиеся в вертикальной плоскости (фиг. 149, V, VII и VIII).
На фиг. 149, V показана схема установки, выполненная при помощи двух стержней 7 и 2, укрепленных на выступающем вниз кронштейне 7. Внутри предкрылка установлена в подшипниках труба 6, соединяющаяся с передним стержнем 2 при помощи дополнительного рычага 4 и стержня 3. Назначение этой трубы заключается в обеспечении одинакового перемещения автоматического пред крылка по всему размаху.
В схемах, показанных на фиг. 149, VII и VIII, предкрылки жестко укреплены на концах рычагов 7 и работают в первом случае автоматически, а во втором — принудительно путем вращения трубы 4.
Можно представить установку (фиг. 149, VI), работающую при помощи рычага 3, имеющего на концах гребенки с вертикальными осями вращения. Предкрылок при работе будет перемещаться по размаху крыла, поворачиваясь на кронштейнах 7 и 2.
Достижение наивыгоднейшего положения, а следовательно, и максимального приращения С»так, легче при схемах, изображенных на фиг. 149, IV, V, VII, VIII, позволяющих помимо поступательного перемещения сообщать предкрылку поворот относительно продольной оси. Лобовое сопротивление в нормальном полете меньше у схем, показанных на фиг. 149, II, HI, IV, VI и VIII, при которых нет выступающих частей. Зная направления сил, действующих на предкрылок, можно в схемах, показанных на фиг. 149, III, IV и VI, точно подобрать углы атаки, при которых предкрылки будут открываться и закрываться автоматически. .
Значительно труднее так подобрать размеры механизма установки автоматического предкрылка, чтобы его открытие соответствовало требуемому углу атаки и чтобы он открывался полностью, при схемах, показанных на фиг. 149, V и VII.
Величина хода предкрылка и угол атаки, при котором он открывается, зависят от длин стержней 2 и 7 (фиг. 149, V) и от углов 6г и б2, составляемых ими с вертикалью.
В роликовых схемах неизбежно изнашивание роликов и, следовательно, появление люфтов. В стержневых установках все соединения могут быть выполнены на шарикоподшипниках и, следовательно, обеспечиваются легкий ход и отсутствие люфта.
Принудительное управление возможно при всех разобранных схемах, но проще при схемах, показанных на фиг. 149, II, III, IV и VIII; автоматиче-150
ская работа возможна при всех схемах, за исключением схемы, изображенной на фиг. 149, VIII.
Если передний лонжерон крыла балочного типа, то стержневым установкам должно быть отдало предпочтение перед роликовыми, при которых неизбежны
вырезы и, следовательно, ослабление стенок. При деревянных балочных лонжеронах механизмы, необходимые при схемах III и IV (фиг. 149), в некоторых местах по размаху крыла непригодны, так как при них должны перерезаться даже полки лонжеронов.
Таким образом выбор того или иного механизма установки зависит, главным образом, от способа управления, требуемой максимальной скорости самолета и конструкции лонжеронов крыла.
Крепление как неподвижных, так и подвижных предкрылков, независимо от способа управления, должно обеспечивать их регулировку. Регулировка необходима для устранения перекручивания, почти неизбежного в производстве, а также для получения зазоров между передней или задней кролками предкрылка и основным профилем. Зазоры требуются для того, чтобы открытие автома-
Фчг 150.
тических предкрылков происходило на требуемом угле
атаки крыла.
При роликовых установках регулировка предкрылков чаще всего осуществ-
ляется при .помощи ушкового болта д, проходящего через трубу (фиг. 150, II).
Фиг. 151.
В стержневых установках регулировка производится путем изменения длины одного из стержней.
Схема роликовой установки II и механизма I, обеспечивающего равномерность открытия предкрылка, расположенного по всему размаху, изображена на фиг. 150, где s — кронштейны крепления роликов; т — труба; г — резиновая пластинка, q — держатель пластины—.буфер; а — соединительная труба, работающая на кручение при неравномерной нагрузке по размаху пред-
крылка; п — рычаг, жестко закрепленный на тчубе а.
Два из четырех роликов: нижний передний и верхний задний, должны иметь
регулировку по высоте, для того чтобы не было люфта. Регулировка осуществляется путем овализации отверстий под болты, служащие осями вращения этих роликов. Для установки болтов на определенной высоте на них надевают шайбы с насечкой или эксцентрики, а на кронштейнах приклепывают пластинки с на-
151
Фиг. 153
Фиг 154.
сечкой или упорами. Недостаток этой установки заключается в том, что отдельные кронштейны приходится собирать на крыле. Вследствие затруднительности точной установки всех кронштейнов для предотвращения заедания приходится допускать люфт между трубами и роликами. Лучших результатов мо:кно достигнуть, если отдельные механизмы собирать на усиленных нервюрах. В этом случае механизмы можно собрать отдельно от крыла на приспособлении и установить более точно. *
Стержпеьая установка предкрылка спортивного самолета Спартак, смонтированная на отъемном носке крыла, показана на фиг. 151.
Закрылки
Фиг. 155.
Конструкция простых и а также кронштейнов их крепления, в основном ных элеронов. В улучшенных щелевых закрылках со щелью, закрытой при нейтральном положении закрылка, имеет смысл применять более сложную установку, при котором закрылки не имеют выступающих кронштейнов и крепятся к рычажному механизму, образующему паралле-лограм.
В первом варианте такой установки (фиг. 152, I) передняя кромка закрылка крепится к направляющей, скользящей по роликам. Изменение угла отклонения закрылка и его передвижение по хорде осуществляются при помощи параллелограма.
Вл втором варианте установки (фиг. 152, II) закрылок крепится непосредственно на пчрал-лелограме, соединенном с тягой управления.
Для повышения эффективности щелевых закрылков на самолете Нарди F N-305 были применены заслс нки, которые при нормальном полете закрывали щель сверху (фиг. 153, 1).
При отклонении закрылка 3 заслонка поднимается и образует сужающуюся щель (фиг. 153, II), вследствие чего скорость потока у передней кромки закрылка еще более увеличивается, и срыв потока замедляется. Передний
стержень 7 нижним концом шарнирно крепится к крылу, а верхним — к заслонке. Задний рычаг 2 имеет шарнир вверху, а внизу жестко прикреплен к закрылку.
При установке подвесных закрылков длинные кронштейны неизбежны. В конструктивном и аэродинамическом отношении выгоднее делать кронштейны и тяги управления снизу крыла. На фиг. 154 показана установка подвесных закрылков на самолете Юнкере.
Для получения минимального зазора между крылом и закрылком, а также для обеспечения жесткости на кручение, закрылки Годж рациональнее выполнять с работающей обшивкой.
На самолете Scion обшитые фанерой закрылки (фиг. 155,I) крепились к крылу при помощи кронштейна, в котором имеется вырез по дуге круга. На закрылке крепятся пластинки, обнимающие направляющую с двух сторон и имеющие два пальца, проходящие через вырез в кронштейне (фиг. 155, II). Механизм управления состоит из рычага, насаженного на трубу, работающую на кручение, и тяги, связанной с закрылком.
щелевых закрылков, аналогична конструкции обыч-
Щитки и подкрылки
Простые щитки в конструктивном отношении существенно отличаются от простых и щелевых закрылков. ,
153
При установке закрылков для уменьшения вредного сопротивления, веса и возможности заедания вследствие деформаций крыла, необходимо уменьшать количество шарниров. Поэтому лонжероны закрылков должны иметь сильные сечения, обеспечивающие необходимую жесткость при изгибе и кручении. Габаритные размеры закрылков обычно позволяют делать лонжероны достаточно мощными, не используя даже всей строительной высоты.
При установке щитков хвостовую часть профиля крыла приходится делить по высоте на две части.
Естественно, что более сильной должна быть верхняя неподвижная часть, на которую передаются большие нагрузки при нормальном полете и в которой,
кроме того, размещается проводка управления элеронами и самими щитками.
Постановку в передней кромке щитков мощных лонжеронов нельзя считать рациональной, так как лонжерон щитка уменьшает высоту нервюр хвостовой
части крыла.
В качестве шарниров в этом случае приходится применять специальные подшипники большого диаметра (фиг. 156, /) или же выносить ось вращения перед
трубой на ушках, позволяющих применить стандартные подшипники (фиг. 156, Ни III). В последнем случае трудно избежать щели между крылом и щитком в нейтральном положении.
Если нервюры щитка и крыла оставить в одной плоскости (фиг. 156, I и II — сечения АА и ББ), то вследствие малой строительной высоты они должны иметь большие сечения и вес.
Выгоднее сместить нервюры щитка относительно нервюр крыла (фиг. 156, II — сечение СС). Таким образом высота нервюр, в особенности у щитков, может быть увеличена.
’Более рациональна конструкция щитков ввиде лег-
кого продольного и поперечного набора с односторонней жесткой обшивкой.
Крепление к крылу должно быть выполнено по всему размаху щитка при по
мощи петель, а сосредоточенные силы от тяг управления должны передаваться на усиленный элемент продольного или поперечного набора. В качестве такого усиленного элемента лучше, очевидно, применять продольные стрингеры и размещать их на ’/з хорды, считая от шарнира (петли), т. е. около центра давления щитка. В Э'Гом случае количество тяг меньше, чем при усиленном поперечном наборе щитка. В конструктивном отношении щитки, применяющиеся на совре-
менных самолетах, можно разделить на следующие типы:
1. Щитки с наружной гладкой и внутренней гофрированной обшивкой. Гофр может быть расположен волнами как по размаху, так и по хорде.
При продольном гофре приходится усиливать элементы поперечного набора— нервюры щитков. Длина усиленных нервюр щитков меньше длины лонжерона, и поэтому сам щиток получается более легким; но при этом увеличивается количество звеньев механизма управления и общий вес управления и щитка
154
Фиг. 158
с продольным гофром и поперечным усиленным набором должен быть больше, чем для щитка с поперечным гофром.
Конструкция щитка из дуралюмина с поперечным гофром показана на фиг. 157.
2. Щитки с гладкой обшивкой, продольным и поперечным набором. Эти щитки в свою очередь можно разделить на две группы.
В первой группе щитков поперечный набор помещен с наружной стороны обшивки (фиг. 1э8, I и II), а во второй группе как продольный, так и по перечный набор размещены с внутренней стороны щитка (фиг. 159).
В щитках первой группы продольный и поперечный набор не ослабляется в месте пересечения, но в то же время нижняя поверхность хуже в аэродинамическом отношении.
Щитки второй группы вследствие наличия пересечений стрингеров с нервюрами сложнее в конструктивном и производственном отношениях, но вместе с тем такая конструкция обеспечивает тладкую поверхность щитка.
При одинаковой высоте продольное и поперечного набора (фиг. 159, /), вследствие ослабления его в местах пересечений, необходимо большее количество механизмов управления. Чаще всего применяются щитки, у которых нервюры имеют в местах пересечения с лонжеронами большую высоту и перерезаются лишь наполовину (фиг 159, II и III).
Щитки, обшитые с двух сторон (фиг. 159, /V), применяются значительно реже. Для упрощения сборки во внутренней обшивке вырезань) отверстия облегчения.
Фанерный щитек показан на фиг. 159, V. Наружные волокна фанеры расположены по размаху, а для увеличения жесткость в направлении хорды поставлены дуралюминовые швеллеры.
156
Для плотного прилегания щитков в поднятом положении к крылу необходимо, чтобы их задние кромки имели достаточную жесткость и не заканчивались одним листом. Увеличение жесткости достигается обычно путем уменьшения хорды крыла или щитка и постановки задних кромок из профилей закрытого сечения. Чаще всего эти профили образуются посредством загиба обшивки. Уменьшение хорды крыла в аэродинамическом отношении выгоднее, чем уменьшение хорды щитка.
Конструкция щитков ЦАП несколько отличается от конструкции простых щитков. Основное отличие конструкции щитков ЦАП заключается в том, что передняя кромка их поддерживается лишь в нескольких точках по размаху соответственно количеству отдельных механизмов установки. Поэтому передняя кромка щитка должна иметь достаточное сечение, для того чтобы воспринимать изгибающий момент.
Передний стрингер может иметь меньшее сечение, чем второй стрингер или лонжерон, расположенный в точке крепления заднего стержня, воспринимающего большую часть нагрузки, приходящейся на щиток. i
Подкрылки ЦАГИ могут
иметь жесткий металлический Фиг- 160.
каркас, и в этом случае жесткую обшивку необходимо ставить лишь в носовой части.
Конструкция подкрылков в основном аналогична конструкции закрылков и элеронов.
В случае применения механизма установки типа Локхид (фиг. 160), при котором подкрылок разрезан на короткие участки, неизбежно применение жесткой обшивки, которая вообще нежелательна так же, как для закрылков и элеронов.
Конструкция пластинчатых интерцепторов и их установка
Интерцепторы делаются из дуралюминовых листов толщиною 1,0—1,5 ль и имеют вид пластинок с петлями по всей длине или же с отдельными узлами крепления к крылу.
Обычно управление интерцепторами связывают с управлением элеронами, причем в нормальном полете работают только элероны.
На больших углах атаки, т. е. при больших углах отклонения элеронов, интерцепторы должны открываться сразу и полностью после отклонения элеронов на 5—7°.
Это требование необходимо для того, чтобы интерцепторы не работали в нормальном полете, когда элероны достаточно эффективны. С другой стороны, открытие интерцепторов в начале хода элеронов необходимо потому, что рукоятка, оттянутая доотказа на себя, отклоняется в стороны на меньшие углы, чем при нейтральном положении рулей высоты.
Связь интерцепторов с элеронами желательна для устранения запаздывания действия интерцепторов в начале отклонения. Первоначально, даже при наличии автоматических предкрылков, интерцепторы обычно располагали за предкрылками и управление ими не было связано с перемещением предкрылков.
В позднейших установках интерцепторы ставятся под автоматическими предкрылками и, таким образом, не создают дополнительных неровностей на верхней поверхности крыла.
157
Управление интерцепторами связывается с управлением элеронами и движением предкрылков таким образом, что интерцепторы поднимаются лишь тогда, когда предкрылки полностью открыты.
В зависимости от типа установки предкрылков несколько изменяется и управление интерцепторами.
Наиболее удачная схема управления интерцепторами при роликовом механизме'установки’предкрылка изображена на фиг. 161, I и II.
На соединительной трубе 1, обеспечивающей одинаковые движения отдельных механизмов установки и вращающейся посредством цепи Галля 2 и звездочки 3 только при движении предкрылка, укреплен эксцентрик 4.
Фиг. 161.
В прорез эксцентрика входит болт 5, укрепленный на рычаге 6, который поворачивается относительно точки 7 и имеет вверху собачку 8, непосредственно открывающую интерцептор 9. При открытии предкрылка эксцентрик откидывает рычаг 6- вперед, а при закрытии — назад.
От нижнего конца собачки идет тяга 10, соединяющаяся со вторым рычагом 11, от которого к рычагу элерона 72 идет тяга 13 с прорезом на заднем конце. Длина прореза соответствует ходу тяги 13 вперед при полном открытии предкрылка.
При полном открытии предкрылка и нейтральном элероне рычаг 6 отклоняется вперед и укрепленная на нем собачка 8 подходит вплотную к интерцептору. Если после этого элерон начнет отклоняться вверх, то собачка, поворачиваясь на рычаге 6, откроет интерцептор.
158
-сцентрик 4 необходим для того,, чтобы рычаг не отклонился назад под сгвкем усилия в тягах управления 10 и 13.
Схема управления интерцептором при стержневых механизмах установки крылков изображена на фиг. 161, III. Собачка 15, открывающая интер-р 74, может быть установлена на заднем рычаге механизма.
Трсс 16, управляющий интерцептором, имеет на конце пружину 77, которая роняет элерону отклоняться вверх после того, как интерцептор откроется _ ью.
Хотя интерцептор закрываемся сам под давлением набегающего потока воз-Хс, в рассмотренных схемах все же установлены пружины 18, прижимающие о к крылу (фиг. 161, /7).
В настоящей главе рассмотрена лишь конструкция отдельных елементов ме-‘низированного крыла и попутно часть механизмов установки и управления, "^обходимая для уяснения особенностей работы различных типов конструкции.
Глава XI
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ С КРЫЛЬЯХ РАЗЛИЧНОГО ТИПА
g 1. УМЕНЬШЕНИЕ СОПРОТИВЛЕНИЯ и ИНТЕРФЕРЕНЦИИ
Помимо основных элементов, крыло имеет целый ряд несиловых деталей. Большинство этих деталей раньше делалось «по месту» и ставилось в последнюю очередь, в результате чего самолет приобретай крайне неряшливый вид.
Достижение высоких скоростей, являющееся в значительной степени результатом тщательной внешней отделки всего самолета и, главным образом, крыльев, заставило конструкторов обратить самое серьезное внимание на так называемые «мелочи».
Поверхность крыла должна быть по возможности гладкой, без неровностей и искажений профиля между нервюрами. Ь этом отношении наиболее совершенными являются фанерная и гладкая металлическая обшивки. При металпиче-ской обшивке необходимо учитывать вредное влияние выступающих заклепочных головок, главным образом, на верхней поверхности крыла у передней кромки. Существующие методы потайной клепки тонких металлических листов еще несовершенны, так как вокруг заклепок образуется взДутие материала.
При полотняном покрытии необходимо обшивать переднюю кромку фанерой или листовым дуралюмином и располагать основу ткани под углом в 45° к направлению нервюр. Гофрированная обшивка для скооостных самолетов вообще непригодна.
Следующей мерой улучшения поверхности крыла является усовершенствование люков, необходимых для осмотра управления. Не так давно еще широко применялись л:оки, подобные изображенному на фиг. 162, /. Эти люки совершенно неудовлетворительны в аэродинамическом отношении.
На фиг. 162, II показано смотровое окно из толстого целлулоида, применяемое фирмой Локхид, самолеты которой имеют крылья с фанерной обшивкой и
159
отличаются очень высокими аэродинамическими данными. Целлулоид крепится к крылу шурупами, для которых просверлены раззенкованные отверстия.
На фиг. 162, III показан хороший современный дуралюминовый лючок с потайными замками «Дзус» (замки эти применяются для закрывания капотов).
Люки необходимо ставить по возможности на нижней поверхности крыла, так как в этом случае неровности крыла меньше портят его обтекание.
Кроме улучшения конструкции люков, необходимо всячески сокращать количество их путем объединения в одном месте проводки управления. Особенно много люков приходится делать при механизированных крыльях с предкрылками и закрылками.
Рычаги управления элеронами необходимо или прятать в крыло, или размещать только снизу крыла. При тросовом управлении последнее звено, подходящее к элерону, следует делать жестким. Кронштейны элеронов и закрылков должны иметь минимальную длину, обтекаемые сечения и размещаться также на нижней поверхности крыла. I
Фиг. 163.
Щель между крылом, закрылками и элеронами в нейтральном положении должна быть хорошо закрыта, в особенности сверху.
Уменьшение сопротивления в бипланах и монопланах с подкосами дости-I ается, главным образом, путем уменьшения количества стоек и их интерференции.
В этом отношении весьма интересна эволюция монопланов-парасоль фирмы Моран-Солнье за время с 1013 по 1935 г. (фиг. 163).
Значительное влияние на аэродинамические данные самолета и на работу горизонтального хвостового оперения оказывает интерференция крыла и фюзеляжа.
С конструктивной точки зрения наиболее существенным является влияние размещения крыла относительно фюзеляжа по высоте.
По исследованию интерференции крыла и фюзеляжа проделана большая экспериментальная работа с целью определения наивыгоднейшего положения крыла относительно фюзеляжа.
Критерием для сравнения аэродинамических данных служило отношение х/СЯк> где СХк — сопротивление при Сц, соответствующем максимальной скорости самолета.
Наивыгоднейшей в аэродинамическом отношении оказалась комбинация круглого фюзеляжа и крыла парасоль. Крыло парасоль крепилось к фюзеляжу на модели посредством одной центральной стойки обтекаемого сечения. На практике подобного рода крепление вряд ли возможно.
Высокие аэродинамические данные показала модель с трапецевидным или прямоугольным крылом, расположенным несколько выше середины фюзеляжа.
При размещении крыла непосредственно на фюзеляже и при устройстве плавных переходов от крыла к фюзеляжу — зализов — можно получить почти такие же хорошие результаты, как при размещении крыла посредине высоты фюзеляжа.
Среднее расположение крыла чрезвычайно усложняет размещение экипажа и пассажиров.
Нижнее расположение крыла является наихудшим с точки зрения аэродинамики, но наиболее выгодно с точки зрения конструкции, так как-упрощает крепление крыла к фюзеляжу, позволяет легко осуществить убирающееся шасси, выгодно в отношении использования влияния земли на Сутах и т. д.
160
Но и у самолета с низкорасположенным крылом можно получить значения СРтзХ/СХк, соответствующие наилучшему самолету-парасоль, путем устройства зализов или же подбора соответствующего фюзеляжа.
Основной недостаток самолета с низкорасположенным крылом заключается в плохом обзоре нижней полусферы, в особенности у одноместных самолетов.
Из всех мер, которые принимались для уменьшения интерференции, наиболее эффективным является устройство зализов, т. е. плавною перехода от крыла к фюзеляжу. Назначение зализов состоит в том, чтобы направлять поток воздуха, проходящий между верхней поверхностью крыла и боковыми поверхностями фюзеляжа, с минимальным изменением направления и давления.
Упрощенная схема явления, наблюдающегося в месте соединения поверхностей фюзеляжа и крыла, представляется в следующем виде. Слой воздуха, прилегающий непосредственно к поверхности крыла, постепенно теряет, ввиду наличия трения между крылом и частицами воздуха, свою первоначальную скорость. Толщина этого пограничного слоя увеличивается по направлению к задней кромке крыла вследствие того, что потери кинетической энергии суммируются при движении частиц воздуха по направлению от передней кромки крыла к задней.
На некотором расстоянии от передней кромки крыла, скорость в пограничном слое у точек, расположенных на поверхности крыла, может изменить направление этого пограничного слоя. Вследствие столкновения пограничного слоя, двигающегося в носовой части профиля спереди назад,!с пограничным слоем, двигающимся в хвостовой части в обратном направлении (против потока), происходит отрыв потока от поверхности, сопровождающийся уменьшением подъемной силы и увеличением сопротивления.
На фиг. 164, I показана схема распределения скоростей в пограничном слое, причем толщина этого слоя для ясности преувеличена. Подобного же рода картина наблюдается и у поверхности фюзеляжа.
На фиг. 164, II показана схема явления интерференции в месте подхода.к фюзеляжу прямоугольного крыла без зализов, причем указаны линии срыва пограничного слоя с крыла и фюзеляжа и зона завихренного потока.
Интерференция при фюзеляже эллиптического, и в особенности круглого, сечения будет больше, чел. при фюзеляже прямоугольного сечения, так как в первых двух случаях образуются более острые углы подхода (карманы) крыла к фюзеляжу. Наиболее острые углы получаются за максимальной ординатой профиля крыла, т. е. в области, где направление скорости в пограничном слое обратно направлению потока. Скорости пограничного слоя крыла и фюзеляжа складываются, вследствие чего точка отрыва передвигается к передней кромке, а зона завихрения увеличивается.
Кинструкцвя самолетов—228— 11
161
Интерференция увеличивается с увеличением отношения максимальной ширины к длине фюзеляжа и в случае размещения максимальной ширины фюзеляжа перед задней кромкой крыла.
Вообще, чем сильнее должен расширяться поток при переходе через сопряжение крыла с фюзеляжем, тем больше сопротивление.
На фиг. 164, III схематически показана интерференция между пограничными слоями прямоугольного крыла и фюзеляжа в случае устройства зализов.
Зализ устроен таким образом, что заполняет острые углы, образующиеся в пересечении верхней поверхности крыла и боковой поверхности фюзеляжа. При наличии зализа в месте сопряжения крыла и фюзеляжа пограничные слои их уже в меньшей степени влияют друг на друга, и поэтому срыв потока начинается ближе к задней кромке, чем в предыдущем случае (фиг. 164, II).
Так как хорда зализа больше хорды крыла, а следовательно, и поверхность трения зализа больше поверхности трения крыла, то срыв пограничного слоя на зализе начинается на большем расстоянии от задней его кромки, чем на крыле. Таким образом при большой хорде зализа может случиться, что вся выгода от устройства плавного перехода от крыла к фюзеляжу полностью поглотится ухудшением, возникшим вследствие увеличения хорды и площади зализа.
На фиг. 164, IV изображена схема интерференции для прямоугольного крыла, сужающегося в центроплане. Зона завихрений на фюзеляже остается в этом случае примерно такой же, как и на схеме, показанной на фиг. 164, III, а на крыле уменьшается вследствие уменьшения хорды.
На малых углах атаки сопротивление при схеме, показанной на фиг. 164, IV, меньше, чем при схемах, изображенных на фиг. 164, II и III; на угле атаки а = 7° наблюдается резкое падение Су при увеличении Сх. После перехода за а = 7° Су и Сх увеличиваются нормально и С₽т достигает почти такой же величины, как и у крыла без зализов.
Результаты испытания напоминают результаты испытаний прямоугольного крыла с вырезами в передней и задней кромках центроплана.
Для уменьшения длины зализа в случае свободнонесущего крыла весьма целесообразно применять трапецевидное крыло с прямоугольной вставкой в центроплане. Помимо уменьшения интерференции трапецевидное крыло с прямоугольным центропланом имеет ряд конструктивных преимуществ и несколько улучшает обзор вниз.
Интерференция возникает и в местах подхода стоек и подкосов под острыми углами к поверхности крыла и фюзеляжа. '
§ 2. СХЕМЫ ЗАЛИЗОВ И ИХ КОНСТРУКЦИЯ
На фиг. 165 изображены схематически в плане два типа зализов, испытанных на самолете Мак-Доннель при продувке в натуру. Разница между большим (фиг. 165, /) и малым (фиг. 165, II) зализами заключается в их ширине и длине, считая соответственно от фюзеляжа до конца зализа по размаху и от задней кромки крыла до конца зализа по фюзеляжу. У большого зализа величина радиуса закругления при переходе от верхней поверхности крыла к боковой поверхности фюзеляжа была постоянной до 6,6% хорды крыла, считая от атакующей кромки. У малого зализа радиус закругления был одинаковым до 41,0%.
Фюзеляж самолета имел прямоугольное сечение, и закон построения обоих зализов был одинаковым.
Большой зализ оказался наилучшим в отношении уменьшения амплитуды колебаний оперения при баффтинге. У самолета с большим зализом амплитуда колебаний оперения составила всего около х/7 амплитуды колебаний оперения при отсутствии зализов.
В остальном розница между большим и малым зализами представлена в табл. 8.
Таким образом в данном случае, т. е. при прямоугольном сечении фюзеляжа, влияние зализов выразилось, главным образом, в затягивании срыва потока. Увеличение размеров зализа не дало существенной разницы в отношении СВтэх и качества. При построении зализа необходимо стремиться,'чтобы поток воздуха, 162
Фиг. 165.
Л—верхняя граница сопряжения зализа и обтекателя с фюзеляжем, В—округленное ребро обтекания зализа, С—верхнее сопряжение крыла с зализом, D— нижнее сопряжение крыла с зализом, Е— фиктивный профиль в плоскости симметрии самолета (заштрихован)
проходящий через сопряжение крыла и фюзеляжа, расширялся возможно меньше после перехода через максимальную ординату профиля крыла. Таблица 8 '
Наименование данных Самолет без залчзов Самолет с зализами
большой зализ малый зализ
Начало срыва потока с фюзеляжа i. Максимальное качество всего 5° 15° 12°
самолета шах С^Сх . 6,2 7.1 7,0
^хпах 1,21 1,31 1,29
При прямоугольном сечении фюзеляжа и одинаковой ширине его в пределах
пересечения с крылом зализ может отсутствовать или иметь наименьшие размеры. Для построения за-
Фиг. 107.
лиза необходимо на трех проекциях сопряжения фюзеляжа с крылом наметить ряд сечений, начиная с передней кромки крыла (фиг. 166). Одно из сечений должно проходить через максимальную ординату профиля крыла (сечение 4). Радиус сопряжения R поверхности крыла и фюзеляжа в этом сечении рекомендуется брать равным Чл хорды крыла в корне. Построение приходится увязывать на всех трех проекциях. Радиусы закрут-лений должны плавно
увеличиваться по мере удаления сечений к концу зализа. Заднюю кромку зализа В до сопряжения с фюзеляжем обычно закругляют.
Зализы могут быть выклеены из ножевой фанеры на болванках или же выколочены из листового дуралюмина. Производство деревянных зализов значительно проще, но они тяжелее металлических. На фиг. 167 показан внешний виддуралю-
минового зализа.
Зализы чаще изготовляются отдельно от фюзеляжа в виде обтекателей; иногда же зализы составляют с фюзеляжем одно целое и являются рабочей частью фюзеляжа.
§ 3. РАЗНЫЕ ДЕТАЛИ
Для предохранения концов крыла от поломки при крене во время рулежки и пробега раньше, главным образом в многостоечных бипланах, ставили обычно под узлами расчалок и стоек подкрыльевые дуги.
В настоя цее время вследствие увеличения нагрузок на 1 м? крыла и скоростей взлета и посадки, а также вследствие применения полуторапланных схем, возможность задевания крылом за землю при боковых порывах ветра значительно уменьшилась и подкрыльевые дуги почти не применяют, тем более что их. целесообразность довольно сомнигельна.
164
Для предохранения от опрокидывания на стоянке при боковом ветре самолеты привязывают к штопорам, ввинчиваемым в землю. Для удобства привязывания на крыльях делают кольца (фиг. 168, I и //), объединяемые с по "стоечными узлами нижпего крыла или с узлами фермы лонжеронов. На современных самолетах эти кочьца утапливают ь соответствующие карманы крыла. - л
Участки крыла, по которым приходится ходить при обслуживании самолета, усиливают и окрашивают в иной цвет, чем все крыло.
Усиление покрытия крыльев с полотняной обшивксй производится обычнс листами фанеры или дуралюмина, которые кладутся между усиленными нервюрами или стрингерами; расстояния между этими усиленными нервюрами и стрингерами делают меньше, чем на остальных участках крыла. Внутри толстых крыльев для прохода делают дорожки из гофра.
Бортовые огни в настоящее время устанавливают обычно на концевых дугах, иричем угол светораспредепения по горизонтали доходит, до 160°. Иногда эти •гни устанавливают для лучшей видимости сьерху и снизу крыла, причем в целях маскировки нижние огни делают выключающимися в полете (Фиг. 168. III).
В толстых крыльях посадочные фары устанавливают в передней кромке и закрывают стеклом, изогнутым по форме профиля Если фару нельзя установить так, чтобы световой поток не попадал на винт, то ставят козырек, предохраняющий экипаж от ослепления во время работы мотора (фиг. ’68, IV).
о
Фиг. 169.
Самовозбуждающиеся колебания
В самолетах с тонкими крыльями применяют выдвижные фары, которые во время полета прячутся в крыло и не увеличивают сопротивления (фиг. 168, V) или же увеличивают его незначительно (фиг. 168, VI).
Самолеты, предназначенные для обслухдавания морских судов, снабжаются приспособлением для подъема их с поверхности воды на палубу кранами (фиг. 169).
§ 4. КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРЫ, НЕОБХОДИМЫЕ ДЛЯ ПРЕДОТВРА-
ЩЕНИЯ ВИБРАЦИИ КРЫЛА
Случаи поломки крыльев в полете вследствие вибраций наблюдались уже давно, но особенно остро этот вопрос стал перед конструкторами примерно в 1930 г.
В настоящее время вибрации крыльев достаточно изучены и выработан ряд мероприятий для ппе-дотгращения или уменьшения виб-раиии на лётных режимах.
с постепенно нарастающей ампли
тудой называются флаттером. Флаттер зависит от некоторых критических соотношений между аэродинами [ескими, упругими и инерционными силами, действующими на крыло.
Точка приложения равнодействующей воздушных сил (центр давления) перемещается по хорде крыла в зависимости от его профиля и углов атаки. Следовательно, конструктор в этом отношении почти никаких мер принять не может.
Точка приложения внутренних сил упругости крыла в каждом сечении называется центром жесткости (ц. ж.), а линия, проходящая через центры жесткости отдельных сечений, — осью жесткости. Если ось жесткости перпендикулярна к плоскости симметрии самолета и представляет прямую линию, то в случае совпадения с ней точек приложения аэродинамическил сил крыло будет подвержено чистому изгибу, т. е. при деформации крыла отдельные его сечения будут перемещаться лишь поступательно.
Если при тех же условиях к крылу приложить крутящий момент, то оно будет закручиваться относительно оси жесткости.
В том случае, когда оба лонжерона имеют скос в плане в одну сторону, ось жесткости уже не может быть перпендикулярной к плоскости симметрии. Следовательно, изгиб будет сопровождаться кручением, даже тогда, когда равнодействующие воздушных сил будут приложены к центрам жесткости отдельных сечений.
В зависимости от типа конструкции ось жесткости располагается в пределах 25—40% хорды крыла. Наиболее переднее положение оси жесткости может быть достигнуто в однолонжеронных крыльях с жестким носком, работающим на кручение и изгиб, и с полотняной обшивкой остальной части крыла. Наиболее заднее положение оси жесткости будет в многолонжеронных крыльях с жесткой обшивкой.
Таким образом положение центра жесткости в значительной мере зависит уже от конструктора. Or пего же зависит и положение ц. т. крыла, который располагается в среднем на 40% хорды крыла.
Физическая картина явлений при флаттере в зависимости от взаимного расположения ц. ж. и ц. т. крыла представляется следующей. Допустим, что имеется гибкое крыло, у которого ц. ж. и ц. т. расположены так, как показано на фиг. 170, I. Пусть вследствие местного воздушного возмущения крыло подверглось воздействию аэродинамической силы, большей, чем подъемная сила в нормальном полете.
166
Крыло, деформируясь, отклонится вверх от положения О, причем вследствие инерции перемещение ц. т. будет отставать от перемещения оси жесткости.
Если крыло недостаточно жестко на кручение, то инерционные силы вызовут поворот сечений относительно оси жесткости. Закручивание крыла увеличит его угол атаки, а следовательно, и аэродинамическую силу по сравнению с действовавшей в положении О—О. Таким образом Создаются условия, благоприятствующие дальнейшему отклонению крыла от состояния равновесия в спокойном Пилете до тех пор, пока силы упругости не возрастут и не заставят крыло двигаться в обратном направлении (положение 1—7).
Фиг. 170.
При обратном движении (пунктирные линии на фиг. 170, /) также создаются благоприятные условия для дальнейшего отклонения крыла от состояния равновесия,так как угол атаки, а следовательно, и замедляющая движение вниз подъемная сила крыла, меньше, чем при положении, соответствующем спокойному полету (положение 0—0). Поэтому крыло перейдет через положение равновесия в спокойном полете (О—О) и будет отклоняться вниз до тех пор, пока угругие силы не заставят его опять начать движение вверх (положение 2—2). При вторичном движении вверх крыло придет в положение, соответствующее равновесию в спокойном полете ‘0—О) уже под большим углом атаки, чем в начале отклонения. Таким образом при принятом размещении п. ж. и ц. т. создаются условия, благоприятные для увеличения амплитуды колебаний.
Помимо изгиба крыло будет закручиваться относительно ц. ж., причем величина угла закручивания и амплитуда крутильных Колебаний будут зависело от жесткости крыла на кручение.
Если частота изгибных и крутильных колебаний одинакова, то при движении крыла из крайних положений О—0 (фиг. 170, П) дополнительные аэродинамические с«лы, возникающие вследствие изменения углов атаки, будут стремиться увеличить амплитуду вертикальных колебаний.
167
Если же частота крутильных колебаний в 2 раза больше, чем изгибных (фиг. 170, III), то угол атаки в промежуточных положениях крыла будет менять знак и, следовательно, дополнительные аэродинамические силы будут частично тормозить вертикальные колебания.
Если бы в рассмотренной схеме (фиг. 170, I) ц. т. был расположен перед ц. ж., то крыло под влиянием инерционных сил закручивалось бы в обратном направлении. Так же как и в предыдущем случае, появилась бы дополнительная аэродинамическая сила в результате изменения угла атаки по сравнению с положением крыла в спокойном полете. Однако эта дополнительная аэродинамическая сила вследствие обратного перекручивания крыла была бы направлена в обратную сторону. При движении крыла вниз дополнительная аэродинамическая сила была бы направлена вверх, а при движении вверх — вниз. Таким образом в этом случае дополнительная аэродинамическая сила все время противодействовала бы колебаниям крыла.
Фиг. 171.
Из рассмотренных примитивных схем флаттера видно, что силы, действующие на крыло, можно разбить в зависимости от их действия на силы, препятствующие вибрациям, или демпфингиДи силы, стремящиеся усилить начавшуюся вибрацию, — возмущающие силы. '
Силы упругости относятся к демпфингам, аэродинамические же и инерционные — частично к демпфингам, а частично — к возмущающим. При увеличении поступательной скорости оба вида сил возрастают, причем возмущающие силы растут быстрее, чем демпфирующие. Для каждого типа конструкции крыла существует определенная скорость, называемая критической, при которой наступает равенство демпфирующих и возмущающих сил и, следовательно, вибрации не затухают.
В большинстве случаев возникновение вибраций в полете было вызвано наличием элеронов без весовой компенсации, т. е. с ц. т., находившимся за осью вращения (фиг. 171).
103
Положим, что конец крыла из положения О (фиг. 171,/) под влиянием аэродинамических сил отклонился вверх в положение 7, которое зависит от величины, приложенной силы и упругости крыла.
Под влиянием сил упругости крыло из положения 7 будет стремиться вернуться в исходное положение О. Однако вследствие наличия инерционных сил, крыло при движении вниз перейдет через нейтральное положение О и дойдет до положения 2, которое также зависит от величины дополнительных аэродинамических сил, инерционных сил и сил упругости.
Если крыло не получит дополнительной энергии извне, то, очевидно, его колебания будут постепенно затухать.
Положим, что управление имеет гибкую тросовую проводку. Тогда возможна отклонение элерона от нейтрального положения при неподвижной рукоятке из-за вытяжки и провисания, неизбежных при гибкой проводке.
Вследствие отклонения элеронов вверх 7 и вниз 2 при наличии поступательной скорости V возникнут аэродинамические силы
/?1 = СВ1 p/2SV2
и
/?2=C92p/2SV2,
отличные от подъемной силы крыла с нейтральным элероном:
/?o = Gp/2sv2, причем
/?1 < 7?0 Rs •
При движении крыла вниз подъемная сила его уменьшается (7?х < /?0)^ а при движении вверх увеличивается (Т?2 > Ro)-
Таким образом амплитуда колебаний крыла в вертикальной плоскости будет возрастать.
Аналогичная картина получается и в том случае, когда под влиянием аэродинамических сил крыло закручивается на некоторый угол (фиг. 171, /7). При размещении ц. т. элерона за осью вращения и при гибкой проводке элерон будет отставать от крутильных колебаний крыла. Вследствие этого отставания возникнут внешние аэродинамические силы, увеличивающие первоначальный угол закручивания.
Очевидно, что оба типа колебаний, схематически изображенные на фиг. 171, могут возникнуть одновременно.
Для предотвращения вибраций вследствие поворота элеронов при деформациях изгиба и кручения крыла необходимо, чтобы момент веса элеронов относительно их оси вращения был равен нулю,т. е. ц. т. элеронов должен находиться на их оси вращения. Еще лучше, если момент веса вызывает вращение элеронов, в сторону, обратную указанной на фиг. 171, 7 и 77.
В этом случае движения крыла вызовут поворот элеронов в обратном направлении и создадут таким образом демпфирующие аэродинамические силы, стремящиеся уменьшить деформации изгиба и кручения.
Практические меры для предупреждения вибраций в основном сводятся к следующему.
Прежде всего необходимо применять весовую компенсацию элеронов и жесткое управление ими.
Если груз-компенсатор элеронов размещен в одной точке, по его размаху,, то вибрации крыла под влиянием элерона все же могут возникнуть вследствие недостаточной жесткости элерона на кручение. Следовательно, весовой ком-иенсатор по возможности нужно размещать по всему размаху элерона. У
Установка жесткого управления элеронами без весовой компенсации их достигает цели лишь в том случае, когда вибрации крыла симметричны, т. е. фазы колебаний правого и левого крыла совпадают. Если же одно крыло отклоняется вверх, а другое — вниз, то элероны будут отклоняться в разные стороны и возникающие моменты будут передаваться на рукоятку.
1Г.&
Весовая компенсация, следовательно, должна выполняться таким образом, ’чтобы момент инерционных сил относигельно оси вращения при любом отклонении элерона (шл равен нулю.
При отсутствии весовой компенсации й несимметричных вибрациях единственной мерой предотвращения влияния элеронов на крыло является устройство необратимого управления, которое бы позволяло отклонять элероны от летчика, но делало невозможным отклонение рукоятки путем приложения силы к элерону.
В отношении самого крыла антивибрационные меры сводягся к следующему: i) крыло должно быть возможно более жестким на изгиб и в особенности на кручение;
2) жесткость на изгиб должна возможно больше отличаться от жесткости н 1 кручение;
3) ц. т. сечений должен возможно менее заходить за ц. ж., считая от передней кромки крыла. (
Типы весовой компенсации элеронов показаны на фиг. 172.
В основном весовой компенсации элеронов достигают путем добавления мертвых грузов. При роговой компенсации элеронов можно разместить груз в носке компенсатора и тем самым избежать увеличения вредного лобового сопротивления.
При аэродинамически некомпенсированных элеронах (фиг. 172, I—III) и при компенсации, показанной на фиг. 172, IV, для уменьшения мертвого веса 170
грузы приходится выносить наружу крыла и мириться, таким образом, с увеличением вредного сопротивления.
На фиг. 172, I показана весовая компенсация элеронов самолета Компер Кайт, при которой груз вынесен на кронштейн, находящийся сверху крыла.
На фиг. 172, II показана более рациональная с аэродинамической точки зрения компенсация самолета Леопард Мозе, у которого компенсирующий груз размещен под крылом.
При весовой компенсации Хаук (фиг. 172, III) груз размещен в крыле и закрыт обтекаемым люком, который открывается только при отклонении элерона вверх.
На фиг. 172, IV показана весовая компенсация элеронов самолета ST-10, имеющего элероны с аэродинамической компенсацией второго типа.
Весовая уравновешенность элеронов при осевой или внутренней аэродинамической компенсации сложнее, чем в случае роговой компенсации.
Если лонжерон элерона расположен над осью вращения, то для весовой компенсации приходится или выносить груз наружу (фиг. 172, V) для увеличения плеча, или же увеличивать вес компенсатора (фиг. 172, VI). В последнем случае хорошей весовой компенсации при отклонении элерона вниз достигнуть весьма трудно, так как элерон при отклонении сдвигается назад.
Более рационально размещать лонжерон элерона перед осью вращения (фиг. 172, VII). В этом случае можно обойтись без мертвого груза, правда, за счет усложнения формы и утяжеления кронштейна крепления элерона к крылу (фиг. 172, VIII).
В однолонжеронном крыле Данкансон груз спрятан внутрь крыла и укреплен на конце рычага элерона, имеющего внутреннюю аэродинамическую компенсацию (фиг. 171, IX).
§ 5. БОРЬБА С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ КРЫЛЬЕВ
Вопрос о борьбе с обледенением самолета встал особенно остро с развитием слепых полетов, весьма важных как для регулярных воздушных сообщений, так и для военных целей.
Полет в сплошной облачности на высоте 800—2000 м среди слоисто-кучевых облаков, простирающихся на сотни километров, дает наибольшие тактические преимущества, но в то же время представляет наибольшую опасность в отношении возможности обледенения.
Обледенение крыльев начинается с передней кромки. Разрешение вопроса о борьбе с обледенением также началось с изыскания способов защиты от обледенения передней кромки, изменение очертаний которой наиболее сказывается на аэродинамических данных крыла.
На крыльях, обтянутых полотном, лед, образующийся на средней и задней частях верхней поверхности крыльев, быстро разрушается вследствие вибраций и сдувается потоком. На крыльях с металлической обшивкой лед держится более прочно. На нижней поверхности крыла, независимо от типа обшивки, обледенения вообще не наблюдается.
В настоящее время применяются три способа борьбы с обледенением: механический, термический и химический.
Механический антиобледенитель фирмы Гудрич представляет собой резиновую многокамерную ленту, которая крепится к обшивке передней кромки крыла при помощи дуралюминовых пластинок и шурупов (фиг. 173, I). Камеры надуваются в следующем порядке: сначала 7 и 3, а затем средняя камера 2. Ледяная корка ломается и сдувается потоком. Цикл наполнения и сжатия завершается в 40—60 сек. Камеры надуваются воздушной помпой, работающей от мотора. В системе имеются распределительный и редукционный клапаны. Давление воздуха, поступающего в ленту, понижается редукционным клапаном до 0,32 — 0,45 кг) см2. Механические антиобледенители широко применяются в США.
В термических антиобледенителях, предложенных для подогрева передней кромки, используется тепло выхлопных газов или пароиспарительной установки.
171
Оба эти способа вследствие громоздкости установок не получили распространения. Нагревание припомощи электричества до последнего времени применялось лишь для небольших агрегатов вроде трубки Пито и антенны.
Основная трудность создания удобной конструкции термических антиобледенителей заключается в большом количестве тепла, необходимом для нагревания крыла примерно на 3—4° выше температуры воздушного потока.
Недавно предложен электрический способ подогрева передней кромки, не требующий большого расхода энергии, так как нагреваемая
поверхность изолирована от обшивки крыла.
Такой антиобледенитель (системы Ридо и Дюкре) имеет общую толщину около 3 мм и состоит (фиг. 173, II) из следующих слоев: О — металлическая обшивка; 7—пробка, играющая роль тепло- и электроизолятора; 2—слой асбеста; 3—металлизированная краска (коллоидная металлическая краска), представляющая большое сопротивление прохождению электрического тока; 4—слой нормальной краски. Вес этого покрытия составляет около 1 кг на 1 л2 покрываемой поверхности.
Ф1)Г 173 По приблизительным подсчетам для подо-
грева площади в 10 № на 3° требуется мощность около 30 л. с. Для экономии мощности возможно включение отдельных участков
по размаху последовательно.
Химический способ борьбы с обледенением заключается в покрытии передней кромки крыльев лентой из пористого материала, который под давлением смачивается жидкостью с низкой точкой замерзания (гликоль) и высокой температурой вспышки (бутил карбитол). Кроме того, предложен целый ряд паст для смазки передней кромки перед полетом с целью понижения точки замерзания воды и устранения прилипания капель к обшивке.
К сожалению, ни один из перечисленных способов не решает полностью проблемы борьбы с обледенением.
ЧАСТЬ ВТОРАЯ
ФЮЗЕЛЯЖ
Глава I НАЗНАЧЕНИЕ И РАЗМЕРЫ ФЮЗЕЛЯЖА
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА
Назначение фюзеляжа в общей схеме самолета в большой мере зависит от самой схемы самолета. В общем случае фюзеляж является как бы базой, к которой прикрепляются все остальные части самолета: крылья, шасси, оперейие и винтомоторная группа (в. м. г.). В этом случае фюзеляж имее- форму удлиненного, сужающегося к концам овального тела, внутри которого размещается большая часть полезной нагрузки, оборудования, вооружения и т. п. С точки зрения строительной механики фюзеляж рассматривается как опора, на которой
Фиг. 174
замыкаются все подходящие к нему извне силы. Разумеется, эта опора должна иметь такие конструктивные формы, которые позволили бы ей безопасно воспринимать эти силы.
В частных случаях меняются как назначение, так и внешние формы фюзеляжа. 3 многомоторных самолетах назначение фюзеляжа как базы для непосредственного крепления моторов и шасси отпадает, но его внешние формы сохраняются. В самолетах с толкающим винтом фюзеляж как бы распадается на две части, открытую или закрытую кабину, несущую на себе крылья, шасси, в. м. г. и полезную нагрузку, и на пространственную ферму, поддерживающую хвостовое оперение и костыль. В летающих крыльях роль фюзеляжа выполняет тол-
173
сток крыло, к которому непосредственно прикрепляются все остальные части самолета и в котором одновременно размещается полезная нагрузка.
В летающих лодках функции фюзеляжа выполняет ледка, служащая вместе с тем и взлетно-посадочным приспособлением.
Современные конструктивные формы фюзеляж принял не сразу — потребовалось около четверти века, чтобы от фюзеляжей, показанных на фиг. 174 и 175, относящихся к 1910—1913 гг., перейти к применяющимся в настоящее время фюзеляжам скоростных машин.
§ 2. ГАБАРИТНЫЕ РАЗМЕРЫ ФЮЗЕЛЯЖА
В зависимости от назначения фюзеляж должен обладать размерами, обеспечивающими нормальную эксплоатацию самолета. В то же время эти размеры должны быть минимальными, во избежание лишнего веса и лобового сопротивления.
Сообразно с этим конструктор должен определить основные размеры фюзеляжа, т. е. его длину, ширину и высоту. Из этих трех размеров только первый — длину — можно считать частично известным, два же остальные полностью зависят от назначения самолета и от воли конструктора и могут колебаться в достаточно широких пределах.
Длина фюзеляжа
Говоря о том, что дтина фюзеляжа нам частично известна, мы имеем в виду' так называемую аэродинамическую длину самолета, а именно расстояние от ц. т. самолета до 0,25 средней аэродинамической хорды (с. а. х.) оперения, выражаемое в виде произведения средней аэродинамической хорды крыла на некоторый коэфициент п:
L = n tc. а. х_.
Таким образом для определения L необходимо знать /с. а. х. и коэфициент п. Обычно /с. а. х. бывает известна в самом начале проектирования самолета из предварительного аэродинамического расчета. Коэфициент п в зависимости от типа самолета принимается от 2 до 3,5.
Для истребителей..... ...............п = 2—2,5 (чаще 2,2—2,3); /
» разведчиков (легких) . ............п = 2,6—2,9;
» бомбардировщиков, штурмовиков и т. п . . . п = 2,5—2,75;
» тяжелых бомбардировщиков, транспортных и
пассажирских самолетов ... . . п = 2,75—3;
» самолетов пассажирских, спортивных, учебных и т. д............................... п = 2,75.
В исключительных случаях встречаются самолеты, имеющие значительно большие л.
Таким образом, зная средние аэродинамические хорды крыла и оперения, мы можем отложить на чертеже (фиг. 175) длину L. считая для первоначальной прикидки, что ц.т. самолета находится от носка с.а.х. крыла нарасстоянии 0,30 с.а.х. После этого легко найти положение шарнира рулей высоты1.
1 Иногда принимают за L не расстояние от и. т. самолета до 0,25 с а. х. оперения, а расстояние от ц. т. самолета до шарниров рулей высоты; в этом случае приведенные величины п необходимо несколько увеличит)
174
Проводя под углом в 45° к носку и хвосту с. а. х. горизонтального оперения прямые, отмечаем теневую область, которую приходится учитывать при размещении вергикального оперения по штопорным соображениям. Таким образом длина хвостовой части известна.
Длина носовой части фюзеляжа многомоторного самолета зависит от схемы самолета и определяется минимальным предельным расстоянием винта от носка крыла (не менее 0,25 конструктивными размерами
Фиг. 176-
Для одномоторных самолетов по конструктивным соображениям расстояние от плоскости вращения винта до носка крыла приходится делать бблыним. По статистическим данным расстояние от плоскости вращения 'винта до носка дужки колеблется в пределах от 0,6 до 1,0 с. а. х. крыла, причем первая цифра относится к моторам с воздушным охлаждением.
Высота фюзеляжа
Высота фюзеляжа зависит от назначения и величины самолета и должна быть возможно меныпей, конечно, без ущерба для удобства размещения экипажа, пассажиров, оборудования и т. п.
Определение размеров ф^еляжа одномоторного самолета с низко расположенным крылом рекомендуется начинать с нанесения на схему корневой дужки и габаритного чертежа мотора. Проведя горизонтальную линию, касательную к нижним обводам корневой дужки, и двигая габаритный чертеж мотора так, чтобы плоскости вращения винта на схеме й на габаритном чертеже мотора совпадали, отмечают положение мотора, при котором его нижние дочки коснутся горизонтали, и наносят на схему габариты мотора. Прибавив 10—15 мм на конструкцию капота, проводят касательную к намеченному капоту мотора под углом £ = 3—6° к горизонтали, определяющую угол зрения пилота, и наносят положение противопожарной перегородки. Угол s в действительности колеблется в более широких пределах и у некоторых истребителей почти равен нулю. Желательно делать этот угол по возможности большим Ч
Эта касательная линия дает в первом приближении положение линии глаз пилота-
Наложив вырезанную в масштабе чертежа шарнирную модельку пилота, нужно придать ей позу, соответствующую принятому стандарту, так, чтобы линия обзора, касательная к капоту мотора, проходила через глаз пилота. Найдя
1 В книге А. И. Гребенева «Современные требования эксплоатации к конструкции самолетов» угол этот указан равным 10°; однако осуществить такой угол удается лишь в многомоторных или очень больших самолетах; эти углы для различных самолетов приведены в табл. 10 (см. стр. 233).
175
положение модельки пилота, нужно зафиксировать его на чертеже, предварительно проверив ход ножного управления. Вытягивая руку модельки пилота, надо отметить положение приборной доски и нанести начало фонаря. Оставляя между крышкой фонаря и головой пилота зазор > 50 мм, нужно нанести очертания фюзеляжа, длину фонаря, положение перегородок фонаря и т. п.
Для определения формы хвостовой части фюзеляжа необходимо прежде всего нанести положение колес.
При разбеге на пути самолета могут встретиться некоторые неровности поля в виде взрытых тяжелыми самолетами борозд и т. п. Величина возможной неровности (так называемой «стандартной кочки») установлена нормами в 160 мм.
Размещать колеса надо так, чтобы при обжатии амортизации при разбеге опущенная вниз лопасть винта при положении самолета в линии полета не могла задеть за «стандартную кочку». Вследствие этого требуется чтобы размер а на схеме, изображенной на фиг. 176, при необжатой амортизации был не меньше, чем 250 мм.
Поставив на схеме (фиг. 176) конец лопасти винта в крайнее нижнее положение, надо провести на расстоянии а 250 мм от конца винта линию, параллельную оси самолета, определяющую собой «линию земли».
Приняв положение ц. т. по .высоте на линии оси винта, что для предварительной прикидки вполне допустимо, нужно провести из ц. т. линию под углом 15— 16,5° к вертикали, если колеса тормозные, и под углом 13—13,5° — для нетормозных колес. На этой линии должна лежать ось колес.
Перемещая колесо по «земле» до совпадения оси колес с только что проведенной линией, находим нужное положение колеса.
Проводя линию, касательную к колесу под углом к горизонту, находим линию, на которой должен «стоять» костыль.
Величина утла получается из поляры самолета и равна посадочному углу за вычетом угла установки крыла. Обычно угол <р делают примерно на 2—3° меньше угла, соответствующего Св учитывая этим влияние близости земли и характер течения поляры на углах, ббльших критического. Оставляя между нижней точкой фюзеляжа и землей зазор около 200—220 мм. наносят обвод нижней части фюзеляжа, проводя плавную кривую.
Верхний обвод фюзеляжа должен быть увязан с размещением пассажиров и оборудования и с формой киля и руля поворотов. Когда верхний обвод намечен, можно приступить к размещению в фюзеляже оборудования и полезной нагрузки, После этого вычерчивается так называемый компановочный чертеж самолета, производится центровка и вносятся в связи с этим соответствующие исправления.
Для случая, когда мотора в носовой части фюзеляжа нет, можно определить минимальную длину носовой части ориентировочно, исходя из следующих рассуждений. Обычно в таких случаях носовая часть фюзеляжа бывает занята кабиной пилота, стрелком, багажником и т. п. Если плоскость вращения винта намечена, то пилота располагают или впереди или сзади плоскости вращения винта.
Длина кабины пилота колеблется в до'вольно узких пределах (порядка 1250— 1350 мм). Учтя требования обзора, остается придать носку фюзеляжа хорошо обтекаемую форму, если только нет каких-либо других соображений по использованию его, например установка вооружения, устройство багажника и т. п. В первом случае огневая точка выносится за пределы винта с учетом наилучших углов обстрела, а пилот помещается сзади и выше. Во втором случае длина носка, считая от стенки кабины до конца фюзеляжа, зависит от емкости багажника.
Высота фюзеляжа, как уже говорилось выше, колеблется в весьма широких границах и определяется в зависимости от размещения экипажа, пассажиров, углов обзора и т. п.
У одноместных истребителей высота фюзеляжа составляет......................... 1250—1400 мм
У двухместных истребителей, или разведчиков .................................. 1500—1700 •
У крейсеров и бомбардировщиков среднего веса............................... 2000—3000 »
У тяжелых бомбардировщиков . . 3000—3800 »
У пассажирских самолетов . . . 1200—2500 »
176
Ширина фюзеляжа
Ши )ина фюзеляжа зависит в значительной мере от назначения самолета и его размеров и колеблется в достаточно широких пределах
Максимальная ширина фюзеляжа истребителя с звездообразным мотором определяется лбом мотора, имеющего при совоеменных мощностях диаметр 5 порядка 1400—1450 мм. Максимальная ширина истребителя с мотором водяного охлаждения определяется или габаритной шириной мотора или необходимой шириной пилотской кабины.
760460'
ДсЬуатин А 332
Капрона 123
Фиг. 177.
Ширина моторов водяного охлаждения:
однорядных .... 510 мм
V-образных .... 6.\0— S53 мм
W-образных . . . . 926—1330 мм
Минимальная необходимая для удобной работы летчика ширина кабины одноместного истребителя — около 750 мм, т. е. может быть в одних случаях больше
Конструкции отлетов—228—12 177
ширины моторов, а в других меньше Ширина фюзеляжа двухместного самолета вследствие установки задних экранированных пулеметов должна Сыть не менее 850—900 мм. Ширина фюзеляжа крейсеров и бомбардировщиков среднею веса (4000—1001 Ю кг) при расположении экипажа в затылок обычно составляет 1000— 1300 мм, а при расположении экипажа рядом — 1400—1700 мм. Фюзеляжи тяжелых бомбардировщиков имеют ширину 1700—2000 мм.
Размеры фюзеляжей пассажирских самолетов весьма разнообразны. Для удобного размещения пассажира в одноместном самолете достаточно длины 1250— 1400 мм. Последняя цифра относится к полулежачему положению пассажира и применяется обычно в рейсовых машинах, курсирующих на ночных или длинных линиях. При более скромных требованиях пассажира можно разместить достаточно удобно на длине 900—1250 мм. Попятно, что чем больше стеснены ноги, тем утомительнее для- пассажиров полет. Высота кабины 13UO—1450 мм достаточна, так как при этом зазор над головой пассажира будет около ЮС-150 мм. В кабинах с откидным верхом для загрузки высота при остекленном верхе может быть уменьшена и зазор между головой пилота и элементами конструкции люка над головой может составлять 50 мм.
При проектировании самолета стремятся рассадить пассажиров как можно компактнее, чтобы не утяжелять самолет и не ухудшать центровку. Поэтому при проектировании кресел и при компановке машины необходимо учесть возможность размещения ног пассажира под креслом впереди сидящего пассажира. При этом удельная длина кабины, т. е. .длина, приходящаяся на каждого пассажира, уменьшится на 250—350 мм. Так, удельная длина кабины на самолете Авиа-57 составляет всего 860—900 мм.
В двухместных самолетах с размещением пассажиров рядом необходимая ширина кабины при располсжении пассажире^ на индивидуальных креслах составляет 1100— 1150 мм (ширина кресла с подлокотниками — 500 мм. толщина стенки фюзеляжа с учетом тепловой и звуковой изоляции — 40—50 мм; общая ширина фюзеляжа — не менее 1100—1150 мм). При замене индивидуальных кресел диваном ширина фюзеляжа за счет ширины внутренних подлокотников уменьшится приблизительно на 100 мм.
Дальнейшее уменьшение ширины и длины кабины можно получить при размещении пассажиров в шахматном порядке; в этом случае возможно уменьшить ширину кабины до 950—1000 мм и получить удельную длину около 900 мм при достаточно комфортабельном кресле. Такое размещение удобно для многоместного одномоторного самолета с звездообразным мотором, когда ширину фюзеляжа желательно определять габаритами мотора, которые не позволяют сделать проход посредине.
В рейсовых самолетах дальнего следования с туалетными кабинами необходим проход между креслами шириной, в зависимости от комфортабельности самолета, от 300 до 600 мм сообразно с количеством мест.
На фиг. 177 изображены фюзеляжи некоторых пассажирских самолетов и приведены их габаритные размеры.
v Вспомогательные помещения
Фиг. 178
Туалетные кабины помещают обычно сзади пассажирских. В больших самолетах выбрать размеры и место для туалетной кабины нетрудно. В малых самолетах удобнее туалетную комнату размещать сзади (фиг. 178).
Туалетная комната должна, иметь размеры не меньше 800x-t ><800 мм.
Багажники размешают
обычно непосредственно за входной дверью или за пассажирской кабиной. Размеры багажников определяются числом пассажиров и нормальной багажной нормой 0,05— 0 075 Л13 на каждого пассажира.
Иногда из соображений центровки1 не удается разместить багаж;ник сзади и его помещают или в специальной камере в промежутке между пилотской и пас-
178
taw
Пассажирская кабина
iacqck Кабина иимте
X
сажирской кабинами, как это сделано на самолете Дуглас’ДС-2, или в'носовой части фюзеляжа. Размещение багажника в носу фюзеляжа весьма неудобно, так как загрузка и разгрузка затрудняются, а пилот все время должен помнить о грузе в носке самолета и сообразно с этим требовать соответствующего размещения пассажиров Фиг. 179.
и груза.
Удобнее иметь две камеры для груза — в носовой и в хвостовой частях — это облегчает варьирование при размещении груза (фиг. 179).
Объем пассажирских кабин
Объем пассажирских кабин современных самолетов составляет от 0,6 до 1 jh3 на человека, причем первая цифра относится к малым и средним скоростным самолетам. Чем больше удельный объем, тем лучше пассажиры себя чувствуют в полете, во-первых, потому что при большом удельном объеме требуется меньший часовой обмен воздуха, вследствие чего пропадает крайне неприятное явление дутья в ноги, а во-вторых, низкие потолки кабины давят, особенно если из соображений веса окна сделаны маленькими и размеры их неудачно подобраны. В больших комфортабельных самолетах удельный объем значительно превышает приведенные выше цифры.
Пилотская кабина
Стандартные размеры пилотских кабин самолетов различных стран более или менее похожи друг на друга, й разница обычно заключается в ином угле отклонения спинки кресла от вертикали. Сходство нормальных размеров является понятным, если учесть, что расчет ведется на «стандартного человека» ростом 1700 мм, а размеры управления и углы отклонений нормализованы. В дальнейшем мы будем придерживаться американского стандарта пилотской кабины.
Рост большинства летчиков (95%) составляет от 160 до 179 см, следовательно, средний рост равен 169,5 см, что весьма близко подходит к «стандартным размерам пилота». Разница в росте определяется, главным образом, разницей длины участков от тазобедренного сустава до коленного сустава и от коленного сустава до конца пяточной кости. Эти расстояния почти равны, а следовательно, указанные выше + 10 см колебания роста можно разбить на две равные части. Тогда, считая, что уровень глаз остается постоянным (например уровень оптического прицела), необходимо сделать переставную педаль, перемещающуюся по горизонтали на + 50 мм. Вместо этого часто делают сиденья, регулируемые по горизонтальному и вертикальному направлениям. Казалось бы,что строение человека исключает необходимость в вертикальном перемещении сиденья.'Однако в разное время года приходится по-разному одевать экипаж, почему приходится регулировать положение сиденья и по горизонтали и пО вертикали.
Это обстоятельство заставляет при компановке кабины оставлять между головой пилота и потолком кабины зазор не менее 50 мм.
Рассмотрение стандартных габаритов кабины показывает, что достаточной является длина ее в 1350—1375 мм. Иногда приходится ограничиваться и меньшей длиной, но тогда универсальной кабину сделать нельзя, и пилотам высокого роста придется мириться с некоторыми возможными неудобствами.
Ширина кабины может сильно колебаться. Стандарт предусматривает расстояние лишь в 400 мм между серединами педалей. Если ширина ступни в валенках составляет около 140 мм, толщина ремня + пряжками на той и другой педали — 20 мм, зазор между стенкой фюзеляжа — 20 мм, то минимальная ширина кабины будет:
400 Ь 140 + 20 + 20 = 580
17
По данным Добротворского ширину плеч у обследованных лиц лётного состава примерно можно оценить так:
до 30 -см 0,6%
>> 31 — 35 » 5,7% » 36 — 40 » 72,6% » 41—45 » 21%
Увеличивая для полета в зимних условиях ширину плеч на 100 мм, получим расчетную ширину плеч около 550 мм.
Принимая ширину сиденья по американским нормам в 450 мм, получим, что пилот может поместиться в кабине шириной, считая по наружному габариту, 630—650 мм.
В кабинах с двойным управлением оставляется проход между креслами около 300 мм. Следовательно, общая ширина кабины будет примерно (650— —30) х 2 + 300 == 1540 мм, считая сечение кабины прямоугольным. Иногда кабина делается уже, тогда для бортмеханика приходится делать специальное откидное кресло.
Рекордные самолеты (скоростные, одноместные) имели ширину кабины -650 мм (Кодрон-460) и 700 мм (Кодрон-362), но эти самолеты строились для специальных целей. Нормально ширина кабины самолета с одинарным управлением или с двойным, но расположенным в затылок, будет около 700—750 мм \
Очертания фюзеляжа в зависимости от основных параметров самолета
При компановке самолета могут встретиться случаи, когда форма фюзеляжа в плоскости симметрии самолета отклоняется от симметричной в силу каких-
либо специфических условий. На фиг. 18® изображен фюзеляж нормальноге очертания (симметричный). Стремление поднять как можно выше гори
зонтальное оперение, сохраняя при этом достаточную для крепления оперения базу, может заставить придать фюзеляжу несимметричную форму, подобную изображенной на фиг. 181.
Аналогичная форма получается, когда не хотят увеличивать высоту шасси, а посадочный угол не позволяет разместить рационально костыль.
Обратную картину имеем,
когда шасси вследствие большого диаметра винта выходит очень высоким (посадочный угол невелик), а выпускать на ббльшую длину костыль, особенн» если он не убирающийся, нежелательно. При этих условиях фюзеляж имеет форму подобно изображенному на фиг. 182.
В плане фюзеляж должен иметь плавную форму, несколько 'утолщающуюся
к середине крыла и плавно сужающуюся к хвосту.
1 При двигателе с водяным охлаждением и при отсутствии экранированных пулеметных установок-
180,
8 3. ФОРМА ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Установившиеся формы фюзеляжей как нельзя лучше сочетаются и с требованиями аэродинамики и с требованиями эксплоатации и прочности. Эти (Ьормы, возникнув в результате подражания формам рыб и морских млекопитающих, во многих случаях даже превзошли те коэфициенты, которые получи-
лись в результате продувки моделей ряда оыб, китов и дельфинов.
Для фюзеляжей применяются тела со сравнительно большими относительными удлинениями, так как даже в наиболее коротких самолетах — истребителях — относительное удлинение фюзеляжи по очертанию в плане составляет 6—8 и больше. Вставка цилиндрических отрезков, как правило, дает увеличение Сх. Результаты проду-
вок изолированных фюзеляжей приведены в табл. 9.
Фиг. 183.
Таблица 9
Результаты продувок изолированных фюзеляжей
№ п/п Очертание фюзеляжа Сечение, Cx Источник
a Ос-ославсг.ий
Дирижабль ... 1 0,04
7-6J
Без радиатора 2 ~ _ 1 0.045 Гласс
Рядный мотор воздушного охлаждения . . Фюзеляж, входящий в крыло , . Фюзеляж с мотором водяного охлаждения, козырьком и кольцом Юрьев
— — 4 0,08
о
4 в d 0,06 Юрье1
fl Справочник авиаконструктора
для турели Кольце Таунендг, а кольца 10° Испытания в натуру с 5 0,166 0,248
^10° Исе юдования. ЦАГИ Лаборатопи ч Ланглея. США. Данные проф. Юрьева
б
0,40 •
работающим винтом 7
Лаборатория
И; пытания в натуру с работающим винтом O,SJ38 Ланглея- США. Данные проф. Юрь-
8 —— - — — - ——-
Испытание макета в на • ева J С внутренним капотом
туру без винта, но J 0.20 Без внутренней
С коком .... 9 0,171 капота
Ф озеляж с аппаратурой Юрьев Б. Н.
нормального водяного — -—2—— 6,15
охлаждения С аппаратурой зтилел 10 CO США Данные ПриСкура
гликолевого охлажде- 0,662
НИЯ ... ... 11
Продувки винтовых коков в ЦАГИ показали, что наилучшим обтекателем в*нта будет кок диаметром, равным 0,25 диаметра винта.
Применяемые в настоящее воемя поперечные сечения фюзеляжей изображены на фиг. 183, из чих наиболее распространены фюзеляжи типа 3, 6. 7, 8, 9 и 10 Фюзеляжи типа 7 у we не строятся, а типы 4 и 5 встречаются редко.
181
сопряжение фюзеляжа с другими «'астями самолета i
Как известно, для определения суммарного лобового сопротивления самолета до сих пор часто пользуются методом, применявшимся еще до мировой войны и заключающимся в суммировании сопротивлений отдельных, находящихся в потоке, частей самолета для получения С. . Между тем это принципиально неверно, так Kai взаимовлияние отдельных частей самолета може’ значительно (на 30—50%) увеличить их суммарное сопротивление.
В те времена, когда разрабатывался этот старый метод определения вредного сопротивления самолета, аэродинамика самолета была плохой, самолеты обладали чрезвычайно высоким СжВв, и интерференция давала довольно малое добавочное сопротивление. Теперь, когда аэродинамические формы отдельных частей самолета достигли высокого совершенства и их сопротивление близко к сопротивлению трения воздуха о поверхность модели, учет интерференции необходим, тем более что в некоторых типах самолетов, особенно в бипланах, еще достаточно мес для образования дополнительного сопротивления в результате интерференции и диффузорных потерь.
На фиг. 184 точками отмечены очаги возникновения дополнительного сопротивления вследствие интерференции. Находящиеся в потоке в непосред-182
твенной близости .друг к другу части самолетов могут влиять как в сторону увеличения интерференции (положит ел иная интерференция), так и в сторону уменьшения ее (отрицательная интерференция). Как видно из приведенных схем, наибольшего увеличения сопротивления вследствие интерференции надо ожидать у бипланов и . /
подкосных высокопланов, особенно имеющий неубирающиеся шасси.
Интерференция возникает в результате: 1) изменения скоростей и давлений у поверхностей сопрягаемых частей самолета и 2) появления очагов завихрения.
Поэтому необходимо избегать диффузорного эффекта и возможности возникновения перепада скоростей в зоне сопрягаемых деталей, как следствия дополнительных сопротивлений от мелких и на первый взгляд незначительных вы-
ступов, от шероховатости поверхности и от резких перепадов толщин.
Очагами возникновения интерференции будут места сопряжения с фюзеляжем крыла, оперения, подкосов и расчалок коробки крыльев, оперения и
шасси.
Опыты, проведенные в ХАИ над фюзеляжами прямоугольного и овального сечений и с разными положениями крыла по высоте и длине фюзеляжа, пока-
зал и, что наилучшие аэродинамические данные имеет модель с фюзеляжем овального сечения, когда хорда корневой дужки лежит на оси фюзеляжа при расстоянии носка крыла от носка фюзеляжа 0,65 t (фиг. 185) и при расположении крыла на 0,25 Н от оси фюзеляжа (Н — высота фюзеляжа). Для модели с прямоугольным фюзеляжем лучшей комбинацией оказалось верхнее расположение крыла при тех же расстояниях от носка фюзеляжа, что и в предыдущем случае. При этой серии испытаний зализы отсутствовали.
Постановка зализов дала снижение Сх на 10% лишь для фюзеляжа овального сечения с нижним расположением крыльев.
Опыты Прандтля (1928 г.) дали при-
Фиг. 186;
мерно ту же относительную величину влияния положения крыла на аэродинамическую характеристику модели. Хор-стхор (Report № 1344) указал, что наихудшая комбинация крыла с фюзеляжем получается при низкоплане с толстой дужкой крыла. Американские опыты, описанные в Report NACA № 460, показали, что постановка зализов, снижая амплитуду колебания оперения на 15%, увеличивает СУтаХ на 11%, уменьшает Сх самолета на 9% и повышает качество на 19% по сравнению с самолетом без капота и зализов.
В ч. I настоящей книги изложены методика построения зализов и меры борьбы с интерференцией в стыке крыла с фюзеляжем, поэтому мы на этом останавливаться не будем, а укажем ряд приемов уменьшения интерференции в стыке с фюзеляжем других частей самолета.
Сопряжение в е р.х него крыла б и план ной коробки с фюзеляжем осуществляется по одной из схем, изображенных на фиг. 186. Рассмотрим каждую из этих схем в отдельности.
831
близости неотрицательную Недостатком является на-
Схема крепления верхнего крыла, показанная на фиг. 186, / и II, наиболее распространена для фюзеляжей как прямоугольного, так и овального и круглого сечений. В большинстве случаев это крепление состоит из двух расчаленных лентами И-образных стоек,- нижние узлы которых крепятся к фюзеляжу, а верхние — к соответственным узлам центроплана. Стержйи И-образной стойки, расположенные по потоку, дают меньшее лобовое сопротивление, чем сумма лобовых сопроти лений стоек, взятых в отдельности. Чем ближе к прямому угол, составляемый И-образной стойкой с поверхностью фюзеляжа, тем меньше дополнительные 'сопротивления вследствие интерференции. Часть расчалок, закрытых верхним обтеканием фюзеляжа, не обдувается потоком, другая же часть вследствие зырька дает интерференцию, такого кабана личие дополнительных сопротивлений в местах, отмеченных точками.
Общим недостатком таких схем является наличие потерь в результате взаимного влияния крыла и фюзеляжа, (усугубляемого наличием козырька.
Сопротивление кабана, показанного на фиг. 186, /// и IV, уменьшается по сравнению с предыдущим вследствие меньшей длины И-образных стоек и увеличивается из-за возникновения дополнительных сопротивлений вследствие интерференции стоек с верхней частью обтекателя фюзеляжа.
Заменив ферменный кабан монолитным центральным кабаном, т. е. одной обтекаемой стойкой под передний и задний лонжероны, можно получить меньшее сопротивление вследствие возникновения отрицательной интерференции (стойка-козырек) и отсутствия таких деталей, как И-образные стойки и расчалки, но можно и проиграть ввиду возникновения диффузорных потерь (крыло-фюзеляж), так как осуществить стойку большой высоты очень трудно, а приближение крыла к фюзеляжу увеличит диффузорный эффект.
Схема, показанная на фиг. 186, VI («Чайка»), является наилучшей из всех возможных для биплана схем. Потери на вредные сопротивления и влияние интерференции при такой схеме сведены к нулю.
Сопряжение фюзеляжа с нижним крылом и с шасси осуществляется по одной из схем, изображенных на фиг. 187. В случае убирания шасси в фюзеляж или в крыло сопряжение нижнего крыла с фюзеляжем будет выглядеть, как показано на фиг. 187, I. При неу&ирающемся шасси нужно совместно решать вопрос о наивыгоднейшем сочетании фюзеляжа с нижним крылом и с шасси, так как наличие интерференции в местах, отмеченных на фиг. 187, II—IV точками, ухудшает -аэродинамику самолета.
Очень выгодная схема сопряжений принята на самолете Бичкрафт AL-7 (фиг. 188).
Фиг. 188.
184
Теоретический чертеж фюзеляжа *
При компановке фюзеляжа перед конструктором стоит Задача размещения полезной нагрузки и предметов оборудования внутри фюзеляжа. Конструктору
необходимо точно знать обводы фюзеляжа в к^кдом сечении, чтобы в" последую-
щем иметь полную уверенность, что намеченные агрегаты и грузы уместятся в нужном месте и фюзеляж будет иметь хорошие аэродинамические формы. Для этой цели строится теоретический чертеж фюзеляжа, т. е. общий вид фюзеляжа в трех
намеченным делениям на
фюзеляжа, увязывая их
проекциях с нанесен-фиг- 1SO- ними на этих проек-
циях сечениями: п о-перечными (обычно по шпангоутам, чтобы не делать повторной работы при вычерчивании теоретических обводов шпангоутов), в е р т и к а л ь-н ы м и, нанесенными параллельно плоскости симметрии самолета, и горизонтальными. Первые сечения дают представление о габаритах фюзеляжа в различных точках по длине его; вторые и третьи позволяют судить о плавности обводов.
Покажем на примере построение теоретического чертежа фюзеляжа. Вычерчиваем в масштабе или в натуральную величину контуры фюзеляжа в трех проекциях. Делим фюзеляж по длине на виде сбоку и в плане (фиг. 190) на 10— 12-равных частей и проводим через намеченные деления вертикальные прямые. Соответственно поперечном разрезе (корпусе) наносим сечения на-глав с формой мидель-шпангоута, причем.
185
слева наносится нос (от мидель-шпангоута до носка фюзеляжа), а справа — квест (от мидель-шпангоута до конца фюзеляжа). Если фюзеляж имеет цилин-
Фиг. 193. Моторная установка и кабина самолета F К.-55. «
/—редукторная коробка, 2-—пушка, 2—удлиненный вал мотора, 4—тоннель; 5—-мотор Лоррен «Петрель» 860 л. с,, 6—передача на задний винт, 7—передача на передний винт. ♦.
дрическую часть, то за мидель-шпангоут можно принять условное сечение на этой цилиндрической части (половину фюзеляжа, 30% корневой дужки и т. п.); важно лишь, чтобы форма и размеры этого сечения были известны.
Делим горизонталями проекцию «вид сбоку» фюзеляжа на равное-число частей так, чтобы сверху и снизу от оси получилось целое число делений. Проводим через полученные точки линии, параллельные оси фюзеляжа, продолжая их до пересе
187
чения с нанесенными на корпус обводами шпангоутов. Полученные точки пересечения каждой горизонтали с соответствующим шпангоутом наносим на вид фюзеляжа в плане — слева по полету низ, а справа — верх фюзеляжа. В плане кривые “могут получиться недостаточно плавными, тогда после проверки выправляем шпангоуты и повторяем построение снова. Может случиться, 'что нанесенные обводы не удовлетворят конструктора ни формой, ни размерами в нужных местах. Тогда построение переделывается с внесением соответствующих изменений. Когда две проекции увязаны, строят сечения на виде фюзеляжа сбоку.
Фиг. 194. Вооружение и оборудование самолета Фейри «Баттл».
1—секторы управления мотором, 2—пневматические бомбосбрасыватели, 3—компасы, 4—гидравлический селектор, 5—рукоятка управления триммерами, 6—доска с приборами для бомбометания, 7—прицел, 8—люк для прицеливания, 9—сумка для указателя сноса, 10—указатель сноса, 11—сдвижная крышка люка, 12—подушка, та—указатель положения триммеров, 14— автомат, 15— ручная помпа подъема шасси, 16—верхний аэронавигационный огонь, 17—звуковая сигнализация положения шасси, 18—раздвияшой столик штурмана, 19—гнездо для. прицепного нарашюта штурмана, 20—прибор для подсчета путевой скорости и курса, 21—лампа Аддис, 22—аккумулятор, 23—кислородные баллоны. 24—радиостанция, 26—фотоаппарат, 26—нижний хвостовой аэронавигационный огонь, 2?—аптечка первой помощи.
На фиг. 189 построен теоретический чертеж фюзеляжа круглого сечения с фонарем.
На фиг. 190 показаны обводы фюзеляжа, предлагаемые инж. Гласс. На контуры фюзеляжа (виды сбоку и в плане) наносят крыло и оперение. Затем, чтобы избежать образования диффузорной пазухи в месте сопряжения крыла с фюзеляжем, задаются законом изменения плоской части стенок и наносят на вид сбоку кривую т—т, ограничивающую прямоугольную часть снизу, и кривую п—п, ограничивающую прямоугольную часть фюзеляжа сверху. Расстояние между этими кривыми дает, следовательно, ширину прямоугольной части по длине фюзеляжа.
Поперечные сечения образованы из верхнего полуэллипса с полуосями а и Ь, прямоугольного участка Р и нижнего полуэллипса с полуосями с и Ь. Плавное течение кривых п—п и т—fn позволяет варьировать форму фюзеляжа и быть всегда уверенным в плавности его очертаний.
188
- Й?£Г
I-
В заключение настоящей главы приведем несколько общих видов самолетов и схем размещения оборудования и вооружения в самолетах различного назначения, для того чтобы дать представление о внешних формах, об относительном размещении оборудования, экипажа и т. п.
9 W
Фиг. 198.
I—передняя пулеметная башня, 2—прозрачный пол фюзеляжа, г—вход для пулеметчика, 4—бомбовый прицел STA6, .5—компас, 6—указатель сноса, 7—масштабная линейка, Л—источник энергии для бомбосбрасывателей, 9—передний нижний пулеметный пост, 10 решетка в полу, 11—бомбосбрасыватель, 12—ре-виновая подвеска длн указателя сноса, 13—фотокамера, 14—верхнее сиденье пилота, 15—приборная доска, 16—нижнее сиденье пилота, 17—лестница, 18—бомбовый отсек, 10—створка бомбового отсека, 20—коридор, 21—распределительная доска, 22—радиоустановка, 23—задний нижний пулеметный пост, 24—задний верхний пулеметный пост, 2-5—бомбосбрасыватель типа GPU длн бомб 100—200 лг, 26—то же.
Z ,
На фиг. 191—193 показаны одноместные истребители Фоккер D-21, Деву-атин D-513 и Кольховен, фигурировавшие на Парижской авиационной выставке 1936 г. *
Фиг. 194 дает представление о схеме размещения стрелков и оборудования в одномоторном бомбардировщике Фейри Баттл.
Фиг. 199.
На фиг. 195 изображен скоростной бомбардировщик Бленгейм.
Схема двухмоторного двухместного штурмовика Фоккер приведена на фиг. 196. Два средних бомбардировщика Кертисс Кондор ВТ-32 и Амио 143 показаны на фиг. 197—198, а скоростной самолет Амио 370 — на фиг. 199.
На фиг. 200—201 показаны пассажирские самолеты Дуглас DC-2 и Кодрон-520.
« 190
Глава Н
КОНСТРУКТИВНЫЕ ФОРМЫ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
§ 1. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖ; НОРМЫ ПРОЧНОСТИ
Чтобы иметь возможность судить о рациональности конструктивных форм той или иной части самолета, необходимо знать, в чем заключается назначение данной детали, какие внешние формы она должна иметь, и если на нее действуют силы, то точки их приложения, величины и направления. Существующие нормы прочности говорят о следующих расчетных случаях для фюзеляжа.
I. Случай Еф—посадка на три точки. Нагрузка определяется по формуле:
P=nG,
где G — общий вес самолета, п — статическая перегрузка, взятая из норм прочности для шасси применительно к случаю Еш (фиг. 202).
2. Случай Сф. Нагрузка на горизонтальное оперение сверху (фиг. 203)
где М' — момент всего самолета относительно его ц т ; I — расстояние от ц. т. самолета до ц. д. горизонтального оперения; / — коэфициент безопасности.
3. Случай H®. Боковая нагрузка (фиг. 204) на заднюю часть фюзеляжа (нагрузка на вертикальное оперение): *
Р' = 0,0454 SB0 •
4. Случай Нф. Боковая нагрузка на переднюю часть фюзеляжа. Нагрузка инерционными силами с перегрузкой применительно к Нм.у.
Р*1 — лн Go.
5. Случай Дф соответствует случаю Дк. Рассматриваемся весь фюзеляж с учетом нагрузки на оперение с тем же коэфициентом перегрузки, что и крылья.
6. Случай Е'ф — посадка на одно колесо. Перегрузка по нормам шасси с учетом инерционных сил вращательного движения (фиг. 205)
§ 2. СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Из рассмотрения действующих на фюзеляж нагрузок вытекает, что хвостовая и носовая части фюзеляжа работают как консольные балки или фермы, нагруженные соответствующими силами. Конструктор должен эт1.« балкам 102
или фермам придать такие формы, при которых они могли бы удовлетворять одновременно требованиям аэродинамики и эксплоатации.
В зависимости от силовой схемы фюзеляжи разделяются на ферменные, балочные и ферменно-балочные.
Ферменные фюзеляжи в свою очередь разделяются на жесткие фирменные фюзеляжи, состоящие из элементов фермы, способных воспринимать как растягивающую нагрузку, так и сжимающую, и расчалочные, в которых жесткие диагональные стержни заменены парой регулируемых расчалок; кроме того, очень часто встречаются ферменные фюзеляжи, носовая и центральная части которых представляют собой жесткую стержневую ферму, а хвостовая часть — расчалочную.
Балочные фюзеляжи разделяются, согласно старому французскому определению, на монококи (nonocoque) и полумонококи (demi-coque). Монококи представляют собою монолитную скорлупу (отсюда и происходит название — coque), имеющую лишь поперечный набор (шпангоуты) и сильную обшивку. Полумонококи имеют достаточно сильный продольный набор (лонжероны, стрингеры) и не менее сильный поперечный набор при относительно слабой обшивке. На практике указанные признаки тесно переплетаются, но эти фюзеляжи все же сохраняют все признаки полой балки.
Отдельно стоят ферменно-балочные конструкции Рорбаха (самолеты и гидросамолеты). Вертикальные и горизонтальные стенки фюзеляжей этой фирмы осуществлены по принципу Вагнеровской балки; центральная часть — ферма.
В зависимости от материала фюзеляжи разделяются на деревянные, металлические и смешанной конструкции.
§ 3. ФЕРМЕННЫЕ ФЮЗЕЛЯЖИ
Фюзеляжи этого, типа представляют собой деревянную четырехпоясную пространственную ферму, вписанную в
или металлическую обводы фюзеляжа.
Фиг. 206.
На этой ферме или остове фюзеляжа укрепляют деревянные или металлические дужки, дополняющие поперечные сечения четырехугольной фермы до намеченных обводов фюзеляжа, соединяют их соответствующими деревянными или металлическими легкими стрингерами и поверх полученного каркаса обшивают или фанерой толщиной 1,0—1,5 мм, или листовым дуралюмином толщиной 0,3— 0,5 мм, или авиационным полотном. В последнем случае дужки ставят так, чтобы между ними и полотном, прилегающим плотно к стрингерам, оставался зазор в 4—5 мм. Обшивка пришивается к стрингерам нитками и затем покрывается прозрачными и цветными аэролаками.
Схемы фюзеляжных ферм довольно разнообразны. Классическая ферма, изображенная частично на фиг. 206 (самолет Армстронг), состоит из четырех поясов, соединенных между собой стойками и распорками \ расчаленными по сторонамв четырехгранной усеченной пирамиды, регулируемыми лентами или проволочными расчалками с тандерами.
Фюзеляжи, осуществленные по этой схеме, недостаточно жестки, требуют постоянного наблюдения и после грубой посадки нуждаются в некоторой под-
1 Мы относим понятие стойка к вертикальным плоским фермам, составляющим пространственную ферму, а понятие распорка — _к горизонтальным плоским фермам.
Конструкция самолетов—228—13 193
регулировке. Ферму стремятся конструировать так, чтобы'оси стержней и расчалок, сходящихся в одном узле, пересекались в одной точке во избежание дополнительных моментов от эксцентриситета.
ФИГ. Ml.
Для увеличения жесткости фюзеляжа расчалки, работающие исключительно на растяжение, заменяют стержнями, работающими на сжатие (фиг. 207). Положительными сторонами такой фермы являются большая жесткость по сравнению с предыдущей и отсутствие необходимости в частых ре1улировках. Но
Фиг. 208.
такие фермы тяжелее, сварка их довольно сложна и после сварки возникает коробление, требующее иногда серьезных исправлений или переделок заново.
Только при хорошо налаженном стапельном хозяйстве и при наличии хорошо проработанной технологии сварки можно получить хорошие результаты.
Чаще всего встречаются фермы, в которых (фиг. 216, самолет Хофф Даланд) расчалки заменены стержнями только в вертикальных плоских фермах. Это мероприятие, обеспечивая жесткость фюзеляжа для основных случаев нагрузки Дф, Сф и /ф дает достаточную жесткость и на случай Нф.
При компановке фермы необходимо размещать стержни так, чтобы наиболь шие силы воспринимались растянутыми стержнями и чтобы оси стержней и расчалок, лежащих в одной плоскости и сходящихся в одном узле, пересекались в одной точке.
В том случае, когда направление стержня по силовым соображениям безразлично, предпочтительно, чтобы стержень работал на растяжение.
При наличии в ферме сильно нагруженных узлов, как, например, узлы крепления ^крыльев и шасси, желательно направлять з этот узел раскос даже 194 х
в том случае, если он будет работать на сжатие, вместо возможного растяжения, с целью передачи усилий на большую базу. В том случае, когда невозможно передать усилие центрально и приходится считаться с наличием эксцентриситета ', целесообразно в этот узел направлять возможно больше стержней, чтобы разнести момент на большее число сходящихся стержней, пропорционально их жесткостям.
Для придания большей жесткости передней и средней частям фюзеляжа, обычно сильно нагруженным сосредоточенными нагрузками от крыла, мотора и шасси, расчалки вертикальных ферм в этих отсеках заменяют на жесткие стержни (фиг, 208, самолет Глостер). . ч
Все приведенные выше схемы представляют фермы металлические. На фиг. 209 показана схема деревянного самолета У-2. Как видно, она мало отличается от схем металлических фюзеляжей.
Деревянные ферменные фюзеляжи I
Материалом для деревянных фюзеляжей служат сосна, ясень и спрус. Чаще всего применяется сосна.
Фиг. 210.
Дерево применяется в виде брусков, досок, многослойной переклейки (фанеры) и шпона. Для соединения дерева применяют клей казеиновый или (редко) столярный,'оцинкованные гвозди и шурупы. Узлы, башмаки и другие соединительные детали делаются из стали.
Фиг. 211.
Наиболее распространенная схема представляет собой пространственную четырехпо^сную ферму, состоящую из четырех поясов — лонжеронов переменного сечения, уменьшающегося к носу и хвосту от крыльев. Вертикальная ферма в передней и центральной частях составляется обычно из стержней; задняя часть — расчалочная. Обе горизонтальные фермы бывают обычно расча-лочными. Ферма зашивается трехслойной фанерой полностью или только в носовой и центральной частях фюзеляжа, а хвостовая часть обтягивается полотном.
1 Речь идет о неразбориых, т. е. о сварных или клепаных узлах.
1S5
На фиг. 210 изображен деревянный фюзеляж старого самолета ДН-9, в свое время пользовавшегося большой популярностью. Нижние пояса фюзеляжа (лонжероны) представляют собой солидные балки, максимальная высота которых 155 мм, а толщина постоянная — 32 мм. Для облегчения лонжероны имеют еыфрезерованные участки. Верхние пояса имеют постоянное сечение 32 х X 32 мм. Стойки и распорки имеют переменные сечения и продольную фрезеровку. Узел соединения пояса и распорки изображены на фиг. 211. У этого фюзеляжа смещены узлы вертикальной и горизонтальной ферм. Моторама представляет одно целое с фюзеляжем. Башмаки прикрепляются к поясу болтами, что позволяет в случае высыхания пояса устранять люфты.
На фиг. 212 изображены узел фюзеляжа самолета Мартинсайд и развертка этого узла. Возникшие люфты при такой конструкции узла можно устранять лишь с помощью прокладок. На фиг. 213 показан типовой узел фюзеляжа самолета У-2.
В своем месте уже говорилось о том, что для получения обтекаемой формы ферменные фюзеляжи снабжаются специальными дужками, образующими каркас. Этот каркас фюзеляжа делается из тонких стальных труб, из легких дуралюминовых профилей или из дерева по форме теоретических обводов фюзеляжа и крепится к основной ферме фюзеляжа. Каркас обшивается полотном, фанерой или листовым дуралюмином.
На фи!. 214 показана часть каркаса, изготовленного из стальных трубок автогенной сваркой. На поперечные дужки наложены деревянные стрингеры, к которым пришивается полотно.
На фиг. 215 показан каркас обтекателя фюзеляжа самолета Бреге-19, выполненный из дуралюминовых открытых профилей;
193
Фиг. 216
Фиг. 217.
Конструкция деревянного каркаса изображена нафиг. 216. Легкие нервюрки этого каркаса имеют на концах специальные металлические узелки, которыми они укрепляются на ферме фюзеляжа. %
Обшивка фюзеляжа бывает металлическая, деревянная и полотняная. Металлическая обшивка .крепится к каркасу обтекателя при помощи
мелких заклепок. На фиг. 217 изображена съемная дуралюминовая обшивка самолета Бреге-19, состоящая из ряда щитов, укрепляемых на каркасе обтекателя.
Для крепления фанерной обшивки к металлическому каркасу приходится в профили каркаса (фиг. 218) вставлять деревянные рейки и уже к ним на гвоздях и клею крепить фанерные листы обшивки.
Фиг. 219.
Фиг. 218.
Фиг. 220.
Полотняная обшивка пришивается к каркасу одним из показанных на фиг. 219 способов. При металлическом каркасе приходится стрингеры сначала обматывать тесьмой и только после этого пришивать обшивку, так как иначе при трении об острые кромки профиля нитки перетираются.
Металлические ферменные фюзеляжи • Металлические фюзеляжи делаются из стали, алюминиевых сплавов и редко из сплавов магния. Для изготовления металлических фюзеляжей применяется ' металл в виде труб, открытых профилей или ленх, превращаемых затем в фасонные профилу различных конфигураций путем прокатки, волочения или загибки. На фиг. 220 показаны применяемые для стержней фюзеляжных ферм профили.
Стальные ферменные фюзеляжи. Ферменные фюзеляжи имеют довольно разнообразные конструктивные формы, однако все их можно разбить на два типа разб орные и неразборные. Самые первые конструкции Райт, Фармана, Вуазена
имели разборные фермы фюзеляжей, выполненные из стальных труб с узлами в виде тройников, крестовин и уголков и со специальными ушками для крепления расчалок. Позднее эти крепления модифицировались, стали применяться узлы, штампованные из листовой стали и механически обработанные. Фоккер, достигший блестящих результатов в постройке сварных стальных фюзеляжей, положил начало сварным стальным ферменным фюзеляжам.
Существовавшее раньше мнение о недостаточной надежности сварных стальных конструкций надолго укоренилось в ряде стран. Например, в Англии технические условия на изготовление самолетов исключали применение сварки в ответственных частях самолета. Недоверие к сварным конструкциям, вытекавшее из неумения хорошо и надежно сваривать металл, вызвало к жизни ряд сложных конструкций, выполняемых из механически обработанных деталей. Разумеется, обход такого совершенного и дешевого метода соединения, как сварка, привел к значительному удорожанию и утяжелению конструкций. К сожалению это положение в той или иной мере существует и до настоящего времени.
1 98
<а
Таким образом применение стальных трубчатых фюзеляжей со сложными механическими узлами нужно рассматривать не как положительное явление, а как пережиток или как выход из положения при неосвоенной сварке.
Неразборные стальные конструкции. Типичными представителями неразборных стальных трубчатых фюзеляжей являются сварные конструкции из мягкой с^али, хромомолибденовой стали или из хоомансиля. \
, Наибольшим распространением в самолетостроении пользуется ацетилено-кислородная сварка, называемая иначе газовой 1 или автогенной. По данным Джонсона 99% фюзеляжей изготовленных в Америке металлических самолетов (1928 г.) было выполнейо при помощи ацетилено-кислородной сварки.
В последнее время начинает распространяться атомноводородная сварка и сравни-
тельно небольшим распространением пользуется дуговая электросварка. Для конструктора особенное значение имеет тот тип сварки, который дает возможность лучшего доступа к свариваемым местам, мало зависит от неравенства толщин свариваемых листов и дает наименьшую зону распространения нагрева. В этом отношении наилучшей была бы электросварка, Однако она до настоящего времени не получила в самолетостроении широкого применения вследствие ряда затруднений, встречающихся на практике. Сварка вольтовой дугой (фиг. 221) требует от сварщика большой ловкости и искусства в обращении с электродом и умелого подбора диаметра электрода в зависимости от толщины самого толстого элемента, входящего в конструкцию узла. Иногда бывает чрезвычайно трудно угадать необходимый диаметр, а при неправильном подборе электрода может легко получиться непровар или прожог материала. В простых случаях сварка эта дает достаточно хорошие результаты. „ /
Фиг. 222.
Больным местом всякой сварки является неравенство толщин сварива емых заготовок. Лишь при наличии большого опыта и специальной сноровки сварщик мож^т избежать коробления узла или возможного появления трещин. При сварке толстых заготовок (например, механически обработанных деталей) с тонкими необходимо все время подогревать толстую деталь, имеющую большую массу. В противном случае или сварка будет неудовлетворительной, или тонкий материал будет пережжен.
Между прочим Фоккер говорит: «Прочность конструкции зависит в первую очередь не от работы сварщика, а от работы конструктппа; который должен Знать, что можно и чего нельзя сваривать »...« он должен избегать резких переходов (толщин), особенно учитывая толщины свариваемых труб» 2.
Рассмотрим ряд конструкций сварных фюзеляжей. ~
1 См- Джонсон, Сварка в самолетостроении, ОНТИ, 1934.
2 М. L a n g 1 у, Metal aircraft Construction, London, 1934.
199
Изображенный на фиг. 222 фюзеляж самолета Фоккер построен из стальных труб с малым содержанием углерода. Хвостовая часть этого фюзеляжа сделана
Фиг. 224.
по расчалочной системе; носовая и средняя части, как нагруженные большими сосредоточенными усилиями, для увеличения жесткости выполнены из жестких стержней.
На фиг. 223 приведены четыре конструкции узлов сварных фюзеляжей. Первый из показанных узлов является нормальным. Для большей надежности, в особенности, когда стержни узла работают на большие растягивающие усилия, во втором узле поставлены наружные накладки.
Четвертый узел является типичным узлом расчаленного фюзеляжа Фоккера. Для увеличения жесткости узла расчаленного фюзеляжа иногда ставят ушки для расчалок так, как показано на третьем узле.
Разборные фюзеляжи из труб получаются тяжелее неразборных и к тому же производство их дороже.
Применение их можно объяснить лишь необоснованным недоверием к сварке.
Разборные конструкции стальных фюзеляжей бывают трех типов: конструкции, в которых соединительными звеньями являются только накладки; конструкции, в которых соединительными звеньями являют-
которых имеются только механически делаются из стали и при массовом них иногда допускается наварка ребер же-
ся механически обработанные детали и накладки, и конструкции, в обработанные детали. Накладки производстве штампуются. На
сткости, ушков и других второстепенных деталей, не связанных с силовой схемой. В отдельных случаях встречаются и такие накладки, в которых сварка применяется и для образования силовой детали. Накладки соединяются с трубами сквозными болтами. Реже встречаются конструкции, в которых применяются болты и трубчатые заклепки и, как исключение, нормальные стальные заклепки (фиг. 224). В последнем случае накладки приклепывают сначала к раскосам и стойкам, а затем соединяют с лонжероном болтами. >
На фиг. 225 изображен узел фюзеляжа самолета Линкок фирмы Блекборн. Сходимость осей при таком узле достигается специальной швеллерообразной косынкой, которая двумя болтами соединяется с лонжероном фюзеляжа. Эти же болты скрепляют с лонжероном и косынки вертикальной фермы. Такое решение не представляется удачным, 4ак как под действием растягивающих сил от раскосов швеллер будет деформироваться.
20.)
Конструкция второго типа, в которой соединительными звеньями являются накладки и механические детали показана на фиг. 226 и 227.
На фиг. 228 показана конструкция узлов 'третьего тина, осуществленная на самолете Армстронг Атлас. Фюзеляж этого самолета выполнен из стальных труб Зраар = 70 кг)мм2, диаметром от 19 до 32 мм, с толщиной стенки около 0,5 мм.
Как видно из фиг. 228, лонжероны фюзеляжей в местах крепления к ним механически обработанных деталей усиливаются сталоными муфтами. Панели лонжеронов в узлах соединяются вильчатыми наконечниками, надетыми на усиленный конец лонжерсна, и закрепляются болтами. Вертикальные стойки имеют шаровые шарниоы. Подобные фюзеляжи получаются тяжелыми, сложными при сборке, и изготовление их дорого.
Фюзеляжи из тонкостенных профилей. Стремление уменьшить вес самилетсв путем Применения материалов высокой прочност?! породило конструкции из тонкостенных стержней высококачественной листовой стали.
Однимт из Т наиболее'Г серьезных | моментов конструирования тонкостенных стержней является образование замкнутого профиля. Трудность этой задачи заключается
как в выборе формы сечения, так и в ьыборе методов соединения открытых профилей в замкнутый — единственную форму, пригодную для тонкостенных профилей.
Для выяснения условий работа стержней из высококачественной стали мы сделали прикидочный подсчет для определения порядна величин Z/p в Фермах фюзеляжей современных самолетов. Для того чтобы сразу иметь ясную картину, мы произвели подсчет для двух крайних пределов — для большого пассажирского самолета и для малого.
Подсчеты показали, что в тяжелом самолете основная масса труб, нагруженных сжимающими силами, работает не по Эйлеру Подбор труб был произ-
1 Из конструктивных соображений в панели ферм вс гавлялись дополнительные шпангоуты, вследствие чего длина стержне.'-1 разбивалась пополам
201
•зведен по графикам для дуралюмина, мягкой стали и закаленной хромомопиб-леяовой стали. Величины подсчитанных отношений Z/p получились следующие.
Для варианта из
дуралюмина ... ...................-/-=-24--82 при =62
мягкой-стали.......................-- =35—88 » (—А =64
Р \ Р J ср
закаленной хромомолибденовой стали 27—108 » (—= 83
Р ' Р ' ср /
При. этом материал имел следующую крепость:
Дуралюмин . . .36 кг!мм-
Сталь мягкая . , ... 40 ' •>
Сталь хромомолибденовая закаленная . . 130 »
Средняя площадь поперечного сечения для тех же труб, для которых производилось сравнение по отношениям * , была следующая:
Дуралюминсвые трубы .3,5 гм2 2
Стальные мягкие трубы .... .3,3 »
Хромомолибденовые закаленные . .1,59 »
Вес пог. м средней трубы:
* Ду рал гоми новая . . . ...... 3,5 • 2,85 • 100 = 1000 г
Стальная мягкая . . . 3,3 • 7,85 - 100 = 2600 о 1
Хромомолибденовая...... i . . 1,59 - 7,85 • 100 — 1250 »
Мы сравнивали лишь трубы, работающие на Сжатие, а так как в фюзеляже имеются стержни, работающие на растяжение, то надо полагать, что конструкция из хромомолибденовых закаленных труб окажется легче Дуралюминовой. Здесь же со всей очевидностью в"йдна невыгодность мягкой стали.
Подсчеты по фюзеляжу маленького самолета показывают, что в этих конструкциях сжатые стержни работают в основном по Эйлеру и даже при очень высоких —. .7
Р
Сравнение труб из мягкой стали и из закаленной хромомолибденовой стали показало, как и следовало ожидать, что в малых самолетах эта замена нецелесообразна. Данное обстоятельство становится еще более ясным, если учесть, что трубы подбирались лишь из соображений прочности, без уче-а возможных местных нагрузок, особенностей эксплоатации и т. п. Этим небольшим отступлением мы показали, чТи стремление к увеличению временного сопротивления на разрыв материала в авиационных конструкциях ферменного типа правильно, но оно должно иметь место лишь в сильно нагруженных элементах фермы, работающих не по Эйлеру.
Какой же путь должен избрать конструктор, поставивший себе задачу постройки фермы фюзеляжа из листовой стали высокой прочности?
Прежде всего при подборе труб мы сталкиваемся с неизбежным фактом недостаточной полноты стандарта труб, даже в том случае, когда все внесенные в стандарт трубы в нашем распоряжении имеются. Применение листовой стали позволит этот сортамент расширить, так как толщина стенок цельнотянутых труб составляет 0,3; 0,5; 0,75; 1; 1,5; 2,0 льи и т. д., а листовйй материал имеет толщины: 0,2; 0,25; 0,3, 0,35; 0,40; 0,5; 0,6; 0,7; 0,8; 1,0; 1,20: 1,5 мм.
Но, как уже говорилось ранее, применяя тонкостенные стержни, конструктор сталкивается с явлением потери устойчивости стенок профиля. По-еря устойчивости стенок в значительной мере зависит от отношения , где D—диаметр трубы, а 8 — толщина стенки. Стальные стандартные трубы имеют отношение £)/5 от 4 до 60.
Фирма Бультой и Поль, применяющая тонкостенные трубы для фюзеляжей, использует сортамент труб в пределах от 37 мм (I1/,") до 70 мм (23//) при максимальной толщине 0,457 мм (0,018"). Последняя толщина является максимальной, следовательно, у применяемых фирмой труб - составляет от 80 до 150.
202
f
Это говорит о выгодности применения тонкостенных конструкций, так как увеличение отношения -g- при той же площади трубы приводит в конечном счете к увеличению радиуса инерции и, следовательно, к уменьшению отношения //р.
Последнее обстоятельство переводит трубы из области работы на устойчивость формы в область работы на устойчивость стенки и, следовательно, к выигрышу в весе.
Исследования показали чрезвычайно большое влияние величины на критическую нагрузку: с ростом отношения D/8 критическое напряжение падает, поэтому делать гладкие круглые трубы с больщим отношением Е>/о невыгодно.
Кроме того, опыты показали, что если сечение имеет плоские участки, то в большинстве случаев потеря устойчивости начинается именно этих плоских участков. Предельная ширина плоских участков, граней и отборто
вок в зависимости от толщины материала не должна превышать 10—12S.
Таким образом приходится отказаться от сечений с плоскими включениями и использовать волнообразные сечения, ’составленные из частей окружности. Отсюда возникли гофрированные профили и трубы (фиг. 229). Критическое напряжение в тонкостенных трубах по данным Юнгера акр — 0,12 Е п .
= , где R — радиус волны гофра.
Нетрудно убедиться, что гофрированная труба имеет развертку значительно большую, чем развертка окружности, проходящей через среднюю линию гофра. Отношение этих разверток составляет около 1,3—1,4, что равносильно увеличению на 30—40% толщины стенок трубы диаметром, равным диаметру средней окружности.
Наличие в исходном материале разности толщин, т. е. неравномерность толщины по длине ленты, заставляет конструкторов несколько увеличивать толщину исходного материала против расчетной. Замеры лент из нержавеющей стали, произведенные в одном из наших институтов в 1932—1933 гг. со всей очевидностью подтвердили -наличие значительных, достаточно закономерных, колебаний толщины ленты как по длине, так и по ширине. Эти колебания толщин в абсолютных цифрах невелики, зато в отно-. До
рительных ±-—g- представляют довольно ощутительную величину и, самое главное, вносят полную неуверенность в расчет \
Не менее трудным является вопрос о выборе метода соединения открытых профилей для получения замкнутого профиля. Из известных методов соединения— разъемных (болтовые соединения, закатка или завалыювка взамок) и неразъемных (сварка, заклепочные и пистонные соединения) отпадают совершенно болтовые и пистонные соединения и, таким образом, остаются лишь соединения взамок, заклепочные соединения и сварка.
Применение сварки ограничивается определенным сортаментом сталей, автогенная же сварка вообще исключается. Следовательно, конструктору остается пользоваться соединениями взамок (фиг. 230), клепкой и электросваркой сопротивлением (контактной).
Рассмотрим особенности каждого из этих методов в отдельности.
Соединения взамок требуют специального оборудования для образования замка, Для производства всех операций по изготовлению замкового профиля
1 С появлением на рынке хромомолибденовых и хромансилевых труб преимущество тонкостенных гофрированных труб, особенно если учесть дополнительный вес узлов, сложность изготовления и т. п., становится сомнительным.
203
Фиг. 231.
Фиг. 232.
из отожженной стали и для последующей закалки и отпуска, так как упругость закаленной стали чрезвычайно осложняет процесс изготовления профиля.
Заклепочные соединения являются в этих конструкциях наиболее распространенными, однако специфичность материала требует принятия мер против появления местных вмятин и потери устойчивости листов между заклепками.
С этой целью фирма Глостер придает отбортовкам изогнутую форму (фиг. 231, //); фирма Бультон и Поль производит утолщение отбортовок (фиг. 231, //7). Можно также насаживать на отбортовку особую накладку (фиг. 231, IV).
Для конструирования заклепоч-
ного шва на тонкостенных трубах нельзя пользоваться стандартными данными по обычным заклепочным швам, так как здесь шов работает в условиях, отличных от тех, которые предусматриваются стандартом. Поэтому действительный шаг заклепок можно установить правильно лишь статическими испытаниями.
Сварка сопротивлением применяется пока исключительно в конструкциях из нержавеющей стали и легких сплавов, причем в последнем случае еще в несиловых элементах. Применение электросварки имеет перед клепкой и другими методами соединения значительные преимущества. Прежде всего отпадает ряд процессов (сверловка, клепка), что облегчает производство, вес конструкции получается меньшим вследствие отсутствия заклепок и больших отбортовок. Понятие «шаг точек» по анало! ии с «шагом заклепок» не играет такой роли, как в клепаных конструкциях, и шов может выполняться непре-
рывным с помощью роликовой сварки. Процесс не требует высокой квалификации рабочих. При подборе электродов соответствующей конфигурации можно сварить довольно сложные деатли и узлы. Процесс постановки одной точки длится, включая заводку под электроды и установку, для простейшего случая 1—3 сек. \
В 1931 г. в СССР был построен самолет Сталь-2, а в 1933 г,—самолет Сталь-3 целиком из нержавеющей стали с применением электросварки сопротивлением.
Наконец, последним вопросом, которому необходимо уделить внимание, является соединение отдельных стержней в ферму.
По аналогии с фюзеляжами из стальных цельнотянутых труб, фермы фюзеляжей из листовой стали тоже разделяются на неразборные и разборные.
Пример неразборной конструкции приведен на фиг. 232 (узел фюзеляжа фирмы Бристоль). Здесь лонжерон фюзеляжа представляет собой гладкий или гофрированный профиль, состоящий из двух частей (фиг. 233). К стержню косынка, служащая базой для крепления стоек и раскосов . Местные усиления достигаются наклепкой соответствующих
приклепывается к поясу фермы профилей.
Фюзеляж самолета Сталь-2 (фиг 234) имеет вертикальные фермы из стержней, а верхнюю и нижнюю фермы — расчалочные. Самый задний отсек, несущий костыль, оказалось более удобным выполнить из стальных труб, так как наличие ряда узлов для крепления костыля и подъемника стабилизатора затруднило бы применение тонкостенных труб. Все стержни фюзеляжа, за исключением заднего отсёка и 1, 2 и 3-й рам, выполнены из гофрированных труб, 204
рамы же имеют прямоугольное фасонное сечение, составленное из четырех профилированных полос с плоским гофром трапецевидной формы (фиг. 235).
Фиг. 234.
Сбарено
Фиг. 235.
Фиг. 236.
Гофрированные трубы, применяемые на самолетах С-2 и С-3 (фиг. 236, /), состоят из двух половин. причем разъем осуществлен не на впадине, как это делает фирма Бристоль, а на гребке волны. При этом отбортовки получаются короче, а подход с электродами или роликами сварочных машин удобнее, чем в сечении, показанном gHa фиг. 236, II.
Для |обеспечения устойчивости формы трубы внутрь ее вставляют особые диафрагмы, состоящие из двух отбортованных полуцилиндров и вваренной в них «тарелочки» с отбортованным отверстием. Тарелочка по отбортовке приваривается к цилиндру точечной сваркой и затем в таком виде приваривается по цилиндрической поверхности к половине гофрированной трубы. После этого половины труб с вваренными в них диафрагмами-свариваются. Чтобы неприваренная часть диафрагмы не отставала от гофрированной трубы, ее стягивают стальным «пояском» с «пряжкой»
Фиг 237 <ФИГ- 237)-
Трубы соединяются при помощи особых сварных стаканчиков, выколоченных, а. в массовом производстве— штампованных. Сварка производится путем введения в трубу кривого электрода со стороны ушков (фиг. 238). При такой конструкции соединений усилия 205
Фиг. 238.
передаются от ушков не на отбортовку гофрированной трубы, а непосредственно на трубу; распределение напряжений в трубе улучшается и не требуется длинных книц, как в конструкции Бристоль,
Рамы сделаны из плоского гофра трапецевидной формы (фиг.- 235). Плоский гофр в весовом отношении, конечно, невыгоден, но ряд конструктивных соображений заставил остановиться на этих сечениях. Для сохранения формы рамы внутрь ее вставляются на расстоянии 200—250 мм друг от друга диафрагмы, привариваемые в процессе сборки к трем стенкам. К четвертой же, короткой, стенке диафрагма не приваривается, и стенку эту приходится усиливать постановкой-дополнительного профиля.
На самолете Сталь-2 вертикальные стойки и пояса соединяются общим болтом, а раскосы, сходящиеся в узле, крепятся к особым отросткам, имеющимся на стаканчиках поясов фермы (фиг. 239). Такай конструкция заставляла делать точеные стаканчики для -распорок горизонтальных ферм,
поэтому на самолете Сталь-3 от этой конструкции отказались, введя промежуточную шайбу, Защемленную на вертикальной стойке (фиг. 240).
Подкосы крыла, лонжероны и стержни шасси крепятся к рамам с помощью развитых угловых книц, сваренных со стержнями рамы (фиг. 241). Крепление в поперечном направлении осуществлено при помощи книц, вставленных в соответствующие прорези и приваренных к узким стенкам профиля вертикальной стойки рамы.
Фюзеляжи из легких сплавов по аналогии со стальными конструкциями можно разбить на три тийа: фюзеляжи из труб, открытых профилей и листового материала. Наиболее распространены фюзеляжи с фермами из круглых стандартных труб. Для соединений используются заклепки, пистоны и трубчатые заклепки. Автогенная сварка в силу особенностей лег-, ких сплавов почти не применяется.
Хотя '„'попытки применйть газовую сварку для сплавов алюминия и магния
Фиг. 239.
делались и продолжаются до настоящего
времени, однако из стадии
лабораторных испытаний это дело пока еще не вышло. Электросварка сопротивлением легких сплавов начинает пользоваться все большим вниманием и, по-
206
видимому, скоро можно ожидать появления первых самолетов, изготовленных из легких сплавов при помощи электросварки. Фюзеляжи, изготовляемые йэ труб, могут быть неразборной конструкции и рю з 5 о р н о й.
Неразборьые-конструкции могул быть простыми или более сложными в зависимости от того, поставил ли себе конструктор обязательной задачей Пересе—
Фиг. 242. Фиг. 2^3.
чение осей стержней вертикальной и горизонтальной ферм в одной точкеТилщ от этого отказался.
Простейшим типовым узлом при такой конструкции будет из сраженный на фиг. 242. '
Узе’л этот представляет соединение 2труб равных и близких диаметров со смещением точек пересечения осей стержней горизонтальных и вертикальных ферм. Собирать такую ферму мо>£но на заклепках. В этом случае предварительно склепывают между собой раскосы и стойки, а затем полученную змейку приклепывают к лонжеронам фермы внутренней клепкой., Можно
собрать этот узел и при псмощи пистонсв или трубчатых заклепок. При больших усилиях, действующих по стержням, сечения пистонов и трубчатых заклепок приходится братв довольно значительными, что может повлечь ослабление стержней фермы и некоторое утяжеление. Но при этсм не приходится применять внутреннюю кленку, при которой затруднен контроль качества установки заклепок. При трубах разного дьаметра приходится концы меньших труб .обжимать, как показано на фиг. 243.
В приведенных примерах стойки крепились к косынке одним рядом заклепок. Но при одном ряде заклепок иногда косынка получается довольно длинной. Для укорочения косынки применяют конструкцию, изображенную на фиг. 244 т. е. вводят специальные косынки с отштампованными гнездами для обжатых труб.
На фиг. 245 показан подобный узел.
Фирма Диоре и Оливье применяет дуралюминовые трубы квадратного сечения (фиг. 246), что значительно упрощает конструкцию узлов.
Конструкция значительно усложнится, если конструктор добивается пересечения в одной точке осей раскосов и стоек вертикальных и горизонталь-
I
207
ных ферм и оси пояса фермы или расположения точек пересечения их доста-
точно близко.
Фирма Кертисс конструирует такие узлы, выполняя их7с помощью специальных массивных дуралюминовых втулок, механически обрабатываемых На фиг. 247 показан такой узел.
Фюзеляжи разборной конструкции, изготовляемые из дуралюминовых труб, мало чем отличаются от разборных фюзеляжей, изготовленных из стальных труб и описанных выше. Поэтому мы ограничимся описанием оригинальной конструкции фюзеляжа самолета Bregnet 19.
Этот фюзеляж представляет собою нормальную пространственную ферму расчаленного ти-
Фиг. 246. па.Стальная деталь а (фиг.248, /),
штампованная и механически обработанная, соединена при помощи болтов со стойками и распорками фюзеляжа, расположенными в одной плоскости и образующими поперечную раму.
Пояс фермы состоит из ряда относительно коротких труб с приклепанными на концах манжетами (фиг. 248, II). Ось патрубка, вообще оворя, не перпендикулярна к плоскости фланца, что позволяет выдержать форму фермы.
208
Трубы своими фланцами на манжетах входят в соответствующие гнезда детали а и соединяются болтами. Таким образом растяжение, действующее по лонжеро у фюзеляжа, воспринимается полностью этими болтами, которых в узле 12 шт. Там, где усилие меньше, количество болтов уменьшается. Расчалкт
Фиг. 251-
Фиг. 252.
ферм при помощи специальных траверс крепятся двумя болтами, одновременно соединяющими„ фланцы поясов фермы. Каркас обтекания укрепляется на соответствующих выступах детали а.
В собранном виде узел изображен на фиг. 249. Отдельно на фиг. 250 показан специальный узел для крепления шасси и лонжерона нижнего крыла.™ J
Узлы крепления крыльев, шасси и моторам в дуралюминовых фюзеляжах обычно стальные, причем применяются как сварные, так hi механически обработанные узлы. Сварной узел обычно представляет собой патрубок, надеваемый на трубу пояса с приваренными к этому патрубку в перпендикулярном направлении двумя сильными кницами, достаточно толстыми вблизи ушков и по
степенно уменьшающимися. Конец патрубка изнутри нарезан, и в него ввинчу*-/- ’V вается стаканчик с ушком для крепления моторамы (фиг. 251). Кницы могут^быть обработаны на строгальном станке, но можно обойтись и без механической обработки, утолщая кницы наваркой пластин и шайб (фиг. 252).
в Перейдем к рассмотрению конструкций ферменных фюзеляжей из открытых профилей.
В фюзеляжах ферменной конструкции с металлической или фанерной зашивкой применяются крытые профили одного из стандартных сечений. ПЯк смещенных узлах вертикальной и горизонтально^ ферм конструкция узла не представляет ничего но ч.
вого. Узлы крепления шасси, крыльев и моторамы большой трудности для конструктора не представляют. Фанерная обшивка крепится к фюзеляжу этой конструкции по схеме, изображенной на фиг. 253.
Ферменные фюзеляжи из листового дуралюмина встречаются очень редко, потому что производство их довольно сложно и в то же время они не имеют особых преимуществ по сравнению с трубчатыми фюзеляжами.
Конструкции ферменных фюзеляжей из других легких сплавов (электрон, альтмаг и т. п.) по существу ничем не отличаются от конструкций из дуралюмина.
Конструкция самолетов—228—14
Фиг. 253.
209
J
§ 4. БАЛОЧНЫЕ ФЮЗЕЛЯЖИ
Стремление придать ферменным фюзеляжам обтекаемую форму заставило крепить к основной ферме довольно тяжелый и вовсе не работающий каркас. Необходимо было или выбросить этот каркас, или заставить его работать. Логическим завершением попыток
конструкторов заставить работать каркас был переход к балочным конструкциям обтекаемой формы.
Фирма Шорт еще в 1923— 1925 гг. строила самолеты с фюзеляжами балочной конструкции, однако лишь с 1929— 1930 г. балочные фюзеляжи стали широко применяться.
Балочные фюзеляжи со всех точек зрения выгоднее
ферменных. Обладая той же, Фиг. 254. если не лучшей, плавностью
аэродинамических форм, что и самые зализанные ферменные фюзеляжи, они при меньших наружных размерах позволяют удобнее разместить полезную нагрузку. В военном отношении балочные фюзеляжи обладают несомненным преимуществом по сравнению с ферменными. При попадании пуль в лонжероны или раскосы ферменного фюзеляжа последний обычно выходит из строя, если ферма не имеет лишних стержней, могущих принять на себя нагрузку, приходившуюся на перебитый раскос или стойку. Между тем для фюзеляжа монокок даже многочисленные пулевые пробойны мало опасны. Поэтому при прочих равных условиях вероятность гибели самолета из-за разрушения огнем противника фюзеляжа для монококов значительно меньше, чем для ферменных фюзеляжей.
Фиг. 255.
При правильном подборе толщин обшивки, шпангоутов и стрингеров фюзеляж-монокок будет не тяжелее ферменного.
Принципиальная схема фюзеляжа-монокок изображена на фиг. 254.
Силовая схема фюзеляжа-монокок представляет ряд шпангоутов, к которым непосредственно приклепывается работающая обшивка.
Силовая схема фюзеляжа-полумонокок (фиг. 255) состоит из шпангоутов, через которые проходят неразрезные стрингеры, и работающей обшивки, при-210
клепанной как к шпангоутам, так и к стрингерам (фиг. 256, /). В местах прохода стрингеров шпангоуты прорезаны.
Иногда обшивка полумонокока склепывается только с стрингерами (фиг. 256, II). В-этом случае стрингеры пропускают поверх целых шпангоутов. Можно приклепывать обшивку и только к шпангоутам. При этом (фиг. 256, III) стрингеры проходят по внутренним полкам шпангоутов. Наиболее распространенной является схема, показанная на фиг. 256, I.
Фиг. 256.
Для того чтобы судить о преимуществах той или иной схемы, остановимся на характере нагружения и работы обшивки, стрингеров и шпангоутов полумонококов. Характер нагружения и работа этих элементов весьма различны и зависят от того, — потеряла обшивка устойчивость или нет.
До потери устойчивости обшивка совместно с стрингерами работа ctJ на нормальные напряжения, которые определяются по обычной формуле
М-у а- } .
где а — нормальное напряжение, у — расстояние от рассматриваемой точки до нейтральной оси, J — момент инерции рассматриваемого сечения фюзеляжа и М — изгибающий момент в рассматриваемом сечении.
При обшивке, потерявшей устойчивость, в расчет можно вводить лишь часть обшивки, расположенную в непосредственной близости к стрингерам. Ширину этого участка (фиг. 257)
для предварительных подсчетов можно определить по формуле Ландквиста:
1де S толщина обшивки, Е—
модуль упругости первого рода,
Знр — критическое напряжение Фнг’ 257•
стрингера.
Из рассмотрения этой формулы видно, чго зона работающей обшивки невелика, и перед конструктором возникает вопрос, применять ли тонкую обшивку, подкрепленную частыми стрингерами, или же увеличивать толщину обшивки и ставить редко стрингеры. Окончательно решить эют вопрос можно только после просчета нескольким вариантов И сравнения результатов их.
Шпангоуты полумонокока при изгибе нагружаются незначительно.
Так как при изгибе обшивка в слоях, близких к нейтральной плоскости, теряет устойчивость от касательных напряжений, то она начинает работать как диагонально растянутое поле Вагнера. В этом случае обшивка, опираясь на шпангоуты и стрингера, нагружает их рядом усилий. Картина нагружения стрингера, рассматриваемого как неразрезная балка, показана на фиг. 258, где Zj и Z‘c+i, $£ и и д) и д[+1 являются погонными составляющими нагруз
211
ками от вагнеровских диагональных усилий, причем силы и Рс+* нагружают стрингер осевой погонной нагрузкой, равной /'+’ — силы S' и s'+1 изгибают стрингер в плоскости касательной к обшивке фюзеляжа нагрузкой, равной $*с+1 — s'; силы g'c’l+1 изгибают стрингер в радиальной плоскости; силы Rn+i, i+i и Rn, i+i являются реакциями опор от вагнеровских составляющих /' и *с+1> силы «п+1, i+i и sn, i+i — реакции опор от вагнеровских составляющих s' и sj+’; силы Ai+i. i+i и Ап, i+i —реакции опор oj вагнеровских составляющих §*’ '+1.
На той же фиг. 258 показано нагружение шпангоута, где
Ai+i, i+i и Ап, i-H — активные силы от стрингеров Sn+t, i+1 и sn, i+1 — ‘ » » »
7?п+ , i+l И Rn, i+1 — » » » »
и составляющие диагонально растянутого поля Вагнера, как и для стрингеров и Z”+1; s4 и s^H и "+1 и д^ "А действующие в двух смежных отсе ках фюзеляжа.
Фиг. 258.
t
Других случаев нагружения силовых элементов (кручение, изгиб-кручение) мы не приводим, потому что разобранный случай (потеря устойчивости обшивки) является наиболее характерным, определяющим сущность работы тонкостенных конструкций. Остальные случаи нагружения в принципе дают аналогичную картину распределения усилий дю силовым элементам, и отличие получается лишь в величине этих усилий.
Из схемы нагружения стрингеров и шпангоутов следует, что:
1) стрингер, подкрепленный обшивкой, должен иметь достаточную высоту, обеспечивающую ему жесткость при работе на продольные, поперечные и радиальные нагрузки;
2) шпангоут должен обладать достаточной высотой, обеспечивающей его жесткость в плоскости шпангоута; i »
3) в случае, изображенном на фиг. 256, II, когда шпангоут не склепывается с обшивкой, на шпангоут действуют лишь силы Ап (см. выше) и sn, которые' при жестком стрингере создадут на шпангоуте момент и нормальную силу;
4) стрингеры в этом случае будут испытывать те же нагрузки', как и в первом случае за исключением Rn и' R,,+i',
212
5) в случае, если стрингеры не склепаны с обшивкой, всю радиальную на-1рузку воспринимают шпангоуты.
Поскольку стрингер нагружается радиальными, поперечными и продольными силами, целесообразно его делать неразрезным; в случае невозможности осуществить подобную конструкцию, необходимо стрингер надежно заделать в шпангоуте.
Шпангоуты (нормальные) обычно получаются излишне прочными, и их желательно по возможности облачать. х ?
Для монококов из-за отсутствия продольных силовых элементов-стрингеров характер нагружения обшивки и шпангоутов получается несколько от-1ичным от описанного. При потере устойчивости обшивки в средней зоне от касательных Напряжений при изгибе опорными базами для диагонально растянутого поля будут служить шпангоуты и зона обшивки, не потерявшей устойчивости. Отсутствие стрингеров, кроме того, отзывается также и на величине нормального напряжения в обшивке в сторону увеличения его вследствие радиального перемещения точек оболочки.
Прежде чем перейти к описанию конструкции балочных фюзеляжей, необходимо остановиться на вопросах, связанных с размещением шпангоутов, лонжеронов и стрингеров.
Положение силовых шпангоутов определяется обще i схемой самолета 'в процессе его компановки. Таких силовых шпангоутов в фюзеляже немного.
В фюзеляже пассажирского ’низкоплана с свободгюшсущим крылом двухлон жеронной конструкции силовые шпангоуты могут быть размещены, как показано на фиг. 259, сплошными линиями: первый шпангоут, несущий мотор; шпангоуты, несущие крылья, и шпангоуты хзостового оперения. Если к последним к< стыль не крепится, то для него вводится дополнительный сиговой йГпангоут.
Далее вледуют усиленные шпангоуты, назначение которых заключается в подкреплении мест выреза для дверей, люков и других больших ослаблений обшивки фюзеляжа (эти шпангоуты нанесены пунктиром в виде тире на той же фигуре), и нормальные шпангоуты, показанные на фиг. 259 точечным пунктиром. Расстояния между шпангоутами составляют от 300 до 600 мм, в зависимости
Фиг 259.
213
от толщины обшивки и степени ослабленности кока вырезами (необходимо напомнить, что устойчивость обшивки на сжатие не зависит от длины цилиндра).
Если фюзеляж, кроме стрингеров, имеет еще и лонжероны, то они проходят или по всей длине фюзеляжа или только между двумя-четырьмя смежными шпангоутами. Назначение этих лонжеронов — компенсация ослабления обшивки вырезами и раздача сосредоточенны^ усилий на большую площадь обшивки.
^Если в одномоторном самолете фюзеляж имеет лонжероны, го верхние из них идут от верхних узлов моторамы над или под окнами пассажирской кабины, в зависимости от высоты фюзеляжа, над дверью и далее над узлами горизонтального оперения или упираются в узлы. Нижние лонжероны идут от нижних узлов моторамы к одному из поясов лонжеронов крыла, в зависимости от расположения крыла по высоте, по линии пола для пассажиров, под дверью и т. д. На фиг. 259 они изображены пунктирными линиями. .Лонжероны могут быть разрезными, т. е. итти от одного усиленного шпангоута до другого. Стрингеры в наиболее широкой части фюзеляжа пропускают на расстоянии 150—250лем
друг от друга. По мере приближения к концу это' расстояние уменьшается. Меньше 100 мм это расстояние делать нерационально. В верхней и нижней напряженных зонах обшивки стрингеры идут чаще, а в центральной— реже.
На фиг. 260 изображен теоретический чертеж металлического фюзеляжа самолета Нортроп и показаны расстояния между шпангоутами и стрингерами-Как видно из чертежа, расстояния между шпангоутами колеблются от 330 де 550 мм и составляют в среднем 460 мм', шпангоуты /, 14 и 10*—силовые, остальные шпангоуты — усиленные. Расстояния между стрингерами, считая по дуге. на шпангоуте / около 160 мм, а на шпангоуте 16 — J00 мм. Число ст рийгеров на шпангоуте 1 — 20; начиная со шпангоута 13 и до конца идет 14 стрингеров.
214
На самолете Амио-370 расстояние ‘между усиленными шпангоутами в хвостовой части составляет около 1000 мм, а между промежуточными 250 мм Расстояние между стрингерами— около 150—160 мм
Фюзеляж известного французского самолета Д-332 (фиг. 261) имеет 17 шпангоутов, из них 3 силовых; расстояние между шпангоутами от 500 до 1500 мм и в среднем составляет около 1 м. Продольный набор состоит из четырех лонжеронов и ряда стрингеров.
Фиг. 262.
На фиг. 262 изображен схематический чертеж металлического фюзеляжа истребителя Девуатин. Фюзеляж имеет 15 шпангоутов, четыре основных лонжерона и два дополнительных. Верхний лонжерон идет от шпангоута 1 до 15', нижний лонжерон идет до костыльного шпангоута. Дополнительный лонжерон идет от узла крепления центроплана до шпангоута 7. Расстояние между главными шпангоутами 500 мм, между промежуточными — преимущественно 380 мм. Расстояние между стрингерами от 200 до 100 мм.
Бомбардировщик Бристоль имеет расстояние между усиленными шпангоутами от 330 до 400 мм в носовой части и около 500 мм в хвостовой.
Деревянные балочные фюзеляжи^
Деревянный баЯочный фюзеляж представляет собой скорлупу, выклеенную из березового шпона по форме фюзеляжа и подкрепленную шпангоутами. Изготовляется скорлупа следующим способом. По форме фюзеляжа изготовляют две имметричные монолитные деревянные болванки для правой и левой сторон юзеляжа
Внешние обводы болванок с эотвеТсТвуюЛ теоретическому чертежу фюзеляжа с учетим толщины обшивки.
Места, трудно поддающиеся изображению на теоретическом чертеже, т. е. переходы и зализы, исправляются подстрожкой на месте. Обычно болванку сначала покрывают бумагой во избежание склеивания скорлупы с болванкой, а затем на нее накладывают полоски шпона толщиной 0,5-—1,5 мм, шириной 50—100 мм и длиной около 1,5 м под углом в 45° к образующей болванки. Так как длины полутораметровой полосы Фиг. 263
иногда бывает недостаточно для образования половины обшивки, то полосы приходится стыковать. Стыковка _ , _ производится впритык, и концы стыкуемых полос обре-зьют под углом 45°. При укладке смежного витка не- 4
обходимо следить, чтобы стыковка шла в разбежку Ленты нигде не должны набегать друг на друга. После подгонки полоса снимается, протирается с той стороны, на которую будет накладываться клей, влажной тряпкой, покрывается при помощи кисти клеем, накладывается снова на болванку, на прежнее место, и приглаживается деревянным молотком.
Вслед за первым витком накладывается смежный и т. д. Наклеенные ленты прижимают к болванке резиновыми бандажами или полосами из фанеры толщиной 2,5 — 3 мм, прибивая их к болванке гвоздями. Когда первый слой
215
уложен, подгоняют второй слой с направлением волокон под 90° к предыдущему и, смазав клеем, накладывают на первый слой и т. д.
После склейки двух слоев дают клею подсохнуть в течение 15—20 час., а затем наклеивают аналогичным путем следующий слой и т. д. Слоев может быть 2—5, редко больше.
Фиг. 26?.
После просушки полученные половинки скорлупы пригоняют друг к другу на отдельном стапеле. Пригонка производится по плоскости симметрии фюзе ляжа или впритык с соответствующей накладкой (фиг. 263) на клею и гвоздях или на ус на клею и Гвоздях (фиг. 254).
Шпангоуты всгавляются в полученную таким образом скорлупу и закрепляются в ней на клею и гвоздях.
При помощи разборной болванки можно соединение половин скорлупы и крепление шпангоутов производить одновременно.
216
Наиболее совершенным способом изготовления скорлупы являются укладка и склейка шпона в особой изложнице с применением давления и подогревом изложницы для ускорения сушки.
Последний способ гарантирует правильность и точность изготовления, сильно сокращает время изготовления скорлупы и совершенно исключает производственные дефекты склейки, неизбежные при ручном изготовлении.
На фиг. 265 и 266 показаны две конструкции деревянных фюзеляжей— монокок и полумонокок.
Шпангоуты деревянных монококов и полумонококов бывают силовые, усиленные и нормальные. Силовые шпангоуты имеют особую конструкцию в зависимости от их назначения. Изображенный на фиг. 267 силовой шпангоут представляет собой сочетание центральной части лонжерона крыла с усиленным шпангоутом фюзеляжа.
Нижняя часть шпангоута представляет собой продолжение лонжерона крыла и должна обладать соответствующим сечением, величина которого получается из расчета крыла. На лонжероне укрепляется усиленный шпангоут фюзеляжа, имеющий, обычно, коробчатое сечение. Пояса этого шпангоута, ввиду необходимости получить криволинейную форму, выклеены из нескольких тонких досок. В месте подхода шпангоута к поясу лонжерона внутрь шпангоута вставлена сильная бобышка, соединенная с лонжероном при помощи фанерной зашивки лонжерона и стальной накладки. Там, где стальные узлы пересекают обшивку, необходимо подкрепить обшивку, увеличив в этом месте ее толщину или установив специальную бобышку, соединенную тем или иным способом с лонжероном центроплана.
2\7
При такой конструкции лонжерон может быть вставлен в монокок с торца,
а затем укреплен в скорлупе, или же изготовлен вместе со всем монококом. Если силовой шпангоут служит одновременно и лонжероном центроплана, то заводить лонжероны в фюзеляж придется или сбоку или снизу; в этом случае заделка обшивки останется такой же, как и выше. Обшивку можно в части крыла не закрывать, а сделать ее общей вместе с центропланом (фиг. 268).
Там, где через силовой шпангоут проходит стрингер, в шпангоуте приходится делать специальную бобышку или наклеивать рейку, компенсирующую ослабление полки (фиг. 269).
Фиг. 271.
Нормальные шпангоуты имеюг обычно прямоугольное сечение и прорезаются в месте соединения со стрингерами (фиг. 270). Стрингеры имеют чаще всего трапецевидное сечение. В случае, если высота шпангоута мала и просто врезать в него стрингер не удается, шпангоуты подкрепляют специальной деревянной накладкой.
На фиг. 271 показан эскиз наббра деревянного иолу монок ока.
Вырезы в Коковых фюзеляжах должны быть компенсированы соответствующим усилением краев выреза и подкреплением ослабленного места дополнительной обшивкой, или введением более сильных стрингеров
Заделка выреза (рамка,
или лонжеронов.
кайма) делается либо из целой рейки, предвари-
тельно распаренной и со^ну^ой по шаблону, либо выклеивается из нескольких
листов фанеры.
Металлические баночные фюзеляжи
Монокск. На фиг. 272 и 273 показан внутренний вид фюзеляжа монокок самолета Кельнер-Бешеро. Этот фюзеляж продольного набора не имеет; имею-
щиеся косые разрезные стрингеры, идущие от шпангоута до шпангоута, могут .(Ишь несколько увеличить устойчивость обшивки, не принимая участия в вос-
218
принятии действующих моментов. Обшивка состоит из ряда поперечных, достаточно широких полос толщиною 1—1,5 мм, представляющих собой развертку усеченного конуса и склепываемых внахлестку. Подгоняют листы обшивки и сверлят отверстия на специальной болванке с вырезами по окружностям для вставки шпангоутов и косых профилей. Обшивка накладывается на болванку, подгоняется к шпангоутам и притягивается ремнями. Подогнанную таким образом обшивку, засверливают вместе со шпангоутом, а затем распускают ремень и снимают с болванки, после чего обшивка и шпангоуты склепываются.
Полумонокок. На фиг. 260 показана схема фюзеляжа полумонокок самолета Нортроп. Хотя жесткого продольного набора этот фюзеляж не имеет, однако каждый лист его обшивки (раскрой обшивки продольный) имеет отбортовку, показанную в разрезе на фиг. 274. Таким образом в скрытой форме набор стрингеров имеется. Поперечный набор состоит из 16 шпангоутов, сечение которых изображено на фиг. 275. Шпангоуты с отбортовкой обшивки не склепываются. В хвостовой части фюзеляжа расстояние между отбортовками обшивки доходит до 100 мм. Клепка по стыку листов горизонтальных— однорядная, а вертикальных—двух-
рядная. Имеется ряд продольных элемен- фиг. 273.
тов, подкрепляющих вырезы в обшивке и распределяющих сосредоточенные усилия, передающиеся от моторамы на обшивку. Фюзеляж крепится к центроплану на 7 шпангоутах. Из лонжерона центроплана выступает профиль такой же конфигурации и размеров, как шпангоут, и соединяется с последним че-_______________________. тырьмя болтами внахлестку. Обшивка в этой 1 части фюзеляжа не огибает всего фюзеляжа, а плавно переходит с фюзеляжа на цен-троплан, образуя одновременно зализ, подкреп-|______________________ленный диафрагмами, приклепанными к шпан-
। гоуту, к лонжеронам центроплана и к за-
*---Т1ГГГ----- тлф II----- Лизу.
Для крепления стабилизатора в фюзеляже Фиг. 274. Фиг. 275. сделан большой вырез по форме стабилизатора. Крепится стабилизатор к ушкам, укрепленным на 14-м шпангоуте и на 16-м разрезном; 16-й шпангоут состоит из двух отлитых из легкого сплава дуг, приклепанных к обшивке. Между дугами остается пространство, заполняемое специальными дугами, укрепленными на заднем лонжероне стабилизатора и соединяющимися с верхним и нижним полушпангоутами посредством четырех болтов каждая (фиг. 276).
В фюзеляже самолета Консолидайтет (фиг. 277) набор каркаса состоит из уголков и стрингеры склепаны с обшивкой, так же как и силовые шпангоуты; промежуточные шпангоуты с обшивкой не склепываются. Соединение шпангоута со стрингером показано на фиг. 278. Аналогичная схема набора, состоящего из_Р”|_- и Z-образных профилей; показана на фиг. 279. Здесь Z-образные шпангоуты прикрепляются к обшивке и стрингерам посредством болта с потайной головкой, закрепляемого с внутренней стороны гайкой.
На фиг. 280 изображен узел соединения стрингера со шпангоутом на самолете Девуатин.
Фиг. 281 дает представление о конструкции фюзеляжа самолета CW Сигнет Минор. Шпангоуты этого фюзеляжа сделаны из высоких Z-образных профилей
Фиг. 276.
Фиг. 278.
I
снаиболыпей высотой вблизи нейтрального слоя, а стрингеры из низких Z-образ-ных профилей. Стрингеры со шпангоутами не склепываются.
На фиг. 282 изображены сечения различных шпангоутов. Как видно из
фигуры, шпангоуты имеют довольно разнообразное очертание. Широко применяется, ~|_гоб-разный профиль, цельный или состоящий из частей (обычно из трех), сплошных или имеющих отбортованные облегчающие отверстия.
Силовые шпангоуты служат для восприня-тия и передачи на конструкцию больших сосредоточенных усилий, подходящих к ним от лонжеронов, крыла, оперения, шасси и т. п. Поэтому и конструкция их должна быть приспособлена к этой работе.
Фиг. 280.
Рассмотрим конструкцию силовых шпанго-
утов, служащих для передачи нагрузки от веса фюзеляжа со всем оборудованием на крылья — так называемых крыльевых шпангоутов. Для простоты возьмем схему двухлонжеронного крыла (фиг. 283) и предположим,
что крыло прикреплено к центроплану так, как это видно на фиг. 284. На той же схеме нанесены и действующие на самолет силы, применительно к случаю Лк. Нагрузка от горизонтальной составляющей воспринимается горизонтальной фермой центроплана, если он ферменный, или балкой. Из рассмотрения схемы вытекает, что нижняя часть шпангоута должна служить продолжением лонжерона центроплана и должна представлять собой балку, опертую на шпангоут фюзеляжа. В случае свободнонесущего высокоплана картина была бы такой же. При центральном расположении крыла схема главных шпангоутов выглядела бы, как показано на фиг. 285, / и //.
На фиг. 286 показана схема сочетания центральной части лонжерона со шпангоутом. Нижняя часть шпангоута
Фиг. 281.
представляет собой ферму или балку, из поясов которой выпущены мощные стальные узлы, служащие для присоединения крыла к фюзеляжу. Каркас
полностью закрыт обшивкой, из которой выступают лишь узлы разъема. После соединения крыла с фюзеляжем на винтах ставится зализ.
На фиг. 287 пока
зана конструкция, отличающаяся той особенностью, что фюзе-тяж зашивается обшивкой полностью. Из обшивки выступают лишь лонже-
ЯЛ. Л11
роны, в дальнейшем фиг 2gQ
соединенные силовы-
ми и промежуточными нервюрами, образующие вместе со стрингерами каркас центроплана и зашитые листовым дуралюмином. При дальнейшем развитии этой
22!
. 286.
Фиг. 23‘. .
...инструкции конструктор отказался от зашивки^части фюзеляжа, находящейся 1утрн центроплана (фиг. 288).
Фиг. 289. фиг- 290.
В рассмотренных конструкциях верхняя дуга шпангоута намертво соединялась с нижней его частью при помощи книц или составляла одно целое со стенкой нижней части шпангоута. Это не обязательно, и конструкцию можно осуществить разъемной, сделав узел так, как показано на фиг. 289. Такая конструкция позволяет резко разделить сборку крыльев, центроплана и фюзеляжа.
Продольный набор фюзеляжа состоит из лонжеронов и стрингеров. Сечения, чаще применяющиеся для лонжеронов, изображены на фиг. 290, а сечения стрингеров—на фиг. 291.
С точки зрения прочности и веса конструкции выгодно делать стрингеры неразрезными,
пропуская их сквозь шпангоуты и склепывая с последними так, чтобы стрингер заделывался в шпангоуте. Тогда при работе стрингера на продоль-н й или поперечный изгиб можно считать концы его в пролете заделан
Фиг. 292.
ными, что даст некоторый выигрыш в весе, если заделка достаточно" легкая. Часто ограничиваются легким соединением стрингера со шпангоутом при по-«ощи уголков. Такое соединение при достаточно широком шпангоуте будет вполне .обеспечивать защемление, но в одностеночных шпангоутах лучше этогоне делать.
223
фиг. 294.
Применяются конструкции, в которых стрингеры вовсе не склепывают со шпангоутами. На фиг. 292 показаны наиболее распространенные способы соеди
нения стрингера со шпангоутом.
На фиг. 293 показаны некоторые типичные узлы разъема хвостовой и цен тральной частей фюзеляжа. Конструкция этих узлов ясна из эскизов.
На фиг. 294 показана хвостовая часть самолета Волти Vi AS. Обращает вни иание оригинальный способ крепления
лонжеронов киля к фюзеляжу.
Особенности конструкций носовой части балочного фюзеляжа. В зависимости от выполняемых функций носовая часть фюзеляжа может иметь весьма разнообразную конструкцию. В небольших одномоторных самолетах носовая часть фюзеляжа превращается обычно в шдмоторную раму. В многомоторных средних и тяжелых самолетах фюзе-яж для возможности перевозки его по ^слезной дороге делится обычно на три части: переднюю или носовую часть— г крайней передней точкй фюзеляжа до переднего лонжерона крыла, центроплан— от переднего лонжерона крыла до заднего, и хвостовую часть. Таким образом в носоьую часть фюзеляжа входит и кабина пилота.
В многомоторных пассажирских самолетах носок фюзеляжа может быть осуществлен по одной из схем, показанных на фиг. 295. В последней схеме— гигантских самолетов — пилот может
быть помещен на второй этаж центре- Фиг. 295.
плана. С точки зрения центровки схемы
// и III выгоднее схем I и IV. Во всех приведенных схемах конструкция носка ничем не отличается от конструкции хвостовой части.
При* размещении стрингеров нужно стремиться к тому, чтобы стрингер целиком лежал в одной плоскости.
На фиг. 296 показана конструкция носка одного из фюзеляжей, имеющего в носовой части багажник. На фиг. 297 показан остекленный носок фюзеляжа самолета Амио-341.
Фиг. 296.
Фиг. 297.
В многомоторных военных самолетах переднее место обычно бывает занято стрелком или бомбардиром. Наличие одного из них или обоих сразу диктует форму носка и оформление силовой схемы.
На фиг. 298 показаны некоторые схемы носовой части военных самолетов и пунктиром намечен' каркас фюзеляжа в этой части. Как видно из приведенных схем, формы носовой части фюзеляжей весьма разнообразны.
Конструкция самолетов—22Е—15
225
Обшивка балочных фюзеляжей. Обшивка приклепывается к каркасу заклепками с круглой и чечевицеобразной головкой.
Сравнительно недавно стала применяться клепка впотай. Не уступая по. прочности нормальной и представляя в производстве лишо небольшие добавочные трудности, она дает значительные преимущества в смысле уменьшения сопротивления. Сначала эту клепку очень охотно применяли, затем перешли на заклепки с чечевицеобразной _ головкой, устг новка которых для производства гораздо легче, причем они дают лишь небольшой прирост сопротивления по сравнению с потайной клепкой.
Вырезы и их задел-к а. Мы рассмотрели ряд конструкций металлических фюзеляжей монокок и полумонокок, ЯВЛЯЮ11ИХСЯ наиболее характерными представителями обоих типов балочных фюзеляжей. Такие конструкции в чистом виде встречаются относительно редко, чащз всего их можно встретить среди пассажирских, почтовых и некоторых типов самолетов специального назначения. Наличие вырезов в верхней и нижней частях фюзеляжа нарушает цельность конструкции и заставляет принимать фиг 208 меры для компенсации образовав-
шихся ослаблений. Характерный случай такого' ослабления показан на фиг. 299, изображающей схему фюзеляж« одного из современных бомбардировщиков. Этот фюзеляж имеет ряд вырезов: а — для размещения пилота, который должен иметь необходимый обзер; b — люк для бомб большого калибра (с ростом скоростей пришлось для уменьшения лобового сопро-тивлелия и интерференции прятать бомбы внутрь фюзеляжа, а невозможность разместить их между лонжеронами крыла привела к необходимости поднять крыло выше); с — задняя огневая точка, в которой установлены пулеметы, обстреливающие верхнюю полусферу
Фиг. 299.
Фиг. 300. Фиг. 301.
и часть нижней; d—нижняя огневая точка для обстрела части нижней полусферы; е—вырез под костыль. Фюзеляж сбрезан спереди — для установки вращаюшейся башни. Обрез сзади является естественным завершением силовой схемы.
225
Фиг. 302.
Хорошее обтекание хвостовой части фюзеляжа достигается постановкой съемного легкого кока, выколоченного из дуралюмина и подкрепленного легкими шпангоутами if стрингерами.
Разведчики или двухместные истребители имеют в верхней части или один длинный или два коротких выреза для размещения пилота и стрелка и реже —
вырез внизу для обстрела нижней полусферы (фиг. 300). Одноместные истребители имеют один вырез вверху (фиг. 301) и вырез сзади для убирающегося костыля.
Фиг. 303.
Пассажирские самолеты имеют вырез для пилота, один или два выреза для дверей и несколько вырезов для окон (фиг. 302).
В ферменных фюзеляжах устройство отверстий не представляет большой сложности, так, как в процессе компановки фермы фюзеляжа стержни фермы можно разместить так, чтобы силовые стержни проходили мимо отверстий для дверей, окон и люков, и, кроме того, можно располагать люки так, чтобы в работу включалась или верхняя или нижняя горизонтальная ферма. Конечно, компенсируя отсутствие диагональных элементов, приходится усиливать лонжероны и распорки фермы и обеспечивать заделку стержней в углах для получения достаточно силь-Фиг. 304. ной рамы.
На фиг. 303 и 304 показано несколько типичных схем заделки вырезов. Заделка отверстий для дверей в ферменном фюзеляже показана на фиг. 305.
В балочных конструкциях дело обстоит сложнее, так как каждый вырез нарушает цельность сечения балки и, следовательно, требует соответствующих подкреплений.
Кроме того, влияние вырезов при этом распространяется и на смежные
отсеки.
Рассмотрим вырез для стрелка (фиг. 306) в верхней части балочного фюзеляжа. Нормальные напряжения при наличии такого выреза распределятся по сечению АВС так, как показано на фиг. 306, справа. Такое распределение напряжений свидетельствует о том, что верхняя часть фюзеляжа вблизи выреза выключается из работы и действующая на ферму нагрузка воспринимается частью сечения кока АМС так: крутящий момент воспримется вертикальными (боковыми) стенками, а горизонтальная секущая сила — нижней частью сечения. В случае вертикальной нагрузки на горизонтальное оперение или в случае посадки на три точки стрингеры, ограничивающие вырез, будут работать в особо тяжелых условиях и, если не принять соответствующих мер, потеряют устойчивость. Верхняя часть
227
фюзеляжа между кабиной пилота и кабиной стрелка не успеет включиться в работу из-за небольшой длины этого участка. [Наиболее рациональным усилением
ослабленного места будет введение в продольный набор мощногастрин гера-лонжерона, идущего по краю выреза и перекрывающего один или два
Фиг. 306.
Фиг. 307.
смежных пролета между усиленными шпангоутами. Если близко расположен следующий вырез, то целесообразно этот стрингер-лонжерон пропустить вперед до конца. Углы, образованные этим лонжероном со шпангоутами, желательно подкрепить профилями а (фиг. 307) и, кроме того, несколько усилить шпангоут; это заставит включиться в работу все сечение за вырезом. Передний шпангоут целесообразно
подкреплять лишь при значительном расстоянии между вырезами для пилота и стрелка. Точно так же приходится усиливать и фюзеляж, ослабленный люками в нижней части сечения.
Если фюзеляж состоит из нескольких частей и имеет помимо стрингеров и лонжероны, то узлы разъема обычно укрепляют на этих лонжеронах, а щель закрывают поперечной лентой, укрепляя ее на смежных шпангоутах разъема винтами. При разбивке лонжеронов необходимо
Разрез по т-т -
Фиг. 309.
Фиг. 308.
стремиться разнести их как можно дальше, как только позволяют края люков, а при общей компановке фюзеляжа стремиться по возможности сократить размеры люков.
Вырезы для дверей нужно располагать обязательно между усиленными шпангоутами так, чтобы эти шпангоуты служили одновременно базой для крепления к ним дверной рамы. Если не предполагается ставить лонжероны, то, во всяком случае, сверху и снизу выреза ставят усиленные стрингеры, с которыми также связывают дверную раму (фиг. 308).
Вырезы для окон обычно не требуют значительных усилений. В конструкциях монокок ограничиваются окантовкой этих вырезов коробчатым или Z-образным профилей!, причем высота его берется в зависимости от общей толщины тепловой и звуковой изоляции стенки (фиг. 309).
228
В полумонококах вырезы для окон располагают так, чтобы они попадали в клетку, ограниченную стрингерами и шпангоутами. При наличии в наборе лон-
жеронов один из них стараются пропустить над окнами.
Кроме вырезов, значительно влияет на распределение напряжений конструкция узлов в и естах разъема отдельных частей фюзеляжа, напоимер, в разъеме хвостовой части и центроплана, в разъеме носка и центроплана, в месте подвески моторамы и т. п. Опыты показали, что
конструировать узлы разъема надо так, чтобы сосредоточенные нагрузки, получающиеся в узлах, имели как можно большую опорную базу на обшивке. С этой
точки зрения правильнее узлы разъема осуществлять так, как это показано на фиг. 3>0, Г, конструкция, показанная на фиг. 310, II, неправильна.
Кроме основных вырезов в фюзеляже имеются вырезы-люки. Одни люки
Фнг. 311.
Фиг. 312.
с
должны открываться легко и иметь конструкцию дверок— это так называемые смотровые люки; другие люки открываются редко и служат, главным образом, для удобства монтажа. Первые люки подкрепляются легкими Z- или L-образными
профильками, а вторые укрепляются на ебшивке шурупами. Несколько конструкций люков доказано на фиг. 311. В месте вырезов под люки обшивка изнутри окантовывается листовой рамкой, размеры которой несколько меньше размеров выреза; к рамке приклепываются гайки особой конструкции (фиг. 312), и дверца люка укрепляется шурупами, ввинчивающимися в эту гайку.
Окна и двери. Закрепление стекол в раме окна показано на
Фиг. 813
фиг. 313.
Конструкция дверей должна быть особенно тщательно продумана, так как в результате недостаточно жесткой конструкции или плохого выполнения в производстве двери часто неплотно прилегают к раме. Дверь обычно состоит из сильной обвязки Z-образного сечения и решетчатого каркаса (фиг. 314), хорошо связанного в местах пересечения. Снаружи каркас зашивается листовым дуралю-мином, а изнутри или дуралюмином с большим количеством отбортованных отверстий, позволяющих осуществить приклепку наружного листа, или фанерой, или какой-либо тканью. Наиболее прочными получаются двери с двойной стенкой.
229
Если дверь требует утепления, то в оставленные отверстия закладывают теплоизолирующий материал, закрывают внутреннюю стенку миллиметровой фанерой и оклеивают дверь дерматином или обшивают какой-либо отделочной материей.
Фиг. 314^ Фиг. 315.
Деревянные двери делают редко, так как металлические двери прочнее и долговечнее.
Заделка окон в деревянных и стальных ферменных фюзеляжах показана на фиг. 315. 5
Полы. Полы в современных фюзеляжах овального или круглого сечения осуществляются по схеме, изображенной на фиг. 316. Небольших самолетах, где высота фюзеляжа достаточна, проход можно не понижать. Для настила пола
Фиг. 316.
но схеме, показанной на фиг. 316, I, вдоль фюзеляжа между силовыми шпангоутами прокладывают балки, нижний пояс которых склепывается с обшивкой
Фиг. 318. Фиг- 319.
(фиг. 317), а концы заделываются на шпангоутах. Если сечения шпангоутов недостаточно высоки, то балки делают неразрезными. В плоскости шпангоутов балки соединяются со шпангоутами горизонтальными перемычками по схеме, изображенной на фиг. 318. По стенке фюзеляжа на высоте пола приклепывается стрингер специальной формы, служащий для опоры плиты пола.
230
Перекрытие укрепляется на каркасе пола шурупами, ввернутыми в специальные гайки, приклепанные к лонжеронам пояса и стрингерам (фиг. 319). Под боковым перекрытием пола проходят детали управления самолетом, трубы отопления и вентиляции и пр.
Плиты пола делаются из гофра, забранного в рамку по форме плит. Плиты должны достаточно легко сниматься и в то же время быть достаточно жесткими, чтобы выдержать вес человека, стоящего на полу, с перегрузкой, соответствующей случаю посадки самолета. Полы не должны прогибаться при ходьбе.
Фюзеляжи смешанной конструкции
Фюзеляжи смешанной конструкции, как уже говорилось, представляют собой конструкции из разнородных материалов. Такие фюзеляжи встречаются редко. Необходимо иметь в виду, что «смешанной конструкцией» мы называем лишь такую, в которой оба материала являются «работающими». Например, стальные фюзеляжи с полотняной или фанерной обшивкой не будут смешанной конструкцией.
На фиг. 320 изображен фюзеляж самолета Ньюпор-Деляж, состоящий из дуралюминовой части А, несущей мотор, шасси и крылья, и из отъемной деревянной части В, несущей хвостовое оперение и костыль. Отъемная часть представляет собой полумонокок с обшивкой из фанеры. Материалом Для фанеры служило тюльпановое дерево; толщина шпона 0,9 мм. Отъемная часть выполнена в виде двух половин, соединенных по нейтральной плоскости, и укреплена на двух главных шпангоутах и хвостовике центральной части фюзеляжа.
Особые конструкции балочных фюзеляжей
Иногда приходится встречаться с металлическими конструкциями фюзеляжей,
по виду напоминающими монокок, а в действительности представляющими собою или ферму, подкрепленную обшивкой, или чистую ферму, обшитую металлической обшивкой, не учитываемой в работе фермы. Примером таких конструкций может служить фюзеляж самолета Хэндли-Пейдж-42 (фиг. 321), имеющий статически неопределимые вертикальные фермы, составленные из выпуклых стоек и раскосов.
В некоторых таких фюзеляжах обшивка подкрепляет стержни с относительно малой жесткостью в плоскости обшивки и с достаточно большой в перпендикулярном направлении. Наличие кривизны стержней подобно фюзеляжу Хэндли-Пейдж-42 нужно
признать нежелательным, как ведущее к фпг 321
явному иеретяжелению стержней, работа-
ющих с эксцентриситетом, и нагружающее обшивку дополнительными напряжениями от выпучивания стержней.
231
На фиг. 322 показана конструкция фюзеляжа самолета Потез-37Р-2. Центральная часть этого фюзеляжа представляет собой нормальную пространствен-
Фиг. 322.
ную четырехпоясную ферму, а задняя отъемная часть — овальный монокок. Плавкость обводов достигается постановкой в ферменной части специального каркаса, обеспечивающего обтекаемость, как в обычных ферменных фюзеляжах.
§ 5. КАБИНА ПИЛОТА
Габариты пилотской кабины должны обеспечивать удобное размещение необходимого оборудования и его монтаж и оставлять достаточное место для свободных движений экипажа как в процессе управления самолетом и его оборудованием, так и при всяких перемещениях экипажа с надетым парашютом в кабине. Особенное внимание нужно обратить на размещение деталей, могущих затруднить вылсзание экипажа из кабины при аварии.
Сиденья должны иметь форму и углы установки, обеспечивающие экипажу удобную позу при длительные: полетах. Должна быть обеспечена возможность подгонки сидений по росту как на земле, так и в полете. Расположение кресел по высоте должно в предельных нижнем и верхнем положениях обеспечивать обзор не ниже установленных норм. Детали оборудования, требующие управ-. _,_==______ления ими в полете, должны быть
1____________ /7 / > установлены так, чтобы экипаж мог
£------ " рЛХдЗИ манипулировать ими с места без осо-
* г / бого напряжения.
S' . / При закрытых кабинах должна
х. / --------—исключаться возможность потускнения
t''" стекол или их запотевания. В случае
X.______Ь-----~----------------невозможности избежать этого, необ-
ходимо предусмотреть в конструк-Фиг 323. ции выдвижные или открывающиеся
окна.
В закрытых кабинах необходимо предусмотреть аварийные люки, легко открывающееся или сбрасываемые в полете. Должна быть обеспечена необходимая прочность каркаса фонаря в местах, которые могут являться опорой при выле-зании из кабины, причем следует иметь в виду возможность значительных
перегрузок при аварии.
Расположение доски и основных приборов должно исключать влияние параллакса.
В одномоторных самолетах, как правило, рычаги управления мотором устанавливаются слева, отступления от этого возможны лишь в особых случая*. При двойном управлении и при расположении мест пилотов рядом пульт управления мотором ставится посредине кабины.
Размещение управления самолетом должно исключать возможность зажимания или заедания управления не только смежными элементами оборудования, но и экипажем, одетым в зимнее полетное обмундирование. При штурвальном управлении штурвал не должен закрывать основных приборов.
232
При штурвальном управлении закрылками штурвал целесообразно устанавливать при двойном управлении справа от пилота, чтобы им мог по указанию пилота пользоваться бортмеханик.
Управление триммерами должно быть доступно второму пилоту или бортмеханику. То же относится к управлению кранами и другим оборудованием.
На фиг. 323 нанесена схема пилотской кабины и указаны углы обзора.
Угол <f для одноместных и двухместных самолетов лежит в пределах от 1 до 9°; для основной массы этих самолетов он составляет от 1,5 до 4°, причем меньшие цифры относятся к истребителям с звездообразным мотором и закрытыми кабинами, а большие к самолетам с большим лбом, полу ,аюцимся вследствие значительной приподнятости пилота.
В табл. 10 приведены углы и и £ для ряда самолетов1.
Таблица 16'
Наименование самолета Тип Мотор Угол ©° Угол Назначение самолета Примечание
Армстронг Уитворт XVI . . . Б2 3 ~4 ~42 Одноместный истребитель Открытая кабина
Хейнкель НД-43- .... Б V ~4 38 То же То же
Фиат 30 . . . II V 6 35 >> ?> « Л
Беинг Р-2о-А М 3 4 45 >> >> » >>
Кертисс Свифт ... М V 3 33 /> >> Закрытая, кабина
Анрио-131 ... М 3 1—1,5 30 >) То же
Девуатин D-50 . . ... М V 6 32 ?> Откры ая кабина
Берлинер Джойс 4R-16 . . . П 3 2 Двухместный истребитель То же
Вестленд Веллас Б 3 2 45 Разведчик » >>
Фейри F-11I Б W 1,5 — » »
Хаукер-Харт Б V а 75 >> >> А
По1 ез-50 ....... М V 3 50 Легкий бом-
Кертисс Кондор ВТ-32 Б 2-3 12 Неограни ч. бардировщик Бомбардиров-
Ду] лас Бомбер М 2-3 6 Неогра-нич. тик То же
Бреге П 2V 11 90 ?> О
Отдельные элементы управления и оборудования пилотской кабины описаны в соответствующих главах настоящего курса. Здесь мы остановимся лишь на конструкции козырьков и фонаря.
Козырьки
Фиг. 324.
Величина козырька, его форма и глубина выреза сильно влияют на лобовое сопротивление фюзеляжа. Исследования Аэродинамического института ВГУ в Аахене показали, что при больших числах Рейнольдса позади козырька образуется мертвая зона с углом конусности около 8'' (фиг. 324). Длина этой мертвой зоны составляет примерно 1,5 ширины козырька. По обе стороны мертвой зоны идет расширяющаяся назад вихревая зона. Эти данные позволяют наметить размеры козырька и расстояние от него до головы пилота. Это
расстояние должно обеспечить пилоту возможность в случае надобности протирать козырек.
Результаты продувок фюзеляжа с различными вырезами и козырьками приведены в табл. 10-е.
1 Углы получены непосредственным замером их на эскизах само тетов.
2 Б—бипланы, П—полуторапланы, М—монопланы.
233
Таблица 16-а
Коэфициент сопротивления Сх, отнесенный к миделю фюзеляжа
Модель h'lh — 10° — 5° 0° + 5» + 10°
47~- ~~ Ч — 0,1315 0,10 0,0936 0,104 0,168
0,835 0,190 — 0,144 — 0,212
1.21 1,21 0.166 0,164 — 0,133 0,122 — 0,275 0 201
0,835 0,164 — 0,126 —— 0,201
Форма козырьков, конечно, влияет на величину приращения Са./Ся.0(Са.0—коэ-фициент лобового сопротивления фюзеляжа без козырька, Сх—с козырьком). Большие значения Сх/Сх0 получаются при плоских козырьках и меньшие при козырьках обтекаемой формы. Граненые козырьки занимают среднее положение. ’Чем ближе вырез к хвосту, считая от середины фюзеляжа, тем отношение СХ1СХО, при всех прочих равных условиях, меньше.
Материалом для козырьков могут служить целлулоид, родоид, триплекс и толстое стекло. По специальному заказу можно получить козырьки цилиндрической формы из стекла триплекс. В последнее время основным материалом для козырьков является плексиглас, который, будучи подогрет до 100°, хорошо принимает нужную форму, поддается склейке без потускнения и хорошо сверлится при 2500 об/мин. Протиркой особым составом на нем уничтожают царапины.
Козырьки окантовывают или только по низу, или по низу и по бокам, или со всех сторон дуралюминовым профилем. На фиг. 325 показаны образцы козырьков.
Пилотские фонари
Закрытые пилотские кабины (пилотские фонари) показаны на фиг. 326. Пилотский фонарь состоит из смонтированных на общем стальном или дуралюминовом каркасе передней наклонной прозрачной стенки, двух прозрачных боковых стенок и верха. Одно из стекол боковых стенок может открываться или задвигаться, чтобы экипаж имел возможность сигнализировать или разговаривать с обслуживающим персоналом на аэродроме — при рулежке, старте и т. п. Переднее стекло, если не предусмотрены меры про
тив замерзания или запотевания, делается раздвижным.
Верх делается или глухой или остекленный, частично или полностью, в последнем случае предусматриваются занавески.
Передняя стенка бывает обычно наклонена назад, но может иметь и обратный наклон, например, у самолета Волга (фиг. 326, VI), с целью улучшения обзора. На лобовом сопротивлении это почти не отражается. Иногда переднюю стенку делают из родоида в форме части сферы или эллипсоида вращения.
На фиг. 327 показаны сечения фонаря и заделка неподвижных и подвижных стекол на одном из заграничных самолетов.
Конструируя фонарь, надо добиваться, чтобы при открытом переднем окне не было задувания и сквозняка. Верхняя часть фонаря должна быть откидывающейся или же иметь люк, открывающийся или сбрасываемый в полете. На фиг. 328 показана схема механизма сбрасываемого верха.
234
Фиг. 328,
Сиденья
Сиденья пилота и бортмеханика должны иметь удобную форму и позволять полет с парашютом или без него; в последнем случае должна быть предусмотрена соответствующая подушка. Сиденья должны быть легкиг щ, особое внимание нужно обращать на отсутствие каких-либо выступов, могущих зацепить за одежду или парашют. При проектировании сиденья для самолетов, выполняющих фигуры. высшего пилотажа (например для истребителей), необходимо обеспечить плотную посадку пилота и должную крепость ремней. Нужно обеспечить возможность как на земле, так и в полете под рост пилота или борт-механика.
сиденья
переставлять
HanMssisifyie
Фиг. 331.
На фиг. 329 показаны неподвижные сиденья пилота и бортмехаиика, на фиг. 330 — сиденья, переставляемые лишь на земле, и на фиг. 331 и 332— сиденье, переставляемое и в воздухе. На фиг. 333 показаны наиболее часто применяющиеся кресла наблюдателя.
236
Глава Hi
ОБОРУДОВАНИЕ КАБИН
§ 1. ОБЩИЕ СООБРАЖЕНИЯ
Стремление поставить самолет на один уровень с другими современными ви-; дами транспорта ставит перед конструкторами самолета задачи, разрешение ко-I орых для земного и водного транспорта не представляет никаких трудностей К и которые очень трудно решить, проектируя самолет, вследствие того что здесь I чрезвычайно важную роль играет вес. Поэтому уют спального вагона скорых по-Е ездов, осуществленный теми же способами на самолете, немедленно отразился бы ; на лётных качествах машины.
Между тем пассажир, следующий на самолете, находится в исключительно неблагоприятных условиях. Температура воздуха, окружающего самолет, почти всегда ниже температуры местности, над которой он пролетает, и подвержена значительным колебаниям в зависимости от направления трассы, высоты полета и т. п. Близость мотора и винта требует принятия специальных мер для уменьшения шума. Приходится думать о глушении шума от мотора и винта и об
I устройстве специальной звукопоглощающей обшивки кабин. Продукты сгорания : бензина и пары его весьма вредны, а запах горячего мае;га весьма неприятен. | Поэтому пары бензина и отработанные газы не должны попадать в кабину. Недо-f статочный объем кабины заставляет устраивать хорошую вентиляцию. Близость больших количеств бензина вынуждает заботиться о надежных противопожарных мероприятиях, обеспечивающих безопасность полета. Наконец немалую ' роль играет вопрос борьбы с сыростью.
Кроме того, конструктор должен внушить пассажиру чувство безопасности полета. Ощущению безопасности не способствует, конечно, созерцание оголенных I расчалок ферменных фюзеляжей, являющихся в глазах широкой публики только проволокой», Легкой стенки кабины, подающейся под нажимом руки, вибрирующих обшивок и т. п. Конструктор в этом случае должен быть отчасти и декора-t тором, задавшимся целью создать у пассажира впечатление большой прочности I сооружения, которое у широкой публики связано с представлением о толстых стенах, жестких, неподающихся под ногами полах, массивных стеклах, солид-t пых дверях и креслах. Даже внутренняя расцветка кабины может влиять на психическое состояние пассажира, волнуя его иногда чрезмерной пестротой или : яркостью окраски.
§ 2. БОРЬБА С ШУМОМ
Источником шума на самолете являются прежде всего работающие мотор и винт. Шум от мотора складывается из многих отдельных шумов. Из них наиболее сильным является шум, создаваемый выхлопом. Этот шум в зависимости от режима полета иногда перекрывается шумом винта (полет на больших скоростях), в других случаях (полет на малых скоростях) шум винта перекрывается шумом выхлопа. Кроме этого слышен шум механизмов мотора и шипение всасывающей трубы карбюратора. Толстый винт создает больше шума, чем тонкий; с увеличением числа оборотов мотора шум от винта возрастает.
Хорошо обтекаемый самолет создает в полете значительно меньше шума, чем самолет расчаленной конструкции с большим числом деталей, находящихся в потоке (например бипланы с неубирающимся шасси, с двумя моторами, расположенными в крыле, и т. п.). Значительное влияние на силу шума оказывают расположение моторов по отношению к кабине и близость винтов. Лучшим в этом отношении расположением мотора будет заднее, как в самолетах с толкающим винтом, при наибольшем удалении мотора по размаху от кабины. В зависимости от того, является ли самолет высокопланом или низкопланом, выхлопные трубы желательно выводить над крылом или под крыло, учитывая, конечно, в первую очередь соображения пожарной безопасности. Само размещение пассажиров в кабине должно учитывать относительную шумность отдельных частей кабины-
237
Наиболее интенсивен шум в части кабины, находящейся в плоскости винтов или в ближайшей к винтам.
Частично шум на самолете может быть уменьшен непосредственно в местах его возникновения путем постановки специальных глушителей на.выхлопной трубе, уменьшения числа оборотов винта, улучшения обтекания самолета и, наконец, установки бесклапанных моторов. Это будут, так сказать, внешние по отношению к кабине мероприятия. Этим, однако, вопрос не исчерпывается, и путем устройства специальной звуковой изоляции кабин можно добиться дало-нейшего уменьшения шума.
Американское бюро стандартов, занимающееся вопросами звуконепроницаемости, установило специальную единицу громкости — децибелл, характеризующую силу звука. Децибелл (дб) соответствует такому изменению громкости, которое в состоянии уловить человеческое ухо Ч Один децибелл это самый слабый звук, который может уловить человеческое ухо. Американское бюро стандартов составило целую шкалу, характеризующую степень громкости в дб. Последующие испытания внесли в эту таблицу добавочные данные (табл. 11).
Из этой таблицы видно, что рациональным подбором изолировочного материала можно добиться уменьшения шума в кабине до 30 дб; одновременно видно, что самолеты с неизолированной кабиной имеюг «шумность» порядка 95—120 дб, а у самолетов с изолированной кабиной обычно сила шума составляет от 65 до 95 дб, приближаясь у нижнего предела к силе шума на оживленной шумной улице. Таким образом констоукторам придется еще долго работать, пока они добьются такой же тишины в кабине самолетов, какая сейчас имеется в салон-вагоне железнодорожных поездов.
Звук, проникающий в кабину, частично поглощается стенами, стеклами, мебелью и т. п По Сабину плюем следующие коэфициенты поглощения звука различны?,>и материалами, предметами и людьми на 1 лг поверхности:
Линолеум 0,1?
Занавеси .... 0,°3
Толстый ковер . . 0,23
Человек в платье .... 0,50
Стекло обычной толщины 0,027
Кресло мягкое 0,4
Поглощательная способность звукоизолирующих стенок кабины в зависимости ©т их мощности, отнесенной к весу 1 м1 2, будет:
Однослойная обшивка (из ткани) весом...........0,35 кг/м*
Однослойная обшивка^ из алюминия толщиной 0.5 мм 1,42 »
Внешняя обшивка из ткани, внутренняя капковая прослойка 6—50 мм, микарт 2............... .. . . 2,1 >>
Внешняя обшивка алюминий 6 = 0,6 мм 4- капок
6 = 50 мм + микарт ........................ 3,6 »
поглощает 5 дб
» 15 »
» 20 .?
» 22 »
Как показывают последние три цифры, увеличение веса в 1,5—2 раза увеличивает поглощательную способность обшивки всего лишь на 10—15%, следовательно, вероятный рациональный вес обшивки будет около 3,5 кг/м2 вместе с весом стенок для крепления изоляционной обшивки.
При тщательной заделке всех щелей в обшивке кабины, в дверях и в полу, можно рассчитывать понизить шум путем звуковой изоляции. Выше мы видели, что: 1) шум в открытом самолете составляет 100—ПО дб, причем последняя цифра относится к самолетам с плохим обтеканием и без глушителей; 2) обшивка, состоящая из листового алюминия толщиною 0,6 мм, внутренней капковой прослойки толщиною 50 мм, прокладки из микарта или инсулита и внутренней обшивки кабины из какой-либо ткани, поглощает примерно 30 дб. Отсюда можно заключить, что коэфициент звукопроводности стенки будет приблизительно 122=22 = Озо 100 ’
1 Здесь имеется некоторая аналогия с частотой колебаний — человеческое ухо не различает колебания, отстоящие меньше чем на четверть тона.
2 Особый материал типа пластмасс.
238
Таблица 77
' |ЮЧ1ЮСТЬ>|
В доме На улице В различных видах транспорта
Шум от винта и мотора и самолетных: частей
О
см2
„ - /7 миллидин
11риолиженныи предел слышимости звука (давление
10 Тихий шопот Шелест листьев
20 30 35 40 50 60 65 70 Тихий сад, средней силы шопот на расстоянии 1,25 м Шелест листьев Разговорная речь Тихая музыка по радио Разговор Г ромкий разговор по радио Г ромкий разговор переходящий в крик Громкая музы- при слабом ветре Тихая провинциальная улица Тихая столичная улица Бесшумный автомобиль Умеренное уличное движение Интенсивное улич- Салон-вагон при скорости 40 км/час Бесшумный поезд Автобус. Поезд Самолет Мартин Чайна-Клиппер с изолированной кабиной • Бесшумный само- Тонкие воздушные
75 80 кальная передача по радии Очень громкое ное движение Гудок авто на рас- лет. Поезд (площадка). Самолет Дуглас ДС-2 Самолет Бультон-Поль е' изолирозан-ной кабиной Самолет Джипси Мейджор Обычный вагон винты з малой окружной скоростью Заглушенный вы-
90 95 100 102 НО 118- -120 радио стоянии 25 м Пневматическое сверло метро Моноплан Девуатин Очень шумные подземные метро Самолет Бультон Поль Р-71, пассажирский без изоляции кабины. Самолет Джипси Меьджор без изоляции 10-местный моноплан Д без изоляции кабины 40-.честный четы-1 ехмзторный биплан БС с редукторным мотором Очень шумные самолеты хлоп па расстоянии-25 м Незаглушенный выхлоп на расстоянии 25 м Шум винта в самолете 15-местный моноплан с высоко расположенным крылом. 1 мотор воздушного охлаждения вблизи фюзеляжа Толстые винты с большой окружной скоростью 20-местный трехмоторный биплан А, мотор мощностью 460-510 л. с., без редуктора
23ft
Наилучшим изолирующим материалом, по американским данным, является Dry Zero, изготовляемый из волокон сейба, уложенных между марлей или бумагой, поперек и вдоль пути звука. Удельный вес его в 8 раз меньше удельного веса пробки, теплопроводность лишь на 25% меньше, чем пробки, а огнеупорность крайне высока. Вес 1 м2 этого материала толщиною 50 мм всего около 1 кг.
Хорошим изолирующим материалом являются плиты, изготовленные из волокон древесины хвойных деревьев. Путем химико-механической обработки из древесины получаются огнеупорные тончайшие волокна-трубочки, которые склеиваются и с обеих сторон плиты покрываются овечьей шерстью. Вес 1м2 такого материала толщиной 25 мм составляет 1,5 кг. При толщине 12,5 мм вес 1 м2 этой прослойки всего 0,9 кг.
В Англии для звуковой и тепловой изоляции применяется селлоколь, представляющий собой синтетическую смолу, химически обработанную для сообщения ей огнеупорности. Удельный вес этого материала 0,28.
Широко применяется для изоляции сипак, изготовляемый из волокон сейба. Сипак огнеупорен, гибок и является хорошей тепловой и звуковой изоляцией. Применяется он в виде плоских листов или гофра. Вес 1 м2 при 5=10 мм около 850 г.
Обычно звукоизолирующая стенка состоит из латексовой или капковой прослойки и прокладки из одного из приведенных выше материалов (сипак, селлоколь, Dry Zero и др.), укрепленных на стенке фюзеляжа, зашитой легкой огнеупорной материей, фанерой, текстолитом и т. п. Иногда ограничиваются изоляцией фюзеляжа войлоком (фильцем) с последующей заделкой фанерой, покрытой дерматином.
В качестве изолирующих материалов пробовали применять войлок, пробку и бумажную ткань; они оказались слишком тяжелыдш.
Данных о тепло- и звукопроводности полотна, покрытого аэролаком, до сего времени нет. Во всяком случае они, повидимому, невелики и при грубых расчетах могут не приниматься во внимание.
С высотой шум уменьшается. Звук громкостью 73 дб у земли, составляет на высоте 6000 м уже 60 дб,т. е. уменьшается на 18%. Нормальная высота полета линейного пассажирского самолета обычно составляет 2000—3000 м. На этой высоте изменения громкости по сравнению с землей не чувствуется. Но при полете в стратоплане на высоте 12—14 км громкость уменьшается почти на 60%.
Стекла хорошо проводят звук и тепло. Для того чтобы сравнять звукопроводность стен и окон, приходится ставить стекла толщиной 5 мм и выше. Поэтому целесообразно окна делать меньше и стекла ставить толще. Триплекс, т. е. стекло •с прокладкой из целлулоида, весит при толщине в 6 мм около 15 кг/м2.
§ 3. ВЕНТИЛЯЦИЯ
Стремление увеличить скорость и уменьшить вес конструкции самолета заставляет всемерно сокращать размеры кабин. Сейчас удельные объемы кабин составляют 0,6—1,7 м3 на человека. Длительное пребывание человека в таком объеме, конечно, невозможно без вентиляции, так как даже при содержании 0,15% углекислоты в воздухе (количество, допустимое лишь при энергичном обмене воздуха) человеку требуется около 20 № воздуха в час.
Тем не менее цифры, приведенные в табл. 12 для современных самолетов, свидетельствуют, что указанные выше удельные объемы кабин не являются преуменьшенными.
Таблица 12
Название самолета Число пассажирских мест Удельный объем Вероятная кратность обмена воздуха, час.
Дуглас ДС-2 . 14 1,83 10
Волти . . 8 0,88 25
Дезучтин Д338 24 1 33 15
Кузинэ 101 ... 3 0,59 35
Локхид Электра . 10 0,85 25
Fiat-18 .... 18 1,40 15
240
Г
Пассажирские кабины современных самолетов оборудованы звуконепроницаемыми и малотеплопроводными стенками, значительно сокращающими просачивание воздуха в щели окон, дверей, швы обшивки и т. п. Величина этого просачивания учету не поддается, так как находится в прямой зависимости от величины щелей. Кроме того, это просачивание воздуха создает крайне неприятное в холодную погоду ощущение продувания.
Просачивание путает все расчеты отопления, поэтому лучше всего его вовсе устранить и считать в дальнейшем, что воздух поступает в кабину лишь из вентиляционных каналов в установленном конструктором количестве.
Количество воздуха, необходимого на одного человека, можно определить, пользуясь данными Петенкофера.
В наружном воздухе содержится в среднем 0,0004 м3 углекислоты (СО2) на I м3 воздуха.
Человек выделяет в час 0,02 м3 СО2. Принимая, что в комнате содержится : 0,0007 м3 СО2 на 1 л3 воздуха, получаем необходимое количество наружного воздуха, способного поглотить всю выделяемую человеком за 1 часСО2:
0,02 з
- 0,0007 — 0,0004 ~ 60 Л/ ч«с.
Такое количество воздуха на человека в, час потребовало бы при нашем удельном объеме 0,6—1,7 м3/час 35—100-кратного обмена воздуха, что значительно утяжелило бы и усложнило вентиляционную и отопительную системы. К тому же непрерывный поток сменяющегося воздуха создал бы ощущение крайне неприятного сквозняка. Поэтому, учитывая частую замену воздуха, можно допустить содержание углекислоты в кабине 0,0015 м* на 1 м3 воздуха. Тогда количество воздуха, которое должно быть поДано в кабину самолета в час на 1 человека, будет:
0,02 __„п 3
q U,0015 - 0,0004 ~ 2и М' ’
что требует лишь 33—42-кратной замены воздуха в час. В среднем для кабин с удельным объемом 1,0 м3 нужна 20-кратная смена воздуха в час. Если число пассажиров п, то часовая подала воздуха будет:
л „ 0,02-л ч,
Q —qn— 0,0015 — 0,0004 — r ,w". “аС-
Число смен воздуха в час:
v '
где v — объем пассажирской кабины.
Требования к вентиляции
Требования, предъявляемые к устройству вентиляции пассажирских кабин, сводятся к следующему:
1) пассажиры должны быть обеспечены необходимым количеством воздуха;
2) система вентиляции должна обеспечивать надлежащее движение воздуха и достаточную равномерность потока внутри кабины;
3) поступающий в кабину воздух должен быть очищен от пыли, запаха и т. н.;
4) скорость воздушного потока должна быть минимально возможной при нужном количестве обменов воздуха в час;
5) воздух, поступающий в кабину, должен предварительно подогреваться до нужной температуры;
6) желательна регулировка влажности воздуха.
Рассмотрим отдельно каждое из этих требований.
Первое требование мы уже рассмотрели; остается лишь добавить, что нужно иметь возможность регулировать поступление в кабину воздуха. Кроме того, необходимо предусмотреть возможность некоторой резервной подачи воздуха
Конструкция самолетов—228—16
241
(10—20%) для обеспечения полета в особо трудных условиях. Летом в жару во время стоянки на аэродроме стенки самолета сильно нагреваются, в кабине становится душно и жарко, а вентиляция в большинстве случаев работает только в полете. Поэтому желательно устроить открывающееся окно в передней части кабины, чтобы получить небольшой сквозняклри открытых дверях кабины, или установить небольшой вентилятор, питаемый от аккумулятора и т. п. Желательно в полете иметь дополнительную вентиляцию индивидуального пользования с подвижным наконечником.
Второе требование расчленяется на две части — обеспечение надлежащей циркуляции воздуха, т. е. обеспечение движения воздуха путем правильного размещения точек подачи и отсасывания воздуха и обеспечение ру* * равномерности потока воздуха внутри кабины'. Размещение пунктов
У" Z подачи и отсасывания воздуха не должно быть случайным, а должно
* находиться в строгом соответствии с распределением давления на д.", фюзеляже или крыльях самолета. Распределение давления по поверх-4
Кривая распределения давления по версией j /поверхности дуМи
O.i
I Кривая распределений, давлений по । хниЖней поверхности оуМи дД---------------------------—„
Фиг. 334. Фиг 335
I Г
ности обтекаемого тела вращения показано на фиг. 334, а распределение давления по крылу для полета на углах атаки, близких к нулю, приведено на фиг. 335.
График на фиг. 334 показывает, что целесообразнее забирать воздух в зоне разрежения у задней части фюзеляжа внизу, а выходное отверстие удобнее располагать наверху в передней части фюзеляжа. Эти точки отмечены на фиг. 334 кружками со стрелками. При таком размещении возникнет движение воздуха вследствие разности разрежений. Всякое другое расположение этих точек потребует наличия специальной ____________ г-.*— --------------------—-- трубы достаточной длины { для подвода воздуха к ка-
X • л бине. Можно забирать воз-
iXT—-_________________________ дух через отверстие в крыле
---------------- возле носка его (фиг. 336).
Недостатком этого способа Фиг. 336. является зависимость ра-
боты вентиляции от угла атаки крыла (фиг. 337). Так, если бы мы поместили впускное отверстие в самом носке дужки крыла или отступя от носка вниз, расположив приемное отверстие
*на расстоянии 0,05—0,10 хорды, а выпускное в верхней части фюзеляжа в зоне наибольших разрежений, то на углах атаки до + 3° все обстояло бы благополучно, при углах же атаки от ф- 3° и выше вентиляция не работала бы или даже работала в обратную сторону.
Таким образом для решения вопроса о расположении отверстий для входа воздуха в носке дужки необходимы продувки, так как кривые распределения давления при различных дужках несколько отличны. Возможно расположение отверстия для впуска (приемника) в верхней части крыла непосредственно за серединой дужки.
Наконец можно разместить входное отверстие так, чтобы использовать непосредственно скоростной напор. Так, например, поступают, когда хотят использовать глушители или сборные коллекторы для комбинированной системы отопления и вентиляции. На фиг. 338 показана такая схема комбинированного отоп-
242
ления. Движение воздуха здесь получается путем использования скоростного напора; эта система требует устройства особого приемника воздуха для теплого
времени года.
Равномерность потока воздуха внутри кабины достигается правильным размещением точек впуска и выпуска воздуха, установкой на пути потока каких-либо препятствий или созданием встречных потоков холодного или теплого воздуха. В зимнее время или вообще при полете в холодном воздухе с включенным отоплением можно получить большую равномерность температуры. На фиг. 339 показана схема движения потока воздуха применительно к первому из разобранных случаев. В промежутках между креслами охлажденный у стекла воздух опускается вниз, частично доходит до пола, а частично, нагреваясь около пассажира, подымается кверху, входит в верхний поток и увлекается им наружу; нижние струи увлекаются мощным потоком входящего воздуха. Размещением приборов отопления можно регулировать поток воздуха. Чем равно-
Фиг. 337. ’
мернее распределен по поперечному сечению кабины поток воздуха, тем
совершеннее вентиляция.
Третье требование обязывает конструктора подавать в кабину воздух чистый, лишенный пыли, запаха, вредных газов, бактерий и т. п. Это требование тоже можно разделить на три. Первое обязывает правильно выбирать место впуска воздуха, второе — очищать впускаемый воздух и третье—-
исключить попадание в систему вентиляции продуктов сгорания, когда система является комбинированной с отоплением.
Прежде всего объясним, каким образом попадает в вентиляционную систему пыль. При расположении впускных вентиляционных отверстий внизу под фюзеляжем сзади шасси пыль, поднятая колесами, проникает в трубопровод. Этого н^ бывает
в конструкциях с разнесенным шасси, укрепленным на крыльях Пыль может проникнуть в систему, независимо от расположения приемного отверстия, при взлете вслед за только что взлетевшим самолетом или вообще при наличии ветра и пыли на аэродроме. Большим злом является мошкара, появляю-
Фиг. 339.
243
щаяся в определенное время года на полях в огромном количестве. При взлете она может забить полностью сетку приемника, если сетка эта достаточно часта и впуск воздуха осуществляется с использованием скоростного напора или при достаточно объемистой всасывающей трубке.
Запах проникает в вентиляционную систему или при расположении приемника сзади мотора за выхлопными трубами, или при расположении приемника за массами бензина вблизи дренажных трубок. Но такое расположение приемников недопустимо, помимо всех прочих неудобств, по соображениям пожарной опасности.
I
Таким образом, даже при правильном выборе места для приемника воздуха, все же не исключено попадание в кабину пыли, бактерий, мошек и т. п. Для того чтобы вообще исключить это попадание, применяют специальные жидкостные фильтры, представляющие собой сотовую решетку достаточной частоты, смоченную несохнущей жидкостью. Такая частая решетка частично (но не полностью) задерживает бактерии, пыль, мошек и т. п. Периодически фильтр снимают и промывают.
Анализ воздуха до и за фильтром показал значительное очищение воздуха от посторонних примесей такими фильтрами.
Борьба с запахом труднее, и единственной мерой устранения этой неприятности является размещение приемника воздуха в подходящем месте. Особое внимание нужно обращать на состояние трубы-калорифера при комбинированной вентиляционно-отопительной системе.
При прогорании труб глушителя или коллектора выхлопа выхлопной газ легко может попасть в кабину.
Четвертое требование является не самодовлеющим, а зависит от числа обменов воздуха в час. Чем меньше этих обменов, тем меньше скорость и тем равномернее по поперечному сечению кабины распределен поток. Американцы допускают довольно значительное колебание скорости — от 0,6 до 3,00 м!сек. Последняя цифра Ъчень высока. Скорость свыше 1 м]сек допускать не следует.
Пятое требование является одним из наиболее важных. Предварительный подогрев поступающего в кабину воздуху может коренным образом изменить всю вентиляционную схему.
Предварительный подогрев воздуха можно осуществить, применяя одну из приводимых схем.
Первая схема (фиг. 338) предполагает, что воздух под скоростным напором попадает в специальную трубу, помещенную в глушителе или в выводной трубе коллектора, и, таким образом, служит одновременно и «теплоносителем» и «освежителем», поступая непосредственно в кабину. При второй схеме (фиг. 340) подогретый выхлопными газами воздух не поступает в кабину, а проходит по
244
змеевику через специальный калорифер и выходит наружу; сквозь калорифер же пропускается свежий воздух, который подогревается в калорифере и нагретым поступает в кабину.
Последнее, шестое, требование касается увлажнения воздуха, поступающего в кабину, и является также весьма важным. Выполнение этого требования весьма затруднительно вследствие большого веса аппаратуры. Вообще говоря, речь может итти как об увеличении, так и об уменьшении влажности воздуха. Как известно, увеличить влажность можно путем введения в воздух водяного пара. Но введение пара в воздух требует наличия специальных котлов для образования пара в нужном количестве. При некоторых системах отопления кабин такое устройство возможно и не представляет большой сложности.
Уменьшить влажность можно путем конденсации пара. Это весьма затруднительно, так как требует устройства специальных «холодильных установок». В отдельных случаях такие установки возможны, но в имеющихся рыночных формах они тяжелы и слишком громоздки.
Существующие вентиляционные устройства могут предусматривать естественную и искусственную вентиляцию.
Естественная вентиляция происходит вследствие разности температур внутри и вне кабины и некоторого перепада температур внутри самой кабины. Из-за недостаточной плотности обшивки, пори-
стости ее, наличия открытых окон или люков происходит интенсивный теплообмен. Такой вид вентиляции встречается /пр.
в необорудованных по-современному пассажирских само- /1\\ летах, в закрытых военных самолетах, вообще во всех тех //G гхЧ случаях, когда удобство и комфорт приносятся в жертву // \\
облегчению. При этом, конечно, обмен воздуха не рассчиты- /гЛд-'-л \\ вается. 1 \\ I
Искусственная вентиляция предполагает г / \ 1
наличие устройств, обеспечивающих как подачу определен- > / \
ного количества воздуха в единицу времени, так и необходи- 1 Л
мое направление воздушного потока. Искусственная венти- I?
ляция разделяется на вытяжную, предназначенную для j и I
удаления испорченного или нагретого воздуха, на приточ- J L
ную, обеспечивающую подачу в помещение свежего воздуха, и на приточно-вытяжную. В приточной системе без подогрева поступающего воздуха холодный воздух вводится в помещение U u
сверху и, вследствие большого веса, опускается вниз, интен- фиг 34J сивно перемешиваясь с теплым воздухом помещения.
В частном случае температуры внутри и вне помещения могут быть равны и, следовательно, обмена воздуха происходить не будет. Не будет обмена и в случае подогревания воздуха, предназначенного для поступления в помещение. В этих случаях приходится применять искусственную, принудительную подачу воздуха с помощью вентиляторов. При вентиляции, собственно, происходит не замещение испорченного воздуха свежим, а разбавление его им. В приточной системе при вентилировании холодным воздухом воздух, войдя в помещение, опускается вниз, а теплый, испорченный, воздух поднимается кверху. Поэтому вытяжку нужно делать под потолком. При вентиляции подогретым воздухом он поднимается кверху и опускается вдоль наиболее холодной стены вниз. Следовательно, вывод испорченного воздуха должен быть расположен внизу. Из этого видно, что приточная система вентиляции тесно связывается с вытяжной, и разница заключается лишь в том, что в приточной вентиляции отработанный воздух выталкивается, а в вытяжной отсасывается. В большинстве случаев в. авиации применяется приточно-вытяжная система.
Как уже упоминалось выше, регулирование потока воздуха внутри помещения в значительной мере зависит от системы отопления.
Регулируется вентиляция простой заслонкой, управляемой из кабины пилота, или автоматически при помощи термостата.
На фиг. 341 показана конструктивная схема наконечника шланга индивидуальной вентиляции.
245
/
§ 4. ОТОПЛЕНИЕ КАБИН
Количество тепла, необходимое для подогрева наружного воздуха, поступающего в кабину, с температуры /2 до температуры — воздуха кабины, определяется уравнением:
Q = cG(Z1-Z2),
где с — теплоемкость воздуха 6— количество подающегося в кабину
воздуха в кг.
Практикой установлено, что наилучшая температура воздуха внутри кабины 20 ± 2—3°. i
Выбор расчетной температуры наружного воздуха для проектирования отопления довольно затруднителен, особенно в условиях СССР, где мы имеем в разных районах значительные перепады температур. Отсутствие каких-либо норм заставляет нас считать, что в тех случаях, когда самолет предназначен для обслуживания линий, проходящих в местностях с особенно низкой температурой, должна устанавливаться и соответственная отопительная аппаратура, так как вряд ли целесообразно возить на самолете годами лишний груз лишь в расчете на тот случай, что машина может попасть когда-либо на «холодную» линию.
При обеспечении достаточной герметичности кабины можно исключить влияние просачивания воздуха на общий теплообмен в кабине самолета и составить очень простое уравнение теплового баланса.
Обозначим через:
Qi — общую потерю тепла через стены, пол, потолок, окна и двери кабины в кал [час,
Q2 — количество тепла, которое необходимо отдать вентилирующему кабину воздуху, для нагревания его от температуры Z2 до в кал[час,
Q3 — количество тепла, выделяемое находящимися в кабине людьми, в кал [час;
Q — общее количество тепла, которое необходимо для поддержания в кабине нужной температуры.
Тогда общее уравнение теплового баланса будет:
<?i+(?2-Q+Q3.
Количество тепла, выделяемое человеком в 1 час, составляет примерно 80— 100 кал и, следовательно, при п пассажирах составит в среднем (90 л) кал. Однако, учитывая возможную неполную загрузку кабины пассажирского самолета, мы эту величину в расчет принимать не будем, считая это тепло резервным. Тогда уравнение примет вид:
Qi + Q2 = Q.
Посмотрим, что представляет собой каждая из этих величин. Q1 есть потеря тепла внешними ограждениями кабины, представляющая собой сумму потерь через боковые и торцевые стены кабины, пол, потолок, окна и двери кабины:
Qi — tfi+fo+tfs+'A+fo+fo,
где qt — общее количество тепла, проходящего через боковые стенки кабины, выражается формулой; *
— 2Fi (1г — t2) Кг,
причем Кх есть суммарный коэфициент теплопередачи, величина которого будет приведена ниже; — площадь боковой стены за вычетом окон;
q,, — общее количество тепла, проходящего через переднюю торцевою стенку:
?2 — F2 (Zj Z3) К2,
q3 — общее количество тёпла, проходящего через заднюю стенку:
9з — ^s(Zi Z4) А3;
q< — то же для пола:
Qi ^2)
246 ,
— то же для потолка:
Яо — ^s(4 — 4) Aj
(так как обычно конструкция стенок и потолка одинакова);
д6 — то же для окон:
Яс, — Petti t^K6.
В выражениях q2 и q3 для торцевых стенок мы брали вместо t2 температуры 4 и так как эти стены вцходят не наружу и, следовательно, перепад температур для них надо брать иной. Таким образом мы имеем помещение, наружные стены которого находятся в потоке, а передняя и задняя являются внутренними стенами. Поэтому по отношению к внешним стенам мы должны считать, что здесь происходит теплопередача путем конвекции, т. е. путем отдачи телом тепла все новым и новым частицам, приходящим с ним в соприкосновение; кроме конвекции вследствие разности температур происходит одновременно передача теплопроводностью и лучеиспусканием.
Не вдаваясь в теорию теплопередачи, мы приведем лишь конечные формулы для подсчета общих коэфициентов теплонерехода.
По Юргесу для вертикальной стенки, мимо которой протекает воздух, коэфициент теплоперехода за счвг конвекции будет для достаточно гладкой поверхности:
Л м 0,78 а = 6,14-«>
кал
м2час “С
где <о — скорость потока воздуха.
При многослойной стенке коэфициент теплопередачи будет:
где он 8,, ...,8П — толщины материалов, составляющих сложную стенку;
ii, )2> “ коэфициенты теплопроводности разделяющих стенок;
— коэфициент суммарной теплопередачи для внутренней стороны стенки, равный:
Pi—х + ал 1^2.час оСр
причем ч' — коэфициент конвективной теплопередачи, а а'л—-коэфициент передачи лучеиспусканием;
₽, — коэфициент суммарной теплопередачи для внешней стенки, равный:
о Г каЛ 1
Рз « +ал[лг.4flc °с]’
где а’ и а"л — соответственно коэфициенты конвективной передачи и передачи лучеиспусканием.
Для внутренней стороны стенки, где воздух относительно спокоен, величина п' может быть получена по формуле:
а' -3,0 + 0,08(4-9J
где 4 — температура воздуха в кабине, а 6г — температура стенки. Для кабины самолета разность
*(4-ег)<^°с.
Обычно а' = 4.
Для внешней стороны стенки, находящейся в потоке, коэфициент конвективной теплопередачи будем вычислять по приведенной выше формуле:
» « I л 0Л8 Г кал 1
а — Ь,14-а> ——
’ [м~.час CJ.
Коэфициенты лучеиспускания приведены в табл. 13.
247
1
Для определения теплопередачи торцевых стен, пола и потолка будем применять ту же формулу, но для внешних стен примем а" = 5, так как там имеется незначительное течение воздуха.
Величины 1 приведены в табл. 14.
Таблица 13
Коэфициенты лучеиспускания для различных материалов
Матерна л Зл Материал “л
Бумага 4,0 Шерстяная и шелковая мате-
Бумажная материя . . 3,8 рия ... 3,80
М еталлы: Вода . 3,20
железо обычное ..... 4,7 Дерево ....-• 3,80
» полированное . . . 1,44 Масляная краска 3,85
латунь полированная 0,6 Стекло . . . 4,40
Пользуясь приведенными формулами и таблицами, легко определить величину Qj.
Таблица 14
Значения X для различных материалов
Материал X Материал X
Бумага . . 0,034 Медь . .... 300,000
Воздух 0,040 Стекло ... 0 800
Войлок 0.032 Хлопок ... 0.040
Дерево: дуб . . . . 0,210 , Шерсть ..... 1 . . Пробковые плиты . . 0,040 0,037
ель . 0,100 Линолеум . . 0,16
Фанера ... Железо Латунь . . Алюминий. . 0,16 60.000 90,000 200,000 Сипак 1 Dry Zero/ 0,0165
Величина Q2 представляет собой то количество тепла, которое необходимо сообщить часовому количеству воздуха, вводимого для вентиляции. В § 3 мы уже говорили о потребном количестве воздуха.
Принимая теплоемкость воздуха равной 0,237 кал, получаем, что для нагревания 1 мг воздуха (1,293 кг) необходимо:
1,293 X 0,237 = 0,306 кал.
Принимая, что на одного человека в час требуется 20 м3 воздуха, получим
Q2 — 20X0,ЗОбл^—/2) кал час или 4
Q2 — 6,12 л (4—/2) кал[час.
Это количество тепла необходимо получить от того или иного источника (электрической печи, отходящих газов и т. д.).
В современных самолетах для отопления может быть использовано либо тепло выхлопных газов, либо механическая энергия, превращенная сначала в электрическую, а затем в тепловую.
В последнем случае приходится устанавливать специальную динамомашину, связанную приводом с авиационным двигателем или приводимую в движение ветрянкой. При этом мы затрачиваем непосредственно или косвенно мощность мотора самолета-
При использовании электрической энергии общее количество энергии, кото-РУЮ^необходимо затратить для нагревания кабины, будет:
+°2 kWh
860 К П’ ✓
так как 1 kWh = 860 кал.
48
Темпеоатура отходящих газов, замеренная непосредственно за выхлопным клапаном, в большинстве случаев составляет около 500°.
При испытании глушителей системы Бургесс, установленных на выхлопной трубе, температура выхлопного газа внутри глушителя во всех случаях была равна 250°. Следова
тельно, температура газов для установки, изображенной схематически на фиг. 338, будет, по всей вероятности, от 250 до 350°, так как температура газа I Гв промежутке межщ пространством непосредственно за выхлопными клапа
нами до входа в
коллектор падает до- фиг-
вольно быстро.
Поступающий в трубу вследствие скоростного напора виздух нагревается до темпеоатуры 30—40°, геряет по пути часто тепла вследстоие теплопередачи в воздухопроводе и с температурой около 20—25° входит в кабину. Необ
ходимо обратить внимание на конструкцию и материал трубы на участке коллектора, так как в случае прогорания ее неизбежно попадание внутрь трубы отработанных газов. Трубу эту нужно сделать легко снимающейся и систематически наблюдать за ней. Систему одновременного отопления и вентиляции можно осуществить и по схеме, изображенной на Фиг. 342. При этой схеме воздух нагревается до более высокой температуры и поступает в камеру смешения, в которую подается и свежий холодный воздух. Из камеры смешения воздух поступает в кабину Опасность попадания в кабину отработанных газов здесь уже значительно меньше.
249
Можно и совершенно исключить возможность попадания отработанного газа в кабину, введя в систему специальный калорифер, нагреваемый воздухом, нагретым в коллекторе. При этой схеме (фиг. 340) свежий воздух поступает в калорифер, нагревается и Далее поступает в кабину.
Фиг. 344. •
Кроме воздушного отопления применяют паровое и водяное. Паровое отопление предполагает наличие парового водотрубного (фиг. 343, //), или жаротрубного (фиг. 343,/) котла. Обе схемы составлены применительно к использованию тепла отходящих газов авиационного мотора, причем пар собирается в паросборнике и оттуда идет либо в калорифер, либо к нагревательным приборам. Конденсируясь, пар выделяет скрытую теплоту парообразования, которая при избыточном давлении в 0,1—0,2 ат составляет около 530 кал с 1 кг пара.
Система должна быть оборудована соответствующей аппаратурой, и за ней необходимо постоянно наблюдать.
К недостаткам этой системы нужно отнести довольно значительный вес, необходимость ухода и наблюдения за сливом и заполнением системы водой, относительно высокие температуры нагревательных приборов, что требует установки специальных ограждений их, сложность установки вследствие малых высот кабины самолета и возникающих в связи с этим затруднений с возвратом в котел конденсата, а также необходимость учитывать изменения внешнего давления с высотой.
Водяное отопление, действующее на принципе естественной циркуляции воды, возникающей в целиком залитой системе (котел — трубопровод — нагревательные приборы — котел), требует относительно большой высоты столба воды при различных температурах для получения энергичной циркуляции или применения искусственного возбуждения циркуляции.
Обладая большой теплоемкостью, система водяного отопления (фиг. 344) медленно прогревается, но зато ti медленно охлаждается. Поэтому при коротких остановках линейных самолетов на промежуточных аэродромах она удобнее, чем система парового отопления.
250
Определим количество тепла Q, которое должно компенсировать потери тепла в кабине. Схема установки показана на фиг. 338. Наружный воздух с температурой t2 проходит по трубе, омываемой отходящими газами, имеющими температуру 4, которую мы примем одновременно и за температуру нагретой отходящими газами трубы. Теплопереход совершается здесь путем конвекции, теплового потока и лучеиспускания.
При прохождении по трубе воздух нагревается до некоторой температуры 6; тогда средняя температура воздуха в трубе будет:
h +_ t 2 ~ ср -
Общее количество тепла, отданное стенкой через конвекцию, тепловой поток и лучеиспускание, вычисляется для каждого вида теплоперехода в отдельности, н эти величины складываются.
Однако такой метод требует сравнительно большой вычислительной работы.
Ниже приводится метод определения длины трубы внутри коллектора L, ее диаметра d и скорости воздуха внутри трубы о, когда известны:
секундный расход воздуха, проходящего по трубе . V м'л/сек давление воздуха.......... р ат
допустимая потеря напора ... ра — ре ат
• температура стенки........... tw "С
начальная температура воздуха . . ta °C
конечная температура воздуха * . . te
относительная потеря тепла . . . 6f/6a
В этом случае задача ставится так. *
Труба с температурой стенок должна в единицу времени нагревать определенное количество воздуха от заданной начальной температуры ta до требуемой конечной te. Определить L, d и «> так, чтобы удалось достигнуть заданного повышения температуры и чтобы потеря давления не превышала некоторой заданной величины. Воспользуемся выводом, приведенным в труде Grober, Н г.
Не производя выводов приводимых ниже уравнений, так как это заняло бы слишком много времени, дадим лишь окончательные формы этих уравнений. Имеем уравнение: ,
де —----перепад температур в начале и конце трубы; — скорость потока
U(Z
в трубе в м/сек; d — диаметр трубы в м, L — длина трубы в м,
где с—теплоемкость воздуха; -у — удельный вес воздуха; 1 — коэфициент теплопередачи. , „
~ 8<- - с
Так как отношение известно, то величина показателя будет
' Ех = А0’95 • d-1’16 • «Г°’2‘. я0’21.0,0263.
Перенося неизвестные члены влево, а известные вправо, получим:
4м» . 4'- = А 1 (I)
А °
Второе уравнение выражает перепад давлений в начале и конце трубы: = 1,76.10"й^Г
где р. — вязкость воздуха.
Преобразуя это уравнение, получаем: ,1’0 —1.21 -1-1,79 ра —рс zo\
L d • w = 57 = В •
1 Einfflhrung in die Theorie des Warmeuberganges, kJ
251
Третье условие предусматривает постоянство расхода воздуха: к, ф •<й = у
или
d-^= 4 V — С.
К
(3)
Решая эту систему трех уравнений с тремя неизвестными, получим:
се
в
----300’
d1.21 L=B
>40-------
40
------200
0°
------345
Фиг. 345.
1.19
Применительно к нашему случаю, т. е. к нагреву воздуха, проходящего по трубе, помещенной внутри коллектора по схеме, изображенной на фиг. 338, мы должны брать ее отношение конечной температуры к начальной, т. е. -у-.
В процессе вывода уравнений (1), (2) и (3) Гребер за начале отсчета температур принял температуру стенки трубы. Он считал температуру по длине трубы и по времени постоянной.
При подсчете отношения это обстоятельство необходимо учесть. Так, если у нас температура стенки == 300°, а температуры входа и выхода воздуха из трубы соответственно ta— --40° и /е= 40°, то это отношение будет (фиг. 345',:
i
Be _ 260 — 340
0,765.
По этому значению показательной функции е~х мы и находим из табл. 15—24 значение Ех.
У нас = > Для эт°й температуры и находятся значения
а, у, и и К по вспомогательной таблице 24 4.
Если при подсчете ^кажется, что труба слишком длинна и по конструкгивным соображениям нам нс подходит, то нужно иметь в виду,, что длина трубы уменьшается с увеличением и рс — ра и с уменьшением V. То же относится и к "я диаметру трубы
Пример. Определить диаметр трубы d, ее длину L и скорость воздуха в трубе w для установки, изображенной на фиг. 338, если дано:
Количество воздуха, проходящего по трубе в секунду . V = 0,09 : сек
Температура трубы ... ... tm = ЗОС' С
Температура входящего воздуха ... . ... la = -50u С
Температура воздуха при выходе из трубы ... le = -f-30°MC
Таблица 15
Степень X" п р и п = + 0,95
X X" хк X" X X" । Х уп L
0,1 0,11 1,1 1,10 25 2,39 10,0 8,9
02 022 1 2 1,19 30 2,83 15,0 Г,1
03 0,32 1,3 1,29 35 3,29 20,0 17,3
0,ч 0 42 1,4 1,33 4,0 3,72 25,0 21.2
С5 0 52 15 1,47 4,5 4 17 30.0 25,1
0,6 0,62 1,6 1,56 зО • 4G0 35 0 29,1
0,7 0,71 1,7 1,6з 6.0 5,47 40,0 33,’
0 8 0 81 1,8 1,74 7,0 6.34 45,0 37,0
0,9 0,90 1,9 1,83 8,0 7 20 30,0 41,0
1,0 1,00 2,0 1,93 9,0 8,Оз — —
252
* Таблица 16 Степень Xя при п =+ 1.05
X 10 20 30 40 Xя 112 23,3 35.5 48,0 X 50 60 70 80 Xя => 60.5 73,3 867 100 Степей X 90 100 200 300 ь Xя при Xя 113 126 26» 318 п =+ 1,16 X 400 500 600 700 Xя 537 684 822 966 Таблица 11
X 0 005 0,006 0,007 0 008 <1 0(.9 0.G10 0 012 0,0! 1 0, 16 0,018 0 020 Xя 0,0021 0.0026 0.0032 0,0037 0,0042 < ,0048 0.0G59 ( 0071 0,0083 0,0095 0.G107 X 0,025 0,030 0035 С 040 0,045 0,650 0,060 0.070 0,080 00.0 0,100 Показатель Xя 0,0141 ( 471 0,0205 0,0239 6,0274 0,0309 0,0383 0,0457 10533 Ь0612 0,0692 ная функци Х 0,12 0,14 0 16 0 ’8 0,20 0.22 0.24 0.26 0,28 0 30 я ё~х х’ 0.085 0,102 0.119 0,137 0,155 0173 0,1 1 0,209 0,229 0,247 Таблица 18
X 0,0 0,1 0,2 0,3 <’4 0,5 0,6 0,8 09 1 0 1,1 1,2 1,3 1.4 е~х 1,00 Оно 0,82 0.74 067 0о1 0,55 0.50 0,4э 041 0,37 0,33 0,30 0^7 0,25 ( X 1,5 16 1,7 1.8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2.4 2,5 2,6 2,7 2.8 2,9 Степень Xя i е~л 0,220 0,200 0’80 0 170 0150 0 140 0,120 0,110 6 100 0,0 1 0 083 0,074 0 067 >061 0,055 ipn и =— 0,16 X 3,0 3,1 3,2 3,3 3,4 3,5 3 6 3,7 31 3,9 4,0 41 4.2 4,3 4.4 е~х 0,о50 0,045 0 041 0,037 0,033 0 030 0.027 0,025 0,022 0,02и 0,018 0,017 0,015 0,014 0,012 Таблица 19
X 0.001 0,002 0,003 0.004 0,005 0.006 0,007 0,008 0<Ю9 0 010 0012 0014 0 016 0 018 0,020 Xя 3.02 270 253 2,42 2,33 2.27 2,21 2,1 2 13 2,09 203 1,98 1,94 1 '0 1,37 X 0 025 0.03° 0035 О.п43 0.043 0 050 0 060 0.070 ' 0080 0G 0 0,10и Xя 1,8* 1,75 1.71 ’,67 164 1,62 1,57 1,53 1.50 1,47 1,45 X 0,12 0’4 0,16 0 18 0.20 0 25 0,30 0 40 0.50 0.70 1,00 Xя 1,40 1,37 1,34 1,31 1,29 1.24 1 22 1Д6 1.12 1,бё 100
Таблица 20
Степень X" при п =3 — 0,05
X X" X X" X X"
0,1 1,12
0,2 1,08 2,0 0 97 20 0,86
0,3 1,06 ч 3,0 0 95 30 0,84
0,4 1 95 4,0 0 93 40 0,83
0,5 194 • 5,0 0,92 50 0 82
0,6 1.оз 6,0 0 91 60 0,81
0,7 1,02 7,0 0,91 70 0,81
0.8 1.01 8,0 0,90 80 0,80
0,9 ;,01 9,0 0,89 90 0,80
*.0 1.00 - 10.0 0.89 100 0,79
ч.
* Таблица 2/
Степень X" при п. +0,21
X X" X Хп X X'* 1 X X"
о,ооб 0,342 0,045 0,52 0,5 0.86 6,0 1,46
0,007 ),35z 0(150 0,53 0,6 О.90 7,0 4,50
0,008 0,362 0,060 0.55 0.7 0,93 8,0 1,55
0,009 0,372 0 070 0.57 0,8 0,95 9,0 1,59
0,010 0,380 0,(180 059 09 0.98 10,0 1,62
0,012 0,395 0,090 0,60 1,0 1,00 15,0 1,75
0 014 0,408 0,100 0.G2 1,5 1,09 20,0 1.88
0,016 0,420 0,12 064 2,0 1,16 2о,0 1,97
0,018 -0,431 0,14 0,66 » 2,5 1,21 30.0 2,04
0,020 0.439 0.16 068 3.0 1,26 35,0 2,11
0 025 0,461 0,18 0,70 3,5 1,30 40,0 2,17
0,030 0,478 0,20 071 4,0 1,л4 45,0 2,22
0,035 0,495 0.30 0 77 4,5 1.37 50 0 2 28
0,040 0,510 0,40 0,83 5,0 г 1,40 —
Таблица 22
Степень X1' при л =+0.79
X Хп X X" X Хп X X"
0,01 0,025 0.1 0,16 1,0 1,00 10 6,17
0.02 0,046 0.2 0,28 2,0 1,73 15 8,47
U.03 0,063 0,3 G39 3.0 2,38 20 10,7
0,0, 0,079 04 0 49 40 2 99 25 12.7
0,05 0,093 0,5 0.58 5,0 3.56 30 14.7
0,1:6 0,108 0,6 0.67 6.0 4,11 35 16,6
0,07 0,122 0,7 0,76 7,0 4.65 40 18,4
0,08 0,135 0,8 0,84 8,0 5,16 45 20,2
0,09 0,148 0.9 0 92 * 9.0 5,56 50 21,9
254
Таблица 23
Степень/1 при п = + 1,21
X хп X 1 [ < X X"
0,005 0,0016 0,025 0,0115 0,12 0,077
0,006 0,0021 0.030 0,0144 0,14 0,093
0,007 0,0025 0,035 0,0174 0,16 0 109
0,008 0,0029 0,040 0,0204 0,18 0,125
0,009 0,0034 0,045 0,0234 0,20 0 143
0,010 0,0038 0,050 0,0266 0.22 0,160
0,012 0,0047 0.060 0,0335 0,24 0,178
0,014 0,0058 0,070 0,0403 0,26 0,196
0,016 0,0068 0,080 0,0473 0,28 0,215
' 0,018 0,0078 0,090 0,0543 0,30 0,233
0,020 0,0088 0,100 0,0617 — —
Таблица 21
Ст еиен ь X" пр и п = + 1,79
X Хп X ' Хп X I !
0,1 0,016 1,о 1,000 10 61,7
0,2 0,056 2,0 3,46 20 214
0,3 Л 4 0,116 0 194 3,0 4 0 7,13 11 9 30 40 442 741
0.5 0’289 5’0 17,8 50 1096
0,6 0 401 6,0 24 7 60 1514
0,7 0,527 7,0 32.4 70 1995
0.8 0,670 8,0 41,7 ‘ 80 2541
0.9 0,828 9,0 51,3 90 3162
10 1,000 10,0 61,7 100 3802
7 аолица Значения теплоемкостей и вязкости воздуха
60° 80° 100° 200° 300°
Теплоемкость воздуха с 0,242 0,242 0,243 0,246 0,249
Коэфициент теплопроводности воздуха Л . 0,0240 0,0252 0,0263 0,0318 0,0368
ВязкоЛъ воздуха у. . . 2,15-10~6 2,53*10—6 2,89-10"* 6
Удельный вес 7 p=Q,l ат р=0,5 1,0 ....... . 0.103 0,513 1,030 0,097 0,485 0,092 0,459 ч
0,970 0,920 0,720 0,600
Находим:
tw —te ее _ 300 — 30 __ 270
—to— еа 300 + 50 350
= + =4(3OO+-'-502t 30)- 145'.
255
Для этой температуры находим по вспомогательной табл. 24-А
Теплоемкость воздуха
. .с = 0,245
кал
кг-градус
Удепьпый вес воздуха . . . . 7 = 0,80 * •
Коэфициент теплопроводности X = 0,028 j—г— г — м-час-градус
Вязкость воздуха...........р.=2,34- КГ"6 Кг — •
Фиг. 346.
Определяем
X 0,028 „ , ...
а = Т— = о -ж л еп = ОД 43.
С • V О,44э • иаои
По таблице е~х, или, принимая наше обозначение ё~Ех, находим Ех: имеем е~х = 0,77 и, следовательно, х = Ех — =0,25.
[Принимаем потерю давления в трубе Ре--- Ра = 0,2 at = 200 KZjM2.
Находим
. _ '38£ж 38 • 0,25 _38-0,25 _ .. .
д°’21 ~0,143°’21 ~ 0,83 -11’4'
п = 57 „Л ~= ° ,0,79,,0,21
1 Р
_________57 • 200_____. __ о , 1 по-~ 0,80,79 (2,34 • 10~6) 0,21
С=-4-y-i4rO,09 =0,115.
я 3,14
Подставляя эти величины в выражение диаметра трубы, находим Й= рЛд1,05-'.- ~р/ 11’4* °5 =0,0304 м, или — 30, .мм,
с 0,115
<ъ== ^ = 6^3045= 125 мсек,
и1,2
Л = 2 • 10& = 0,52 м.
—
Если скорость в трубе получилась слишком большой, приходится уменьшать перепад температур и давлений, подходя осторожнее к назначению начальной и конечной температур проходящего по трубе воздуха.
В самолетах без тепловой изоляции говорить о каких-либо расчетах отопления не приходится. Особенно это относится к военным самолетам, для которых вопрос об отоплении может решаться лишь экспериментальным путем. Обычно в этих самолетах система отопления состоит из ряда труб, проложенных в кабине пилота, наблюдателя и в других пунктах с учетом направления потока воздуха в месте установки нагревательной трубы или прибора.
На фиг. 346 показана возможная схема обогревания кабины пилота в открытых самолетах или в самолетах без изоляции кабин.
256
§’5. ОТДЕЛКА ПАССАЖИРСКИХ КАБИН
[Ошибочно считать оформление кабин второстепенным вопросом. Опыт показывает, что если заранее не предусмотреть ряда моментов, то в дальнейшем никакими мерами не удастся исправить получившихся дефектов.
Чем больше кабина, тем легче ее оформление, тем легче создать должный комфорт. При одном и том же объеме легче добиться комфорта и впечатления большей солидности в кабинах, сечение которых близко к прямоугольному. При прочих равных условиях комфорт в значительной мере зависит от величины и формы окон и дверей.
Окна и двери не должны иметь вычурных форм — трапецевидных, овальных, круглых и т. п. Их размеры должны сообразоваться с общими размерами кабины. Длинные узкие окна удлиняют кабину, придавая ей более солидный вид; широкие и короткие окна создают обратное впечатление. При выборе размеров окон
приходится считаться со значительным весом стекла и по мере возможности уменьшать окна, конечно, без ущерба для освещенности. У низкопланов можно делать окна несколько меньшими, чем у высокопланов, учитывая отраженный свет от плоскостей, попадающий в кабину. Наиболее удачной формой окон является прямоугольная с закругленными углами.
Форма дверей должна увязываться с сечением кабины и с формой шпангоутов, если сечения последних высоки и шпангоуты выступают из стен.
Как форма отдельных деталей, так и общий комплекс их и расцветка внутренних помещений должны действовать успокаивающе на пассажиров. Особое внимание нужно обратить на двери и окна кабины, по
Фиг. 347.
которым пассажир судит о надежности всего самолета. По
окнам он судит о толщине стен, а соответствие толщин дверей с видимой пассажиру толщиной стен создает иллюзию солидного веса и, следовательно, прочности. Это обстоятельство заставляет тщательно продумывать конструкцию окон и дверей, чтобы без значительного увеличения веса получить должный эффект.
Долгое время оставался спорным вопрос о том, оставлять ли открытыми детали конструкции самолета или закрывать их.
I B современных фюзеляжах балочной конструкции этот вопрос отпадает сам собой, в ферменных же фюзеляжах он требует большого внимания. Для иллюстрации приведем пример одного из самолетов Фарман, в котором элементы конструкции обнажены (фиг. 347). Видно, что эти детали не способствуют украшению кабины. Наличие изоляции скрыло бы расчалки вертикальных стенок, оставив их лишь в просветах окон. Что же касается потолка, то при данной конструкции пришлось бы устраивать либо фиктивный потолок, допускающий циркуляцию воздуха, либо нормальный изолированный потолок, но уже в ущерб удельному объему кабины. Во всяком случае, показанная на фиг. 347 оголенная конструкция представляется мало удовлетворительной.
Значительно ухудшают отделку кабин глухие перегородки, получающиеся при наличии в конструкции фюзеляжа усиленных шпангоутов или рам, заменяющих расчалки ферменных фюзеляжей. Хотя эти перегородки в некоторых случаях и создают впечатление уюта, но не способствуют комфорту кабины.
Конструкция самолетов—228—17 257
Фиг. 348.
Фиг. 349.
. Материалом для внут ренней отделки стен служат наклеенный на фанеру дерматин, текстолит, шерстяная, бумажная и шелковая ткани различных расцветок. Дерматин и текстолит хорошо моются, влагоустойчивы и в этом отношении являются очень подходящими материалами, но обладают плохими звукопоглощающими свойствами.
Шерстяная, бумажная и : шелковая ткани должны быть соответствующим образом химически обработаны для исключения возможности легкого воспламенения; они обладают хорошей звукопоглощающей способностью.
При выборе цвета нужно отдавать предпочтение гладким нейтральным оттенкам, избегая узорчатых тканей. Потолок должен быть' значи
тельно светлее стен; это увеличивает кажущуюся высоту кабины. При овальных сечениях фюзеляжа потолок нужно считать начинающимся от линии пересечения его с вертикальной плоскостью, проходящей через линию пересечения
пола с боковой стенкой. Подымая потолок выше этой линии, получаем более узкую, но высокую кабину, при опускании получается обратная картина.
Меблировка должна быть легкой и удобной. Кресла для пассажиров должны быть мягкими со спинкой, отклоняющейся на большие углы, чтобы пассажир мог располагаться в кресле, как ему покажется удобным. Прежде широко применя-258
лись плетеные кресла; в настоящее время от них почти совсем отказались, несмотря на их относительную легкость и дешевизну.
На фиг. 348 и 349 показаны современные кресла.
Кабины должны быть оборудованы сетками, вешалками и занавесками, а также иметь осветительную сеть и радиоустановку. Все это должно быть легким, красивым и соответствовать общему стилю кабины. '
Туалетная комната. В настоящее время существуют две системы оборудования уборных. В одном случае все предметы оборудования устанавливаются отдельно. Этот тип более распространен. Во втором случае все предметы соединяются в один агрегат и в таком виде устанавливаются на самолете. Вес умывальников составляет от 1 до 3 кг. Баки емкостью 4—5 л весят от 1,5 до 3 кг, унитаз 4—9 кг. Комбинированная система весит около 14—15 кг.
На фиг. 350 и 351 показаны общие виды туалетных комнат.
Внешнее оформление фюзеляжа зависит от общего оформления самолета и материала, из которого он сделан. Если самолет выполнен из дуралюмина, защищенного от коррозии анодной оксидацией, то окраски не требуется. В случаях, когда самолет окрашивается, применяют специальные масляные краски или алюминиевый порошок, смешанный с эмалитом.
/
Глава IV ‘
ГЕРМЕТИЧЕСКИЕ КАБИНЫ СТРАТОПЛАНОВ
Отличие фюзеляжей стратопланов от фюзеляжей обычных самолетов заключается в наличии в схеме самолета герметичной кабины, соответствующим образом оборудованной для длительного полета в условиях верхних слоев тропосферы и субстратосферы.
Внутри герметичной кабины поддерживается давление около 0,8 ат, вполне допустимое даже при длительном пребывании человека. Снаружи в отдельных случаях давление может дойти и до 0,1 от. Это обстоятельство заставляет конструкторов придавать кабинам такие сечения, которые лучше всего сопротивлялись» бы внутреннему давлению. Известно, что закрытый резервуар или бак любой формы, подвергнутый давлению изнутри, стремится принять форму шара, но такая форма кабины для самолета непригодна. Поэтому поперечным сечениям герметичных кабин придают форму круга, а днища делают полусферическими.
Проф. Юнгер рекомендует для днищ конические формы. При наличии необходимого закрепления в обичайке эти днища дают результаты не худшие, чем дорогостоящие сферические днища.
В настоящее время нет еще достаточно данных для того, чтобы судить о рациональной толщине стенок герметичных кабин, но простой расчет стенок, применяемый в котлостроении, показывает, что толщина эта невелика; нужно только установить коэфициент надежности. В определении этого коэфициента авторитеты расходятся. В трудах конференции по стратосфере указывается шестикратный запас прочности. Проф. Юнгер называет цифру 1,5^2, указывая на отсутствие возможности увеличения давления сверх принятого в расчет.
Расчет толщины стенки герметической кабины сводится к следующему.
Пусть диаметр цилиндра (диаметр кабины) D = 2,0 м; давление, под которым работает стенка, р — (0,8—0,1) 2 = 1,4 ат; напряжение материалов а = = 4000 кг)см2.
Толщина стены кабины по известной формуле будет:
s PD 1,4 • 200 n
о = = 0,035 см — 0,35 мм.
Ла Л * 4UUU
Между тем в большинстве случаев встречаются стенки кабин толщиной порядка 1 мм (Фарман), 2 мм (стратоплан Герше) и 3 мм (Юнкерс-49). Объясняется это, с одной стороны, тем, что в обшивках большей толщины легче добиться герметичности, а с другой, особенностью силовой схемы фюзеляжа.
259
Поскольку толщину обшивки, а следовательно, и ее вес приходится увеличивать, стремятся кабину делать возможно меньшей. Это уменьшает возможность
просачивания воздуха и дает меньшую поверхность охлаждения.
По вопросу о силовой схеме фюзеляжа стратоплана также имеются расхождения, главным образом в определении роли кабины в работе силовой схемы. Одни конструкторы считают более надежным выделить кабину из силовой схемы фюзеляжа (фиг. 352, /), возложив на нее лишь определенную задачу — служить вместилищем для пассажиров, оборудования и багажа. Они мотивируют это опас
ностью нарушения герметичности вследствие деформаций конструкций в полете и при передвижении самолета по земле. Другие считают целесообразным использовать материал более полно и заставить работать кабину в общей силовой схеме фюзеляжа (фиг. 352, II). Третьи полагают, что следует нагружать кабину лишь отчасти (фиг. 352, III) Нам представляются более рациональными вторая и третья силовые схемы, более полно использующие материал. При хорошей конструкции не должно возникать нарушений герметичности кабин.
Конструкция кабины по-
Фиг. 352-
лучается проще всего при фюзеляже полумонокок или монокок.
Воздух просачивается в кабину сквозь заклепочные швы, проходя в тангенциальном направлении (фиг. 353) вследствие недостаточной плотности соприкосновения листов, или в нормальном направлении сквозь кольцевые протоки, образовавшиеся в результате недостаточно плотной посадки заклепок. Для обеспечения герметичности швов применяют специальные смазки, наносимые на места соприкосновения листов перед клепкой. Применяют также полоски полотна, пропитанного морским клеем, и прокладки из резинового шнура по краям листов (фиг. 354). При постройке стратостата «СССР» для соединения листов обшивки гондолы применяли двухрядный шов с промазкой белилами. Конечно,
Фиг. 353.
эта промазка должна быть устойчивой при низких температурах, низком давлении и низкой влажности. Воздух может просачиваться сквозь окна, если между стеклом и рамой не установлены резиновые прокладки, плотно прилегающие к стеклу и раме. Нельзя слишком сильно защемлять стекла в рамах, так как при жесткой заделке в раме стекло в полете может лопнуть.
Обычно окна для непроницаемых помещений делают круглыми. Проф. Юнгер считает это необязательным и рекомендует окна прямоугольной удлиненной формы размером 150 х 300 мм со стеклами триплекс.
Двери являюкя наиболее трудной деталью в конструкции герметичной кабины. Конструкторам приходится тратить много времени на разработку
260
.дружная абшибка SSepa ~ у Запорный прут
Ъншренняя двери
Резина
'Кома
Деревянный Бррс
конструкции дверей, так как наряду с герметичностью от дверей требуется возможность весьма быстрого (и многократного) открывания и закрывания.
Наиболее простой конструкцией, не требующей механизмов, является дверь, открывающаяся внутрь самолета. При такой конструкции можно ограничиться прокладкой кольца из достаточно мягкой резины, которая обеспечит полную герметичность кабины. При достаточно массивной двери, исключающей возможность перекосов, можно ограничиться простым замком.
Однако открывающиеся внутрь двери не всегда желательны, так как открыть их в случае надобности очень трудно, а подчас и невозможно.
Простую конструкцию двери рекомендует Юнгер'. Схема этого механизма напоминает описанный ранее механизм для сбрасывания фонарей (фиг. 355). Герметичность достигается укреплением по краю дверной рамы полосы из губчатой резины, прижимаемой кожей, смоченной в масле. Давлением воздуха изнутри кабины этот резиновый клапан плотно прижимается к двери. Такая конструкция требует постоянного ухода и • наблюдения, так как в эксплоатации может быть легко повреждена.
Воздух может просачиваться и через места выхода из кабины тросов и тяг управления самолетом и мотором. Эти места приходится заделывать. Движение тяг может быть поступательным, вращательным и смешанным.
Легче всего добиться герметичности места выхода тяги при передаче чистоте вращательного движения, труднее всего это при наличии смешанного, поступательно-вращательного движения тяги, которое, к счастью, встречается редко.
Простейший прием герметичной заделки вывода тяги, передающей вращательное движение, изображен на фиг. 356. При такой заделке в качестве герметизатора применена губчатая резина; это соединение может работать лишь при условии подогрева резины.
>Обшибка фюзеляжа (кабины}
Фиг. 355.
При передаче коротких поступательных движений хорошо работает конструкция (фиг. 357), представляющая собой гофрированный цилиндр из тонкого листа красной меди. При больших ходах тяг целесообразнее применять вращательное движение для перехода через стенку.
Значительное усложнение вносит невозможность применения в ряде случаев нормальных сальников вследствие низких температур, вызывающих замерзание смазки. Правда, в отдельных случаях возможно осуществить подогрев сальников.
Большие затруднения возникают с автоматическими клапанами, регулирующими давление воздуха внутри кабины. Не описывая конструкции этих
2£1
клапанов, отметим лишь принципы, положенные в основу их устройства. На фиг. 358 изображена схема пружинного клапана. Пружина этого клапана с помощью барашка может быть отрегулирована на нужное давление. Изображенный на фиг. 359 электрический клапан работает следующим образом: при падении давления цепь замыкается и включает мотор; посредством привода от мотора клапан закрывается или приоткрывается.
Принцип работы клан дна, изображенного на фиг. 360, состоит в том, что с повышением давления в кабине клапан открывается, масло перетекает из мехов левой камеры в меха правой, объем их увеличивается и давление в камере А повышается. Система удерживается в равновесии, пока давление в кабине не понизится; после этого происходит обратное движение масла, и клапан закрывается.
1
В настоящее время нельзя еще назвать совершенного клапана, могущего с достаточной тонкостью регулировать давление. Все приведенные схемы имеют один и тот же,общий недостаток—с запозданием реагируют на изменение давления.
Воздух должен подаваться в кабину от двух отдельных самостоятельных источников, из которых каждый должен обеспечивать по крайней мере 75% необходимого количества воздуха. Если воздух поступает из турбокомпрессора, его нужно предварительно пропустить через фильтр, для очистки от масла. В кабине должны быть установлены баллоны со сжатым кислородом на случай остановки турбокомпрессоров. Углекислота при этом поглощается специальным прибором, подобным аппаратам, устанавливаемым на подводных лодках.
До сих пор еще не разрешена окончательно задача о борьбе с обледенением самолета. Обледенение кабин, по свидетельству Юнгера,значительно уменьшается, если изолирующий фильц (фетр) приклепывать непосредственно к стенке кабины. Оказывается, что наиболее интенсивное обледенение происходит, если между фильцем и стенкой самолета имеется воздушная прослойка.
Глава V
ВЕСОВАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Вес фюзеляжа составляет от 10 до 13% полетного веса самолета, причем сюда входит вес управления и оборудования фюзеляжа.
Веса фюзеляжей военных и гражданских самолетов одного и того же тоннажа различны. На фиг. 361 приведена зависимость веса фюзеляжей от полетного веса и от веса пустого самолета для гражданских и военных самолетов выпуска до 1934—1935 гг. Как видно из диаграммы, фюзеляжи военных самолетов значительно легче. Центр тяжести фюзеляжа расположен обычно примерно на 42% длины фюзеляжа, считая от носка. Если из веса фюзеляжа исключить вес управления, то зависимость веса фюзеляжа и управления от полетного веса будет такой, какая показана на фиг. 362.
262
Вес фюзеляжей типа монокок и полумонокок несколько больше веса ферменных фюзеляжей, но разница невелика.
Вес обшивки современного полумонокока с обычной клеткой составляет примерно 50% от веса фюзеляжа в «чистом» виде, т. е. от веса ^каркаса со всеми основными узлами и обшивкой.
Вес остова ферменного фюзеляжа составляет около 40% веса фюзеляжа, полученного по диаграмме, приведенной на фиг. 361, а вес обшивки от 20 до 27% веса фюзеляжа, включая сюда вес окраски и капотов моторов. Остальной вес ложится на оборудование, различные крепления, полы, управление и т. п. Конечно, в зависимо
Фиг. 360. / Фиг.361.
сти от размеров и назначения самолета эти цифры подвержены значительным колебаниям; особенно это относится к гражданским самолетам, где оборудование
фюзеляжа весьма разнообразно в смысле комфортабельности, сильно влияющей на вес самолета.
ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ
ШАССИ И КОСТЫЛИ
Глава I
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Шасси и костыль служа- для передвижения самолета по земле для разбега перед взлетом и пробега после посадки и поглощают работу ударов о неровности аэродрома. Высота шасси и костыля, кроме того, предопределяет посадочный угол атаки крыла самолета.
Обычно опорная часть самолета выполняется в виде двух соединенных (фиг. 363) или не соединенных друг ( другом (фиг. 364) колес, прикрепленных
*2
Фиг. л52.
к самолету при помощи системы стержней. Третьей опорной точкой ярляется костыль. Колеса размещаются в средней части самолета, впереди и по бокам его ц. т. Третья опора — костыль—располагается в хвостовой части самолета в плоскости симметрии самолета. О размещении опор самолета будет указано ниже.
В амфибиях, т. е. в самолетах, которые могут взлетать с земли и воды и садиться и ьа землю и на воду, имеются и колесное шасси и лодка (или поплавки). При посадке на землю пилот с помощью особого механизма выпу-264
екает колеса, на которые и садится самолет. При посадке на воду пилот тем же механизмом убирает колеса и производит посадку на лодку (поплавки).
В настоящей части мы не будем касаться гидросамолетов; все изложенное ииже относится лишь к сухопутным самолетам.
§ 1. УСИЛИЯ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ШАССИ
При взлете и посадке шасси нагружается значительными усилиями, действующими в различных направлениях. Только ясное представление о характере этих усилий позволит избегнуть ошибок при проектировании как силовой схемы шасси, так и его кинематики.
Нормы расчета самолета на прочность, разработанные на основании теоретических исследований, лётных испытаний и продолжительного наблюдения за работой шасси во время эксплоатации самолета, сводят* все возможные случаи нагружения его к следующим (фиг. 365):
Фиг. 365.
1) вертикальная нагрузка Pt на оба колеса при стоянке самолета на земле;
2) передний удар на одно или одновременно на два колеса с направлением действующего усилия Р2 под углом 20° к горизонту;
3) боковая нагрузка Р3 на обод одного или одновременно обоих колес;
4) вертикальная нагрузка Pt на одно колесо;
265
\
5) комбинированный случай — действует горизонтальная нагрузка Р5, приложенная к ободам колес (тормозные колеса), и одновременно действует вертикальная нагрузка Рг.
Перечисленными случаями и их комбинациями исчерпываются возможные случаи нагружения шасси. Расчет убирающегося в полете шасси должен быть дополнен расчетом на лобовое сопротивление и инерционные усилия, так как при некоторых промежуточных положениях шасси в его стержнях могут возникать усилия, превышающие усилия, возникающие в расчетных нормированных случаях.
t
Г лава II
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ И СХЕМЫ ШАССИ
§ 1. РАЗМЕЩЕНИЕ ШАССИ ОТНОСИТЕЛЬНО Ц. Т. САМОЛЕТА
Размеры и размещение шасси зависят от многих факторов: 1) угла установки крыла на самолете; 2) критического угла для данного профиля крыла; 3) величины капотажного угла; 4) расстояния от нижней кромки лопасти винта до земли; 5) необходимости обеспечить достаточную поперечную устойчивость самолета и устойчивость пути при движении его по земле.
В основном размещение колес шасси зависит от расположения ц. т. самолета по высоте и длине самолета.
Противокапотажным углом будем называть угол, который, при горизонтальном положении оси самолета (посадка с большой скоростью на две точки), образуется между вертикалью, опущенной из ц. т. самолета, и линией, соединяющей ц. т. с точкой приложения реактивных усилий от земли на шасси (точка приложения равнодействующей силы давления земли на колеса). Этот угол может быть различным и зависит от того, снабжено шасси тормозными или нетормозными колесами или на нем установлены лыжи. При тормозных колесах (колеса немного приторможены) за точку приложения реактивных усилий надо принимать точку касания колеса о землю, а при нетормозных колесах и лыжах— ось колеса. Так как у нас в СССР необходимо предусматривать установку лыж кна каждом самолете, то при определении величины противокапотажного угла следует исходить из наиболее тяжелых и в то же самое время вполне реальных условий посадки, а именно — или посадки самолета на талый снег, когда коэфи-циент / сопротивления передвижению лыж равен примерно 0,3, или посадки с приторможенными колесами с тем же коэфициентом трения / 0,3. Для упро-
щения в дальнейшем противокапотажным углом будем всегда называть угол, составленный вертикалью, опущенной из ц. т. самолета, и прямой, проходящей через ц. т. и ось колеса, т. е. угол АОВ (фиг. 366).
Для определения величины противокапотажного угла рассмотрим посадку самолета на лыжи при горизонтальном положении оси самолета (подход к земле с большой скоростью). Предполагая, что моменты крыльев и хвостового оперения уравновешены, находим, что на самолет в этом случае будут действовать моменты от следующих усилий (фиг. 366): а) от реакции лыж Р, направленной вертикально вверх и по величине несколько меньшей веса самолета G, так как крылья при посадке дают еще известную подъемную силу, и Ь) от силы трения F лыжи о талый снег, направленной горизонтально против полета и приложенной к оси лыжи. Сила F будет равна F = Р • /, где / 0,3 — коэфициент
трения лыжи о талый снег.
Во избежание капота необходимо чтобы восстанавливающий момент Мг .= = Р - АС был больше опрокидывающего М2 =j • Р • ОС (моменты взяты относительно ц. т. самолета), т. е. Р • АС > / • Р • ОС, откуда
АС , ОС ''I
или
ig«> /•
"266
Подставляя / = 0,3, получим tg а. > 0,3 или а > 17°. Так как самолет и при тормозных колесах должен обладать теми же противокапотажными свойствами, что и в разобранном случае, необходимо, чтобы тормозное колесо было снесено вперед настолько, чтобы прямая АО прошла через точку приложения реактивных сил на тормозное колесо, т. е. через точку G.
Таким образом, противокапотажным углом для шасси с тормозными колесами будет угол А^ОВ, который примерно на 2° больше противокапотажного угла АОВ шасси с нетормозными колесами или лыжами.
Наименование Размер
Ширина колеи.............. 6 >'/«Г
Угол е.................... 10°
Угол ш... ............... о > 15*
Расстояние от лопасти до земли ... 250 мм
Высота костыля............ h' > 200 мм
Противокапотажный угол при тор- '
мозах..... ........... а’ > 16°
£ Противокапотажный угол без тормозов . . ................. п 5» 14°
Угол выноса шасси. . .... у = 27 :-32°
Угол стоянки.............. ₽ = "пос— “закл
Фиг. 366.
I
У современных самолетов противокапотажный угол составляет для нетормозных колес от 13 до 16° и для тормозных — от 14 до 18°.
При стоянке самолета на трех точках угол между продольной осью самолета и горизонталью или равный ему угол DEB = $ называется углом стоянки самолета.
Высота шасси и длина фюзеляжа должны быть выбраны так, чтобы угол стоянки ₽ равнялся посадочному углу атаки минус угол установки крыла.
Углом выноса шасси называется угол, составленный прямой, проходящей через ц. т. самолета и ось колеса, с вертикалью, проведенной из ц. т. при стоянке самолета на трех точках, т. е. угол AOF, по величине равный, как это видно из фиг. 366, сумме углов АОВ и DEB, т. е сумме противокапотажного угла и угла стоянки самолета.
Разбирая условия пробега самолета на трех точках при заторможенных колесах, исходя из максимального коэфициента трения покрышек о грунт аэродрома / = 0,6 (резины об асфальт), мы получили бы, что угол выноса шасси должен быть не менее ЗГ; практически низшим пределом надо считать угол 27°.
Углов выноса больше 3 Г надо избегать, так как при больших углах возникает большая реакция на костыль, увеличивающая вес фюзеляжа и удлиняющая разбег самолета; при этом самолет будет склонен к рысканью на посадке со сносом.
267
Высота шасси проверяется величиной расстояния от конца лопасти винта до земли. Это расстояние для легких самолетов должно быть не меньше 250 мм при горизонтальном положении продольной оси самолета. В этом случае при обжатых амортизации и пневматике лопасть винта пройдет над «стандартной кочкой», не задевая ее. Высота «стандартной кочки» принимается равной 160 мм. Для средних и тяжелых самолетов это расстояние должно быть больше.
Колею шасси выбирают, исходя из условия достаточной устойчивости самолета на стоянке и маневрировании при ветре. По английским требованиям колея шасси должна быть не менее одной шестой размаха ( ~ 15%), что, как показала эксплоатация, вполне гарантирует требуемую поперечную устойчивость на земле. Для многомоторных самолетов часто колея определяется размещением моторов на крыльях, так как амортизационные стойки размещаются как раз под осями моторов. Особенно большой колею шасси делать не следует, так как при этом, во-первых, появляется тенденция к рысканью самолета при разбеге и пробеге и, во-вторых, сильно нагружаются крылья при посадке. С другой стороны, и малая колея шасси недопустима, так как при посадке с выключенным мотором, когда вертикальное оперение слабо обдувается, самолет также будет склонен к рысканью в результате боковых ударов в костыль, потому что восстанавливающий момент руля в это время мал.
Высота и колея шасси должны быть проверены, во-первых, на случай посадки самолета с креном 10°, при котором нижнее крыло не должно касаться земли, и, во-вторых, на безопасность стоянки на плоскости, наклоненной к горизонту на угол > 15°.
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ШАССИ
Шасси должно удовлетворять следующим требованиям:
1. Шасси должно давать малое лобовое сопротивление. Следовательно, число стержней, составляющих ферму шасси, должно быть наименьшим, стержни должны иметь обтекаемую форму и взаимное расположение их должно давать наименьшую положительную интерференцию.
2. Шасси должно быть настолько прочным, чтобы при предельном обжатии амортизаторов напряжения в стержнях шасси не превосходили предела пропорциональности.
3. Шасси не должно стеснять размещение оборудования.
4. Колея и вынос относительно ц. т. шасси должны быть такими, чтобы самолет обладал достаточной поперечной и продольной устойчивостью, а также устойчивостью пути при маневрировании его на земле при ветре.
5. Ферма шасси должна быть геометрически неизменяемой, составленной из жестких стержней при двух изменяющихся но длине стержнях (амортизационные стойки), что не должно нарушать геометрической неизменяемости фермы.
6. Кинематика шасси должна быть такой, чтобы при предельном обжатии амортизатора боковое перемещение колеса было наименьшим во избежание опасности срыва покрышек.
7. Узловые соединения стержней должны быть разработаны так, чтобы исключалась всякая возможное ь заедания каких-либо деталей при любом приложении сил.
8. Конструкция шасси должна предусматривать возможность установки на нем тормозных колес и лыж.
9. Трущиеся детали должны обладать достаточно развитыми опорными поверхностями, чтобы износ трущихся поверхностей был наименьшим.
10. Все трущиеся поверхности шасси до,1Жны смазываться автоматически масленками.
11. Конструкция шасси в целом должна допускать возможность легкой регулировки.
12. В конструкции шасси должны быть предусмотрены площадки для домкратов или козелков и ушки для крепления тросов при транспортировании самолета трактором.
13. Конструкция шасси должна быть простой, легкой, дешевой и удобной для осмотра и ремонта при эксплоатации самолета.
268
§ 3. ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
Каждое шасси (фиг. 363) в основном должно иметь следующие детали:
1) колеса, предназначаемые для передвижения самолета на земле; зимой колеса заменяются лыжами; г
2) ось Ь, на которую надеваются летом колеса, а зимой лыжи;
3) ферму шасси — систему стержней a, d, с, посредством которых колеса или лыжи подвешиваются к самолету; ось b также является одним из стержней этой фермы;
4) амортизатор т, предназначенный для поглощения ударов при взлете, посадке и рулежке самолета; обычно амортизатор входит в конструкцию одного из стержней фермы шасси.
При установке на самолет колес, способных воспринимать всю работу удара, или колес с внутренней амортизацией, амортизатор не ставится.
Существует много различных силовых схем шасси. Большинство схем шасси по характеру работы можно разделить на следующие группы: осевые, пирамидальные и консольные.
В дальнейшем на схемах шасси плоские шарниры (одна степень свободы) будем обозначать кружком; гребенки, воспринимающие крутящий момент (одна степень свободы), — квадратом; карданы, воспринимающие крутящий момент (две степени свободы), — кружком сточкой, шарниры с тремя степенями свободы — зачерненным кружком.
Осевые шасси
Осевые шасси можно подразделить на шасси, в которых амортизаторы входят в конструкцию стержней фермы — стоек или подкосов, и на шасси с жест-
кими стержнями. В последнем случае амортизаторы являются связующей деталью между осью шасси и самой фермой, представляющей геометрически неизменяемую пространственную ферму с неизменными длинами стержней.
Шасси первого типа (фиг. 363) состоит из пары стоек а с амортизаторами т, пары подкосов с, оси b и системы расчалок d, расположенных в плоскости подкосов.
Такое расположение расчалок у бомбардировщиков не позволяет размещать бомбы под фюзеляжем или внутри его. Чтобы устранить этот недо-
статок схемы, амортизаторы вклю-
чают в систему подкосов, а расчалки ставят в плоскости передних стоек.
На фиг. 367 показана модификация осевого шасси. Такое шасси называется полуосным и имеет ось, состоящую из двух полуосей, шарнирно соединенных в вершине а жесткого двухстержневого кабана. Шарнир кабана допускает, во-первых, независимое качание полуосей вокруг горизонтальной оси и, ' во-вторых, незначительное вращение всей оси, являющейся нгразрезной балкой в горизонтальной плоскости, вокруг
вертикальной оси. , ф1,г 367
Стержни кабала могут качаться
вокруг осей крелления их к фюзеляжу, лежащих на одной прямой.
Иногда к нижним узлам шасси прикрепляют подкосы крыльев. В этом случае к системе стержней шасси п исоединяют особую геометрически неизменяемую ферму, к нижним узлам которой и прикрепляют подкосы крыльев.
269
Схема такого шасси показана на фиг. 368, где подкосы с и расчалки d осевого шасси (фиг. 363) заменены системой стержней с, d, e, h,f и q с неподвижными точками А, к которым и прикрепляются подкосы крыльев.
Отличительной особенностью описанных шасси является совместная работа всех узловых соединений его при любой нагрузке на колеса, вследствие чего узлы получаются сложными и требуют крепления стержней при помощи универсальных шарниров.
Осевое шасси второго типа показано на фиг. 369 (самолет Фоккер II). Система стержней, при помощи которых поддерживается ось b с колесами, представляет собой геометрически неизменяемую пространственную ферму с неизменными длинами "стержней. Ось с колесами подвешивается к ферме при помощи шнуровых резиновых амортизаторов с.
Крепление стержней такого шасси фюзеляжу крайне просто и может быть сведено к обычному разъемному болтовому или неразъемному соединению. Стержни фермы соединены между собой сваркой. Слабым местом такого шасси является боковое перемещение оси при боковом ударе в колеса.
К достоинствам осевых шасси надо отнести простоту и дешевизну изготовления, незначительный сравнительно с другими типами шасси вес, легкость ухода в эксплоатации и отсутствие опасности срыва покрышек при полном обжатии амортизации.,,
К недостаткам осевых шасси относятся: большое лобовое сопротивление, сложность узлов (шасси первого типа), недостаточная жесткость ферм, невозможность размещения объектов оборудования под фюзеляжем, невозможность установки тормозных колес без дополнительных стержней и быстрое нарастание люфтов из-за рильного износа деталей. Осевые шасси в настоящее время применяются редко и то лишь на тихоходных самолетах с полетным весом до 1,5 т.
Расчет такого шасси прост, так как фермы в большинстве случаев являются статически определимыми.
Пирамидальные шасси
Отличительной особенностью шасси пирамидального типа являются постоянное положение оси, относительно которой перемещается каждое колесо, и независимая работа узловых соединений колес при любой нагрузке на колеса.
Этот тип шасси являлся до последнего времени наиболее распространенным.
Схемы таких шасси показаны на фиг. 370, 371 и 372.
Полуоси пирамидальных шасси могут крепиться или непосредственно к фюзеляжу, или к особой пирамиде (фиг. 370), жестко присоединенной к фюзеляжу. Обычно передний стержень, в котором нет амортизатора, является полуосью шасси и подвешивается к фюзеляжу или к особой пирамиде при помощи гребенки, так как полуось работает <и на кручение.
270
По расположению стержней различают пирамидальные шасси:
1) с одним вынесенным наружу стержнем и двумя внутренними стержнями, непосредственно шарнчрно прикрепленными к фюзеляжу (фиг. 371);
2) с двумя наружными и одним внутренним стержнями (фиг 370 и 372).
Фиг. 371.
Фиг. 370.
Фиг. 3?2
Независимая подвеска колес к самолету дает возможность значительно разнести в поперечном направлении опорные точки самолета, а следовательно, и поддержать крылья в местах нагружения их сосредоточенными нагрузками, что особенно важно для многомоторных самолетов. У последних обычно боковые мотсры поддерживаются наружными стержнями шасси (фиг.- 372}, и, таким образом, крыло разгружается при посадке.
271
На фиг. 373 показаны пирамидальные шасси самолетов Луар 46-С и Деву-атин-3<2, у которых амортизационные стойки крепятся к вершинам боковых пирамид, состоящих из стержней о, b и с. К этим же вершинам крепятся и подкосы крыла. акая схема шасси облегчает работу подкоса крыла на продольный изгиб и гарантирует необходимую колею шасси.
Фиг. 373.
Недостатком подобных шасси является их зна'ительное лобовое сопротивление, и потому в последнее время их не применяют.
На фиг. 374 и 375 показана модификация пирамидального шасси спортивного самолета; вес и лобовое сопротивление такого шасси невелики. В этом шасси вильчатая амортизационная стойка крепится к переднему лонжерону крыла, а вильчатый подкос к заднему. Боковой подкос верхним концом крепится к лон-л ерону фюзеляжа, а нижним — к передней вилке. Применение вильчатых стойки и заднего подкоса свело работу бокового подкоса лишь к воспринятию продольных усилий.
272
По сравнению с осевым пирамидальное шасси имеет следующие преимущества: 1) независимость работы каждого колеса;
2) возможность достижения большой поперечной устойчивости, так как можно сильно разносить колеса;
3) возможность размещения бомб и торпед непосредственно под ц. т. самолета;
4) большая жесткость шасси на боковой удар;
5) меньший вес из-за применения полуосей;
б) большая безопасность маневрирования самолета на засоренных площадках из-за отсутствия низко расположенных горизонтальных стержней;
7) разгрузка крыла от действия сосредоточенных нагрузок при посадке.
При проектировании пирамидального шасси надо следить за тем, чтобы при полном обжатии амортизаторов не было большого хода колес наружу вбок во избежание срыва покрышек, возможного в этом случае.
Фиг. 375-
В случае крепления полуоси к точке а (фиг. 376) при обжатии амортизатора на е = сс', боковой ход колеса будет /. При креплении же полуоси к вершине пирамиды b при том же обжатии амортизатора боковой ход колес будет < I.
В этом и заключается причина крепления полуосей пирамидального шасси самолета АВИА-33 (фиг. 370) к пирамиде, а в шасси, показанном на фиг. 372,—-к рамкам фюзеляжа в продольной плоскости симметрии самолета. Последнее крепление, затрудняя до некоторой степени размещение грузов под фюзеляжем, дает зато меньшее лобовое сопротивление по сравнению с первым. Само собой разумеется, что в последнем случае из соображений прочности рамки фюзеляжа приходится сильно подкреплять.
При размещении же колес под крыльевыми моторами срыва покрышек нечего опасаться, так как точка крепления полуоси достаточно удалена от колеса, полуось пойдет наклонно, а следовательно, и боковой ход колес практически будет неопасен.
Применяется пирамидальное шасси на самолетах любого веса и назначения.
Если не учитывать упругости опор, то расчет пирамидального шасси не представит затруднений, так как расчетную схему его можно принять в первом приближении за статически определимую систему. Расчет значительно усложняется, и силовая схема шасси становится многократно статически неопределимой при учете смещения опор и люфтов, появление которых вполне вероятно из-за малых баз защемления и не абсолютной жесткости узлов фюзеляжа. Обычно расчетную схему упрощают и сводят к однажды статически неопределимой системе, принимая за лишнее неизвестное момент в гребенке полуоси.
Конструкция самолетов—228—18 273
Консольные шасси
В консольном шасси колеса подвешивают к самолет) "при помощи одного стержня, который должен включать амортизатор и который в дальнейшем будем называть колонкой. Коленка крепится или к фюзеляжу, как показано на фиг. 377, или к крылу самолета, как показано на фиг. 378, 379, 380,. 381 и 382.
Колеса насаживаются на ось чаще всего симметрично "по отношению к ко-
лонке; в этом случае нижняя часть колонки представляет собой вилку (фиг. 378г 379 и 381) или же две стойки (фиг. 382). Для убирающегося шасси с успехом
применяется несимметричная посадка колес (фиг. 38U), так как при этом.
Фиг. 378.
полная строительная толщина колес с колонкой по лучается меньшей и колесо в убранном положении требует меньшей высоты профиля крыла (уборка плашмя в крыло).
Колонка шасси нагружается продольными усилиями, изгибающим и крутящим моментами. Поэтому вполне естественны затруднения, с которыми прихо-
Фиг. 379.
дится встречаться конструктору при защемлении-колонки, вследствие ограниченности опорной базы, на лонжероне крыла.
Приходится очень прочно крепить колонку не только к полкам лонжеронов, но и к стенкам их. Во-
избежание скручивания
лонжерона в месте крепления к нему колонки, лонжероны крыла необходимо соединить между собой сильной нервюрой. Для возможности защемления колонки в крыле моноблок приходится создавать особую опорную базу (фиг. 382), которая могла бы распределить сосредоточенную нагрузку на большую площадь тонкостенного набора крыла
Иногда в целях разгрузки колонки ставят подкос (фиг. 383), значительна облегчающий узлы крепления колонки и условия работы элементов крыла.чо
Чтобы избежать проворота вилки с колесом вокруг ее оси в амортизаторе, необходимо или снабжать шток поршня амортизатора шлицами (шпонками),, или же поршень с цилиндром амортизатора соединять особой траверсой а (фиг 381), шарнирно сидящей на них.
274
Фиг. 381.
Фиг. 383.
В консольных шасси чаще всего применяется возлушно-масляная амортизация, входящая в конструкцию колонки в качестве составного силового элемента. В этом случае должна быть обеспечена невозможность заклинивания поршня и цилиндра при изгибе колонки.
Проектирование консольного шасси значительно упрощаемся в случае применения колес с внутренней амортизацией или колее, способных поглощать всю работу удара.
Консольное шасси имеет следующие полож тельные качества:
1) простота кинематики,
2) свобода в выборе базы шасси,
3) независимость работы каждого колеса,
4) разгрузка крыла от сосредоточенных нагрузок при посадке,
5) возможность размещения любых грузов под фюзеляжем и крылом,
6) наибольшая безопасность маневрирования на земле,
7) отсутствие опасности срыва покрышек (за исключением схемы, показанной на фиг. 377),
8) малое лобовое сопротивление.
Последнее свойство консольного шасси — наименьшее среди всех применяемых неубирающихся шасси лобовое сопротивление — настолько важно, что с избытком оправдывает все конструктивные затруднения, встречающиеся при его проектировании.
Особые схемы шасси
Описанными, достаточно определенными схемами далеко не исчерпываются все применяемые на самолетах схемы шасси.
Фиг. 38Л
В зависимости от специального назначения, а иногда и особых соображений, на самолетах ставят иногда весьма сложные и оригинальные конструкции шасси.
На фиг. 384 представлена схема шасси, допускающая крепление подкосов крыла непосредственно к оси шасси, укрепленной на V-образных вильчатым рамах. Рамы жестко укреплены на концах центроплана. В поперечном направлении вильчатые рамы растянуты тросами.
К недостаткам такого шасси надо отнести большое лобовое сопротивление и необходимость установки колес с внутренней амортизацией или баллонного типа, что в зимнее время потребует или замены такого шасси на шасси с амортизатором, или установки лы?к с амортизацией.
На фиг. 385 показано обычное осевое шасси учебного самолета Авро с колесом вместо костыля, допускающее регулировку по-высоте. Поднимая или опуская заднее колесо, можно изменить ориентировку самолета относительно горизонта, что очень ценно для учебных самолетов первоначального обучения. Взаимное расположение колес шасси и заднего колеса таково, чтс самолет обладает 27«
Фиг. 385.
наилучшими противокапотажными качествами. С этой же целью у некоторых учебных самолетов при обычном расположении шасси и костыля устанавливается особое переднее колесо или сошник.
На фиг. 386 показано шасси английского опытного истребителя Птеродактиль. Шасси это состоит из двух обычных расположенных тандем в плоскости симметрии самолета колес, закрытых капотом, и дьух коыльевых опорных дуг, прикрепленных к нижним крыльям в месте крепления к ним стоек коробки. На концах крыльевых дуг поставлены для уменьшения трения маленькие колеса. Эти крыльевые дуги должны предохранять самолет от задевания крыльями о землю при взлете и посадке. Центр тяжести такого самолета нужное располагать сзади переднего колеса.
Фиг. 387.
Стремление создать самолет-лимузин не могло не отразиться на схемах шасси. Так, например, шасси американского самолета Кемпбел (фиг. 387) отличается от разобранных выше шасси тем, что ц. т. самолета размещается внутри треугольника, образованного тремя широко разнесенными колесами — двумя подкрыльевыми и одним носовым. Э-’о шасси снабжено колесами-баллонами, а поэтому стойки его не имеют амортизаторов. Размещение колеса спереди делает капот невозможным и облегчает транспортирование самолета по проселочным дорогам.
Глава III
КИНЕМАТИКА ШАССИ
Для правильного конструирования узлов шасси необходимо построить кинематику рабочих положений его стержней. Строя кинематику шасси при обжатии одного амортизатора (посадка на одно колесо) и при одновременном обжатии обоих амортизаторов (посадка на два колеса), мы получим исчерпывающую картину перемещения стержней. Наиболее показательной является кинематика посадки на одно колесо.
§ 1. КИНЕМАТИКА 0СЕ30Г0 ШАССИ
На фиг. 388 показана кинематическая схема осевого шасси, где АВ — ось, АС и BD — амортизационные стойки, АЕ и BF — подкосы и AF и БЕ — расчалки. Схема построена методом совмещения плоскостей для случая сжатия амортизатора правой стойки. Построение выполнено следующим образом.
Вращая плоскость АСЕ вокруг оси СЕ до вертикального положения СЕАТ, находим на координатной плоскости YOX истинные длины стойки CAi и подкоса ALE; предполагая, что укорочение стойки от сжатия амортизатора будет АуАц, найдем путем засечки из точки Е радиусом ЕАг и из точки С радиусом САГ1 новое, несвязанное с осью шасси, положение стойки и подкоса— САП1 и ЕАШ. Проектируем точку на плоскость СЕАг. Точку переселения укороченной
278
стойки САП1 подкоса ЕАШ и оси АВ найдем из следующих соображений: вершина АП1 треугольника СА1П Е, при вращений вокруг оси СЕ, будет перемещаться по окружности радиуса ЕА1и (плоскость YOZ), т. е. по дуге, AIUAV, лежащей в плоскости, параллельной YOZ.
Проекция той же дуги AinAv на плоскость YOX будет изображаться прямой линией, проходящей через точку Ащ и перпендикулярной оси СЕ, т. е. прямой AfAni- С другой стороны, ось АВ, имеющая точкой вращения точку В,
Z
Фиг. 388.
чтобы встретиться с вершиной АП1 треугольника СА1П, должна перемещаться точкой А по плоскости МА1П, т. е. она будет образующей конической поверхности, имеющей вершиной точку В, основанием плоскость Л4А11Г с радиусом его, равным проекции BAIV на ту же плоскость 7ИАП1, т. е. BrAIv. Следовательно, искомое положение точки Аш, уже определенное тремя стержнями АВ, ЕА1П и САП1, найдем как пересечение на плоскости МА1И дуги Аш Av и дуги AvAvb проведенной из точки В радиусом BAVI, равным BjAIv.
Точка пересечения указанных дуг определена на плоскости YOZ, так как радиусы САП1 и BjAIV на нее проектируются в натуральную величину, как на плоскость, параллельную плоскости 7ИАДГ.
Получив на плоскости проекций YOZ искомое положение Av и проектируя его на другие проекции, находим щетинное положение стержней шасси, т. е. стойки CAV подкоса EAV и оси ВАУ.
279
Из рассмотрения кинематики осевого шаСси заключаем-
1) крепление узлов к оси должно быть жестким, так как в противном случае может произойти смещение узла вдоль оси;
2) амортизационные стойки шасси должны крепиться как к фюзеляжу, так и к осевому узлу, при помощи шаровых шарниров, так как амортизационные стойки качаются в продольном и в боковом направлениях (две степени свободы) и незначительно поворачиваю!ся вокруг своей оси (три степени свободы).
Фиг. 389.
3) подкос должен крепиться к фюзеляжу при помощи шарового шарнира (три степени свободы), а к осевому узлу — при помощи двух болтов, поставленных по оси подкоса, для того чтобы имелась возможность незначительного поворота подкоса вокруг его оси, когда один амортизатор сжат. Таким образом будет исключена и возможности поворота оси с узлами из-за трения во втулках колес. Возникающий при посадке на одно колесо поворот оси в горизонтальной и вертикальной плоскостях погашается шаровым шарниром крепления подкоса к фюзеляжу;
4) при посадке на одно колесо углы между подкосами и осью изменяются, что требует шарнирного крепления подкоса к узлу оси. Этого, однако, сделать нельзя, так как тогда ось вместе с узлами ^логла бы провернуться. Ввиду того, что изменение означенных углоь ничтожно, оно погашается упругими деформа-
280
циями оси, узла и подкоса, хотя при эксплоатации это и вызывает быстрое появление люфтов.
Кинематика осевого шасси при симметричном одновременном сжатии амортизаторов проста, и все возможные перемещения и повороты стержней легко воспринимаются существующими шарнирами без неувязок в кинематике, возникающих при сжатии одного амортизатора.
§ 2. КИНЕМАТИКА ПИРАМИДАЛЬНОГО ШАССИ
На фиг. 389 показана кинематика при сжатом амортизаторе правой стойки пирамидального шасси, имеющего амортизационные стойки AD и BE, полуоси АС и СВ и подкосы AF и BG. Для построения применен метод совмещения плоскостей.
Совмещая ось вращения CF плоскости полуоси, и подкоса, т. е. CAF в плоскость симметрии самолета YOX, получим совмещенное положение полуоси СА1т стойки £>1А и подкоса Находим истинную длину амортизационной стойки jDj.Ah на плоскости проекции YOX. Считая, что сжатие амортизатора стойки равно АИАШ, получим истинную длину стойки со сжатым амортизатором.
Как и в предыдущем примере, связанное положение стойки, полуоси и подкоса получится от пересечения дуги АуАг, проведенной радиусом МАг из. точки M(YOZ) и дуги АуАш, проведенной радиусом £>(АП1 из точки N (YOZ). Далее, проектируя точку AIV на плоскости проекции и совмещая ось в исходное положение OF, получаем истинное положение в проекциях стержней, шасси, т. е. стойки DAy, полуоси CAV и подкоса FAy.
Из рассмотрения кинематики пирамидального шасси следует:
1) оси шарниров-крепления полуоси и подкоса, как вращающиеся совместно вокруг оси CF в одной плоскости ACF, должны лежать на этой оси;
2) так как полуось в пирамидальном шасси работает на кручение, то шарнирное крепление ее в точке С должно быть выполнено путем установки гребенки с осью, проходящей через точки С и F;
3) амортизационная стойка, вращающаяся по конической поверхности (две степени свободы) и проворачивающаяся вокруг своей оси должна крепиться и к полуоси и к фюзеляжу при помощи универсальных шарниров;
4) крепление подкоса к полуоси может быть жестким.
Глава IV
ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ШАССИ
Лобовое сопротивление шасси составляет от 7 до 25% сопротивления всего» самолета.
Уменьшить лобовое сопротивление шасси можно путем:
1) уменьшения числа и миделя стержней, входящих в систему шасси;
2) уменьшения интерференции элементов шасси между собою;
3) капотирования колес и стержней шасси;
4) установки на самолет частично или полностью убирающегося шасси.
Наилучшим решением, конечно, является установка убирающегося шасси но для некоторых схем самолетов, например для свободнонесущих монопланов, с верхним расположением крыльев или для монопланов с подкосами, убирание шасси является трудно осуществимой задачей. В этом случае снижать лобовое сопротивление шасси приходится путем капотирования его, уменьшения количества стержней, рациональным размещением стержней и рациональным соединением их с колесами.
§ 1. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КОЛЕС
Колеса испытывались без обтекателей и с обтекателями (фиг. 390), как изолированные, так и в сочетании друг с другом, в присутствии стержней шасси к без них. В табл. 25 колеса размерами 750 х 125 фирм Бендикс и Гудир соответст-
28£
шуют по нормам прочности одному и тому же самолету. Указанные в таблице рг/2
<£х и Rx отнесены к скоростному напору
Таблица 25
Результаты продувки колес
С Тип колес Мидель колеса Д-ал2 сх Снижение Сх % Rx — Сх D я
без обтекателя с обтекателем без обтекателя с обтекателем
Одиночное колесо
700X120 0,084 0,ч 2 0,18 57 0 0352 0,0152
-Спаренное колесо . . . 0,084 1,0 0,411 58,5 0,084 0,0350
Тандемное колесо . . . 0,084 0.94 0 390 58,5 0,0790 0,0324
Одиночное колесо
750x125 0,09375 0,335 0,1750 48 0,0314 0,0162
.Баллон Гудир
И635 x 280 0,1773 0,230 0,150 34 0.0408 0,0266
Тормозное колесо . . .
Бендикс 900 x 200 . . 0,1800 0,270 — — 0,0-186 —г
исследований колес в аэро-
многочисленных
На основании произведенных
, динамических лабораториях можно притти к следующим основным выводам X
1) применение обтекателей уменьшает лобовое сопротивление колес на 34—58,5%;
2) расположение колес тандем выгоднее спаренного расположения, так как сопротивление их на 6% меньше;
3) при выборе колес надо руководствоваться не коэфициентом сопротивления Сх, а полным сопротивлением Rx = Сх • D • а, где D — диаметр колеса, а — диаметр пневматика;
4) сопротивление колес составляет от 40 до 80% сопротивления всего шасси;
5) коэфициенты лобового сопротивления колес на полетных скороетя. постоянны;
6) сопротивление колес
28^
53-]
230-^160
233,75±—270—$
271-
Хду — !18 ^80+70-
118,5.
1220
V^~119 ^119^118^119^1,9 .19-^119-^118-]
4 "'£,’’rfL 1-----271-
^230-^160 —
270-
G
2Е
£\
Фиг. 390.
сильно возрастает когда плоскость симметрии колес
наклонна к направлению полета; при наклоне 20° сопротивление удваивается;
7) угол между плоскостью колеса и плоскостью стойки (подкоса) шасси дол--жен быть не менее 30°; при меньшем угле лобовое сопротивление колеса резко возрастает, достигая удвоенной величины при угле 0°; применение зализе в между обтекателями колес и стоек уменьшает влияние этого угла на 30—50%;
8) сечение обтекателя колеса должно быть симметричным; одностороннего уширения обтекателя колеса для закрытия узла крепления стойки и части самой стойки не следует применять, так как оно вместо выгоды дает сопротивление
«большее, чем в случае применения зализов.
1 На основании, главным образом, исследований NACA и ЦАГИ.
-282
§ 2. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ШАССИ
В табл. 26 приведены результаты испытания наиболее распространенных типов шасси к самолету весом 1360 кг (фиг. 391). Колея и высота всех типов шасси одинаковы, за исключением шасси V, у которого колея несколько шире.
Таблица 26
Результаты испытаний н аиболее распространенных типе в шасси
№ шасси Тип шасси Что закрыто обтекателем Сопротивление, кг Уменьшение лобового сопротивления, о/ /о
I II III IV V VI Пирамидальное шасси . . . а) Пирамидальное шасси с креплением полуосей к пирамиде Ь) То же с) о г> 7 ....... . Осечое шасси а) Пирамидальное шасси с креплением стойки к боковой пирамиде Ь) То же . а) Консольное шасси Ь) То же а) Консольное шасси . . . Ь) То же .... - . . . . с) » » ch » » ...... Все стержни в обтекателях » » » » То же и узлы в обтекателях То же и колеса в обтекателях Все стержни в обтекателях То же То же и узлы с колесами в обтекателях Колонки в обтекателе То же и колеса в обтекателе Колонка в обтекателе То же—колеса и колонка в общем обтекателе То же в индивидуальном обтекателе То же и колеса в сплош- 20,8 20,0 19,5 12,3 17,7 20 13,6 10,7 7.9 9,1 5,9 5,9 4 6 41 32 26 35 35
1 ном обтекателе (опорная часть 3,2 65
283
Шасси продувались в натуральную величину в присутствии фюзеляжа или крыла при скорости потока 44,7 м/сек. При всех испытаниях на шасси стояли тормозные обтекаемые колеса размерами 642 х 203 мм низкого давления. Способы капотирования элементов шасси указаны в табл. 26.
Анализ испытаний неубирающихся шасси приводит к следующим заключениям:
1. Наименьшее лобовое сопротивление дает шасси консольного типа. Выигрыш в сопротивлении по сравнению с пирамидальным шасси составляет:
~12359' = 52% (табл. 26, случаи Ис и Vic).
2. Испытания консольных шасси с общим и индивидуальным обтекателями на колонку и колесо (случай V/ b и Vic ) показали, что в результате применения этих обтекателей получаются одинаковые лобовые сопротивления; поэтому индивидуальным обтекателям, как более легким и простым, надо отдать предпочтение.
3. Заключение шасси и колес в обтекатели уменьшает лобовое сопротивление некоторых типов шасси на 41% (случай II с). Закрытие и опорной части колеса обтекателем снижает сопротивление шасси на 65% (случай V/d)1.
4. Уменьшение лобового сопротивления всего шасси в большой степени зависит от лучшей обтекаемости колес, заключенных в обтекатели, что видно из испытаний шасси ПЬ и Нс. Действительно, установка обтекателей на колеса уменьшает лобовое сопротивление всего шасси на
"~~195123 • 100 = 37%-
5. Применение сплошного обтекателя колеса (обтекателем закрыта и опорная часть пневматиков) в случае VI d уменьшает сопротивления еще на
^*5^— • 100 ;^4б%.
6. Продувки изолированных деталей шасси и целых шасси дали возможность определить средние величины процентного соотношения сопротивления его элементов и интерференции.
Приняв за 100% сопротивление всего шасси, получим следующее процентное соотношение сопротивлений:
сопротивление стоек................... 12—20
» колеса при нескольких стойках 40
» » » одной стойке.......... 70
интерференция стоек........................ 44
§ 3. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ЧАСТИЧНО УБИРАЮЩИХСЯ ШАССИ
На фиг. 392 и 393 приведены два графика испытаний частично убирающихся шасси самЬлета весом 7250 кг. Модели шасси продувались в масштабе 1 : 2,8 при скорости потока 44,7 м/сек. На графиках указано расположение элементов шасси по высоте и хорде крыла, а также влияние величины Са на лобовое сопротивление шасси.
Из графика на фиг. 392 видно, что положение колеса, подтянутого на 0,5 1кР является наиболее выгодным, что в этом случае сопротивление почти в два раза меньше, чем при положении оси колеса на 0,1 1кр.
Из графика на фиг. 393 видно, что
1) задний обтекатель колеса снижает сопротивление шасси на 50%;
2) закрытие щели между колесом и обтекателем снижает сопротивление шасси еще на 12%;.
3) обтекатель амортизационной стойки снижает сопротивление шасси еще на 20%.
1 По данным ЦАГИ коэфициент лобового сопротивления хорошо закапотированного шасси для тяжелых самолетов снижается на 72%.
284
Таким образом в результате тщательного капотирования подтянутого до крыла шасси получаегся уменьшение лобового сопротивления на 82%.
Надо отметить, что коэфициент сопротивления шасси немного растет с уменьшением Со, т. е. с уменьшением угла атаки крыла (фиг. 393).
Фиг. 394 показывает, что установка колеса под углом к плоскости симметрии самолета увеличивает лобовое сопротивление колеса при т = 20° примерно на 100%.
Фиг. 392.
Обтекатель
1,2,5 Зазор меЛ-Ву колесом и обтекателей открыт
2,4 » закрыт
1,2 С амортизационной стойкой
3,4 без п стойки
5 Колесо на полоВину Втянуто В крыло -Т7-Н---------------1--1---1->—т+’-г-1 г .
Колесо и аморт. стоика без обтекателя
Амортизационная стойка
4
3
2k
0,1 42
42 0,4 0,5 0,6 Са
Фиг. 393.
С
Описанные испытания с достаточной убедительностью подтверждают всю важность капотирования шасси, рационального размещения его на самолете и про.
Фиг. 395.
думанного сочетания элементов его между собою. Для быстрой прикидки влияния сопротивления шасси на максимальную скорость может служить график на фиг. 395, показывающий уменьшение скорости самолета в зависимости от сопротивления шасси, выраженного в процентах сопротивления всего самолета.
При проектировании самолета всегда встает вопрос, снабжать его убирающимся или неубирающимся шасси. Единственно правильным ответом на этот' вопрос будет расчет обоих вариантов самолета на основании продувки моделей.
285
Ориентировочно можно исходить из того, что убирающееся шасси выгодно для скоростных самолетов и для самолетов, шасси которых дает больше 15% сопротивления всего самолета.
§ 4. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КОСТЫЛЕЙ
На фиг. 396 показано лобовое сопротивление трех типов костылей для само-
Фиг. 396."
лета весом 1360 кг, испытанных в натуральную величину при скорости потока 44,7 м/сек.
Глава V
УБИРАЮЩИЕСЯ ШАССИ
При скоростях около 400 км/час установкой убирающегося в полете шасси можно значительно снизить общее сопротивление самолета и тем самым повысить его максимальную скорость. Увеличение максимальной скорости из-за установки убирающегося шасси составляет в среднем 15%, несмотря на то, что убирающееся шасси почти на 40% тяжелее обычного.
Такое большое увеличение скорости весьма существенно и для военных и для гражданских самолетов, вследствие повышения боевых данных у первых и стоимости эксплоатации у вторых.
Современные схемы убирающихся шасси весьма разнообразны как по месту и направлению уборки, так и по методу уборки.
Убирать шасси можно: 1) в крыло —обычно в его междулояжеронную часть, 2) в капот мотора — при расположении моторов на крыльях, 3) в фюзеляж — в среднюю или переднюю части по бортам и снизу.
Можно убирать шасси в направлении по хорде крыла — по полету и против полета — и по направлению размаха крыльев — внутрь или наружу самолета.
Аэродинамические нагрузки на шасси довольно значительны, и при уборке и выпускании шасси приходится преодолевать большие усилия. Поэтому убирают и выпускают шасси с помощью пневматических, гидравлических или электрических механизмов, редко используя для этого силу самого пилота. В качестве аварийного всегда имеется механизм опускания шасси вручную.
Обычно шасси убирается полностью, и гораздо реже (при малой высоте профиля крыла) оно убирается частично. Убирающиеся шасси чаще всего делаются
286
пирамидального, консольного или рамного типа. Кинематика убирающихся» шасси весьма разнообразна: от простейшего случая — горизонтальной оси, к которой жестко прикреплена стойка с колесом, поворачиваемая вручную^ с помощью зубчатых передач, и до сложных приводных рычажных механизмов* с целым рядом передаточных механизмов и стопоров.
§ 1. ВЫБОР СХЕМЫ УБОРКИ ШАССИ
Несмотря на то, что убирающиеся шасси применяются сравнительно недавно,, наметилось несколько определенных способов уборки их для каждой схемы самолетов.
Так, например, у одномоторных самолетов с низкорасположенными сво-боднонесущими крыльями чаще всего шасси убирают в крылья, складывая их. по направлению к фюзеляжу. Гораздо реже убирают шасси в крылья, складывая их по направлению к концам крыла.
При такой уборке приходится, независимо от направления складывания шасси, перерезать нервюры, что приводит к перетяжелению и усложнению конструкции. Это обстоятельство сказывается особенно неблагоприятно при крыльях-с работающей обшивкой. В этих крыльях из-за наличия больших вырезов в обшивке и перерезания деталей набора, для плавного распространения силового потока по обшивке и стрингерам приходится ставить дополнительные силовые элементы, разгружающие набор крыла, например дополнительные силовые коробки, диагональные распорки и другие детали, переключающие усилия с набора-крыла на лонжероны.
К преимуществам уборки шасси внутрь крыла по направлению к фюзеляжу можно отнести возможность полного капотирования шасси, приближение массы* его к ц. т. самолета, и сравнительно небольшую длину проводки управления-Очень серьезным недостатком такой уборки шасси является невозможность использовать место между лонжеронами для размещения горючего и оборудо-вания.
Убрать шасси наружу к концу крыла не всегда возможно из-за недостаточной высоты профиля; кроме того, удаление массы шасси от ц. т. самолета неблагоприятно отражается на маневренности самолета.
Следует учитывать, что для нормальных схем одномоторных самолетов колеса приходится размещать впереди переднего лонжерона крыла. Поэтому при* уборке шасси в направлении размаха приходится усложнять кинематику уборки,, наклоняя ось вращения по отношению к хорде крыла или применяя систему ломающихся стержней с синхронным отводом колеса назад.
Тонкий профиль нижнего крыла одномоторного биплана не позволяет применить описанные выше способы уборки шасси. В этом случае приходится прибегать к значительно более сложным способам, например, убирать шасси в борта передней части фюзеляжа. При такой схеме усложняется кинематика уборки, невозможно использовать передний отсек фюзеляжа для размещения баков, что затрудняет центровку самолета и нарушает в большинстве случаев нормальную силовую схему стержней фюзеляжа.
В свободнонесущих низкопланах с расположением моторов на крыльях и-колес под моторами чаще всего убирают шасси назад, двигая их по направлению хорды крыла. При этом капот мотора используется в качестве обтекателя' колес, сохраняется целость силовых элементов крыла, за исключением работающей обшивки, и остается свободным почти все междулонжеронное пространство. Когда колесо, расположенное вертикально, целиком не помещается в профиле крыла, то ограничиваются иногда частичным втягиванием колес или одновременно подтягивают и поворачивают их. Уборка по последнему способу требует очень сложных механизмов. При уборке в таких самолетах колес вперед обычно прячут их в капот мотора. Такой способ уборки очень удобен.
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К УБИРАЮЩИМСЯ ШАССИ
Технических требований к убирающимся шасси до сих пор нет, но эксплоа-тация их на военных и гражданских самолетах наметила пути, по которым должно-итти проектирование убирающихся шасси, и выяснила общие контуры основ-
287
пых требований, которые к ним могут быть предъявляемы. Эти требования в основном сводятся к следующему:
1) уборка и выпуск шасси не должны требовать больших усилий; усилие, необходимое для подъема шасси, должно быть не более 2 кг в начале подъема и 10 кг в конце; усилие, необходимое для выпуска шасси, не должно превышать 1 кг;
2) уборка шасси должна отнимать от 10 до 30 сек. для истребителей и не более 120 сек. для тяжелых самолетов. Время выпуска шасси должно соответственно составлять от 10 до 100 сек.;
3) число движений руки при использовании мускульной силы пилота для выпуска или подъема шасси не должно превышать 30—40, при механическом приводе число манипуляций должно быть минимальным и не превышать 1—2 движений;
4) выпуск и уборка шасси должны производиться летчиком;
5) в убранном и выпущенном положениях шасси должно безотказно стопориться;
б) механизмы уборки шасси должны по возможности занимать меньше места и не загромождать кабины летчика;
7) управление убирающимся шасси должно допускать корректирование различного движения обеих сторон шасси путем продолжения операции подъема или опускания до тех пор, пока обе стороны не дойдут полностью до конца своего хода;
8) управление уборкой шасси должно иметь механический и световой указатели, показывающие положение шасси и его стопоров в любой момент; красный свет должен соответствовать убранному шасси, зеленый — выпущенному и застопоренному; -
9) в опущенном и убранном положениях прочность шасси и всех его механизмов должна отвечать установленным для данного самолета перегрузкам;
10) при ручном управлении уборкой шасси применение летчиком всей своей силы не должно вызывать повреждений в органах управления уборкой шасси;
11) конструкций шасси, имеющих много складывающихся частей, защелок и сложных узлов, нужно избегать, ввиду их ненадежности даже при наилучшем выполнении;
12) передаточные механизмы нужно выполнять без скользящих втулок и тросов, не оправдавших себя в эксплоатации;
13) конструкция должна быть простой и по возможности состоять из жестких, шарнирно соединенных стержней;
14) механизмы уборки должны быть легкими, доступными для осмотра и смазки.
§ 3. УБОРКА ШАССИ В КРЫЛО ПО РАЗМАХУ
На фиг. 397 показано убирающееся шасси самолета Блерио-115. Колеса и ферма этого шасси убираются в крыло по размаху в направлении к концу крыла. Вращение рукоятки а, при помощи пустотелых валов и конических шестерен, передается горизонтальному валу b с квадратной нарезкой, по которой ходит втулка с; к втулке с шарнирно прикреплен боковой подкос шасси. Таким образом, втулка с при вращении вала b передвигается наружу, толкает боковой подкос и колесо прячется между лонжеронами крыла.
Ось вращения А/\ расположена под углом к хорде крыла; это сделано для того, чтобы при уборке колесо одновременно двигалось вверх и назад. При установке оси вращения стойки в плоскости нервюры крыла колесо в убранном положении становится наклонно к плоскости хорд крыла. Если высота профиля не позволяла бы разместить наклонно колеса, то ось вращения ААг пришлось бы разместить под углом к плоскости нервюры, отодвинув в данном случае опору А к корню крыла. Тогда колесо разместилось бы в междулонжеронном пространстве горизонтально.
? На фиг. 398 показано шасси системы Доути пассажирского самолета Феникс Хестон, убирающееся в крыло по направлению к фюзеляжу. Это пирамидальное трехстержневое шасси смонтировано на небольшой нижней несущей поверхности
288
и убирается под фюзеляж. Стойка с масляно-пружинной амортизацией шарнирно подвешена к переднему лонжерону крыла, задний подкос—к заднему лонжерону крыла, и складывающийся при уборке боковой подкос—к нижнему лонжерону фюзеляжа.
Фиг. 397.
Складывающиеся половины бокового подкоса имеют общий шарнир с треугольником, к другим вершинам которого шарнирно присоединены штоки гидравлических цилиндров, шарнирно присоединенных в свою очередь к складывающимся половинам подкоса. Подъем шасси осуществляется следующим образом: масло, поступая одновременно в цилиндры а (фиг. 399), выталкивает поршни; поршни, двигаясь навстречу друг другу, заставляют сближаться половинки подкоса, причем возникает сила, направленная перпендикулярно к оси подкоса.
Выпуск шасси осуществляется путем подачи масла в полости цилиндров с другой стороны поршней. Этот механизм уборки несложен, укладывается в малые габариты и перерезает очень мало силовых элементов крыла и фюзеляжа. Поэтому данный механизм уборки оказалось возможным разместить в деревянном самолете, где по сравнению с металлической конструкцией вообще труднее размещать убирающееся шасси.
'На фиг. 400 показана уборка шасси с помощью двух независимых гидравлических подъемников а и Ь, из которых первый производит подъем колеса вверх вокруг оси с, а второй вращает треугольную раму d, с которой соединен универсальным шарниром подкос е. Уборка происходит так: при входе масла под давлением в гидравлические подъемники колесо, во-первых, будет подыматься вверх, так как шток поршня а через рычаг h будет вращать всю систему вокруг оси с. Одновременно с этим шток Ь, втягиваясь в гидравлический подъемник, будет поворачивать треугольную раму d и вследствие этого подкос будет
Конструкция самолетов—228—19 280
оттягивать колесо назад. Третий стержень шасси g, шарнирно подвешенный к неподвижной точке на крыле, фиксирует предельные положения шасси. Недостат-
ком этой схемы, кроме сложности управления, является наличие двух гидравлических подъемников, что снижает надежность работы механизма.
8 4. УБОРКА ШАССИ ПО НАПРАВЛЕНИЮ ХОРДЫ КРЫЛА В ОБТЕКАТЕЛЬ МОТОРА
Примером полной уборки шасси в капоты моторов при расположении последних под крыльями высокоплана, является схема шасси, показанная на фиг. 401.
Фиг. 401.
В этом шасси амортизационная стойка рамной конструкции шарнирно подвешивается к системе стержней, жестко присоединенных к моторной гондоле. Перед-200
ний удар воспринимается системой стержней /, имеющих ючку опоры около шестерни /?. Подъем и опускание шасси производятся при помощи прикрепленной к одному из цилиндров зубчатой рейки К, приводимой в движение шестерней R, вращаемой от штурвала V, расположенного в кабине. Передача от штурвала V к шестерне /? осуществляется при помощи соединенных карданом труб, работающих лишь на кручение. Шасси можно застопорить в любом положении ручкой Р из кабины при помощи тросов с, проведенных к стопору D.
На фиг. 402 представлена схема убирающегося шасси победителя перелета Лондон—Мельбурн, двухмоторного низкоплана «Комета Ди Хэвиленд». Шасси этого самолета убирается назад в пространственную ферму, закрытую обтекателем мотора. Подвижная часть шасси — амортизационные стойки рамной конструкции, подкосная складная рамка и подъемник — смонтированы на особой простра! -стзенной ферме, жестко подвешенной к крылу деревянной конструкции. К передним узлам фермы крепится и моторная рама.
Подъемник шасси состоит из укрепленной на верхней поперечине фермы катушки, имеющей внутреннюю резьбу, при помощи которой катушка при вращении втягивает нарезанный шток. Последний складывает задний рамный подкос, и колеса, подымаясь, целиком прячутся в обтекатели мо
торов. Вращение катушке сообщают тросы, идущие из кабины Лйлота.
На фиг. 403 показано убирающееся шасси фирмы Девуатин, установленное на самолетах D-338 и D-620. В этом шасси колеса укреплены на штоках поршней
• амортизационных стоек Ь, верхние концы кото-
-" у рых шарнионо связаны с пространственной
J 'i пирамидальной фермой а. Для воспринятая бо-
I ' ковых усилий цилиндры амортизатороь-стоек b
I ) раскреплены в верхней части над колесом жестах V. кими раскосами. Передний подкос с является
। \ в то же время и подъемником шасси. При нагне-
' р ) танин в подъемник жидкости шток подъемника d
\ / выходит наружу, подкос с удлиняется и колесо
__входит между лонжеронами крыла.
На фиг. 404 показана аналогичная схема
Фиг. 403. убирающегося шасси. Очень интересное убира-
ющееся шасси показано на фиг. 405. Конструкция эта разработана фирмой Доута Колесо убирается вперед по полету. Механизм втягивания шасси объединен с амортизатором. При втягивании поршня в цилиндр колесе толкается вперед жестким подкосом и устанавливается в положение, показанное пунктиром.
Механизм уборки очень прост и имеет очень мало деталей.
§ 5. УБОРКА ШАССИ В БОРТА ФЮЗЕЛЯЖА
У самолетов бипланов и полуторапланов при тонком профиле нижнего крыла убрать шасси в крыло невозможно. В этих случаях приходится убирать шасси или в борта или в нижнюю переднюю часть фюзеляжа, непосредственно за мотором В полутораплане-истребителе Кертис Хаук (фиг. 406 и 407) шасси
291
Фиг. 406.
Фиг. 407.
убирается первым способом. В рабочем положении шасси имеет пирамидальную схему с узлами крепления трех стержней к нижней части фюзеляжа. Верхний конец стойки а с воздушно-масляной амортизацией крепится к втулке Ь, могущей перемещаться вверх по нарезанному направляющему штоку с. Втулка b вращается из кабины цепью d. Втулка, перемещаясь вверх, подтянет колесо в указанное на фигуре пунктиром положение.
Эта схема требует увеличенных габаритов фюзеляжа, в особенности нижней • его части, занимает носовой отсек фюзеляжа, где обычно помещается бензиновый бак, и усложняет силовую схему фюзеляжа.
§ 6. ОСОБЫЕ СХЕМЫ УБОРКИ ШАССИ
Шасси, показанное на фиг. 408, убирается в фюзеляж при помощи переме-щения^бокового подкоса е с втулкой b вверх по вертикальной направляющей с.
Втулка b перемещается вверх от
ручного привода d при помощи троса. В нижнем (рабочем) положении втулка стопорится. Длины стержней шасси и точки крепления их подобраны так, что боковой подкос не перерезает фюзеляжа.
Фиг. 408.
Консольная часть нижнего крыла е служит опорой для амортизационной стойки и местом крепления подкоса крыла.
На фиг. 409 показано убирающееся шасси самолета Мессершмидт, у которого колесо, двигаясь вверх, поворачивается на 90° и в убранном положении размещается почти на одной вертикали с рабочим положением.
§ 7. УПРАВЛЕНИЕ МЕХАНИЗМАМИ ПОДЪЕМА И ОПУСКАНИЯ ШАССИ
Управление механизмами убирающегося шасси выполняется различными способами. Применяются ручные приводы, пневматические, пидравлические и электрические.
Ручной привод можно применять лишь для небольших самолетов с полетным весом не выше 1000 кг , так как в больших самолетах пилоту придется прикладывать к ручке большое усилие или делать ею большое число оборотов. Передача от ручки или штурвала осуществляется при помощи, тросов, жестких тяг или комбинации их.
Тросы в эксплоатации вытягиваются и скоро изнашиваются в местах перегибов; тросовая проводка не гарантирует из-за упругих удлинений точности перемещения сопряженных точек и дает большое трение. В то же время тросовая передача легче всех остальных и весьма проста в изготовлении.
При жесткой передаче трение и износ меньше; точность движения сопряженных точек больше. Однако эта передача тяжела и изготовление ее сложнее.
/ 293
Гидравлическая передача требует более дорогих и сложных механизмов и тщательного монтажа всей проводки, но зато она достаточно совершенна и точна при средних температурах. При низких же температурах масляная смесь густеет и требуются более высокие давления в системе.
Наиболее совершенной системой передачи представляется пневматическая. Сжатый воздух может вырабатываться непосредственно на самолете (компрессор, агрегат Виэт) и, следовательно, не надо применять баллонов с сжатым воздухом. Широкому применению пневматического управления уборкой шасси препятствуют непреодоленные еще окончательно конструкторами затруднения по созданию уплотнений, обеспечивающих нужную степень непроницаемости. Необходимо иметь в виду, что пневматическое управление дает возможность выпуска и уборки шасси в более короткие сроки, чем другие системы управления. /**
Очень удобно убирать шасси при помощи электроприводов. К сожалению электромоторы и источники питания их весьма тяжелы и электрическое управление шасси целесообразно лишь на больших самолетах, где имеется источник электроэнергии. ,
§ 8. СИГНАЛИЗАЦИЯ
В кабине питания устанавливается сигнализация, регистрирующая положение убирающегося шасси — готово ли оно для посадки, окончательно ли оно
Фиг. 410.
внимание. Практика показала, что
убрано и все ли замки заперты.
В настоящее время чаще всего применяются совместно световая и звуковая сигнализации. Встречается и механическая сигнализация при обязательном наличии смотровых окон для наблюдения за положением шасси. Независимо от конструкции и системы, сигнализация должна безотказно работать, точно регистрировать положение шасси и его деталей, а также и положение дроссельной заслонки карбюратора, и быть достаточно действенной, чтобы пилот не мог не обратить на нее внимания. Последнему требованию надо уделить особое 4 иногда вследствие переутомления
совершают посадку с убранным шасси, несмотря на наличие сигналов.
Для удовлетворения первого требования не следует применять широко рас-
пространенных в настоящее время, но чувствительных к окислению в сырую погоду, электрических контактов. Обычную механическую передачу к индикатору надо считать, пожалуй, наиболее надежной и безотказной.
Вполне удовлетворительного выполнения второго требования до сих пор практически еще не имелось, хотя конструкторы пытались применять даже болевую сигнализацию (безопасный, но чувствительный разряд тока на теле пилота). Видимо решение вопроса придется искать в полной автоматизации управления шасси, независимо от пилота.
Схема наиболее часто встречающейся свето-звуковой сигнализации выполняется чаще всего следующим образом: световая сигнализация регистрирует положение шасси и его замков и проводка ее идет* последовательно через замки шасси и рукоятку управления шасси; звуковая сигнализация вкдючается параллельно на шасси и управление мотором. Зеленый свет и отсутствие гудения кляксона означают готовность шасси для посадки. Красный свет и гудение кляксона указывают на неготовность шасси для посадки.
Сигнальные лампочки размещаются перед пилотом, а кляксой — над его головой. При механической сигнализации индикатор устанавливается на приборной доске.
294
При схеме сигнализации, показанной на фиг. 410, положение шасси регистрируется механическим указателем, а электрическая проводка проходит последовательно через сектор управления мотором, кляксой и контакты шасси. При закрытом дросселе кляксой будет звучать до тех пор, пока не разомкнутся контакты, что может произойти лишь тогда, когда шасси будет окончательно выпущено. 4
Глава VI
КИНЕМАТИКА УБИРАЮЩИХСЯ ШАССИ
Выбору кинематики убирающегося шасси надлежит уделить серьезное внимание. Правильно подобранная схема упрощает конструкцию механизма уборки и снижает вес всей установки. Для того чтобы подобрать хорошую схему, при
проектировании приходится делать несколько различных прикидок, строя каж-
дый раз кинематику шасси, что в некоторых случаях представляет довольно сложную задачу. Ниже разобрана кинематика трех наиболее часто применяемых схем уборки шасси. В ос- '
нову решения задачи положены обычные правила проекционного черчения.
§ 1. КИНЕМАТИКА ШАССИ, УБИРАЮЩЕГОСЯ ПО ХОРДЕ
Кинематика убирающегося шасси самолета изображена на фиг. 411.
В точках а, с, d, т, I и р стоят плоские шарниры. Когда шток подъемника начнет поворачивать пространственную ферму (abdctrl) вокруг шарниров т и Z, то траекторией точек d и с будет окружность, проведенная радиусом тс из точки т.
В то же время ось колеса будет вращаться во-
Фиг. 411.
круг точки р по окружности
радиуса ор. Таким образом положение оси колеса о в конечном убранном положении найдется, как пересечение дуг окружностей и ddt. Путем изменения длин ос и ст будут получаться и различные конечные положения колеса, определяющие в каждом случае соответствующий ход подъемника, равный разности
ап и о1п.
Траектория колеса совпадает с окружностью оо1.
§ 2. КИНЕМАТИКА КОНСОЛЬНОГО ШАССИ
На фиг. 412 и 413 произведено графическое построение кинематики консольного убирающегося шасси.
Координатные плоскости выбраны так, что плоскость YOX проходит через плоскость колеса выпущенного шасси, а плоскость X0Z проходит через плоскость колеса убранного шасси.
Исходными считаем положения колеса при выпущенном и убранном шасси. Так как колесо вращается вокруг какой-то пока неизвестной оси, то любая точка его должна вращаться по окружности в плоскости, перпендикулярной к оси вращения, а следовательно, хорда дуги окружности будет прямой и проекции хорды
- 265
для оси колеса будут ab, а1Ь1, а2Ь2 и для какой-либо иной точки колеса, например с, q, с2 будут cd, с^1г c2d2. Искомая ось вращения определится, как линия пересечения плоскостей, перпендикулярных к серединам хорд ab, агЬг, а2Ь2 и cd, Cydlt c2d2, так как в этих плоскостях должны находиться радиусы вращения точек а, аг, а2 и с, q, с2. Таким образом задача нахождения оси вращения свелась к нахождению линии пересечения двух плоскостей, перпендикулярных к соответствующим прямы 1.
Фиг. 412.
[Из начертательной геометрии известно, что плоскость будет перпендикулярна к прямой, если следы ее перпендикулярны к соответствующим проекциям прямой-На основании этого ведем построение в такой последовательности. Через точку т, т1 (середина хорды ab, проведем горизонталь — mg и через вертикальный след ее g1 проведем прямую, перпендикулярную к а^, —это будет вертикальный след искомой плоскости р„. Проводя через ту же точку тт1 вертикаль tnh, m1hl и через горизонтальный след ее h прямую, перпендикулярную к ab, получим горизонтальный след искомой плоскости Рь- Правильность построения подтверждается пересечением следов Рь и pv на оси ОХ в одной точке. Повторяя аналогичное построение следов плоскости, перпендикулярной к середине хорды cd, crdr, получим следы р1п и plv. Соединяя между собою проекции точек пересечения следов найденных плоскостей, получаем искомые проекции линии пересечения этих плоскостей qt, q^. Этой будет искомая ось вращения. Далее по правилам проекционного черчения определяем проекции оси вращения q2p2 на плоскости YUZ.
Положение оси вращения по заданным исходному и конечному положениям убирающегося консольного шасси довольно просто находится аналитически. 2fe6
Как было указано выше, ось вращения является линией пересечения двух плоскостей, перпендикулярных к серединам соответствующих хорд.
Пользуясь уже готовым графиком (фиг. 4 J2), находим координаты середин хоод т, uij. и та. Пусть они выражаются для хорды ab. а1Ь1, а2Ь2 величинами Х1г У,, Zx и для х^рды cd, Cjdlt c^du величинами Xi, Ylr Zt.
Для точек о, о1, а2 и с, с2 соответственно будем иметь из того же графика координаты Х2, Y2, Z2 и Хг, Yt, Z2-
Уравнение плоскости, проходящей через середину ab, агЬг, а2Ь2, т. е. через точку с координатами Xlt Yy, Zlt будет иметь вид: А(Х—XJ B(Y—Y^) + 4- С (Z—Zj) = 0, а уравнение прямой ab, а^, а2Ь2, проходяшей через точки а. аи а2 и т, mlt т2, будет
х — хг Y — г, _ Z—z, х2—хг ~ ys — y* z2-zx
Чтобы прямая была нормалью к плоскости, необходимо, чтобы коэфициенты написанных уравнений были связаны равенством А = Х2 — Х1Г В = Y2 — Yt и С = Z2 — Zx. Подставляя эти значения А, В и С в первое уравнение, получим, уравнение плоскости в виде
(Х2 - Хг) (X Ч XL) 4- (У2 - YJfY -Л) 4- (z2 - ZX)(Z - Zt) = 0.
Для второй хорды будем иметь соответственно
(Х2 - Xi ) (X - Х'1) 4- (Уг - Y'i) (Y - У i) 4- (А - Zi') (Z - zj ) = 0.
Решая эти два уравнения последовательно относительно X, Y и Z, получим уравнения линии пересечения.
Очень полезно для проверки пользоваться и графическим и аналитическим методами.
297
В целях ясности построения траекторий движения точек колеса, в частности оси колеса а1,а1 аг, переносим полученную ось вращения на фиг. 413. Построение ведем в следующем порядке: совмещаем плоскость вращения радиуса оси колеса с горизонтальной плоскостью ZOX вокруг линии пересечения их, т. е. вокруг линии bs. Откладывая от точки s линию st, равную истинной длине получим совмещенное положение стойки шасси tb. В совмещенном положении плоскости траектория колеса (точка а) представляет окружность bF^M^D^A радиуса qb.
Соответственно совмещенное положение хорды ab будет АЬ, причем проекция, например середины хорды т, и совмещенное положение середины ее М должны лежать на прямой Мт, перпендикулярной к оси вращения, т. е. к линии sb.
Необходимое число точек траектории находим так: проводим произвольный радиус, например tFlt находим точку F, проводим лцнию Ff, перпендикулярную к sb, наконец, проводим через полученную точку / линию tj до пересечения с линией Frg, перпендикулярной к оси sb. Это и будет горизонтальной проекцией одного из промежуточных положений радиуса вращения, т. е. оси колеса. Проводя радиус qygr через вертикальную проекцию точки F, т. е. /1; и снося на него точку g, находим вертикальную проекцию точки ft. Выполняя то же построение для ряда других промежуточных положений оси колеса и снося их на плоскость YOZ, получим траекторию оси колеса ааха., в трех проекциях.
Глава VII
КОНСТРУКЦИЯ ДЕТАЛЕЙ ШАССИ
§ 1. ОСИ ШАССИ
Оси шасси в зависимости от силовой схемы могут нагружаться одновременно продольными усилиями растяжения или сжатия и большими изгибающими и крутящими моментами. Поэтому они делаются из термически обработанной высококачественной стали с временным сопротивлением разрыву не ниже 100 кг/мм2 (хромоникелевая,, хромомолибденовая, хромансиль и пр.). Так как ось шасси подвергается ударным нагрузкам, то материал должен иметь удлинение не ниже 6%.
С целью наилучшего использования материала при работе его на продольный и поперечный изгиб и на кручение оси шасси почти всегда изготовляют из труб, наружные диаметры которых должны соответствовать диаметрам втулок стандартных колес. В тех случаях, когда оси нагружены переменным изгибающим момен-
том, что всегда бывает в полуосном, пирамидальном и консольном шасси, толщину стенок трубы также дё/тают переменной путем обточки осей на конус по наружной поверхности. / н
В большинстве случаев yspiH крепления стержней фермы шасси насаживают на ось на особой втулке, скрепляемой с осью коническими шпильками или болтами. В тех же случаях, кшда детали крепления привариваются к оси, сварку надо производить на сыром материале и после этого подвергать ось закалке с последующим отпуском.
298
На фиг. 414 показана тевая половина оси шасси с шнуровой амортизацией. Ось состоит из трубы постоянного сечения; к ней приварена при помощи коробочки d поперечина а для намотки шнурового амортизатора. Между стопорным кольцом с и колпачком b насаживается втулка колеса.
На фиг. 415 показана ось шасси с насаженными на нее узлом и колпачком. Последний крепится на оси болтом, а сам узел приклепывается рядом заклепок. Ось — постоянного сечения-
Полуось пирамидального шасси (фиг. 416) изготовлена из трубы и изогнут? в нижней части. На отогнутую часть насаживаются колесо и узел крепления подксса и амортизационной стойки. Толщина стенок трубы уменьшается по направлению к узлу крепления на фюзеляже, и, кроме того, труба сплющивается в целях уменьшения лобового сопротивления.
В правом углу внизу на фиг. 416 показана ось со стойкой консольного шасси. Ось колеса приварена к колонке т, представляющей собою трубу, обжатую внизу по эллипсу. Для лучшего защемления ось приваривается как со стороны колеса, так и с поотивоположной стороны, для чего в колонке просверливается отверстие по диаметру оси.
§ 2. ПОДКОСЫ
Так как для подкосов шасси расчетной нагрузкой обыкновенно является продольный изгиб, то наивыгоднейшим сечением для них будет круглая труба, которая в целях уменьшения лобового сопротивления для неубирающихся шасси закрывается дуралюминовым обтекателем.
Материалом для подкосов, как и для остальных силовых стержней фермы шасси, за исключением амортизационных стоек и осей, служат углеродистые и легированные стали. Встречаются подкосы из дуралюмина, но применять их вряд ли рационально, так как дуралюмин при работе на продольный изгиб использовать невыгодно. В старых конструкциях шасси подкосы изготовлялись из дерева; в настоящее время дерево для подкосов совершенно не применяют.
Как известно, при расчете на продольный изгиб в пределах применения формулы Эйлера мягкая стало и высококачественные стали почти равноценны, и поэтому для таких стержней шасси вполне оправдывается использование мягкой стали.
Для коротких стержней, расчетные критические напряжения в котооых выше предела пропорциональности, преимущество остается за легированными сталями, так как они в этом случае значительно выгоднее.
299
Если подкос изготовлен сварным из мягкой стали, то ушки крепления выполняются в виде сварной косынки, а иногда даже и просто путем обжатия трубы и приварки шайб. В подкосах из несвариваемой стали заделка концов осуществляется при помощи ушковых стаканчиков, приклепанных к трубам заклепками, а в закрытых местах, к которым нельзя подойти с поддержкой, пистонами.
4
Регулируемая заделке дуралюми новой mpyfoi (одна степень свобод^)
Разрез по АВ
Фиг. 417.
Заделка с Вращением (две степени свободен)
Кордонная I ' заделка (две степень свобода 0} передает Крут мим)
Фиг. 418.
На фиг. 417 и 418 представлены некоторые способы заделки концов дуралюминовых и стальных подкосов с различными степенями свободы, а также показано сечение дуралюминового обтекателя. Обтекатели изготовляются из дуралюмина или электрона толщиной 0,3—0,5 мм и для жесткости имеют прокатки (зиговки).
§ 3. УЗЛЫ
Как было выяснено выше, характер кинематики шасси предопределяет и конструктивное оформление узла.
У шасси с жесткой фермой, к которой через шнуровой амортизатор подвешивается ось с колесами, узлы крепления шасси к фюзеляжу ничем не отличаются от обычного неразъемного соединения. Когда же в систему фермы шасси входят стержни с изменяющейся длиной (амортизационные стойки), то все стержни при сжатии амортизационной стойки перемещаются в пространстве и узлы крепления их усложняются.
Для примера разберем узел крепления к оси осевого шасси амортизационной стойки, подкоса и расчалки (фиг. 415). Этот узел состоит из манжеты /, к которой приварены под соответствующими углами три ушка — для стойки, подкоса и расчалки. К манжете приварен фланец g для крепления тормозного колеса. Этот узел, как видно из фигуры, приклепывается к оси. Из разбора кинематики этого типа шасси (фиг. 388) известно, что амортизационная стойка может перемещаться по образующей конуса с вершиной в точке крепления стойки к фюзеляжу. Поэтому как в ушке с, так и в узле крепления верхнего конца стойки должны быть поставлены универсальные шарниры. Подкос должен крепиться к узлу жестко, чтобы узел не мог повернуться с осью. Для этого к ушку d подкос
%
300
крепится двумя болтами. Крепление подкоса к фюзеляжу должно быть осуществлено при помощи универсального шарнира, так как угол, составленный им с лонжероном фюзеляжа в горизонтальной и в вертикальной плоскостях, изменяется при перемещениях колеса вверх и вниз.
Изображенный на фиг. 416 узел крепления полуоси шасси к фюзеляжу выполнен в виде гребенки, так как такое крепление воспринимает крутящий момент, которым нагружается полуось пирамидального шасси. Узел состоит из гребенки а и наружной обоймы Ь, сваренной с гребенкой и лежащей снаружи обжатой трубы полуоси. Боковины гребенки с, наружная обойма и стенка обжатой трубы приклепываются совместно путем заводки поддержки в особые боковые отверстия гребенки d.
Ось вращения этой гребенки должна лежать на одной прямой с осью крепления подкоса к фюзеляжу, потому что полуось и подкос пирамидального шасси, находясь все время в одной плоскости, будут при сжатии амортизатора качаться вокруг оси, проходящей через точки крепления их к фюзеляжу.
На той же фиг. 416 показан узел крепления полуосей и кабана лолуосного шасси, схема которого приведена на фиг. 367.
Узел состоит из коробочки е с двумя ушками /, к которым болтами присоединяются полуоси. Кроме того, коробочка подвешивается при помощи вертикального болта g к кабану к. Такой узел допускает, во-первых, независимое качание каждой полуоси вокруг горизонтальной оси и, во-вторых, совместное вращение полуосей вокруг вертикальной оси (по луоси в горизонтальной плоскости являютс? неразрезной балкой).
На фиг. 419 показаны некоторые узлы трехстержневых убирающихся шасси. Гребеночное крепление а подкоса первого узла препятствует повороту стойки о вокруг своей оси, так как верхняя часть гребенки входит в соответствующие пазы с стойки. При подъеме же шасси ушки гребенки выходят из пазов, и стойка может совместно с колесом повернуться вокруг своей оси на требуемый угол.
Карданное крепление d амортизационной стойки, сохраняя две степени свободы, в то же время препятствует вращению поршня е амортизационной стойки в цилиндре. Крутящий момент от эксцентрично по отношению к стойке насаженного колеса воспринимается сильно развитыми ушками / крепления подкоса.
Фиг. 419.
Третий узел относится к шасси, изображенному на фиг. 400. Крепление подкоса g к треугольной раме п осуществлено при помощи крестовины к и пустотелого болта I, проходящего сквозь крестовину. Собранное таким образом соединение подкоса с крестовиной вставляется в ушки т треугольной ра.чки. После совместного рассверливания ушков рамки т, крестовины к и болта I все означенные детали стягиваются болтом п. Таким образом подкос может вращаться вокруг болта п и одновременно поворачиваться на своих ушках вокруг болта I.
301
§ 4. ЗАМКИ
Шасси должно надежно стопориться в выпущенном и убранном положениях. Необходимейшими условиями конструкции замка являются безусловная безотказность его и прочность.
Применяются механические, гидравлические, пневматические и электрические замки.
На фиг- 420 показаны два замка с гидравлическим приводом и три механические.
Первый замок состоит из гидравлического цилиндра а, на котором смонтирован второй гидравлический цилиндр Ь, управляющий скобообразным замком с. Половины ломающегося подкоса d при складывании вращаются вокруг осей е. Складывание половин подкоса происходит следующим образом. Под давлением жидкости поршень / подымает замок с, жидкость проходит в цилиндр а и происходит складывание стержня. На фиг. 420 показаны отдельно начало складывания и силовая схема.
Фиг. 420.
На втором гидравлическом замке стопорной собачкой является молоткообразный шток g гидравлического цилиндра. Когда жидкость под давлением отодвинет стальную собачку из пазов, имеющихся в ушках / половин ломающегося подкоса, последний под действием особого подъемника будет складываться, вращаясь вокруг болта к. Посредине показано промежуточное положение складывающегося подкоса.
Механический замок подкоса состоит из двух качалок т, вращающихся вокруг осей о. Вертикальные рычаги качалок посажены вилкообразно на запорные язычки п, распираемые пружиной р. Весь этот механизм смонтирован на верхней части подкоса. Работает замок так: при натягивании троса q, качалки, сжимая пружину, выводят язычки из ушков нижней части подкоса, и под действием особого подъемника подкос складывается.
Замок с ручным приводом, запирающий амортизационную стойку, состоит из двух лекальных рычагов р и г, смонтированных в сварной коробочке. К рычагу р подводятся трос s от пилота и пружина t, устанавливающая рычаг р в указанном на фигуре положении. -
При натяжении троса s рычаг р, поворачиваясь по часовой стрелке, освобождает рычаг г, который от поворота под действием веса стойки с колесом освобождает стойку. При уборке шасси серьга стойки и, прикрепленная к ободу колеса, поворачивает рычаги в исходное положение под действием пружины в тот момент, когда язычок станет в положение, показанное на фигуре сплошной линией.
302
Глава VIII
АМОРТИЗАЦИЯ ШАССИ
§ 1. ОСНОВЫ РАСЧЕТА АМОРТИЗАЦИИ ШАССИ
Амортизацией шасси в дальнейшем будем называть оба амортизирующие элемента шасси, т. е. и амортизаторы стоек шасси, и пневматики колес. Нормы расчета амортизации шасси (1934 г.) указывают два возможных расчетных случая в зависимости от посадочной скорости и размера пневматиков, поставленных на колеса. Для самолетов с посадочной скоростью выше 90 км/час, снабженных стандартными пневматиками, размеры которых меньше чем 1350x300 мм, расчетным случаем надо считать удар в результате наезда колеса при посадке или взлете самолета на «стандартную кочку», высота которой принимается равной 160 мм.
Одного обжатия пневматиков для прохода колеса через такую кочку недостаточно; чтобы не было вертикального перемещения ц. т. самолета, должен включиться в работу и амортизатор. Таким образом высота стандартной кочки будет погашена совместным обжатием пневматика колеса и сжатием, амортизатора. Для этого случая по нормам расчета прочности самолетов безопасная работа, которую должна воспринять амортизация шасси, подсчитывается по формуле
А = 0,00064GV2,
где G — полетный вес самолета в килограммах и V — посадочная скорость самолета в м/сек.
Эта работа должна быть распределена между пневматиками и амортизаторами, причем, если энергия, поглощаемая пневматиками при безопасной перегрузке, А А
будет больше —, то амортизатрры все же должны быть рассчитаны на .
При этом минимальный ход амортизации шасси определяется по формуле S мм — (160 0,25 So — 8max) <s,
где 30 мм — обжатие пневматика на стоянке, 8тах мм — обжатие пневматика при перегрузке, соответствующей безопасной работе, и <ь — коэфициснт передачи, зависящий от геометрических соотношений стержней шасси.
Безопасная работа соответствует перегрузке, которую вполне логично можно назвать безопасной
где лЕ — расчетный перегрузочный коэфициент шасси на случай Е, а 1,5 — коэ-фициент безопасности.
Для самолетов, снабженных пневматиками 1350 хЗОО мм и выше, независимо от посадочной скорости, переход колеса через «стандартную кочку» неопасен и не является расчетным случаем, так как пневматики могут свободно обжаться на нужную высоту. Точно так же и для самолетов с посадочной скоростью менее 90 км/час переезд через стандартную кочку опасности не представляет.
Для Двух последних категорий самолетов расчетным случаем будет парашютирование самолетов или, иначе, погашение кинетической энергии снижаю-щегося самолгга . Нормы расчета прочности самолетов в этом случае предписывают подсчитывать безопасную работу по формуле
А= 0,4 G, где G — полетный вес самолета в кг.
Отклонений от этих основных правил, особо отмеченных в нормах, мы не перечисляем.
В случае, если на самолете стоят колеса баллонного типа низкого давления, способные поглотить всю предписываемую нормами безопасную работу с коэфи-циентом перегрузки «в = , то надобность в амортизаторах шасси отпадает.
При этом нельзя^ забывать, что, во-первых, при обжатии пневматиков колес,
зоз
соответствующем расчетной безопасной работе, обод не должен касаться земли, во-вторых, нужно, чтобы это обжатие не давало, как указывалось выше, перегрузки, превосходящей п = 5~, и, в-третьих, чтобы умноженное на г?е расчетное усилие
на стоянке, приходящееся на колесо, было меньше или равно разрушающему усилию для колеса- Этими тремя соображениями и надо руководствоваться при подборе колеса.
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, КОТОРЫМ ДОЛЖНЫ УДОВЛЕТВОРЯТЬ АМОРТИЗАТОРЫ
Хорошо работающие амортизаторы должны удовлетворять следующим требованиям:
1) амортизатор должен воспринимать при рабочем ходе приходящуюся на его долю работу удара, по величине равную безопасной работе минус работа сжатия пневматиков колес;
2) чтобы не получалось больших перегрузок, амортизатор должен обладать наибольшей эластичностью при рабочем ходе и нарастающей интенсивностью поглощения удара;
3) для возможности воспринятая амортизатором работы последующего удара необходимо, чтобы он возвращался в свое исходное положение не более как через 0,8 сек. после удара;
4) надо всемерно стремиться, чтобы поглощенная амортизатором работа в возможно большей мере превращалась в тепло; в противном случае непревра-щенная в тепло энергия сжатого амортизатора пойдет на работу резкого поднятия центра тяжести самолета (превращение работы в тепло называется работой гистерезиса); ч
5) амортизатор должен обладать малым лобовым сопротивлением;
6) температурные колебания не должны влиять на работу амортизатора;
7) работа амортизатора должна быть безупречной, безотказной и продолжительной;
8) конструкция амортизатора должна быть простой и удобной для осмотра;
9) амортизатор должен быть легким;
10) в конструкции амортизатора должен быть предусмотрен ограничитель предельного хода;
11) изготовление амортизатора должно быть дешевым и простым.
§ 3. АМОРТИЗИРУЮЩИЕ МАТЕРИАЛЫ
В качестве амортизаторов в настоящее время применяются пружины, резина в виде шнуров или пластин, масло в сочетании с воздухом, резиной или пружинами. Используются также для амортизаторов воздух и сила трения материалов между собою.
Стальная амортизация
Сталь для амортизаторов употребляется в виде спиральных пружин. Редкое применение стальной амортизации объясняется следующими ее дефектами:
1) сталь обладает малой способностью поглощать работу; действительно, 1 кг стальной пружины может поглотить около 45 кгм работы, в то время как, например, 1 кг резины поглощает около 450 кгм работы, т. е. в 10 рек больше; таким образом при равных прочих условиях стальная амортизация будет в 10 раз тяжелее резиновой;
2) стальные пружины обладают малым гистерезисом, а следовательно, энергия сжатого амортизатора, не превращенная в тепло, будет отдаваться мгновенно обратно и самолет будет «козлить».
Резиновая амортизация
Резина для амортизаторов употребляется или в виде шнуров, работающих на растяжение, или в виде пластин, работающих на сжатие.
Шнуровой амортизатор. Этот амортизатор изготовляется из большого количества резиновых нитей, заключенных в двойную оплетку из прочной 304
ткани. Оплетка делается так, чтобы шнуры могли вытягиваться не менее чем на 103%. Механические качества шнуровых амортизаторов очень сильно завися! от качества резины и оплетки. Вследствие этого при постановке таких амортизаторов рекомендуется пользоваться лишь данными испытаний, относящимися к единовременно выпущенной заводом партии.
Шнуровые амортизаторы имеют стандартные диаметры 8, 10, 13, 16 и 18 мм', данные о них приведены в ACT. 9СР.
На фиг. 421 приведены графики испытания шнуровых амортизаторов диаметром 8, 10, 13 и 18 мм. На этом графике кривые ро определяют усилия в кг при растяжении шнура в функции относительного удлинения е = . 100. Кри-
<»* *0
вые р1 соответствуют усилиям при сокращении того же шнура после растяжения на 100%, а площади, заключенные между этими кривыми и осью абсцисс, соответственно дают работу растяжения и сокращения шнура. Следовательно, площадь, заключенная между кривыми Ри и Р1г определяет работу гистерезиса. Кривые w определяют работу в кгм, которую надо затратить для растяжения 1 м шнура, в функции процентного удлинения.
Анализ этих кривых, выводы из других исследований и испытаний и наблюдения за работой шнуровых амортизаторов в эксплоатации, приводят к следующим выводам:
1. Шнуровой амортизатор имеет низкий коэфициент гистерезиса — приблизительно 0,18*.
Таким образом около 82% энергии удара аккумулируется в амортизаторе и отдается им после снятия нагрузки обратно почти мгновенно. Отсюда вытекает необходимость в устройстве обратного мощного амортизатора и ограничителя обратного хода. В противном случае самолет при посадке будет «козлить», так как непревращенная в тепло работа пойдет на работу поднятия ц. т. самолета.
2. На первый взгляд представляется наиболее выгодной работа амортизатора при большом относительном удлинении, так как удельная работа шнура сильно возрастает с увеличением удлинения. Однако удлинения больше 40—50% в эксплоатации допускать не следует, так как иначе шнур будет скоро изнашиваться.
* Коэфициентом гистерезиса называется отношение
, _ работа гистерезиса общая поглощенная работа
Конструкция самолетов—228—20
. 305
3. Шнуровой амортизатор сильно реагирует на изменения температуры: От жары он трескается, а от мороза смерзается, теряя в том и другом случае свои упругие качества.
Малый гистерезис, чувстт стельность к изменениям температуры и большое лобовое сопротивление препятствуют широкому применению шнуровых амортизаторов.
Пластинчатая рез и-н а. Эта резина применяется для работающих на сжатие амортизаторов круглой и обтекаемой формы, различной высоты с вырезами для прохода телескопически соединяемых труб, а иногда и для стяжных болтов. Круглые амортизационные пластины стандартизованы по ACT 75-С и 75-С. Опорная поверхность пластин выбирается из условия, что при стоянке самолета удельная нагрузка не превосходит 18 кг/см2.
Фиг. 422.
Механические качества амортизаторов круглой и обтекаемой"формы приведены на фиг. 422. Кривые о дают усилия напряжения сжатия (к?/см2), а кривые w — соответствующую удельную работу (кг см)см3) в функции относительного сжатия.
Механические данные пластинчатого амортизатора зависят от качества резины, формы пластины, сечения пластины и вырезов, а потому приведенным графиком можно пользоваться лишь для грубых прикидск. В каждом отдельном случае необходимо делать специальные испытания пакета из нескольких пластин.
На основании испытаний и наблюдений при эксплоатации можно [сделать следующие выводы:
306
1) коэфициент гистерезиса для резиновых пластин колеблется от 0,25 до 0,5 при относительном сжатии 30—50%; следовательно, пластинчатая амортизация, так же как и шнуровая, требует установки обратного амортизатора или ограничителя обратного хода, хотя и меньшей мощности;
2) наиболее выгодно использовать пластинчатый амортизатор на больших относительных сжатиях; однако пластины скоро изнашиваются при относительных сжатиях больше 50%;
3) пластинчатый амортизатор, так же как и шнуровой, теряет упругость при низкой температуре;
4) высота пластины Л сильно влияет на сопротивление резины и на ее работу. При большой высоте пластины стремятся потерять устойчивость. Другим параметром, определяющим упругость пластин, являются размеры вырезаемых в них •тверстий. Если пластины имеют отношение A 1,5 (фиг. 423), то, как показала
практика, можно получить вполне удовлетворительно работающий пластинчатый амортизатор. Не следует составлять буфер больше чем из 20 пластин, так
как такой буфер будет иметь тенденцию к одностороннему выпучиванию вследствие искривлений и сдвига пластин.
Для улучшения работы пластин они должны иметь возможность свободно расширяться в стороны, для чего между ними ставятся гладкие шайбы из дуралюмина.
Прокладки цз корда в пластинах значительно повышают качество пластинчатого амортизатора и увеличивают срок эксплоатации.
Достаточный коэфициент гистерезиса, меньшее по сравнению со шнуровым амортизатором лобовое сопротивление, простота конструкции и дешевизна пластинчатых амортизаторов способствовали широкому приме
нению их на легких самолетах. Фиг. 423.
Для самолетов с полетным весом больше 2000 кг
диаметр пластин получается очень большим, вследствие чего в весовом и в аэро-
динамическом отношениях пластинчатые амортизаторы становятся невыгодными.
Расчет резиновой амортизации. Расчет этот сводится к следующему:
Пусть в распоряжении конструктора имеются, как это обычно бывает, следующие данные: полетный вес самолета G = 2000 кг; посадочная скорость V — — 90 км/час; усилие, приходящееся на колесо на стоянке, Р = 890 кг; передаточное число т=0,7б; самолет относится к первой группе (истребитель); колеса тормозные.
Ход расчета. Расчет ведем для фермы шасси с несжатым амортизатором; задается пц — 4; пластины принимаем круглыми. г
1. Определяем безопасную работу по нормам прочности
А = 0,00048 GV2 = 0,00048 • 2000 ( 2^600 кгм.
’ \ 3,6,'
2. Подбираем размер колеса по табл. 30 (стр. 324). Подходящим оказывается колесо размерами 600x150 с данными: РСТат = 900 кг, Роб =4000 кг, Доб— — 240 кгм при Аоб;к= 120 мм.
3. Определяем гН0Л.Сеа = 890 • 4 —3560 кг.
4. Принимая, что поглощаемая пневматикой работа пропорциональна квадратам усилий, действующих на колесо \ определяем работу пневматика до Рбсз— — 3560 кг.
А, = До» 5- = 240 ( 2®)’ = 190 кгм.
Гоб '
* Закон обжатия пневматика принят в функции действующего усилия прямолинейным фиг 425).
307
5. Определяем работу, приходящуюся на амортизационную стойку Аш.б = = 6®° —190 = 110 кгм, т. е. меньше 50%. Гю нормам прочности в этом случае надо рассчитывать амортизационную стойку на 50% от А , т. е. на
600 п -
Aim. 6 = • 0'5 = 1J0 кгм.
6. Определяем усилия, действующие по стойке на стоянке и при воспринятии ею безопасной работы:
п %ол ___ 800 . .
- ам. ст — -в - — 0>7бр — 1105 кг,
п %:ол без ЗГ60 .ссг,
Ргм.в^ - ? — = 07б^4б50 кг.
7. Задаваясь опорным давлением аст= 18 кг/см2, определяем опорную площадь буфера амортизационной стойки.
FPqt 1150 а л 9
~~ 64 СМ2 .
°ст 18
8. Проверяем на конечное абез:
®без ^ст * Пб — 18'4 = 72 к? [см2, дающее по диаграмме на фиг. 422 относительное сжатие 41,5%, т. е. в пределах допустимого.
9. Определяем по диаграмме на фиг. 422 удельные работы, соответствующие сст= 18 кг)см2 и збеа == 72 кг/см2. Соответственно получаем ivCT= 2 кг cm)cj^ и и>оеа= =9,5 кг-см'см3.
Используемая удельная работа при ударе будет
и^без — ИЦт = 9,5 — 2 — 7,5 кг • см-см3.
10. Определяем высоту затянутого буфера „ Ам.б 15000 = -64Г7.Г = 315 ММ-
11. Высота незатянутого буфера будет
I 1-1 Н» _ 315 ,пс
Я 1 - /ст 1-0,22 405 ’
Принимая высоту пластин h = 25 мм, получим необходимое исло нлас-ин:
п=~2Г-Л1-
12. Проверяем по нормам прочности ход амортизатора. Рассчитанный нами амортизатор дает ход:
5% = Н(1б- /ст) = 405 (0,415 - 0,22) = 79 мм.
По нормам прочности-
Smin = ® (150 - 0,25 SCT - £max).
Предварительно находим \
• Рст = • 1150 34,5 ;
• Рбез = • 3560 107 ММ.
Следовательно, Sm;n= 0,75 (1604-0,25 • 34,5—107) sj 47,5 мм. /Ложно считать, что подобранный аморгизатор удовлетворителен. При подборе пластин можно было бы учитывать динамический эффект нагружения амортизатора при посадке, увеличивающий упруюсть резины на Ю—20%, что сказалось бы на уменьшении высоты буфера.
Для смягчения обратных ударов' при рулении и для уменьшения «подпон-гивания самолета пластинчатые амортизаторы собирают с предварительной "за-308
тяжкой их. Предварительная затяжка обычно составляет 10% от усилия, приходящегося на столку при стоянке. Если в произведенном расчете учесть влияние предварительной затяжки, то высота буфера будет немного меньше.
Слеэ-пчевматические амортизаторы
Масло в системе жидкостного амортизатора является удобным материалом, но при использовании его для этой цели необходим какой-то агент, возвращающий амортизатор, сжатый во время рабочего хода, в исходное положение, так как масло, как всякая жидкость, несжимаемо, а потому и не обладает упругими качествами.
В настоящее время масло используют в амортизаторах в сочетании с воздухом, резиной или пружинами.
Воздух играет в основном роль аккумулятора энергии и агента-восстановителя, а работа гистерезиса падает на масляную смесь, резину или пружины.
Работа любого жидкостного амортизатора основана на использовании сил сопротивления проходу жидкости через малые отверстия. Эти силы сопротивления пропорциональны квадрату скорости движения поршня и обратно пропорциональны площадям отверстий, через которые проходит жидкость. В этом состоит принципиальное отличие этих амортизаторов от пружинных, резиновых и воздушных, сила сопротивления которых зависит лишь от упругих деформаций примененного амортизирующего материала.
Это существенное отличие жидкостных амортизаторов сказывается и на характере их работы. Жидкостные амортизаторы особенно сильно работают в первые моменты прикосновения самолета к земле, когда последний имеет большую вертикальную скорость. Упру1ле же амортизаторы в это время развивают малые •илы сопротивления, так как они не успели еще в достаточной степени растянуться (сжаться).
В конце же хода амортизатора картина получается обратная: сила сопротивления упругих амортизаторов значительна, так как деформации их велики, а сила сопротивления жидкостных незначительна, так как вертикальная скорость •амолета мала, а следовательно, и скорость поршня амортизатора также мала.
Таким цбразом видно, что сочетание упругого амортизатора с жидкостным, дополнение ими друг друга, является весьма удачным.
На фиг. 424 показаны применяющиеся схемы олео-пневматических амортизаторов. Во всех схемах имеется система, состоящая из поршня а с цилиндром Ь, в нижней части которого помещается масляная смесь; в пустотелом поршне додержится сжатый до известного давления воздух; при последней схеме воздух содержится в цилиндре.
Усилие, приходящееся на амортизационную стойку при стоянке, уравновешивается давлением сжатого воздуха. При посадке под действием увеличившегося усилия поршень (цилиндр) идет вниз, выдавливая масло из камеры, d в камеру «, отчего воздух сжимается до тех пор, пока давление сжатого воздуха не уравновесит усилие. Таким образом во время движения вся сила сопротивления амортизатора будет в любой момент равняться сумме сопротивлений: статического — сжатого воздуха — и динамического — торможения масла при проходе через отверстия с. После снятия нагрузки сжатый воздух перегоняет масло через соответствующие отверстия обратно в камеру d, и цилиндр (поршень) возвращается в исходное положение. Амортизаторы имеют кольцевые пространства g, в которых размещают набивку, стягиваемую кольцал.и т, и упоры л, фиксирующие исходное положение поршня.
Отличие каждой из указанных схем ясно из надписей под рисунками. Четвертый и пятый амортизаторы имеют клапаны обратного действия, поставленные для того, чтобы ускорить при обратном ходе переход смеси в камеру d, что сильно сокращает время возвращения амортизатора в исходное положение. Кроме того, оба эти амортизатора имеют проходные кольцевые отверстия переменного сечения, что достигается путем установки иглы переменного сечения по ходу поршня. Это сделано для того, чтобы получить наибольшее торможение в конце хода поршня, когда скорость его становится незначительной.
309
Таким образом, в амортизаторах с торможением при рабочем ходе нормированная безопасная работа будет поглощаться в виде обратимой работы — работы сжатия воздуха — и необратимой работы — работы потерь скоростного потока масляной смеси (работа гистерезиса — работа, превращенная в тепло), перетекшей из камеры d в камеру е. При обратном ходе нерассеянная энергия сжатого воздуха отдается обратно, за исключением малой ее доли, затрачиваемой опять-таки на работу незначительного торможения смеси, перетекающей из камеры е в камеру d через большие отверстия.
Рабочий лоб
Постоянное Постоянное
На рабочем На обратном ходе ходе
Снизу Снизу
Фиг. 424.
Переменное
Н» рабочем ходе
Ночь
Снизу
Переменнее
На рабочем ходе
Есть.
Сверху
Проходное отверстие
Торможение
Обратный клапан
Постоянное
Незначительное при прямом и обратном ходах
Расположение цилиндров
Снизу
В амортизаторах с торможением при обратном ходе’рабочий цикл получается обратным, т. е. получается незначительная работа гистерезиса во время рабочее» хода и основная работа гистерезиса при обратном ходе.
Амортизаторы с торможением при обратном ходе отличаются большой плавностью работы при рулежке и меньшими перегрузками от ударов в начале хода амортизатора, но зато они по сравнению с амортизаторами, дающими торможение при рабочем ходе, требуют ббльших габаритов и больше времени на обратный ход.
Д ля разъяснения картины совместной работы пневматика колеса и олео-пневматического амортизатора рассмотрим несколько диаграмм на фиг. 425. Диагр аммы I относятся к пневматикам, II—к амортизатору с торможением смеси при рабочем ходе, а остальные — к амортизаторам с торможением смеси при об-310
I
ратном ходе. По оси ординат^отложечы усилия, а по оси абсцисс — соответствующее обжатие колеса или ход поршня амортизатора. Изменение усилия при обжатии пневматиков в пределах безопасной работы считаем, идущим по прямой1 AD, где АЕ и А С—соответственно обжатия пневматика при стоянке и при конечном ходе амортизатора. Площадь, заключенная между прямой ADRB и осью абсцисс, Кудет давать работу пневматика при соответствующем обжатии его.
изменения давления
[Кривые GbH дают схематическое изображение закона
в верхней воздушной камере в функции хода поршня. Закон изменения давления в воздушной камере принят адиабатическим (отсутствие подвода и отвода тепла), так как суммарное время рабочего и обратного хода незначительно (по нормам не более 0,8 сек.), а следовательно, и рассеивания теплоты за такой короткий промежуток времени не сможет произойти. Кривая GaH дает закон изменения давления в мае пяной камере d, и, наконец, кривые) HmFG и Нс FG дают зак^н изменения давления в нижней масляной ка.мере при обратном ходе. Площадь, заштрихованная наклонно, представляет работу гистерезиса при прямом ходе, заштрихованная горизонтально, — работу гистерезиса при обратном ходе, и площадэ заштрихованная вертикально, представляет нерассеянную работу, отдающуюся амортизатором в виде обратно! о удара. Отношение площади CaHLF к площади пит ж cz [\C-c.HLF
PHLF называется коэфициентом полноты диаграммы и обозначается = [jphlf ' Выше 0,85 ij не берется.
Сравнивая диаграмму II с диаграммой III, т. е. диаграммы для амортизаторов, имеющих один и тот же ход першня и одно и то же начальное и конечные давления, видим, что амортизатор с обратным торможением не сможет при этих условиях поглотить предписываемую нормами безопасную работу, так как пло-щадпвсегда будет меньше площадиFGaHL.
Пьлучит ь и при амортизаторе с торможением при обратном ходе требуемую работу можно или повысив начальное давление и оставив теми же ход и конечное давление (диаграмма IV), чтобы площадь F2G2a2H2L2 была равна площади FGaHL. или же соответственно увеличив ход поршня и сохранив начальное и конечное давления, чтобы □ F3Ci3fl3H3L3 = □ FGaHL (диаграмма V).
При переменном проходном отверстии (диаграмма II) давление в масляной камере за рабочий ход будет изменяться по кривой GkH, лежащей немного выше кривой GaH.
При пеоеменном сечении иглы можно добиться, при сохранении коэфициента полноты диаграммы, увеличения силы сопротивления в конце хода поршня,
1 При точном п (дсчете надо пользоваться или диаграммами статических испытании или 'рафиками, указанными в книге проф. Ростовцева «Строительная механика самолета».
311
что очень выгодно, так как в этом случае силы сопротивления в начале и конце движения поршня будут относительно уравниваться. При установке обратного клапана, при равных прочих условиях, закон изменения давления в масляной камере при обратном ходе будет выражаться кривой HcQg и, следовательно, работа гистерезиса будет меньше, чем для амортизатора без обратного клапана (кривая Hir.FG на диаграмме II).
Из рассмотрения этик графиков и на основе имеющихся материалов можно притти к следующим выводам.
1. Применение торможения смеси при прямом ходе дает более жесткую амортизацию. Для самолетов, снабженных стандартными пневматиками размером менее чем 1350 хЗОО мм, переход через «стандартную кочку» становится до некоторой степени опасным при применении уменьшающегося по ходу поршня проходного отверстия для масла, так как в этом случае амортизатор будет работать как твердое тело, и после обжатия пневматика вся сила удара передается на конструкцию самолета.
Чтобы избежать такого удара, олео-пневматические амортизаторы с торможением при рабочем ходе желательно снабжать предохранительным клапаном, который открывал бы дополнительный проход для масла в том случае, когда давление превысит определенную величину.
Надо отметить, что установка предохранительного клапана сильно усложняет конструкцию амортизатора; кроме того, не всегда можно установить этот клапан из-за малых размеров поршня.
Ударной передачи усилия при переходе через кочку не будет, если амортизатор имеет обратное торможение, т. е. большое проходное отверстие при рабочем ходе и малое — при обратном, так как §ря работа удара, почти без потерь, пойдет на сжатие воздуха.
Практика подтвердила эти соображения, и амортизаторы с торможением при обратном ходе работают при рулежке и разбеге пла, но, воспринимают все неровности аэродрома, а ц. т. самолета почти не перемещается по вертикали. Недостатком этих амортизаторов, как было сказано, являются большие габариты, значительный вес и большое время обратного хода.
2. Применение при прямом торможении иглы переменного сечения увеличивает работу гистерезиса и торможение к концу хода поршня.
3. Увеличение начального объема воздуха при постоянных коэфициенте перегрузки п и начальном давлении приводит к увеличению поглощаемой работы и к увеличению хода поршня, причем коэфициент полноты диаграммы почти не изменяется.
4. Увеличение начального давления при постоянных поглощаемой работе, начальном объеме и перегрузке п приводит к увеличению хода.
5. Изменение начального объема воздуха и его давления при сохранении постоянства произведения давления на объем не отражается на общей диаграмме работ.
6. Площадь проходных отверстий должна составлять 3—5% от площади поршня; при большей площади отверстий работа торможения недостаточна, а при меньшей — возникают большие перегрузки. При площади отверстий, составляющей 8% площади поршня, расчет лучше вести только на воздух.
Из разобранных принципиальных схем олео-пневматических амортизаторов наиболее распространены схемы с торможением жидкости при рабочем ходе с переменным проходным отверстием и схемы с торможением при обратном ходе. Предпочтительно первую схему применять на больших самолетах, с большими пневматиками, а вторую — на малых.
Все, что говорилось об олео-пневматических амортизаторах, применимо и по отношению к масляно-резиновым и масляно-пружинным амортизаторам. Надо лишь в диаграмме усилий заменить кривые давления воздуха кривыми упругости для соответствующего материала.
Так как резиновый и стальной амортизаторы хорошо работают в конце хода, а жидкость — в начале хода (большая скорость), то совместное их использование в конструкции амортизатора весьма выгодно и дает высокий коэфициент ?по л ноты диаграммы.
312
Подбор габаритных размеров олео-пневматического амортизатора. Произведем примерный подбор габаритных размеров олео-пневматического амортизатора.
Данные для расчета: полетный вес самолета бПол = 1675 кг-, посадочная скорость 105 км/час; усилие на цолссо при стоянке 716 кг; передаточное число <р = 1,04; самолет относится к первой группе (истребитель); колеса полубаллонные 600 х 150 мм.
Ход расчета. Расчет производим для шасси с несжатой амортизацией. Задаемся пбез = 3,5.
1. Определяем безопасную работу по нормам прочности
А = 0,00048 GV2 = 0,00048 - 1675 • () = 715 кгм.
2. Выбранное колесо по табл. 30 имеет следующие данные:
РСт — 900 кг; Ро6т — 4000 кг; Доб = 240 кгм и /гОб»< = 120 мм.
3. Определяем Ркол.'без = РстПбез = 716 • 3,5 ~ 2500 кг.
4. Считая, что поглощаемая работа обжатия пневматиков пропорциональна квадрату действующих усилий напневматик, находим работу обжатия до Ркол- без
2 2
=94 кгм.
обж
5. На один амортизатор будет приходиться работа:
Дам. без = 4 ~ Лпбез. = - 94 - 263,5 К2М .
6. Усилия, действующие на стойку амортизатора при стоянке с учетом пб, будут
Р _ !Ркол. ст _ 7,6~fiR7 к? Р . _-Ркол..без _?2500
Гам. ст — ~ — । — OOI Кг , г ам. ст. без — -------— । 2420 K2.
7. Задаваясь коэфициентом полноты диаграммы ij — 0,85, определяем ход амортизатора:
S = —а“ = 0,128 м = 128 мм.
TJ ’ 'без. ам 1
8. Проверяем ход амортизатора с минимальным потребным ходом:
где
и
120
>ст = 4000 ’ 715 = 21,4 ММ
—
Swin= <? (160-}-0,25 80-BmaI), йоб ^об
^без — р Рбез. ст = 4qqq ' 2500 = 75 ММ',
когда
Smin = 1,04 (160 — 0,25 • 21,4 — 75)^ 89,4 мм < 128 мм.
9. Задаваясь давлением на стоянке в воздушной камере равным Р — 20 кг/см2* получим Fn-
Г" ’ * СТ. СТ 687 о 4 О Г 9
Fn = - р = 20 = 34,35 см2,
откуда
34,35 • 4
-^14-= S 6’6 СМ-
10. Задаваясь сечением иглы = 18 мм, 'определяем объем масляной камеры амортизатора
Г’мас —
Г ndn
L z4
3,14 • 6,62 3,14 • 1,82
я
•] 12,8 = 407 см3.
4
4
11. Для определения необходимого начального объема воздуха воспользуемся двумя уравнениями.
Фиг. 426.
Начальный объем воздуха должен равняться конечному объему воздуха плюс объём перетекшего масла, т. е.
^нач = ^клн “Ь ^мас > (I)
считая, что сжатие воздуха происходи! по адиабате, имеем
i V Р
7Л’4 р _ 1,4 р ( нач ) __/нон_
^нач *нач — «'нон *кон > 1 • \ ~ j — р ~ — П&
*нон ' гни
ИЛИ 4 ,
(V \ * ’’
—- ) = 3,5 .
уког
Решая эти уравнения, получим гпа„ =687 см3 и vH0H = 280 см3.
Этих данных вполне достаточно для намечения габаритов амортизатора.
Пневматические амортизаторы
Заключения, к которым мы пришли при разборе олео-пневматических амортизаторов, применимы в основном и для пневматических амортизаторов. Конструктивная схема пневматического амортизатора и диаграмма работы его ничем не отличаются от таковых для олео-пневматического амортизатора.
Разница заключается лищ , в том, что в камере d (фиг 424) при пневматическом амортизаторе будет помещаться воздух, а не жидкость, и отверстие с, ввиду меньшей вязкости воздуха, будет гораздо меньше, чем в олео-пневматическом амортизаторе
Достоинство пневматических амортизаторов заключается в том, что они практически не реагируют на колебания температуры, имеют достаточный гистерезис, малые лобовое сопротивление и вес. К недостаткам их надо отнести трудность обеспечения непроницаемости соединений вследствие малой вязкости воздуха. Между тем для пневматического амортизатора особенно важна герметичность системы, так как утечка воздуха из пневматического амортизатора может повлечь за собой аварию при посадке. В случае утечки воздуха из олео-пневматического амортизатора аварии не произойдет, так как часть работыудара, даже при полной утечке воздуха, будет поглощена тормижением при перетекании масла
Амортизаторы, работающие трением
Принципиальная схема таких амортизаторов должна состоять, во-первых, из двух соприкасающихся элементов, между которыми во время перемещения одного относительно другого развивается усилие трения, и, во-вторых, из агента-восстановителя, который возвращал бы, после снятия нагрузки, детали амортизатора в первоначальные положения. Разработанные конструкции подобного рода амортизаторов отличаются простотой и удобством ухода за ними. Трудность достижения плавного хода, нагревание и быстрый износ трущихся элементов явились причиной крайне ограниченного ^применения таких амортизаторов.
3 4. КОНСТРУКЦИЯ АМОРТИЗАТОРОВ Конструкция стальных амортизаторов Примером конструкции стальных амортизаторов является амортизатор (фиг. 426), составленный из двух труб, телескопически соединенных между собою и являющихся составными частями амортизационной стойки. К каждой из этих труб приварены сварные буферы а, между которыми размещены средняя основная стальная пружина и две боковые. По осям боковых пружин поставлены натяжные болты Ь. Нижняя труба использована в качестве цилиндра, в который налита морозостойкая жидкость с, а верхняя труба представляет собою поршень, в донышко которого вставлен клапан d. Пространство над поршнем соединено
с атмосферой. При рабочем ходе (сжатии пружин) клапан со своеги седла поды-
314
мается вверх, и смесь почти без торможения перетекает в поршень. При обратном же ходе клапан садится на свое седло, и смесь может протекать из поршня в цилиндр через малое отверстие е в клапане d. Для уменьшения мало полезного
первоначального хода амортизатора применяется предварительная затяжка, равная примерно 10% усилия на стоянке.
Как уже было указано выше, стальные амортизаторы обладают очень малым гистерезисом и большим весом.
Конструкция шнуровых амортизаторов
Шнуровая'амортизация ставится илиТв виде промежуточной соединительной детали между осью и фермой шасси или в виде составного элемента конструкции стойки шасси. • ' fe.;
Первый тип, преобладавший на старых самолетах, теперь применяется редко. Кон- j струкция шнуровой*амортизации самолета Альбатрос (фиг. 427) несложна—между
осью и [распорками петлей намотан шнуровой амортизатор. Конструкция эта допускает лишь незначительные боковые перемещения оси от боковых ударов в колеса. Чтобы избежать аварии в случае разрыва шнурового амортизатора, ставят предохранительный трос а, ограничивающий ход шасси и при разрыве
Фиг. 428.
Другой тип шнурового амортизатора представлен на фиг. 428. К штоку « (фиг. 428, /), проходящему через втулку рамы Ь, прикреплена поперечина с. На этой поперечине с и верхней части рамы b укреплен ряд кронштейнов d, между которыми надеты кольца из шнурового амортизатора. Применение колец вместо непрерывного шнура удобнее и выгоднее при эксплоатации. При износе кольца в каком-либо одном месте кольцо можно заменить новым, а при износе шнура приходится выбрасывать весь амортизационный шнур; кроме того, шнур может размотаться при посадке.
Амортизатор, показанный на фиг. 428, II, состоит из двух верхних труб е, закрепленных в нижней поперечине /, и одной нижней трубы h, закрепленной в верхней поперечине к. Между кронштейнами поперечин надеты кольца из амортизационных шнуров I. В местах прохода труб через подвижные поперечины поставлены подшипники т. Энергия растянутой амортизации при обратном ходе частично поглощается торможением масла поршнем п в цилиндре р. Так как отверстие поршня постоянно, то торможение будет и при рабочем ходе. Ограничителями хода являются стопорные кольца S.
315
Конструкция пластинчатых амортизаторов
На” фиг. 429 показаны две конструкции пластинчатого амортизатора. Амортизатор, показанный на фиг. 429, I, состоит из трубы а, составляющей одно целое с буфером Ь, и телескопически надетой на трубу с, составляющей одно целое с буфером (1. Между буферами bud закладывается ряд резиновых колец е, разделенных между собой дуралюминовыми прокладками /.
Под гайки стальных болтов подложены шайбы и маленькие резиновые пластины • к, выполняющие роль обратной амортизации. При ударе шасси о землю резиновые пластины 'е сжимаются, а при обратном ходе непоглощенная энергия через прутки расходуется на работу сжатия пластин к.
Необходимыми условиями хорошей работы амортизатора являются тщательная пригонка телескопических труб и достаточная длина их касания ,(не менее 3—4 диаметров меньшей трубы). Слабым местом этой конструкции является обратная амортизация, которая вследствие малых размеров и больших давлений скоро изнашивается. *
На фиг. 429, II показана конструкция амортизатора самолета Форд. С внутренней стороны неподвижных, скрепленных с соответствующими трубами, буферов I на трубы надеты скользящие буферы т и п, которые тросами р и q соединены с неподвижными буферами. Нижний подвижный буфер т соединен тремя тросами р с верхним неподвижным буфером I, а верхний подвижный буфер п соединен тремя тросами q с нижним неподвижным буфером с.
На фиг. 429, II стойка показана при стоянке, причем тросы отрегулированы так, чтобы резиновые кольца имели предварительную затяжку, равную 10% действующего усилия.
Прямой ход происходит так же, как в только что разобранном амортизаторе. При обратном ходе удлинение стойки, большее чем допускает длина тросов, вызывает сжатие тех же резиновых п'ластин, так как натянутые тросы сближают между собой подвижные буферы.
316
t
Конструкция олео-пневматических амортизаторов
На фиг. ^30—433 представлены конструкции олео-пневматических амортизаторов с торможением при прямом ходе. Смесь глицерина с чистым этиловым
Фиг. 430.
спиртом заполняет нижнюю часть цилиндра, покрывая немного верхний конец иглы пеоеменного сечения. Воздух заполняет всю верхнюю камеру поршня. При прямом ходе масло проходит в воздушную камеру только через кольцевой зазор между иглой / и клапаном d (фиг. 431). Чтобы к концу хода поршня получить наибольшее торможение и чтобы в начале хода не получалось больших перегрузок, игла / имеет переменное по высоте сечение, так что в начале хода получается большой кольцевой зазор, а в конце хода — малый.
При обратном хиде под действием повышенного давления в воздушной камере клапан d, сжимая пружину е, открывается. Масло интенсивно перетекает из
Фиг. 431. Фиг. 432.
верхней камеры в нижнюю не только через кольцевой зазор между клапаном и иглой, но и через кольцевой зазор ме;кду клапаном d и телом поршня g. Упругость пружины должна быть такой, чтобы клапан закрывался, прежде чем поршень дойдет до своего крайнего положения. В противном с ну чае амортизатор будет возврат [аться в исходное положение с ударом, потому что масло станет перетекать через оба кольцевых пространства, а следовательно, и слабо тормозить.
Непроницаемос'"1 обеспечивается набивкой (фиг. 431), состоящей из металлических конец a qfecoHHoro профиля, на которые налеты кожаные манжеты Ь. Эти манжеты в нижних своих частях обрезаны на-нет для лучшего прилегания под действием масляного давления к стенкам поршня и цилиндра. Как показала эксглоатация такого амортизатора, 5—6 колец обеспечивают непроницаемость.
На фиг.432 показано крепление иглы амортизатора. В донышко поршня ввернута пробка а, на верхнюю часть которой опирается шаровой поверхностью хвостовик b иглы с, удерживаемый стопорной гайкой d. Хвостовик слегка зажат и допускает малые колебательные движения иглы. Благодаря этому игла всегда будет ориентироваться при работе амортизатора строго по оси клапана d.
На фиг. 433 показана конструкция штуцера «ля зарядки амортизатора. Штуцер размещается в верхней части амортизатора (фиг. 430). Он состоит из иглы а с внутренним проходным каналом b и выходными радиальными отвер-
' 317
4
стиями с. Игла, ввертываясь в корпус штуцера (I, с большим’нажимог. садится на седло е выходного отверстия корпуса и тем самым обеспечивает герметичность. Корпус нпуцера d туго зажимается гайкой /
'^9 с прокладками в цилиндре амортизатора /.
Зарядка производится так: во внутреннюю часть иглы ввертывается ниппель шланга от баллона с сжатым воздухом. Затем игла немного вывертывается, и тогда только открывается вентиль баллона с сжатым воздухом. Накачав воздух до расчетного давления (проверяется по манометру), закрывают вентиль баллона, затем сильно затягивают иглу и после этого отсоединяют шлаш баллона.
На фиг. 434 показана конструкция олео-пневматической амортизации системы Гросс, где торможение смеси в основном происходи при обратном ходе пор-
Фиг. 433. шня. Верхняя часть амортизатора а — цилиндр — и
нижняя часть его с — поршень—заканчиваются стаканами d и Ь, в которых крепятся трубы стойки шасси. Масла наливается столько, чтобы на стоянке над поршнем был слой, достаточный для регулировки рабочего давления.
При прямом ходе от перемещения поршня вверх вместе с находящимся над его головкой маслом е, воздух в камере а сжимается, поглощая работу удара колес о землю. Параллельно с этим, тарельчатый клапан g, посаженный на неподвижном штоке к, подымается, и масло с незначительным торможением переходит из камеоы т в камеру / через отверстия t и через кольцевой зазор h.
В то же самое время шток к выдавливает из камеры / часть масла в верхнюю камеру цилиндра а через постоянный кольцевой зазор между штоком к и головкой поршня.
При обратном ходе масло из камеры а входит в камеру т через кольцевой зазор Л, так как тарельчатый клапан g под давлением масла в камере /, большим, чем давление в камере т, сядет на место. Таким образом получается сильное затухание скорости возвращения поршня в’исход-ное положение. Кольцевые проходы Л постоянны по величине. Масло, перетекшее при прямом ходе в камеру цилиндра, при обратном ходе возвращается по прежнему кольцевому зазору с известным торможением.
Таким образом в этой конструкции при прямом ходе торможение незначительно и происходит вследствие перетекания масла из камеры поршня т в камеру цилиндра а. При обратном ходе происходит сильное торможение масла всл щствие перехода масла из камеры а в камеру /, а также обратного перетекания из камеры цилиндра / в камеру т поршня.
Набивка о состоит из прорезиненного брезента. Степень ее уплотнения автоматически регулируется пружинами р. Направляющая диафрагма п не имеет уплотняющих колец.
Диафрагма смазывается масленкой Серк г. В качестве жидкости используется американское масло Колдекс, при
меняемое в холодильных машинах и незамерзающее до — 40°. Первоначальное давление воздуха составляет от 10 до 15 кг/слс1.
На фиг. 435 показана конструкция олео-пневматического амортизатора фирмы Виккерс с верхним расположением цилиндра. Торможение в этом амортизаторе происходит при обратном ходе. При движении поршня и вверх, ныряло Ъ выдавливает масло из масляной камеры с в воздушные камеры d и е через кольцевой зазор к и отверстие g в ныряле. Одновременно с этим смесь проходит через клапаны h в образующееся кольцевое простоанство /. При обратном движении
>иг. 434
318
смесь из камер d и е через те же проходные отверстия перетекает в камеру с. Смесь же из кольцевого пространства / будет перегоняться с большим торможением, так как клапаны подымутся кверху и перекроют большие проточ-
ные каналы, оставив открытыми лишь маленькие отверстия.
Через контрольную трубочку I спускается излишняя смесь. Накачивание воздуха до рабочего давления (около 20о/п) производится через штуцер т. Чтобы поршень не проворачивался относительно цилиндра, по’ наружному диаметру его сверху вы-фрезерованы канавки п, в которых скользят шпонки о, укрепленные болтами р в цилиндре. Отсутствие пружин в амортизаторе служит залогом безотказности работы его.
Олео-пневматический амортизатор, показанный на фиг. 430, имеет поршень сверху, а цилиндр снизу; у двух же амортизаторов, показанных на фиг. 434 и 435, цилиндр расположен сверху, а поршень —снизу. Обе эти схемы имеют свои достоинства и недостатки. Расположение цилиндра сверху позволяет подкрепить амортизационную стойку подкосом к неподвижному цилиндру, чего нельзя сделать при поршне, расположенном сверху, без изменения положения колеса по отношению к самолету при посадке.
В конструктивном же отношении амортизатор при расположении цилиндра вверху получается более сложным, тяжелым, с большими габаритами, так как приходится ставить разделительные диафрагмы или применять особые ныряла.
При проектировании олео-пневматических амортизаторов надо иметь в виду, что если они работают на кручение, то необходимо предусмотреть в конструкции или шлицы (фиг. 435) или траверсы. Если же, кроме того, эти амортизаторы работают и на поперечный изгиб, то необходимо развить опорную базу между поршнем ц цилиндром так, чтобы обеспечить необходимый реактивный момент. В этом случае скользящие опорные базы должны быть сильно развиты, так как иначе получится сильный износ и возник-
Фиг. 435.
нет возможность заклинения поршня.
Амортизаторы смешанной конструкции
На фиг. 436 представлен амортизатор смешанной конструкции'самолета'' Хорслей III. Маслом целиком заполнены камеры b и с и частично камера а до конца спускной трубочки d. Амортизатор состоит из двух частей: цилиндра м, соеди-
319
ненного с нижним фланцем / обычного пластинчатого амортизатора, и поршня d, соединенного с верхним фланцем 1г.
В донышко нижнего ушка цилиндра ввернут профилированный шток, оканчивающийся сверху поршнем к с отверстиями. Работает амортизатор так: на
стоянке вес самолета воспринимается пластинчатой амортизацией I. При ударе резиновая амортизация сжимается, поршень g идет вниз и при своем движении перегоняет масло из камер а и с камеру Ь. Конечное усилие удара уравновешивается в конце хода поршня сжатым пластинчатым амортизатором и сжатым воздухом в верхней части камеры а. Работа же удара поглощается сжатием пластинчатого амортизатора и потерей скорости потока масляной смеси. По миновании нагрузки амортизатор возвращается в свое исходное положение под действием выправляющегося пластинчатого амортизатора. Это возвращение амортизатора в исходное положение происходит без удара, так как и при обратном ходе амортизатора будет создаваться торможение смеси {переход смеси из камеры b в камеры а и с).
ФДг. 438.
Фиг. 436. фиг. 437.'
Несмотря на то, что в этом амортизаторе'не требуется особо тщательного уплотнения, он не получил большого распространения из-за больших его габаритов, значительного веса и нестойкости резины против температурных колебаний. ( 320
Конструкция пневматических амортизаторов
На фиг. 437 показана пневматическая амортизационная стойка Фауди. При прямом ходе клапан а давление*! воздуха в цилиндре b отжимается и открывает отверстия с для свободного прохода воздуха из цилиндра в кольцевой зазор d между стенкой цилиндра и штоком поршня. Так как отверстия эти большие, то при перетекании происходит незначительное торможение воздуха. Вследствие этого стойка практически допускает любую скорость перемещения поршня, и исключается опасность возникновения чрезмерных перегрузок при резких толчках, возможных в стойках с применением жидкости. При обратном ходе штока клапан а закрывается, и воздух из кольцевого зазора начинает перетекать в цилиндр. Но так как большие отверстия с перекрыты клапаном, то воздух может проходить через отверстия / малого диаметра в тарелке клапана. Сильное торможение воздуха при этом вызывает замедленный обратный ход штока. Масло, вводимое через пробку g набивки Л, смазывает шток, что сильно снижает просачивание воздуха из камеры сжатого воздуха. Этот тип стойки очень интересен, во-первых, потому, что перегрузка практически не зависит от скорости поршня, и, во-вторых, потому, что конструкция проста, легка и работа ее не зависит от температуры.
Конструкция амортизаторов, работающих на трении
Амортизатор, разработанный английской фирмой Доути (фиг. 438), состоит из двух телескопических труб; с нижней трубой неподвижно соединен шток, на верхнем конце которого закреплена опорная шайба а для пружин b и с. Ниже пружины с на штоке свободно сидит коническая шайба d, распирающая под действием усилий пружин е и с разрезную чашку /
При прямом и обратном ходах пружины сжимаются, коническая шайба d распирает чашку /, чашка / трется о трубу и удар поглощается работой трения.
К достоинствам этого амортизатора надо отнести и простоту конструкции и нечувствительность его к низшим температурам, а к недостаткам — большой вес, возможность заедания и большой износ трущихся поверхностей.
Глава IX
КОЛЕСА
§ 1. СПИЦЕВЫЕ КОЛЕСА
Авиационные колеса бывают спицевые и дисковые. Спицевые колеса, показанные на фиг. 439, состоят из обода а, изготовляемого из дуралюминового (чаще) или из стального (реже) профиля, спиц b и стальной втулки с с^бронзо-выми вкладышами d. Иногда вместо бронзовых вкладышей ставят роликовые подшипники. Спицы к втулкам крепятся головками, а к ободу при помощи фасонных ниппелей. Путем подтяжки ниппелей производится регулировка спицевых колес. По направлению спиц колеса подразделяются на радиальные, когда спицы расположены по радиусам, и тангенциальные, когда спицы крепятся к фланцу втулки касательно к ее окружности. Тангенциальные колеса могут воспринимать не только радиальные нагрузки, но и крутящий момент, которым нагружаются колеса;
По положению втулки колеса разделяются на симметричные — при расположении втулки в плоскости симметрии колеса — и несимметричные, когда она смещена, как показано на фиг. 439; величина е смещения середины втулки от середины пневматика называется децентрацией. При таком расположении втулки уменьшается изгибающий момент на оси.
Все основные размеры колес и пневматиков стандартизованы.
Спицевые колеса редко применяются из-за большого лба и затруднительности нагружения их тормозным моментом.
в струнция самолетов—228—21
321
ч
§ 2. ДИСКОВЫЕ КОЛЕСА
Колеса, в которых спицы заменены давлеными дисками (фиг. 440), называются дисковыми. Диски обычно изготовляются из дуралюмина; иногда делаю-1 их из Электрона. Диски в большинстве случаев приклепываются к ободу и крепятся болтиками к фланцу втулки. Для большей жесткости в дисках выдавливаются рифты. В одном из дисков делается отверстие для присоединения ниппеля воздушного насоса.
Симметричное . £ децентрацией
. । Спицевое тангенциальное „ «
Фиг. 439.
§ 3. ПНЕВМАТИКИ
Пневматики состоят из камеры и покрышки. Камеры изготовляют из высококачественной резины, а покрышки — из ряда склеенных между собой прорезиненных полос крепкого полотна с наклеенным снаружи слоем вулканизированной резины. По типу пневматьюв колеса разделяются на колеса с высоким рабочим давлением, полубаллоны и баллоны (фиг. 441).
Фиг. 440.
Фиг. 441.
Колеса с пневматиками высокого давления
Пневматики высокого давления имеют небольшой диаметр, дают малое обжатие при ударе и по сравнению с другими обладают меньшей способиостыЛ поглощать работу. При установке; таких колес на самолет главная часть работы удара поглощается амортизатором.
322
В табл. 27 приведены расчетные данные колес и пнёвматиков, изготовляемых по ACT 286 С. В табл. 28 указаны боковые усилия (по ОСТ-АА 105),
срывающие пневматики. Таблица 27 Расчетные данные стандартных спицевых колес ।
Нормальный размер покрышек, мм Втулки, мм Давление в камере, ат Допускаемая нагрузка на стоянке, кг Сбжатие до,обода, мм С5 OJ м * £? ю о „ O.S© X Е Ь с Работа при обжатии до ' обода, кгм Разрушающая нагрузка, кг
диаметр длина
50') X 70 600х 75 х 7 00X100 700х 100 750x125 800X150 90UX2OO 1100 X 250 1350x 300 '600x350 40 55 55 55 65 65 80 100 125 150 185 185 185 200 200 250 300 350 3 3 3 3,5 3.5 3,5 4 4 5 150 300 700 700 800 1050 1500 3100 4600 20 3G 40 50 75 110 140 160 20О 500 1000 1500 2000 2600 36J0 7200 12500 16400 5 15 30 , 50 >00 200 500 1000 1600 1200 2500 3500 3500 4500 6000 9000 15000 20000 25500
Таблица 28
Разрушающие усилия на боковой срыв покрышки
Размеры покрышек при Нормальное рабочее У силие на боковой
нормальном рабочем давлении, давление, срыв,
ММ ат кг
500х 50 3,0 150
600X 75 3,0 300
70ОХ100 3,0 <?оо
750х125 3 5 9ш
870x150 4,0 :ооо
900х 180 4,0 1500
1000x180 4,0 1750
1100x220 5,0 4U00
1250 x 250 5,0 2400
1500x 300 5,0 2800
Колеса-полубаллоны
С целью увеличения обжатия пневматика до обода, уменьшения удельного давления на грунт, увеличения поглощаемой работы и уменьшения диаметра колес разработаны так называемые колеса-полубаллоны, отличающиеся от колес высокого давления увеличенными размерами пневматиков
В табл. 29 приведены расчетные данные полубаллонных нетормозных Колес, я в табл. 30 — размеры стандартных полубаллонных тормозных колес.
Таблица 29
Расчетные данные полубаллонных нетормозных колес
Н ормалоный Втулка CJ Е |ри обода, п S о
к г- с S
* to S s Ж s е
размер покрышек, мм диаметр, мм длина, мм Давление камере, ат Допускаел грузка пр стоянке, кг Полное об до обода, чм Нагрузка обжатии Д| кг Работа пр 1.ом обжа1 обода, Си сГ S. СО е
200х 80 70 65 3 200 40 620 1400 12 1,3
ЗООх 125 90 115 Ю5 142,5 (3 <3,5 14 4,5 - 4,0 ’450 900 72 72 75 120 40 46 60 200 2,6 5,4
15.0 1350 3600
400X150
470 x 210 127 17* 5 4 1000 141 5000 300 19.15
600x250 150 225 3,5 13i0 176 6000 490 16,6
323
Таблица 30
Расчетные данные п о л у б а л л о н н ы х тормозных колес
Норг-альный Втулка к 5 Полное обжатие до обода. мм ри обода, *Е1 -вждо К 1 СП О
размер покрышек, мм i дияметр, мм длина, мм Давление в камере, ат Допускаема нагрузка п] стоянке кг Н грузка п обжатии до । кг Работа при тии до обод кгм Разрушают нзгрузка, кг Тормозной мент, кгсм Вес, кг
500x125 600X150 800X200 900x300 1000 x 350 1500 X Ю 1800x 700 45 50 55 55 80 120 12 / но 143 153 250 287 442 600 35 3.5 3 5 4 4 4 4 700 900 1500 3000 4500 11500 29000 75 120 146 164 230 350 430 2100 4000 5800 10200 13500 35000 60009 78 240 360 690 1550 6000 12900 14500 28500 5000 • 8000 •5000 35000 59500 210000 500000 1669 14,06 26 05 565 34 5 2’3,5 225,0
Фиг. 442
Колеса-баллоич
Колеса-баллоны, как видно на фиг. 441 и 442, состоят из вту пки, на которую надеваются пневматики больших размеров, способные поглотить всю работу удара при посадке и при маневрировании самолета на земле. Вследствие этого дл^ легких самолетов с согласия заказчика можно стойку шасси делагь без амортизатора, отчего шасси получается просты™ и легким. Малое удельное давление на грунт при наличии баллонов исключает возможность вдавливания колес даже в размокшую почву. Обтекаемая форма баллонов позволяет при тихоходных самолетах обходиться без колесных обтекателей.
К недостаткам колес-баллонов надо отнести опасность капота самолета при спущенной камере из-за большого ее сопротивления качению и необходимость замены шасси на амортизирующее в зимнее время при отсугсгзии лыж с внутренней амортизацией.
Основные данные по баллонным нетормозным
колесам приведена в табл. 31, а по тормозным — в табл. 32.
Таблица 31
Расчетные данные баллонных нетсрмозных колес
Нормальный размер покрышек, мм Давление в камере ат Допускаемая нагрузка при стоянке, кг Обжатие до обода, мм Нагрузка при обжатии до обода. кг Работа при обжатии до обода, кгм Разрушающая нагрузка. кг Вес, кг
2Э0 х 80 3 а00 40 * 620 12 13
300 х 125 3 450 70 1400 40 3500 2 5
300 х 125 3.5 450 70 1550 46 3500 2.5
300 х 125 4 450 75 1850 60 3500 2,5
409 х 150 4 900 120 3600 200 — 5,4
4'0 X 210 4 1600 140 5900 300 13700 10
600 х 250 35 2.00 170 6000 490 16900 16
900 X 300 4 3000 165 10200 690 — 47
ТабшцаЛ
Расчетные данные баллонных тормозных колес
Втулка Допускаемая нагрузка при стоянке,
Ра змjp покрышек, мм диаметр, длина, Поглощаемая работа, Вес ко пес,
мм мм кг кгм кг
200 х 90 20 76 84,5 7.92 1.44
300 х 125 32 91 176 24.3 2,73
450 х 200 50 160 22 89 7,0
600 х 250 65 170 704 194,5 15 69
750 х 325 85 240 1(U4 40? 2^7
900 х 400 90 292 16.88 700 41.25
1100 х 475 100 574 2442 1250 71 2
1350 х 600 1600 X 700 140 14С 476 556 3/95 5258 2395 3920 116 83 179.87
2000 х 900 150 634 8426 7920 331.878
2500 х 11G0 190 862 12а70 15150 587,74
3000 : 1?5П 220 1034 ’,8975 26620 970,122
&
§ 4.’КОЛЕСЛ С ВНУТРЕННЕЙ АМОРТИЗАЦИЕЙ
Колесо с внутренней” амортизацией состоит из наружной части, представляющей втулку большого диаметра с ободом для покрышки и корпуса амортизатора, через который проходит ось шасси. Ось шасси может перемещаться в вертикальном направлении,но не может проворачиваться в амортизатоое
На фиг. 443 и 444 показаны принципиальные схемы колес с внутренней амортизацией.
Корпус амортизатора со снятой подвижной наружной частью колеса показан на фиг. 443. Корпус амортизатора а соприкасается с втулкой колеса и при движении самолета по земле не проворачивается. Вращению корпуса амортизатора препятствует ползун Ь, соединенный наглухо с осью шасси с. На болты е, установленные на дисках корпуса, намотан шнуровой амортизатор, на котором и лежит ось с. Таким образом, при ударе колес о землю, ось шасси может перемещаться в вертикальном направлении. Для смягчения обратного удара в верхней части корпуса амортизатора положена резиновая прокладка /.
325
Основной недостаток описанной конструкции, помимо отмеченных, заключается в применении резины в качестве амортизатора.
На фиг. 444 показана принципиальная схема колеса с внутренней олео-пневматической амортизацией и камерным тормозом. Наружная подвижная часть а колеса обкатывается вокруг корпуса амортизатора b на шариках с, проложенных в жолобах по всей окружности корпуса и подвижной части колеса. Амортизатор расположен внутри корпуса и скрепляется с ним болтовым соединением d. Для предотвращения боковых колебаний амортизатора на ушках цилиндра его сидят шарикоподшипники е, опирающиеся на специальные рейки g, приклепанные к наружным дискам h корпуса. С цилиндром амортизатора составляет одно целое втулка i, в которую ввернута и законтрена ось т шасси.
Таким образом под действием нагрузки цилиндр амортизатора будет перемещаться вниз, все время соприкасаясь шарикоподшипниками с рейкой g. В средней части между подвижной частью и корпусом колеса заложен камерный тормоз п. Диски соедигяются с корпусом колеса при помощи болтов.
Имеющиеся системы колес с внутренней амортизацией сложны, тяжелы и не настолько надежны, чтобы можно было широко применять их. Кроме того, они требуют, точно так же как и баллонные колеса, замены шасси на амортизирующее при установке самолета на льрки или внутренней амортизации лыж.
Фиг. 445
§ 5. ПАРНАЯ УСТАНОВКА КОЛЕС
Спаренные Имеса,
Для уменьшения удельного давления на грунт на тяжелых самолетах вместе двух колес иногда ставят четыре. Устанавливать парные колеса на самолет можно или тандем или рядом (фиг. 445).
В первом случае установка состоит из тележки, надетой на стойку шасси. Тележка контрится колпачком е с приварным рычагом Ь. К нижнему концу рычага b присоединены амортизационные шнуры d, другие концы которых крепягся к втулкам колесной тележки с. Амортизационным шнурам дается затяжка, гарантирующая горизонтальное положение тележки в полете.
При расположении колес в ряд они сидят на одной оси.
Преимуществами расположения тандем являются меньшее лобовое сопротивление и меньшее сопротивление при качении, а недостатками — проскальзывание колес по грунту при крутом развороте и увязание их на размокшем грунте.
§ 6. КОЛЕСА С ТОРМОЗАМИ •
В настоящее время каждый самолет, как правило, снабжается тормозными колесами, сильно уменьшающим!; пробег при посадке и облегчающими маневрирование самолета на земле.
326
Как показали испытания, пробег самолета с заторможенными колесами и хвостовым колесом уменьшается приблизительно на 40%.
Наиболее распространенные в настоящее время колодочные тормоза по принципу работы можно разделить на тормоза с положительным и отрицательным серводействием. На фиг. 446, I показана схема тормоза с положительным сервер действием. Колодки а в точках с присоединяются анкерными болтами к тормозному диску. Другими концами колодки касаются эксцентриков d. Колесо вращается против часовой стрелки. При повороте эксцентриков колодки а прижимаются к тормозному барабану колеса, создавая тем самым окружное усилие трения (тормозное усилие), равное иР, где Р — нормальная сила, прижимающая колодку к барабану, а ц — коэфициент трения поверхностей колодок и тормозного барабана. Под действием этого окружного усилия колодки а, стремясь повернуться вокруг точек с против часовой стрелки, прижимаются еще сильнее к тормозному барабану, причем тормозящее усилие при постоянном «> возрастает быстрее, чем усилие То нажатия эксцентрика на колодку а. В этом и заключается серводействие; для описанной схемы оно является положительным, потому что при одном и том же усилии нажатия эксцентрика на колодки увеличивает эффект торможения.
Обычно колодки делаются не независимыми друг от друга, как на разобранной схеме, а обе колодки шарнирно соединяются между собою внизу и работают
Положительное серводействие
\ d
Фиг. 446.
РазмерЬ/ колодок, То и R одинаковЬ/
Распределение погон Hui. о ПтрицателОное
нормалЬ 'ого давление серводействие
«т одного эксцентрика: Тогда при одном и том же усилии То серводействие возрастает, так как на второй колодке будет сказываться не только серводействие ее самой, но и серводействие первой колодки.
Вторая схема отличается от первой тем, что места крепления анкерных болтов и эксцентриков на диске изменены. В этом случае колодки под действием тормозящего усилия [Р, стремясь повернуться против часовой стрелки вокруг анкерных болтов, будут отжиматься от тормозного барабана, вследствие чего результирующее тормозящее усилие каждой колодки будет меньше рР- Такое серводействие называется отрицательным, т. е. уменьшающим эффект торможения.
Подсчеты и испытания показывают, что колодочные тормоза с положительным серводействием требуют значительно меньших усилий для раздвигания колодок, чем при отрицательном серводействии, но в последнем случае можно не опасаться самозаклинивания колодок и резкого торможения.
На фиг. 446 показан и закон изменения погонных радиальных нагрузок по длине колодок. Диаграммы построены в предположении, что усилия нажатия эксцентриков То п Ro постоянны.
327
Основные конструкции тормозов
Тоомоза авиационных колес разделяются по конструкции на колодочные, камерные и дисковые, а по способу приведения в действие — на тормоза с меха*
Метайте ский оВухколодочнЬ’й тормоз Разрез по ' л. полоЖителЬнЬ/м серводеОстВием АО В (
Фиг. 447.
ничесхим, гидравлическим, пневматиче-ским и гидропневмг-тическим приводами. При этом в качестве движущей силы для механического и гидравлического приводов применяются как мускульное усилие пилота, так и нагнетательные помпы или сжатый воз, ух.
Использовать ручную нагнетательную помпу для пневматического привода не удается, так как для получения необходимого давления пришлось бы работать помпой долгое время. Другое дело при ги-
дравлическом приводе — нескольких качаний ручкой помпы обычно достаточно для получения необходимого тормозного момента. При наличии же на моторе воздушного ком-
прессора пневматиче-
ский привод удобнее
Две колодки положительного и
1 идравлического, так Сечение ' оп.рицателЬного сервооеОстВич
как управление тор- по АОВ мозами получается простым, легким и не ‘| зависит от колебаний й температуры. -
шературы.
Конструкция колотых тормозов с , '4^
дочных механическим приводом. На фиг. 471 показана конструкция двухколодочного с механическим приводом тормоза ЦАТ И, работающего по принципу положи! ельно-го серводействия. На тормозном диске а укреплен кронштейн Ь, на котором шарнирно посажен эксцентрик с с рычагом d, отклоняемым летчиком при помощи пе-
d
В
Фиг. 448.
редаточных тяг.
Колодка е сидит шарнирно на кронштейне а колодка / соединяется с колодкой е одним болтом g. Распор колодок производится позоротим рычага d.
323
вследствие чего эксцентрик с прижимает колодку / к тормозному барабану колеса. Растормаживание происходит под действием натяжения возвратных пружин Л. При помощи эксцентриковых болтой га регулируется зазор между колодками и тормозным барабаном. Тормозной диск приболчивается к фланцу шасси.
Для получения достаточного коэфициента трения и меньшего износа поверхностей трения на колодке приклепывается лента феррадо (плетеный асбест с проволокой). В последнее время сделаны удачные попытки замены феррадо пластмассами.
Тормозные колеса обычно выполняются из легких сплавов,— обод и диск из листового дуралюмина, а барабан и колодки — из электрона. Имеются тормозные колеса, целиком отлитые из электрона.
Чтобы повысить тормозной эффект при одном и том же удельном давлении, на колодки, тормоза делают трех- и четырехколодочные, что увеличивает угол охвата колодками тормозного барабана. Обычно удается добиться для двухколодочных тормозов угла охвата не свыше 240°, а для трехколодочных — не свыше 320°. Работа многоколодочных тормозов плавнее.
Конструкция трехколодочного тормоза с гидравлическим приводом. На фиг. 448 показан трехколодочный тормоз с гидравлическим приводом. Тормозной диск имеет три колодки Ь, соединенные между собой шарнирами с, d, е и /. Шарниры d, е и / не соединяются с тормозным диком, а шарнир с соединен с диском и является упорным. Между шарнирами е и / вставлен гидравлический распорный механизм g (разрез этого механизма показан снизу). Колесо
вращается против часовой стрелки, следовательно, две колодки будут положительного серводействия, а третья—отрицательного. Когда масло будет нагнетаться по трубочке Л, механизм g будет удлиняться и колодки будут прижиматься к тормозному барабану. Тормозной диск прикрепляется к фланцу колеса болтами.
Конструкция колодочных тормозов с пневматическим приводом. Колодочные тормоза с пневматическим приводом отличаются от тормозов с гидравлическим приводом тем, что шток поршня действует на колодку не непосредственно, как при гидравлическом приводе, а через передаточный двуплечий рычаг. Это приходится делать по следующей причине. После каждого торможения отработанный воздух выпускается в атмосферу, и баллон с сжатым воздухом будет быстро израсходован, если применять высокое давление (порядка 20— 25 ат) в трубопроводе. Между тем именно такое давление требуется для необходимого нажима на колодку при непосредственном действии на нее штока. С целью экономии сжатого воздуха в трубопроводе применяется низкое давление (порядка 3—5 ат). Для того чтобы при этом давлении получить необходимое нажатие на колодку, надо применять или пневматический цилиндр большого диаметра, или рычажную передачу. Существующие габариты колес не позволяют поставить цилиндры достаточно большого "диаметра, а потому и приходится прибегать к рычажной передаче.
Примером колодочного тормоза с пневматическим приводом может служить тормоз, показанный на фиг. 449. Отлитый из силумина тормозной диск состав
329
Фиг. 44&.
ляет одно целое с двумя цилиндрами«и имеет приливы для болтов а, крепления колодок b и рычагов с и чашку d, которая приболчивается к фланцу шасси. Рычаги с шарнирно посажены на те же анкерные болты d, что и колодки. На концах рычаги имеют ролики /, которыми они опираются при торможении на колодки.
На другое плечо рычага с действует шток поршня цилиндра. При подводе
выходят из цилиндра и поворачивают рычаги с в рабочее положение. Пружины h при растормаживании возвращают колодки и поршень в нерабочее положение. На поверхности трения колодок наклепаны ленты феррадо. Чтобы воздух не просачивался через поры литого силумина, в цилиндры, впрессованы стальные тонкостенные зеркала i.
Конструкция камерного пневматического тормоза. Показанный на фиг. 450 камерный пневматический тормоз фирмы Пальмер работает без серводействия- В отличие от описанных выше тормозов с положительным ссрводействием камерные тормоза обладают очень плавным торможением и не склонны к самозаклиниванию.
Тормозной диск d, скрепленный с осью шасси, имеет на своем ободе сложенную камеру Ь, на которую сверху наложена лента феррадо а,
.воздуха через штуцер g штоки
, входящая своими выступами в соответствующие
Фиг. 450. вырезы в ободе, что препятствует проскальзы-
ванию ленты по ободу диска при торможении. Обод е тормозного барабана скреплен с колесом, свободно сидящим на оси. В камеру b через особый ниппель подается под давлением воздух, и камера, расширяясь, давит на ленту а, которая прижимается к барабану колеса.
Конструкция дисковых тормозов. Авиационные тормозные колеса с дисковыми тормозами строятся по тому же принципу, что и широко известные в машиностроении фрикционные дисковые муфты. Принципиальная схема такого колеса показана на фиг. 451.
Диски а скреплены с осью b шасси, а расположенные между ними диски с соединены с ободом колеса d. Крепление дисков таково, что допускает смещение их вдоль оси шасси на величину зазоров между дисками (зазор между
смежными дисками доставляет примерно 0,1 мм) в выключенном положен и тормоза.
При торможении диски особым нажимным приспособлением (механическим или гидравлическим) сближаются, между ними развивается трение и колесо затор-
Фиг. 452.
Фиг. 451.
маживается-
Дисковые тормоза применяются главным образом в баллонных колесах, в которых небольшой диаметр обода не допускает установить какой-либо иной тормоз.
Кроме компактности, к преимуществам дисковых тормозов надо отнести и возможность использования обеих поверхностей дисков в качестве рабочих поверхностей.
ззо
На фиг. 452 показано тормозное устройство, представляющее комбинацию камерного и дискового тормозов. Конструкция состоит, как обычно, из тормозного диска а и обода колеса, между которыми помещено тормозное устройство, состоящее из стальной шайбы с, смонтированной на приваренных к ободу штырях d. Шайба с при торможении зажимается кольцами е из фрикционного материала. Правое кольцо наглухо приклепывается к фасонному кольцу /,
в свою очередь наглухо пришуруплен-ному к тормозному диску а. Левое кольцо е может перемещаться вдоль оси колеса и удерживается от вращения шипами в тормозном диске. Через ниппель g воздух под давлением подается в камеру h. При торможении сжатый воздух из баллона, попадая в резиновую камеру, отжимает левое кольцо е и зажимает стальную шайбу с между кольцами е. К достоинствам такого тормоза надо отнести простоту конструкции, возможность разборки тормоза без снятия колеса, наличие двойной площади торможения, отсутствие регулировки и хороший отвод тепла.
На фиг. 453 представлена посадка на шарикоподшипниках тормозного колеса самолета Моран Сольнье 405С.
Фиг. 453.
Управление тормозами
В малых самолетах применяется механическое управление тормозами. Для средних же и больших самолетов, где усилие, которое надо приложить к рычагам тормозов, велико, применяют гидравлическое, пневматическое или гидро-пневматическое управление.
Механическое управление. При механическом управлении усилие (руки или ноги) пилота передается из кабины к рычагу тормоза при посредстве ряда тяг, рычагов и тросов, заключенных в боуденовскую оболочку, допускающую криволинейную передачу усилия по тросу без установки направляющих роликов. Необходимым условием правильности работы троса, заключенного в боуденовскую оболочку, является закрепление оболочки в местах входа и выхода из нее троса. Такая проводка получается очень простой и легкой по весу, но пружинистость троса и большое трение его об. оболочку, в особенности в местах перегиба, препятствуют применению тросовой проводки на средних и больших самолетах. Тросовую проводку можно ставить лишь на самолетах с полетным весом до 1000 кг.
Так как к колодке приходится прикладывать усилие около 300—400 кг, то в проводку от пилота к колодкам надо включать систему рычагов с общим передаточным числом 15—20.
Механическое управление тормозами, смонтированное на ножных педалях, показано на фиг. 454, I. На педалях а имеются рычажки Ь, от которых идут к рычагам тормозного диска тросы с, заключенные в боуденовскую оболочку-Тормоза правого и левого колес действуют отдельно от соответствующих рычажков педалей. При нажатии носком ноги на рычажки трос натягивает рычаг эксцентрика с? (фиг. 447), и колеса притормаживаются. Рычажок b по прекращении нажимания отходит в исходное положение под действием отжимной пружины.
Гидравлическое управление. В средних и больших самолетах чаще всего -применяется гидравлическое управление, в основном состоящее из следующих частей: 1) гидравлический насос, нагнетающий жидкость в систему, 2) распределительный золотник, направляющий жидкость в то или другое колесо или в оба сразу, 3) редуктор, препятствующий повышению давления сверх нормы, •4) трубопровод, направляющий жидкость к распорному гидравлическому механизму тормоза.
33!
Гидравлический насос приводится или вручную (для малых самолетов) или от какого-либо двигателя. Иногда вместо гидравлического насоса используют сжатый воздух, который через жидкость создает необходимое давление в системе.
Давление в системе гидравлического управления обычно составляет 20— 35 кгрмГ Более низкое давление требует бблыиих размеров распорного механизма, а более высокое — усложненной набивки сальников.
С
Рсчаг ручного Q
Пневматическое
' управление Виккерс
Двойной манометр
Троссойое управление
Ручной--компрессор
баллон с сэк.атым бпздухом
Гидравлическое мембранное упаабление Фаст
Гидраблическо0 управление ЦАГИ $-- .8.^. ё — -
К
Питательн &1*ек
ill
Чанометь
Запуглник
Расходный бачек -
Редуктор кнопка рас глормаакмб
Y tl \d
II
Стрелками указано нанрю бление смеср при пюрмизке нт обеих konfi
Фиг. 454.
1 9-
Пробка алл быпцекп
"манизм
Мембранный механизм
Распрои комж iS о t
При гидравлическом управлении можно без особого груда добиться высокого передаточного числа. В уже построенных тормозах оно доходит до 50.
На фиг. 454, II показано гидравлическое управление тормозами ЦАГИ при помощи гидравлического ручного насоса. Ножное управление жесткой тягой d соединяется с золотником е, направляющим жидкость под давлением в распорный механизм g (фиг. 448) правого или левого колеса в отдельности или jb механизмы обоих колес сразу. Движение ноги согласовано с распределением золотника так, что движение вперед правой педали соответствует притормаживанию правого колеса. При нейтральном положении ножного, управления можно лишь затормозить оба колеса сразу.
Работает управление следующим образом: двумя-тремя качаниями ручки / гидравлического насоса создается достаточное давление в системе, и при ней-332
тральном положении педального рычага жидкость через сквозные каналы золотника давит сразу в оба распорных механизма тормозов, и оба колеса тормозятся. При отклонении же педального рычага в ту или другую сторону соответствующие каналы золотника будут перекрываться, вследствие чего жидкость под давлением будет направляться в распорный механизм одного колеса; в то же время из распорного механизма другого колеса жидкость под действием возвратной пружины колодок будет выжиматься в питающий резервуар. В трубопровод высокого давления включают манометр для контроля рабочего давления и редуктор, отводящий часть жидкости в питательный резервуар в случае повышения давления сверх нормы.
Необходимыми условиями исправного действия гидравлического управления является отсутствие пузырьков воздуха в жидкости и невозможность утечки жидкости через набивку сальников.
На фиг. 454, Ш показан гидравлический насос Фаст с ножным приводом. Поршень выполнен в виде мембранной коробки g, отделяющей масляное пространство от штока поршня и создающей полную герметичность, совершенно исключающую утечку жидкости. Пробка Л перекрывает канал для спуска накопившихся в масляном пространстве пузырьков воздуха; маховичком i регулируют давление в сети.
Фирма Фаст использует такие насосы в сочетании с мембранными распорными механизмами тормозов для схем замкнутого движения жидкости. В такой схеме управления тормозами проводка к каждому колесу делается совершенно независимой и имеет отдельные насосы. 'Соединяя тросами к педали ножного управления с соответствующими штоками насосов, получим при отклонении рычага педалей торможение соответственного колеса. Для одновременного торможения обоими колесами служит’ рукоятка т, отклонение которой на себя вызывает рабочий ход обоих поршней, а следовательно, и одновременное торможение обоих колес.
Пневматическое управление. Пневматическое управление тормозами требует от пилота минимальных усилий и минимума манипуляций. Все управление тормозами сводится к перекрыванию клапанов распределительного механизма, направляющего сжатый воздух к одному из колес или сразу в оба.
Управление тормозами разделяется на ручное и ножное в зависимости от того, управляется ли распределительный механизм от руки пилота или от педали. Иногда делают и смешанное управление. Чаще оно выполняется так, что раздельное управление тормозами производится от ножного управления, а одновременное торможение обоих колес — от руки пилота.
Пневматическое управление тормозами состоит из: 1) питающего баллона со сжатым воздухом; 2) фильтра для очистки воздуха; 3) запорного крана, изолирующего систему от баллона со сжатым воздухом; 4) редуктора, понижающего давление сжатого воздуха до рабочего; 5) распределительного механизма, направляющего сжатый воздух в нужном направлении; б) трубопровода, подводящего воздух к тормозам.
Баллоны сжатого воздуха имеют объем Ю л при давлении в них до 30 кг/см2, которое в рабочей сети понижают при помощи редуктора до 3—4 кг/см2. При наличии воздушного компрессора на моторе ставится малый расходный баллон для сжатого воздуха.
Пневматическое управление тормозами фирмы Виккерса показано на фиг. 454, IV. Система питается сжатым воздухом непосредственно из баллона п без редукторов Управляют тормозами раздельно от педального рычага ножного управления при помощи тяги о и распределительной коробки р; одновременное торможение производится поворотом рукоятки г, жестко соединенной с распределительной коробкой р. В трубопровод к тормозам колес включены манометры, показывающие рабочее давление в сети каждого колеса.
333
Глава X
лыжи
При глубоком снежном покрове колеса самолета сильно зарываются в снег и производить взлет и посадку на колесах становится невозможным. Поэтому зимой вместо колес на оси шасси набегают лыжи. Лыжь делаются обтекаемой формы, и опорная площадь их рассчитывается по нормам удельной нагрузки различно^ для каждого типа самолетов.
Удельная нагрузка допускается в пределах от 900 до 1200 кг/м2. Высший предел относится к самолетам с большим избьгком мощности и к тяжелым самолетам.
Лыжи бывают деревянные и металлические. Чаще употребляются деревянные лыжи, так как они являются вполне прочными и в то же время дешевле металлических.
§ 1. ДЕРЕВЯННЫЕ ЛЫЖИ
Набор деревянной лыжи изображен на фиг. 455, I. Деревянная лыжа состоит из полоза, набранного из ясеневых досок а толщиной 10—12 мм с наклеенными с внутренней стороны двумя слоями фанеры Ь. Слои фанеры для прочности наклеивают так, чтобы наружные их волокна шли под прямым углом. На эту подошву лыжи приклеивается и крепится шурупами деревянная балка трапецевидной формы, состоящая из трех ясеневых брусков с и боковых фанерных стенок d. Балка приклеивается и пришурупливается к полозу. По длине лыжи
Крепление нвсевых сережек
расположен ряд шпангоутов е из фанеры с ясеневыми дужками /,• на которые наложены сосновые стрингеры h. На этот набор накладывается на клею и гвоздях фанера g толщиной 1—1,5 мм, которая обклеивается полотном. Чтобы обледенелый снег не резал бортов лыжи, к бортам пришурупливается дуралюми-новый бортик к.
Лыжа устанавливается на ось шасси втулкой о кабана, состоящего из стальных сваренных между собою стоек т и подкосов п. Ось кабана лыжи смещается к хвосту лыжи на 10—15% длины с целью уменьшения возможности зарывания чыжи носом в снег.
§ 2. МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ ЛЫЖИ
Металлическая лыжа (фиг. 455, II) состоит из четырех сильных дуралюминовых стрингеров п, подкрепленных дуралюминовыми шпангоутами р. К набору приклепывается дуралюмиковый полоз q толщиной 3 мм. Борта и верх лыжи 334
закрываются дуралюмнновой обшивкой. Сечение Лыжи достаточно высоко, что дает возможность крепить втулку г непосредственно на верхней части лыжи и размещать внутри нее стабилизирующее устройство.
В СССР лыжи делают обтекаемой формы. Авиация США пользуется необтекаемыми лыжами, состоящими из гибкого полоза и укрепленного па нем кабана. Прочность американских лыж значительно ниже наших; преимущества американских лыж заключаются, главным образом, в дешевизне и возможности легко убирать их в крыло, фюзеляж или моторный капот.
§ 3. УСТАНОВКА лы;к
Для удержания лыжи во время полета под углом наименьшего лобового сопротивления применяют или наружные или скрытые внутри корпуса лыжи стабилизирующие приспособления.
В первом случае лыжа подтягивается за нос и хвост шнуровыми амортизаторами а и b к специальным ушкам на фюзеляже (фиг. 456). Предварительное натяжение переднего амортизатора составляет от 8 до 10%, а заднего от 3 до 6% свободной длины их. Предельное удлинение шнурового амортизатора при крайнем отклонении лыжи не должно превышать 40—50%. При больших удлинениях амортизатор скоро портится-
Кроме шнуровых амортизаторов ставятся предохранительные и ограничивающие отклонения лыжи тросы с и d. Назначение ограничителей—удержать лыжи вт запрокидывания в полете в случае^обрыва какого-либо амортизатора.
Фиг. 457.
В таком виде установка лыж на самолете~обладаст большим лобовым сопротивлением. Снизить сопротивление лыж можно, отказавшись от ограничителей
335
и шнуровых амортизаторов и устроив вместо них стабилизирующий механизм внутри корпуса лыжи.
На фиг. 457 показана конструкция внутренней стабилизации лыжи. С осью шасси при помощи болтового крепления а соединен рычаг Ь. К двойной вилке с рычага присоединены сильные шнуровые амортизаторы d, неподвижно закрепленные в хвосте и носу лыжи е. При повороте лыжи амортизаторы, растягиваясь, создают стабилизирующий момент.
Значительно снизить лобовое сопротивление лыжного шасси можно путем установки частично или целиком убирающихся лыж. Ввиду больших размеров лыж уборка их представляет большие затруднения.
Глава XI
КОСТЫЛИ И ХВОСТОВЫЕ КОЛЕСА
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ КОСТЫЛЕЙ И ХВОСТОВЫХ КОЛЕС
Основное назначение костыля — служить третьей опорой самолета при стоянке его на земле. До появления тормозных колес костыли, кроме того, являлись одним из наиболее простых срёдств для торможения самолета при пробеге.
Помимо вредного торможения при взлете костыль нагружает фюзеляж, кроме вертикального усилия, еще и дополнительным горизонтальным усилием, равным силе трения костыля о землю. Это обстоятельство требует некоторого упрочнения фюзеляжа, вследствие чего увеличивается его вес. Костыль довольно сильно портит поверхность аэродрома, бороздя ее и сдирая травяной покров, в результате чего на площадке появляется пыль, вызывающая повышенные износы деталей мотора и всех шарнирных соединений самолета. Поэтому естественно стремление заменить костыль колесом, что неминуемо приводит к необходимости ставить на шасси тормозные колеса для уменьшения пробега самолета.
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОСТЫЛЯМ
К костылям надо предъявлять следующие требования:
1) костыль должен быть прочным; он рассчитывается на усилия, действующие в плоскости симметрии самолета, и на боковые нагрузки;
2) костыли должны иметь амортизацию;
3) костыль должен обладать наименьшим лобовым сопротивлением;
4) при установке на шасси тормозных колес костыли должны быть ориентирующимися, а при нетормозных колесах — управляемыми;
5) костыли должны иметь ограничитель хода;
6) конструкция костыля должна допускать установку на него в зимнее время лыжи;
7) конструкция костыля должна быть простой, легкой, удобной для осмотра и ремонта.
§ 3. ТИПЫ КОСТЫЛЕЙ
Костыли разделяются на:
1) неориентирующиеся, т. е. вращающиеся лишь вокруг горизонтальной оси;
2) ориентирующиеся, т. е. вращающиеся вокруг вертикальной и горизонтальной осей;
336
3) управляемые» т. е. вращающиеся под нагрузкой вокруг горизонтальной оси и принудительно от ножных педалей пилота вокруг вертикальной.
Для уменьшения лобового сопротивления костыли и хвостовые колеса на скоростных самолетах делают убирающимися-
Костыли чаще всего делаются стальными, реже дуралюминовыми и совсем редко деревянными. Так как костыли при всяком передвижении по земле, в особенности при посадке, подвергаются ударам, они должны иметь амортизаторы, поглощающие работу удара, и рассчитываться на ту же безопасную нагрузку, что и шасси.
Амортизаторы костылей делаются резиновыми — из шнуров или пластин, пружинными и олео-пневматическими. Условия работы амортизаторов костылей Те же, что и амортизаторов шасси.
Неориентирующиеся костыли
Неориентирующиеся костыли редко применяются, потому что они, как не имеющие вращения вокруг вертикальной оси, затрудняют поворот самолета на земле. Такие костыли встречаются на самолетах малого веса (до 1000 кг) и неответственного назначения.
Чтобы костыль меньше зарывался в землю, на опорную его часть надевается пята. Так как эта пята быстро истирается, то ее надо делать легко снимающейся и наваривать слоем победита, в несколько раз удлиняющего срок службы пяты.
Ориентирующиеся костыли
Ориентирующиеся костыли всегда становятся сами по траектории разворота самолета.
На фиг. 458 показана конструкция ориентирующегося костыля. Амортизатором этого костыля служит пластинчатая резина. Костыль может ориентироваться путем поворота вертикальной трубы, вставленной в подшипники, укрепленные в хвостовой части фюзеляжа. На ту же вертикальную трубу надета спиральная пружина, устанавливающая костыль во время полета в плоскости симметрии самолета и, кроме того, препятствующая резким боковым броскам его при рулежке.
У костыля, изображенного на фиг. 459, ориентировка достигается вращением нижней части костыля вокруг соединяющего обе половинки костыля вертикального болта а. Костыль вращается в плоскости симметрии самолета вокруг болта Ь, которым в то же время костыль опирается на задний шпангоут с фюзеляжа. Амортизатор типа Форд (фиг. 459) на верхней трубе имеет свободный фланец /, у на нижней трубе— фланец е. Нижняя труба телескопически вхбдит в верхнюю. Буфер ограничивается сверху сво-
бодно сидящим на верхней трубе фланцем /, соединенным с фланцем е стальным болтом g.
Управляемые костыли
Установка управляемых костылей на самолетах весьма желательна, так как они облегчают маневрирование самолета на земле, в особенности при ветре. При тормозных колесах нет не бходимости в управляемых костылях, так как самолет всегда обладает хорошей маневренностью. Костыль, показанный на фиг. 460, имеет следующую конструкцию.
Конструкция самолетов—228—22 337
К вертикальной трубе а, которая может вращаться вокруг своей оси в подшипниках b и с (подшипник Л является и упорным), приварен двуплечий рычаг d, к ушкам которого подходят тросы е от тяг к рулю направления. Чтобы жесткие уАары от боковьи нагрузок на костыль не передавались на руль направления и ноги пилота, в тросы е включены пружины.
Вертикальное усилие, приходящееся на костыль, воспринимается через амортизатор / и скрепленный болтами с трубой а кронштейн g стаканом h. Костыль крепится ушком т стакана h к соответствующей рамке фюзеляжа.
Иногда управляемые костыли снабжены замками и при взлете и посадке запираются, чтобы боковые удары на костыль и хвостовое колесо не выводили их из плоскости симметрии самолета. В этом случае рысканье самолета значительно уменьшается.
' § 4. ХВОСТОВЫЕ КОЛЕСА
На фиг. 461—463 показаны способы установки хвостовых колес. В конструкции, изображенной нафиг. 461, применена пластинчатая резиновая амортизация: колесо, изображенное на фиг. 462, имеет олео-пневматическую амортизацию; колесо, представленное на фиг. 463, несет баллонный пневматик, поглощающий всю работу ударов. Первые две установки—ориентирующиеся, а третья—управляемая. Установка, показанная на фиг. 463 (хвостовое колесо самолета Нартроп), состоит из выгнутой консольной оси колеса а, смонтированной в литом кронштейне b на двух подшипниках — верхнем с с коническими роликами и нижнем, состоящем из бронзовой втулки d для цапфы оси. Подшипники стянуты корончатой гайкой е. В верхнюю часть полуось вклепан стальной пустотелый палец /, на котором сидит на пяти шпонках h двуплечий рычаг g, прижимаемый пружиной I книзу. Рычаг g имеет два зуба к, лежащие в прорезах неподвижной шайбы I, закрепленной в корпусе in литого кронштейна. Между рычагом g и шайбой I проложена фибровая прокладка. При разворотах, превышающих углы поворота при нормальной рулежке, рычаг g, скользя скошенным зубом к по граням прореза шайбы I, выжимается вверх и сходит со шпонок, и колесо получает возможность свободно поворачиваться вокруг оси на 360°.
Писле такого крутого поворота колесо возвращается в исходное положение под действием пружины /. Шпонки й размещены по окружности штока неравномерно. /
Колесо крепится двумя нижними ушками я и одним верхним о к шпангоуту фюзеляжа. Тросы р включаются в управление рулем направления через резиновый амортизатор, поглощающий боковые удары на колесо.
Для уменьшения пробега самолета при посадке хвостовые колеса иногда снабжают тормозами.
§ 5. ХВОСТОВЫЕ ЛЫЖИ
В зимнее время костыли и хвостовые колеса заменяются хвостовыми лыжами. Установка хвостовой лыжи показана на фиг. ^56. Хвостовую лыжу обычно шарнирно прикрепляют к нижней части костыля амортизатором е; на случай обрыва этого амортизатора и для ограничения отклонений лыжи ставится предохранительный трос.
§ 6. УБИРА ЮЩИЕСЯ КОСТЫЛИ И ХВОСТОВЫЕ КОЛЕСА
Для уменьшения лобового сопротивления на скоростных самолетах приходится костыли и хвостовые колеса делать убирающимися.
На фиг. 464 показана конструктивная схема убирающегося хвостового колеса конструкции Доути. Амортизация применена смешанная — пружинная, с использованием тормозящего усилия трения, подобно разобранной выше (фиг. 438).
Наружная телескопическая труба а в нижней части шарнирно укреплена на фюзеляже, а верхняя часть ее запирается автоматическим гидравлическим замком Ь. Таким образом, когда масло будет нагнетаться в подъемнике, то в первую очередь откроется замок й; затем шток поршня d, выдвигаясь на-
339
Фиг. 463
ружу, поставит всю установку в горизонтальное положение. Пру подаче масла в нижнюю камеру подъемника шток поршня будет втягиваться, амортиза-
Вид по cowejihe /\
Фиг. 464.
ционная стойка Судет выпрямляться, а язычок замка, проскользнув по направляющей, под действием пружины сядет в паз, укрепленный в верхней распорке фюзеляжа.
Глава ХП
ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ШАССИ И КОСТЫЛЕЙ
Вес посадочных приспособлений чрезвычайно сильно колеблется в зависимости от того, стоят на самолете убирающиеся шасси или нет, какая схема уборки применена, какова конструкция приводов, стоит ли на самолете костыль или убирающееся хвостовое колесо и пр.
Для предварителг ных подсчетов можно пользоваться следующими данными.
•/о от веса пустого от полет-
самолета него веса
Вес неубирающегося шасси с колесами 5—9 3—5,4
Вес убирающегося шасси с колесами 7—11 4,2—6,6
Вес костыля........................ 0,4—0,7 0,25—0,4
Вес убирающегося хвостового колеса 0,7—1,4 0,42—0,84
ЧАСТЬ ЧЕТВЕРТАЯ
ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
Глава I
НАЗНАЧЕНИЕ И АРХИТЕКТУРА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ
Для придания самолету продольной устойчивости и устойчивости пути на самолет устанавливается хвостовое оперение. В случае выхода нормально сбалансированного самолета из режима горизонтального прямолинейного полета он при наличии хвостового оп°рения автоматически, без вмешательства летчика, быстро вернется в первоначальное положение.
Способность самолета автоматически, без вмешательства пилота, сохранять режим полета называется его устойчивостью.
Кривые продувок на продольную устойчивость (С,и. по а) характеризуют эту способность самолета, и тангенс угла наклона касательной к этой кривой \ da
определяет меру устойчивости. dC, В табл 33 приведены значения
Таблица 33
ПК
da для самолетов разных типов.
Хвостовое оперение состоит из поверхностей различной формы в плане и различных сечений обтекаемой формы. Чаще всего профили поверхностей управления бывают симметричными; реже используются несущие профили несимметричные.
Эти поверхности устанавливаются в вертикальной и горизонтальной плоскостях перпендикулярно друг к другу и называются — вертикальное оперение, т. е. оперение, установленное в вертикальной плоскости, и горизонтальное оперение, расположенное перпендикулярно предыдущему.
Гэризонтальное и вертика тьное оперение обычно состоит из отдельных неподвижных и подвигх-пых поверхностей.
Неподвижная поверхность горизонтального оперения, называемая стабилизатором, придает продольную устойчивость самолету, т. е. обеспе-
г, dCmz
Величина - для р а з-<за
личных типов самолетов
Т и п самолета dCjnz da
Истребители. 0,0008—0,0010
Разведчики . . 0,0010—0,0012
Бомбардиров-
1ЦИКИ .... 0,0003—0,0008
Пассажирские
самолеты . 0,0010-0,0012
чивает его равновесие относительно горизонтальной поперечной оси Z.
Неподвижная поверхность вертикального оперения, называемая килем, придает самолету устойчивость пути, т. е. обеспечивает его равновесие относительно вертикальной оси Y.
Углы установки стабилизатора и киля в зависимости от характеристик самолетов могу"' иногда регулироваться в полете для уравновешивания самолета на различных режимах полета (подъем, горизонтальный полет на различных скоростях, планирование, посадка) или же для облегчения пилотирования при различном положении ц. т. самолета.
Подвижная поверхность (поверхности) горизонтального оперения может отклоняться вверх или вниз и тем самым изменять величину и положение рав-342 »
недействующей аэродинамических сил, действующих на горизонтальное оперение.
Изменение величины и положения равнодействующей влечет за собой изменение величины пикирующего или кабрирующего моментов, действующих на самолет. Эта отклоняющаяся часть горизонтального оперения называется рулем высоты.
Подвижная часть вертикального оперения может отклоняться вправо или влево, т. е. изменять величину момента относительно вертикальной оси самолета и тем самым изменять направление его полета. Эта часть вертикального оперения называется рулем направления.
Удаление хвостового оперения от ц. т. самолета, т. е. размещение его в хвостовой части фюзеляжа, необходимо для того, чотбы при небольших аэродинамических силах, возникающих на оперении, создавался момент, способный уравновесить момент крыла и тяги.
*
§ 2. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ОПЕРЕНИЮ
Обычно планирование с выключенным мотором, т. е. режим полета, при котором оперение не обдувается струей от винта, определяет достаточность оперения. Если на планировании оперение достаточно эффективно, то в полете с работающим мотором, т. е. при обдувании оперения струей воздуха от винта, эффективность его повышается. В гидросамолетах и вообще в самолетах, в которых линия тяги отнесена на значительное расстояние вверх от ц. т., при отсутствии тяги может появиться кабрирующий момент, выводящий самолет из режима прямолинейного полета. Необходимо, чтобы такие самолеты при выключении мотора сохраняли первоначальное положение или же выходили на угол наивыгоднейшего планирования, обеспечивающий наибольшую дальность полета с выключенным мотором.
Это требование можно выполнить путем комбинирования величин площадей хвостового оперения, установкой его под нужным углом к набегающему потоку и, главным образом, обдувкой оперения струей от работающего винта. Другими словами, направление тяги (а следовательно, и направление набегающего на оперение потока) задается такое, при котором момент вертикальной составляющей аэродинамических сил уравновесил бы момент, создаваемый тягой винта.
Так, например, в самолете, у которого мотор, а следовательно, и тяга, вынесены значительно выше ц. т., должен появиться кабрирующий момент при выключении мотора (тяга равна нулю), и вместо пологого планирования самолет будет задирать нос. Если же у такого самолета тягу винта направить под некоторым углом вверх, то отбрасываемый винтом поток создаст на горизонтальном оперении составляющую, направленную вниз и уравновешивающую тягу винта в горизонтальном полете. При выключении мотора вследствие отсутствия обдувки эта направленная вниз составляющая исчезает, и хвостовое оперение создает пикирующий момент, который должен уравновесить кабрирование самолета, возникающее из-за отсутствия тяги. Практически угол между направлением тяги и направлением полета у самолетов с верхним расположением моторов бывает не более 2—4°.
Посадка самолета производится почти всегда с мотором, работающим на минимальных оборотах. Поступательная скорость самолета, соответствующая £»юах, на посадке также будет минимальной. Все это создает крайне неблагопри* ятные условия работы органов оперения. Естественно, что в технических требованиях к оперению всегда предъявляется условие достаточной управляемости самолета на посадочных скоростях.
Поэтому при расчете устойчивости самолета необходимо проверить поведение самолета и достаточность площадей рулей при посадочных скоростях. Для истребителей подбирать рулевые поверхности приходится, исходя из условий штопорного режима.
В последнее время намечается тенденция увеличивать площади рулей истребителей, так как они должны выполнять все фигуры, и режим фигурных полетов определяет для них подбор рулей.
343
При посадке или при планировании могут возникать чрезмерные давления на ручку пилота или же отклонение ручки при посадке окажется настолько большим, что в случае необходимости воздушного маневра дальнейшее отклонение ее будет невозможным.
Для устранения такого положения иногда устанавливается стабилизатор, угол атаки которого можно регулировать в полете. При регулирующемся стабилизаторе пилот устанавливает стабилизатор под таким углом атаки, при котором давление на ручку не превышает нормального. Наконец, существует ряд особенностей, которые прямым или косвенным образом влияют на форму, установку, величину площади, а в некоторых случаях и на материал конструкции элементов хвостового оперения. Ьсе эти особенности должны быть учтены при проектировании оперения.
§ 3. ДЕЙСТВУЮЩИЕ УСИЛИЯ
Горизонтальное и вертикальнее хвостовое оперения при горизонтальном полете работают в разных условьях
Горизонтальное оперение, уравновешивающее момент, поворачивающий самолет вокруг поперечной оси, нагружено всегда силой, направленной снизу вверх или сверху вниз, и, кроме того, лобовым сопротивлением. Вертикальное оперение при горизонтальном прямолинейном полете нагружено только лобовым сопротивлением. При отклоненном же руле поворота на вертикальное оперение кпоме лобового сопротивления действует сила, направленная вбок.
Величина расчетной нагрузки и ее распределение по размаху и хорде элементов оперения получаются из рассмотрения статического равновесия самолета для случаев полета А, В, С и D по формуле
где М—момент самолета относительно его ц. т., получаемый из продувки модели самолета без хвостового оперения, т. е. тот момент, который необходимо уравновесить с помощью хвостового оперения; I — плечо момента, т. е. расстояние от точки приложения равнодействующей аэродинамических сил, возникающих на оперении, до ц. т. самолета; / — коэфициент надежности, принимаемый таким же, как и для крыльев в рассматриваемом случае.
В случае В к нагрузке, вычисленной указанным способом, прибавляется дополнительная нагрузка.
ЛРВ = 0.014 V2a |г.о, компенсирующая резкие рывки ручкой управления и обеспечивающая прочность горизонтального оперения при появлении аэродинамических вибраций.
Коэфипиент безопасности в этом случае также принимается равным 2
Равновесие в случаях В и при полете в неспокойном воздухе обеспечивается наличием инерционных сил, возникающих при вращении самолета относительно ц. т., и поступательного движения в направлении силы \РВ для случая В и Ун. в— в случае полета в неспокойном воздухе.
Ускорения, возникающие при вращении и поступательном движении, берутся по нормам прочности.
-> Прочность оперения определяет нагрузка, возникающая в наиболее неблагоприятном случае.
При распределении нагрузки по хорде рассматриваются случаи с отклоненными и неотклоненными рулями. Характер распределения нагрузди зависит от схемы компенсации рулей и рассматривается подробно в нормах прочности самолетов. . •
Нагрузки на вертикальное оперение не определяются, как в случае горизонтального оперения, соответственно случаям А, В, С и D, потому что во всех этих расчетных случаях оперение не испытывает других нагрузок, кроме лобовых. И только в случае криволинейного полета или же при отклоненных рулях появляются аэродинамические силы, направленные перпендикулярно
344
к плоскости вертикального оперения. В этом случае нагрузка определится по формуле:
Рэ — 0,37 <7ma Sb. о ,
где SB.o — площадь всего вертикального оперения; <7тах— максимальная удельная нагрузка.
Кроме того, прочность вертикального оперения проверяется для случая полета в неспокойном воздухе по формуле:
Рэ= l,60VOmaxSB.o, где VOmaX — максимальная скорость горизонтального полета у земли.
Для самолетов с моторами, расположенными не центрально, проверяется случай остановки моторов с одной стороны. Эксплуатационные нагрузки на вертикальное оперение не берутся меньше 60 кг/м2. Распределение нагрузки по хорде рассматривается, так же как и для горизонтального оперения, с неот-клонснными и отклоненными рулями по нормам прочности в зависимости от схемы компенсации рулей.
Креме указанных выше случаев нагрузок рассматривается случай одновременного действия нагрузки на вертикальное и горизонтальное оперение. В этом случае берется 75% от расчетной нагоузки на горизонтальное оперение при полете в неспокойном воздухе и 75% от расчетной (наибольшей) нагрузки на вертикальное оперение.
При расчете прочности горизонтального и вертикального оперения необходимо учитывать местные нагрузки от тросов или тяг управления, которые, особенно у легких самолетов, могут оказать значительное влияние на величины расчетных нагрузок.
§ 4. РАСПОЛОЖЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ
Форма, расположение и величина площади хвостового оперения во многом, зависят от назначения самолета.
Фиг. 465.
В гражданских самолетах (пассажирских, спортивных и пр.) форма и положение хвостового оперения определяются аэродинамикой и устойчивостью В военных самолетах расположение и форма оперения кроме аэродинамики и устойчивости зависят от специфических военных требований, предъявляемых к самолету данного назначения, особенно от необходимости возмо: кно большего обзора и обстрела.
В качестве примера влияния военных требований на размещение и форму оперения можно привести самолет К-47 (фиг. 465), у которого вертикальное оперение разнесено по стиронам и часть его отнесена вниз от продольной оси фюзеляжа. Это до некоторой степени разрешает проблему обзора и обстрела назад. но расположенные близко к земле элементы вертикального оперения могут быть повреждены при взлете и посадке, и поэтому конструкцию их приходится значительно усиливать.
345
В самолетах, установленных на поплавки, вынос вертикального оперения вниз, под фюзеляж, может оказаться вполне целесообразным.
Схема, использованная Бреге в его самолете Бреге-27 (фиг. 466), довольно остроумно разрешает проблему улучшения обстрела назад. Фюзеляж этого самолета заканчивается тонкой балкой, на конце которой укреплено оперение. В данном случае хвостовое оперение опущено довольно низко, но все же можно предполагать, что при таком расположении киль и руль направления могут быть аэродинамически затенены фюзеляжем, причем ухудшится устойчивость пути самолета. Это соображение, поводимому, заставило Бреге увеличить плсщадь вертикального оперения, сделав ее больше нормальной.
Фиг. 466.
Иногда разносят вертикальное оперение в стороны от оси симметрии самолета. В этом случае обзор и обстрел назад получаются хорошими, но при этом приходится ставить или двойной фюзеляж (фиг. 467), или же специальную ферму, несущую горизонтальное оперение (фиг. 468), или, наконец, размещать вертикальное оперение на стабилизаторе.
Даже при разнесенном оперении проблема обзора и обстрела до конца не разрешается, так как разнесенное оперение значительно ухудшает обзор и обстрел в стороны. Тем не менее в самолетах военного назначения разнесенное вертикальное оперение применяется довольно часто.
Так, например, у ночного бомбардировщика Фейри кили с рулями направления размещены на низко расположенном стабилизаторе (фиг. 469).
Горизонтальное оперение также сильно стесняет обзор и обстрел, и обойти эту помеху конструктору значительно труднее.
Передвигать*'оперение в про
дольном направлении нельзя, гак как это сильно меняет устойчивость самолета. Остается возможность передвижения горизонтального оперения по вертикали. Но и эта возможность очень ограничена, так как оперение в целях наибольшей его эффективности желательно помещать в струе винта. Кроме того, горизонтальное оперение при неудачной общей компанов-
ке самолета может оказаться замененным аэродинамически, и самолет или будет' иметь недостаточный запас продольной устойчивости или может оказаться вовсе неустойчивым на малых скоростях.
346
Исследования скоса потока у оперения показали, что на больших углах атаки хвостовое оперение, расположенное над линией хорды крыла, будет с увеличением отклонения щитка работать при большем увеличении скоса потока.
чем оперение, расположенное ниже линии хорды крыла. Поэтому высоко расположенное оперение при отклонении щитков будет более эффективно уравновешивать пикирующий момент крыла, и, таким образом, изменение продольного момента при отклонении щитка будет менее заметно у самолета с оперением, расположенным выше линии хорды крыла.
Фиг. 469.
Кроме того, исследования подтвердили, что если при закрытых щитках завихренная зона пониженного давления (тень) сравнительно мало отклоняется вниз, то открытые щитки энергично отклоняют книзу аэродинамическую тень. Вынести горизонтальное оперение за пределы этой тени можно, только сдвигая его вверх.
Потеря эффективности оперения и баффтинг наименее опасны при открытых щитках у низкопланов с высоко расположенным оперением.
Кроме затенения горизонтального оперения крылом не надо забывать о возможности затенения на больших углах атаки вертикального оперения горизонтальным. При этом затенении самолет начинает плохо слушаться руля поворота на закритических углах атаки, т. е. в штопорном режиме.
Конструктор обязан расположить хвостовое оперение так, чтобы вертикальное оперение сохраняло свою эффективность на всех режимах полета.
Для этого горизонтальное оперение следует сместить (лучше вперед) относительно руля поворота. При этом даже на очень больших углах атаки большая часть его площади останется незатененной.
347
§ 5. ФОРМА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
Выбор формы поверхностей xboctoboi о оперения в основном определяют следующие факторы-
1. Аэродинамическая форма оперения должна обеспечивать при наименьшей площади его максимальную эффективность.
Фиг. 470.
Исследования показывают, что наиболее эффективней является эллиптиче-
ская несущая поверхносгь. Поэтому естественно стремление конструкторов придавать оперению форму, приближающуюся к эллипсу (фиг. 470).
Большое относительное удлинение поверхностей оперения способствует повышению его качеств, но при очень большом размахе оперения возможны вибрации его. Появление вибраций тем более вероятно, что не вся площадь оперения может обдуваться струей от винта. Кроме того, оперение с большим удлинением может оказаться сравнительно тяжелым.
У современных самолетов относите ль ное удлинение горизонтального оперения составляет 3—4, а вертикального 1,5—2.
Необходимо обеспечить возможно более
Фиг. 47i. плавные переходы в местах подхода поверх-
ностей оперения друг к другу и к фюзеляжу (фиг. 471). Таким образом можно значительно снизить лобовое сопротивление
самолета.
2. Вес отдельных элементов оперения сильно зависит от их формы. Конструктор, придавая ту или иную форму оперению, должен рационально размещать основные элементы конструкции. Удачная с точки зрения аэродинамики или эстетики форма может оказаться трудно выполнимой в производстве и не оправдать себя в эксплоатации.
Для уменьшения изгибающих моментов выгодно придавать поверхностям оперения в плане форму, расширяющуюся к корню (месту их крепления к фюзеляжу). Это особенно важно для рулей, так как основные силовые элементы их (лонжероны) кооме поперечного изгиба подвергаются скручиванию, и при излишне длинных лонжеронах угол закручивания может сказаться недопустимо большим
348
3. Должна быть обеспечена хорошая управляемость самолета, особенно при фигурных полетах, а также на малых скоростях. Форма и размещение оперения в этом случае могут иметь решающее значение При штопоре, например, возможно затенение вертикального оперения горизонтальным: для уменьшения затенения часть вертикального оперения располагают ниже горизонтального, делая нижнюю часть руля направления шире верхней.,»
4. Формы оперения должны быть красивыми, гармоничными и увязываться с общими очертаниями самолета.
Чаще всего встречается хвостовое оперение, у которого по конструктивным и производственным соображениям передние и задние кромки прямолинейны и плавно закруглены к концам (фиг. 472).
Фиг. 472.
Нередко встречается также оперение с прямолинейной передней кромкой и криволинейной задней.
Конструкция отдельных элементов хвостового оперения напоминает во многом конструкцию крыльев, но при сравнительно небольшой абсолютной толщине профилей стабилизатора или киля не так просто создать легкое и достаточно прочное сооружение.
На толщину профиля поверхностей оперения сильно влияет материал, использованный для продольных силовых элементов (лоьжеоонов). 01 ношение рабочей высоты профиля в местах наибольших изгибающих Моментов к длине хорды (у) зависит от принятой схемы подкреплений и материала лонжеронов (фиг. 473).
Относительная толщина профиля вертикального оперенияТне так характерно меняется в зависимости от выбранного материала, как у горизонтального оперения, потому чго площадь киля значительно меньше площади стабилизатора, и, кроме тою, всегда выгодно увеличить толщину киля у корня (в месте присоединения к фюзеляжу) с цепью лучшего обтекания хвостовой части самолета.
Как у вертикального, так и у горизонтального оперения абсолютная толщина профиля меняется по размаху, убывая к концам. Поверхности оперения изготовлялись и с постоянным профилем, но кажущаяся простота конструкции (однообразные нервюры) не оправдывает себя, так как такое оперение получается тяжелым с худшей аэродинамикой, а прямоугольные с параллельными
349
кромками поверхности плохо увязываются с общими контурами самолета.
Относительную толщину профиля уменьшать лу,гше также к концам, так как нагрузки на оперение падают к концам быстрее по сравнению с убыванием толщины профиля.
Можно рекомендовать при своб^днсне^ущем оперении и в консольных частях стабилизатора или киля следующее уменьшение относительной толщины профиля: = 1,25—1,75 — для горизонтального оперения
и = 1,3—2,0 для вертикального. В этих выраженяих = т. е. отно-
Aj *1
шение толщины профиля к хордеу корня, и ~—тожедляконцевогопрофиля.
•2
Таблица 34
Площади хвостового оперения в процентах от площади крыльев
Назначение самолета Горизонтальное оперение Вертикальное оперение
Истребители . . 14—18 7-11
Разведчики . . . 12 14 5- 6
Самолеты
Тян елые . . 13-155 4- 6
Маломощные • 11—16 4— 7
Морские . . . 14-18 6-1U
Гоночные. . до 25
§ 6. РАЗМЕРЫ ЭЛЕМЕНТОВ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
В органах хвостового оперения преимущественно применяют симметричные профили. Очень редко и только там, где это необходимо, используют (Несущие (несимметричные) профич™, Например, в многомоторных самолетах с разнесенным вертикальным оперением, плоскости которого обдуваются отдельными винтами, выгодно применять несимметричные профили, обращая их друг к другу сторонами с большей кривизной, на случай остановки моторов с одной стороны.
Размеры площади хвостового оперения, конечно, в первую очередь опреде тяются общим полетным весом самолета, удалением оперения от ц. т. самолета в полете и, наконец, необходимой мерой усгойчивости, т. е. классом самолета.
Вполне естественно, что большой самоле” потребует и большого оперения.
В табл. 34 приведены данные о пло-
щадях поверхностей хвостового оперения в процентах от площади крыльев для различных классов самолетов.
Удаление хвостового оперения от ц. т. ''амолета оказывает огромное влияние на величину запаса продельной устойчивости.
Обычно оперение располагают на расстоянии примерно 2,2—3,0 с. а. х. крыла от ц. т. самолета.
Удаленье и площадь хвостового оперения должны быть тесно увязаны друг с другом; если положение ц. т. самолета известно, можно подобрать площади хвостового оперения, исходя из так называемых статических моментов, т. е. произведений площадей оперения на расстояние от ц. т, самолета до ц. т. площадей оперения.
Полученный таким образом мемент, отнесенный К площади несущих поверхностей и средней аэродинамической хорде, дает безразмерный коэ^ициент, кото-350
рый и можно принять в первом приближении равным для горизонтального оперения:
^г.о • Лг.о
Лг.о = м ,
где Sr.о — площадь горизонтального оперения; /г.о — плечо момента горизонтального оперения; за плечо момента принимают расстояние от ц. т. самолета до ц. д. оперения; ц. д. оперения при симметричном профиле можно считать расположенным на 25% от носка с. а. х. оперения или на линии шарниров подвеса рулей высоты; S — площадь несущих поверхностей самолета; ta — с. а. х. крыла.
Для различных классов самолетов принимают следующие значения коэфи-циента /;г.о.
Истребители 0,39—0,40 Тяжелые самолеты 0,36—0,40
Разведчики 0,38—0,40 Летающие лодки. . 0,42—0,45
Площадь рулей высоты составляет 30—50% всей площади горизонтального оперения.
Подобным же образом для вертикального оперения:
, ^Н.О ' /в.О
Лв.о = Stu ’
Значения кк 0 для различных классов самолетов следующие:
Истребители 0,19—0,21 Тяжелые самолеты 0,165—0,175
Разведчики . 0,175—0,185 Летающие лодки 0,220—0,260
Площадь руля направления обычно составляет 50—70% площади вертикального оперения.
Размеры оперения с учетом равнодействующего момента от крыльев и от хвостового оперения рекомендуется проверять по данным хорошо зарекомендовавших себя в эксплоатации самолетов.
На геометрические соотношения площадей оперения сильно влияют вес самолета, нагрузка на 1 м2 несущих поверхностей и аэродинамические его характеристики (Сх, Су, Ст), которые можно взять из аэродинамического расчета проектируемого самолета. Окончательное суждение о достаточных величинах площа дей оперения можно составить только после продувок модели самолета в аэродинамической трубе.
Глава II
СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
По силовой схеме хвостовое оперение можно разделить на следующие четыре основных вида:
I) оперение нормального вида, т. е. монопланный стабилизатор с рулем высоты, укрепленным подкосами, лентами или свободнонесущим; при этом киль и руль направления расположены центрально (фиг. 474, /);
2) монопланное горизонтальное оперение и двойное вертикальное (фиг. 474, II);
3) бипланный стабилизатор с одинарными рулями высоты и разнесенным в стороны вертикальным оперением (фиг. 474, III);
4) бипланное горизонтальное оперение с двойными рулями высоты и разнесенным в стороны вертикальным оперением (фиг, 474, IV).
Взаимное расположение горизонтального и вертикального оперения также может быть весьма различным.
На фиг. 474, V показан стабилизатор, отнесенный назад, за киль. На фиг. 474, VI изображен стабилизатор, приподнятый над килем. Такое размещение органов оперения имело целью исключить возможность затенения вертикального оперения при штопоре самолета.
Оперение Рудницкого (фиг. 474, VII) представляет собой две профилированные поверхности, расположенные по бокам фюзеляжа и установленные с большим поперечным V. Эти поверхности одновременно служат вертикальным и горизонтальным оперением и заканчиваются подвижными частями, заменяющими руль высоты и руль направления.
351
Фиг. 474.
Оперение Рудницкого не нашло распространения, а имевшие место поломки его заставляют подходить с осторожностью к применению этого оперения.
Оперение бипланного типа стесняет обзор и обстрел назад при расположении задней огневой точки на фюзеляже между оперением и крылом, но довольно удачно решает эту проблему при установке этой огневой точки в конце фюзеляжа.
При оперении нормального типа (фиг. 474, /) горизонтально расположенный стабилизатор укреплен в задней части фюзеляжа и к нему прикреплен на шарнирах руль высоты. Вертикально расположенный киль обычно укрепляется на верхней образующей конца фюзе ляжа и к нему шарнпрпо при крепляется руль направления.
Для уменьшения изгибающих моментов в продольных силовых элементах (лонжеронах) стабилизатор поддерживается сверху или снизу обтекаемыми подкосами или же расчаливается и сверху и снизу обтекаемыми лентами.
Разгрузка стабилизатора под-косами или лентами не обязательна и зависит от конструктивных соображений. Поэтому часто, особенно в тяжелых самолетах, ставят стабилизатор без подкреплений (сво-боднонесущий), но в этом случае для достижения достаточной проч
ности приходятся применяв профили большой относительной толщины.
Какой стабилизатор наиболее рационален—с мяг кими (лентами) или жесткими (подкосы; подкреплениями или же вовсе без подкреплений (свободноне-сущий), — определить заранее нельзя. При выборе типа стабилизатора следует принимать во внимание следующие соображения:
1. Стабилизатор с жесткими подкосами несколько тяжелее и дает немного большее лобовое сопротивление, чем стабилизатор, подкрепленный лентами, но лучше сопротивляется вибрация™, которые в хвостовом оперении возникают довольно часто.
2. Стабилизатор с подкреплениями из жестких элементов можно без особых затруднений Снабдить приспособлением для регулирования угла установки его в полете (установка нужного угла атаки), в то время как при расчаленном стабилизаторе это трудно сделать, потому что требуется введение в схему лишних деталей.
3. Свободнонесущий стабилизатор, как указывалось выше, требует достаточно высокого профиля нервюр, что влечет за собой увеличение веса конструкции, но, с другой стороны, дает меньшее лобовое сопротивление.
§ 1. СИЛОВОЙ НАБОР ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ •
Силовая схема как вертикального, так и горизонтального оперения vocrom в основном из продольных элементов (лонжеронов) и поперечных (нервюр).
Взаимное расположение этих элементов зависит от материала их, формы оперения в плане, толщины профиля и т. д.
Компановка основных элементов вертикального и горизонтального оперения должна осуществляться одновременно. Нельзя, например, проектировать стабилизатор, не увязав его с элементами конструкции киля, и наоборот.
352
Силой,ая схема стабилизатора и киля обычно состоит из одного или нескольких лонжеронов (продольный набор) и из нёрвюр (поперечный набор). На фиг. 475 показано такое оперение самолета УТ-1.
' Однолонжероаные схемы встречаются крайне редко, так как лонжерон подвергается изгибу от аэродинамических нагрузок и, кроме того, скручивается моментом от руля, что заставляет делагь лонжерон очень мошным и широким.
^орбах применял однолонжеронные схемы, в которых лонжерон представлял собой кессон с работающей обшивкой.
Иногда применяется схема, при которой используется гофр с волнами, направленными по размаху. Hapvжнaя гладкая обшивка, прикреплен-: ная заклепками с овальными головками к гофру (фиг. 476), увеличивает жесткость всей конструкции и вместе с легкими
Фиг. 476.
лонжеронами у част-ьует в работе всей системы. Такая работающая обшивка должна быть прикреплена по всему контуру к фюзеляжу
При такой схеме, j конечно, Нельзя сделать стабилизатор с регулирующимся в полете углом атаки, и сложность крепления работающей обшивки к фюзеляжу усложняет эксплоатацию самолета.
При двухлонжеронной схеме в зависимости от формы оперения в плрне лонжероны или располагаются параллельно, или же идут под углом (фиг. 477— 479). Располагая лонжероны, необходимо предвидеть и способы крепления их. При неудачном расположении может случиться, что крепление лонжеронов к фюзеляжу потребует или дополнительных усиливающих элементов в фюзеляже, или же узлы креплений лонжеронов будут трудно выполнимы в консз руктивном •отношении. Не следует -акже забывать, что по соседству с задним лонжероном
.конструкция самолетов—~28—23
35?
стабилизатора или киля и параллельно ему пройдет лонжерон руля с рычагом управления, что при этом должно быть обеспечено отклонение руля на 30° в обе стороны и что, кроме того, задний лонжерон должен быть доступным в том месте, где к нему придется крепить шарниры руля.
Передний лонжерон обычно отстоит от носка на расстоянии 12—25% хорды. В некоторых конструкциях располагают передний лонжерон в носке профиля.
Если стабилизатор проектируется регулирующимся (с изменяющимся в полете углом атаки),, то конструктор должен предусмотреть в киле соответствующий вырез для перемещения подвижного лонжерона стабилизатора.
Многолонжеронные схемы! встречаются крайне редко, так как в них нет особой необходимости, поскольку осуществление достаточно легкой двухлонжеронной схемы не встречает затруднений. Нервюры, передающие аэродинамическую нагрузку непосредственно на лонжероны, устанавливаются в направлении полета и на расстояниях, обеспечивающих прочность обшивки. Можно принять это расстояние для . полотняной обшивки в 250 мм. При металлической обшивке расстояние между нервюрами можно взять и ббльшим и меньшим в зависимости от конструктивных особенностей органов оперения.
В стабилизаторах или килях ферменного типа с внутренними крестами или жесткими стержнями в местах крепления стержней или фиг 47д расчалок устанавливают распорные нервюры
', ‘ (фиг. 477, а — а). При этом расположение их
может и не совпадать с положением нормальных нервюр (фиг. 478, b—Ь), что во многих случаях оказывается целесообразным.
Если стабилизатор выполняется регулирующимся в полете (изменяющие угол атаки), то наружные подкрепления (подкосы, ленты) крепят или к одному лонжерону (фиг. 480, II), относительно которого происходит вращение, или же подкрепляют оба лонжерона (фиг. 480, /). В последнем случае кинематически 354
t
лишняя стойка делается подвижной или регулирующейся по длине (фиг. 480, III). Изменение длины стойки не должно нарушать общую кинематическую схему.
Так как задний лонжерон нагружается дополнительными скручивающими моментами и сосредоточенными силами * в местах крепления шарниров руля высоты, то целесообразно всегда именно его подкреплять снаружи жестким подкосом или же расчаливать лентами. Это обстоятельство заставляет конструктора при проектировании регулирующегося стабилизатора вращать его вокруг заднего лонжерона. Конечно, это не обязательно.
Лонжерон, не подкрепленный снаружи ни подкосами, ни лентами, необходимо делать достаточно прочным. В некоторых случаях молщо его частично разгрузить, передав часть нагрузки на подкреплённый лонжерон, для чего оба лонжерона связывают сильной ферменной распорной нервюрой (фиг. 481) или же неподкрепленный лонжерон направляют под углом таким образом, чтобы его конец мог опереться на подкрепленный (фиг. 482). При это,м оба лонжерона могут не отличаться резко по Жесткости.
Глава III конструкция хвостового оперён ия
Конструкция хвостового оперения во многом подобна конструкции крыла. Тем не менее возможность регулировки в полете угла атаки стабилизатора, т. е. его подвижность, не может не отразиться на конструктивном оформлении как всей системы, так и отдельных элементов конструкции стабилизатора.
Если сравнивать крыло с горизонтальным оперением, то в основном разница будет лишь в размерах. Для достижения нужной прочности стабилизатора приходится применять те же принципы, которые положены в основу проектирования крыла. Но вследствие того, что абсолютные размеры стабилизатора меньше, чем размеры крыла, естественно, и конструкция отдельных элементов jero будет отличаться от конструкции элементов крыла.
Для оперения применяют те же материалы, что и для крыла.
Выбранный материал, конечно, определит архитектуру отдельных деталей, и даже самую схему конструкции, так как специфические особенности материала заставят конструктора возможно рациональнее использовать его.
§ 1. ДЕРЕВЯННОЕ ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
В настоящее время хвостовое оперение крайне редко строится из дерева. По удельной прочности дерево при работе на растяжение явдуются одним из наивыгоднейших материалов, но необходимость постановки сильно развитых металлических узлов, в местах сопряжения деревянных деталей, работающих на растяжение, сводит на-нет это преимущество. При работе на сжатие, когда можно хорошо связать между собой деревянные стержни без сложных металлических узлов, выгоды также, не получается, так как удельная прочность дерева в этом случае ниже прочности стали и дуралюмина.
Вследствие этих причин деревянные конструкции оперения получаются тяжелее, чем дуралюминовые, а поэтому и применяются лишь в редки/ случаях.
'Лонжероны оперения '
Деревянные лонжероны, стрингеры и дополнительные продольные подкрепления далеко не так разнообразны, как металлические.
Деревянные лонжероны стабилизатора и киля изготовляются или из целого куска дерева с фрезеровкой для облегчения или же состоят из полок, соединенных фанерными стенками.
Задний лонжерон, работающий кроме изгиба еще и на кручение, рациональнее изготовлять цельным фрезерованным, состоящим из Двух склеенных половин с внутренним облегчением. Конечно, можно применять любую другую конструкцию при условии, что она хорошо работает на кручение.
356
Часто в органах хвостового оперения деревянные лонжероны делают двутаврового сечения с одной вертикальной стенкой. Такую конструкцию применяют и для второстепенных силовых элементов (стрингеры, раскосы и пр.). Типы деревянных лонжеронов показаны на фиг. 483.
Полки лонжеронов для облегчения иногда выфрезеровывают между нервюрами, а стенки в местам сочленения с нервюрами усиливают или дополнительными внутренними диафрагмами в случае коробчатого лонжерона, или стойками в лонжеронах таврового и двутаврового сечения.
В фрезерованных лонжеронах (фиг. 483, III) фрезеровку производят только в панелях между нервюрами, так как при сплошной фрезеровке затрудняется крепление нердюр к лонжерону. Под узлами всегда оставляют целое сечение бруска, а в случаях коробчатого или таврового сечения пространство между полками заполняют бобышками. '
i
Нервюры
Деревянные нервюры стабилизатора и киля сильно напоминают крыльевые нервюры.
Ферменные нервюры (фиг. 484) обычно применяют в профилях, имеющих большую абсолютную толщину. ..
Отдельные элементы фермы нервюры крепятся так же, как и при крыльевых нервюрах.
Часто решетку ферменной нервюры выполняют
из фанеры и усиливают сжатые элементы сосновы- фиг- 483-
ми рейками /(фиг. 484). Растянутые стержни оставляют или вовсе неподкрепленными, или усиливают накладными дополнительными полосками из фанеры же.
Элементы ферменной нервюры соединяются между собой с помощью дополнительных книц (косынок) и сухариков. Сборка производится на казеиновом клею и гвоздях.
Фиг. 484.
Крепление нервюры к лонжерону показано на фиг. 485.ГВ этом случае в месте прикрепления стоечки нервюры внутри лонжерона устанавливается диафрагма. Носки нервюр связываются общим носовым стрингером, в котором на местах подхода полок нервюр вырезаются углубления.
Балочные нервюры широко применяются и по конструкции схожи с крыльевыми.
Чаще всего ставят нервюры типа,. изображенного на фиг. 486. Пространство между верхней и нижней полками нервюры зашивается фанерным листом с вырезами для облегчения. Фанерная стенка склеивается с полкой нервюры щ прибивается оцинкованными гвоздями.
Распорные нервюры
Распорные нервюры, т. е. нервюры, воспринимающие кроме поперечных
нагрузок продольные усилия, можно разделить на нервюры с центральным си-
ловым элементом и нервюры с усиленными полками между лонжеронами.
Нервюры с центральным силовым элементом
Фиг. 485.
применяются при невысоких профилях и чаще при фрезерованных лонжеронах, т. е. там, где продольное усилие, переданное через распорную нервюру -на лонжерон, легко вводит в работу все сечение лонжерона.
При высоких же лонжеронах центрально расположенная распорка может неблагоприятно отразиться на работе лонжерона, и поэтому целесообразнее продольное усилие, действующее по нервюрам, разнести на полки лонже
ронов.
На фиг. 487,/ изображена типовая распорная нервюра с центральным силовым поясом. Обода нервюры не воспринимают и не передают продольных усилий и выполняют роль обычной нормальной нервюры, а центральная часть, представляющая собой сильный элемент коробчатого сечения, связывая оба лон-
жерона, передает продольное усилие.
Фиг. 487. %
Распорная нервюра с усиленными полками, изображенная на фиг. 487, II, применяется в достаточно высоких лонжеронах. Полки такой нервюры усиливаются дополнительными горизонтальными рейками и зашиваются с обеих сторон фанерой.
Распорные нервюры делают иногда и ферменными с уширенной полкой (фиг. 488). Такие нервюры могут встретиться там, где кроме продольных усилий возникают и большие поперечные нагрузки (например, подстоечная нервюра или крайняя распорка, связывающая оба лонжерона).
В стабилизаторах, у которых расположение распорок не совпадает с местами нервюр, целесообразно применять металлические распорки из стальных или дуралюминовых труб (фиг. 489).
358
При низких лонжеронах труба подходит к лонжерону центрально (фиг. 489, I) или присоединяется к ушковому болту или вставляется в специальный стаканчик, который удерживается на лонжероне болтами.
Встречаются распорные нервюры с независимым соединением полок лонжерона трубами. При необходимости распорные трубы можно соединять между собой змейкой (фиг. 489, II).
Между распорными нервюрами ставятся расчалки из стальной рояльной проволоки, а при значительных нагрузках — из лепт. Крепления расчалок к узлам и способы их установки такие же, как и в крыле. Иногда проволочные расчалки заменяют жесткими стержнями разнообразной конструкции.
Передняя кромка стабилизатора бывает деревянной (фанера) или металлической (дуралюмин). Фанерная обшивка носка применяется в конструкциях с работающим носком. Иногда носки зашивают тонкой фанерой для улучшения плавности обтекания.
на фиг. 490, и укреп-
Металлический обод носка делают, как это показано
ляют его на нервюрах шурупами.
Для улучшения обтекания в носках устанавливают промежуточные нер-
вюры; эти нервюры не вводятся в расчетную силовую схему, и поэтому их делают до возможности простыми, иногда ограничиваясь установкой рейки, изогнутой
по профилю нервюры.
359
Узлы деревянных лонжеронов
Узлы на стабилизаторе и киле выполняются чаще из стали и сравнительно редко из легких алюминиевых сплавов.
Центральная трубчатая распорка стабилизатора обычно крепится пропущенным через лонжерон ушковым болтом, который одновременно удерживаета сережки крепления расчалок (фиг, 491). •
Такое простое соединение позволяет легко производить сборку и разборку стабилизатора в случае ремонта.
Подстоечные узлы, изготовляемые обычно из листовой стали, прикрепляются к лонжерону болтами. На фиг. 492 показаны два вида таких узлов, которые отличаются установкой главного болта. Вертикальный болт (фиг. 492, /) этого узла просто разрешает задачу крепления подкоса, но, прорезая полки лонжерона, ослабляет их. ' *
При узле с горизонтальным болтом (фиг. 492, II) лонжерон не ослабляется, так как болт проходит по нейтральному сечению.
Узлы крепления стабилизатора к фюзеляжу очень разнообразны. Если ста4-билизатор состоит из двух половин (съемные левая и правая половины), то стыковые узлы выполняют но типу крыльевых. При цельно^ стабилизаторе на его переднем или заднем лонжероне устанавливаются узлы шарнирного типа (фиг. 493, /). Такие узлы позволяют изменять угол атуки стабилизатора, не нарушая цельности и прочности всей системы.
Так же, как и в подстоечных узлах, здесь можно применять вертикальные уш-•ковые болты, но в этом случае не следует забывать, что вертикальный болт ослабляет сечение лонжерона.
При низких лонжеронах с успехом можно применять горизонтальные ушковые болты (фиг. 493, II).
Крепление киля на фюзеляже осуществляется, как показано на фиг. 494. Такой сварной узел удерживается на лонжероне двумя болтами. Ушки узла прикрепляются к подобным же ушкам на фюзеляже.
На заднем лонжероне киля и стабилизатора устанавливаются шарниры рулей. Если ось вращения руля сравнительно далеко отнесена от задней стенки лонжерона, то шарнир изготовляется в форме кронштейна из стальных труб (фиг. 495) или из листового материала. Часто в качестве кронштейна пользуются нервю
360
рой, свободные полки которой укрепляют соответствующим образом и заканчивают специальным игольчатым 'подшипником (фиг. 496).
Такая конструкция шарнира вследствие отсутствия дополнительных узлов крепления и из-за простоты получила широкое распространение.
Если задник лонжерон стабилизатора или киля расположен вблизи оси вращения руля, Можно с успехом применить конструкцию, изображенную йа фиг. 497. В специальный ушковый болт впрессовывается шариковый подшипник для уменьшения трения в шарнире, а болт, прикрепленный к лонжерону руля, изготовляется ИЛИ ВИЛЬЧаТЫМ ИЛИ уШКОВЫМ. , Необходимо обеспечить достаточное защемление болтов в лонжеронах, так как иначе вследствие эксцентричного приложения силы болты могут провернуться, и шарнир будет работать неправильно.
Задний лон/керон киля
Носок руля
О>иг. 496.
Фгг. 497.
Деревянный стабилизатор или киль обтягивают снаружи полотном, а иногда обшивают фанерой. с
Способы пришивки полотна к нервюрам оперения ничем не отличаются от описанных в ч. I настоящей книги.
Фанерную обшивку можно применять в горизонтальном хвостовом оперении, но при этом ее всегда надо делать работающей, т е влепринимаюптй нагрузки, не только непосредственно от аэродинамических сил, но и от усилий, возникаю щих во всей систем*. г
Чаще ограничиваются установкой фанерной обшивки в носке стабилизатора. Образовавшаяся таким образом труба, замкнутая передним лонжероном, хорошо работает и в .то же время легка по весу.
§ 2. МЕТАЛЛИЧЕСКОЕ ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ *
Металлическое хвостовое оперение делается, главным образом, из дуралюмина или стали.
Лонжероны
Дуралюминовые лонжероны обычно изготовляются из профилей и листового материала и представляют собой клепаные конструкции (фиг. 498).
В зависимости от высоты профиля лонжероны могут быть или ферменными или балочными.
Достаточно высокие лонжероны по аналогии с крылом состоят из верхних и нижпих полок, соединенных между собой стойками и раскосами. Полки лонжеронов обычно в этих случаях изготовляются из отдельных пр< филей, склепанных по длине.
3(4
Чаще всего применяются балочные лонжероны со сплошной или облегченной отверстиями вертикальной стенкой.
Стенки очень низких лонжеронов не облегчаются. В стенках же высоких лонжеронов выштамповываются отбортованные отверстия, которые одновременно и облегчают лонжерон и придают большую устойчивость его стенкам.
В местах укрепления нервюр внутрь лонжерона вставляются поперечные диафрагмы из П-образных профилей, которые приклепываются к боковым стенкам лонжерона. В диафрагмах иногда делают отбортованные отверстия.
В рассмотренных типах лонжеронов применены полки из открытых профилей, что не всегда рационально, так как открытые профили значительно хуже работают на сжатие, чем закрытые.
На фиг. 499 изображены типы лонжеронов, полки которых представляют собой закрытые сечения. Этот тип лонжеронов чаще встречается в конструкции крыла; в конструкции оперения он встречается очень редко и только в мощных поверхностях с большой абсолютной толщиной профиля.
Обычно полка лонжерона оперения состоит из твух или бол те продольных профилей с прикрепленной к ним одной или двумя стенками. В случае, если лонжерон имеет одну стенку (фиг. 499, If а III), то для улучшения устойчивости к ней приклепываются поперечные профили. В случае же двухстеночного лонжерона между стенками устанавливаются поддерживающие диафрагмы. При этом совершенно необязательно профиль диафрагмы связывать с полками, так как назначение диафрагмы — придать большую устойчивость стенкам.
Довольно удачна конструкция лонжерона с полками из труб; в этом случае боковые стенки изготовляются или из гофра, или из обычного гладкого листа с отбортованными отверстиями. Очень часто встречаются лонжероны из одного открытого профиля (фиг. 500,/). "Такие лонжероны очень просты и легко сочленяются с другими элементами конструкции. Концевые части лонжеронов обычно выполняют из открытого профиля вследствие незначительной абсолютной высоты конца лонжерона и простоты сочленения открытого профиля с прилегающими к нему элементами конструкции. При очень низких лонжеронах можно применять соответствующим образом обжатые трубы (фиг. 500, II), в вертикальных стенках которых делают отверстия облегчения.
При небольших габаритных размерах стабилизатора и при очень низком профиле можно в качестве лонжерона применять и необжитую трубу; если окажется, что труба будет излишне прочной в конце, то сечение облегчается отверстиями. Диаметр и расположение отверстий облегчения (фиг. 500, //) определяются общим характером конструкции; ориентировочно может быть принягс:
Н
2
4 =
Переход трубы на еще более низкие сечения осуществляется или простым обжатием ее или же вдоль грубы вырезают клин, а затем обжимают ее (фиг. 501).
Стальные лонжероны не так широко распространены, как дуралюминивые, потому что хвостовое оперение благодаря сравнительно небольшим размерам 362
t
не несет больших нагрузок. Поэтому полки лонжеронов из высокосортных сталей получились бы очень тонкими, что затруднило бы их из1 стовление.
Опыта по изютовлению низких лонжеронов из листовой стали очень мало. Конструкция этих лонжеронов та же, что и в крыльях, но необходимо учитывать, что толщина листов может составлять всего 0,1—0,2 мм и для увеличения жёсткости стенки лучше делать ее из гофра, а ^ступающим краям придавать неплоскую форму (например, закатывать их;.
Фиг. 501. Фиг. 502.
В местах крепления к балочным лонжеронам нервюр в лонжеронах делают местные усиления. В ферменных лонжеронах в этом случае внутренний набор располагают так, чтобы стойки приходились над нервюрами.
Нервюры
Конструкция металлических нервюр стабилизатора и киля довольно разно-»бразна. \
Фиг. 503.
На фиг. 5С2 изображены различные конструкции ферменных нервюр. Обычно ферма нервюры состоит из верхнего и нижнего поясов и промежуточной решетки. Стержни решетки изготовляются из закрытьях и’ открытых профилей, таких же, как и в нервюрах крыла. Пояса нервюр и элементы решетки соединяются заклепками или пистонами.
Балочные нервюры также весьма разнообразны (фиг. 503).
"Чаще всего такие нервюры изготовляются из листа. Стенки их "X я имеют отбортованные отверстия; отогнутые края являются полками нервюр. Это наиболее распространенный тип нервюр; хВвмр они просты в изготовлении и конструктивно : сорошо увязываются с другими элементами стабилизатора.
Способы крепления нервюр к лонжеронам стабилизатора фчг 5о4. ничем не отличаются от крепления крыльевых нервюр к лонжеронам.
Носки нервюр обычно связываются между собой передним ободом. Типовая заделка носков показана на фиг. 504. При жесткой работающей обшивке оперения следует включать носки нервюр в работу всей конструкции..В этом случае можно получить достаточно прочную и легкую конетрукпию. Работающий носок потребует, конечно, продольного подкрепления обшивки.
363
Распорные нервюры
Если схема поперечного набора выбрана жак, что внутренние распорки стоят между нервюрами (фиг. 478), то конструкция распорок будет такой же, как и в деревянных нервюрах (фиг. 489). Если же пележекия распорок совпадают с расположением нервюр, то вместо распорок ставят распорные нервюры. При низких лонжеронах достаточно центрального силового элемента (фиг. 489, I),
связывающего середины лонжеронов^ При высоких лонжеронах требуются два силовых элемента, соединяющих "верхний и нижние полки лонжеронов (фиг. 489, II).
На фиг. 505 приведены типовые конструкции распорных нервюр.
Узлы металлических лонжеронов
Конструкция узлов крепления лонжеронов весьма различна и зависит от конструкции лонжерона.
Обычно узлы изготовляют из стали и реже из дуралюмина. В большинстве случаев узел крепится к полке лонжерона ушком, к которому подходит или подкос стабилизатора, или присоединяется тяга от подъемника.
Для того чтобы заставить работать все сечение лонжерона, а не только одну полку, к которой прикреплено ушко, лонжерон в местах крепления ушка усиливают специальными накладками или профилями.
На фиг. 506 изображен узел крепления подкоса на лонжероне стабилизатора. Этот узел сварной и состоит из обоймы с приваренным ушком. Обойма приклепана к нижней полке лонжерона. Для того чтобы работало все сечение лонжерона, он снаружи усилен дополнительными накладками, а внутри, в направлении действия силы, поставлены диафрагмы, связывающие обе" полки лонжерона.
Очень часто ушки узла образуются из боковых щечек, которые, усиливая боковые стенки, одновременно распределяют опорную реакцию подкоса Между полками лонжерона (фиг. 507).
В таких конструкциях болт крепления подкоса устанавливается по полету и в случае несовпадения направления подкоса и направления приклепанных I боковых щечёк нет надобности в установке кардана.
Для усиления ушка между щечками вклепывается специальная коробочка, которая, улучвТая связь узла с лонжероном, придает ушку достаточную толщину в месте прикрепления подкоса.
364
Довольно часто применяют фрезерованное ушко, прикрепляемое на заклепках или на болта* к полке лонжерона (фиг. 508}. Полки под узлом усиливают
дополнительными накладками и соединяют сильными профилями. Такая конструкция позволяет устанавливать болт по полету или-против полета.
Фиг. 509.
На заднем лонжероне стабилизатора или киля устанавливаются шарниры рулей весьма разнообразной конструкции (фиг. 509). В последнее время начали применять кронштейны (фиг. 510). Соединение шарнир — кронштейн обеспечивает простоту сборки и дает возможность сделать минимальной ширины вырез в передней кромке руля под шарнир.
Фиг. 510.
Рассмотренные узлы являются наиболее характерными. Возможны, конечно, иные конструкции креплений.
При стабилизаторе, состоящем из двух половин (правая и левая отъемные части), узлы разъема не отличаются от узлов крыла.
Обшивк
Хвостовое оперение так же, как и крылья, можно обшивать полотном, фанерой или металлом (гладким или гофрированным). Все, указанное в ч. I относительно обшивки крыльев, можно отнести и к обшивке оперения. Поэтому отдельно рассматривать обшивку хвостового оперения не будем.
§ 3. РУЛИ
Форма хвостового оперения в плане определяет и очертания рулей. Рули современных самолетов чрезвычайно разнообразны по виду, конструкции и спо- . собу подвески.
365
Задаваясь габаритами вертикального или горизонтального хвостового ойЕ-рения, конструктор сейчас же намечает площадь рулей, подвеску их и способы управления ими.
Передний лонжерон руля нагружен не только силами, вызывающими изгиб, но и скручивающими моментами. Для уменьшения изгибающих моментов стараются положить руль на большее число опор (шарниров), т. е. создать многопролетную балку. Количество шарниров ограничивается увеличением веса конструкции и возможностью заклинивания руля при естественных прогибах лонжеронов киля или стабилизатора.
Очень Длинные рули приходится делать разрезными, т. е. состоящими из двух половин. Каждая из этих половин управляется самостоятельно. Возможность заклинивания таких рулей при прогибах лонжеронов киля или стабилизатора значительно уменьшается.
Чем длиннее лонжерон, тем больших углов закручивания его можно ожидать. Уменьшить угол закручивания можно или увеличением числа рычагов управления рулем, или же соответствующим распределением площадей руля относительно лонжерона, подверженного закручиванию.
Углы отклонения рулей, конечно, различны для различных самолетов. В качестве первого приближения можно пользоваться величинами, приведенными в табл. 35.
Таблица 35
Отклонения рулей
Классы самолетов Руль высоты. Угол отклонения, градусы Руль направления, отклонение в каждую сторону, градусы
от себя на себя
Истребители ... ... 35 15 27—28
Разведчики 25—35 15 25-27
Тяжелые самолеты . 20 20 20
Летающие лодки . . 20 20 20-25
Приведенный в этой таблице диапазон отклонений рулей значительно больше нужного в полете, так как при посадке, когда рули не обдуваются струей от винта, эффективность их сильно падает.
. Компенсаторы рулей
Для уменьшения давления на ручку или педаль пилота рули снабжаются разгружающими приспособлениями, которые называются компенсаторами. Ниже рассмотрены компенсаторы, применяемые на современных самолетах.
'При подборе компенсации рулей скоростных и гоночных самолетов нужно быть крайне осторожным, так как на больших скоростях легче всего встретиться с явлением вибраций при наличии даже незначительной неуравновешенности.
Роговая компенсация. Роговой компенсатор представляет собой часть руля, вынесенную вперед от оси вращения руля (фиг. 511). Так как аэродинамические нагрузки на руль распределяются неравномерно и сильно падают к задней кромке, то вынесенная вперед площадь несет значительно большую удельную нагрузку. Поэтому момент кручения лонжерона руля, несмотря на небольшую площадь компенсатора, сильно уменьшается, и нагрузка на ручку управления пулем соответственно понижается.
Площадь рогового компенсатора составляет 10—15% площади руля.
Форма компенсаторов весьма разнообразна; рекомендуется избегать очень длинных, значительно удаленных от оси повопота рулей компенсаторов, а также таких компенсаторов, которые могут находиться в аэродинамической тени при небольших углах отклонения руля. Роговая компенсация в настоящее время применяется сравнительно редко.
366
>
Осевая компенсация. Компенсирующая площадь при осевой компенсация вынесена вперед по всей длине руля (фиг. 512).
При подборе компенсирующей площади не следуЛ добиваться такого положения, чтобы летчик переставал чувствовать руль. Всегда должно ощущаться небольшое давление на штурвал или педаль.
Распределение нагрузки
Фиг. 511.
Компенсирующие площади • рулей заштрихоВанЬ/
"А Компенсатор поборота
В случае применения осевой компенсации площадь компенсатора может составлять от 10 до 22% площади руля. Глубина расположенной перед осью части
руля не должна превышать 20% хорды руля.
Проектируя осевой компенсатор руля, нужно иметь в зиду, что при отклонении руля компенсирую-
щая поверхность не должна выходить за пределы профиля. Это достигается сужением площади комг'енсато-ра к концам (фиг .512). Удобнее делать это сужение пропорциональным высоте профиля в месте расположения компенсатора.
К недостаткам осе
Осв Вращения руля
руля
Фиг. 512.
вой компенсации руля нужно отнести обяза-
тельное применение далеко отнесенных шарниров и возможность затенения компенсирующей площади впереди расположенным стабилизатором или килем.
{Иногда применяют одновременно роговую и осевую компенсацию (фиг. 512, /V). Современные самолеты чаще всего имеют нормальную осевую компенсацию.
Отнегенные компенсаторы. Такие компенсаторы встречаются сравнительно редко и представляют собой отдельную компенсирующую поверхность, жестко или кинематически связанную с основным рулем. В первом случае простейшая
367
форма компенсатора в общем виде показана на фиг. 513, /. Такой компенсатор представляет небольшое крыло, предпочтительно симметричного профиля; устанавливаемое впереди шарйира руля на кронштейнах обтекаемого сечения. Аэро
динамические силы этого крыла создают момент, противоположный шарнирному моменту руля.
Такие компенсаторы на рулях направления и высоты следует ставить симметрично, по одному на каждую сторону рулевой поверхности. Удлинение вспомога-
тельной поверхности должно быть возможно большим (насколько позволяет конструкция руля).
Компенсатор, показанный на фиг. 513, II, представляет собой дополнительное крыло, кинематически связанное с рулем. При повороте руля на некоторый угол компенсатор отклоняется в ту же сторону, и так как ось вращения компенсатора смещена к задней кромке, то возникающий от аэродинамических сил момент стремится увеличить ук ол отклонения компенсатора и тем самьи i через жесткую тягу разгружает руль.
Фиг. 514.
При подборе компенсатора недостаточно задаться только его площадью. Необходимо определить и все плечи кинематической связи. Поэтому подбор площади компенсатора нужно вести при проектировании всей установки.
Руль Флеттнера или серво-руль. Такие оу ли устанавливаются "% больших и средних самолетах, непосредственное^ управление рулем которых может быть затруднительным для пилота. Ч
368
.1
Deb Вращение рум
Фиг. 515.
Фиг. 517.
Серво-руль — это небольшой по площади дополнительный руль, который прикрепляется к основному рулю на специальной ферменной установке и управляется непосредственно пилотом (фиг. 514). При отклонении серворуля на некоторый угол возникает сила Р (фиг. 515), заставляющая основной руль отклониться в противоположную сторону. В результате отклонения основного руля возникает сила Q на плече L, которая и поворачивает самолет. Для равновесия необходимо, чтобы РА = Qa, следовательно, чем дальше отнесен серво-руль от основного руля, т. е. чем больше плечо А, тем меньше должно быть усилие Р. Другими словами, чем дальше отнесен серво-руль, тем меньше может быть его площадь.
Применяются вспомогательные рули Флеттнера, сделанные несколько иначе (фиг. 516 и 517). Сущность устройства этого компенсатора состоит в следующем.
В задней части основного руля на шарнире помещается небольшая подвижная часть руля, связанная жесткой тягой с стабилизатором . Кинематическа я схема такова, что при всех возможных отклонениях основного руля компенсатор останется параллельным своему первоначальному положению или будет отклоняться от него на некоторый угол, величина которого "может устанавливаться по желанию. '' Распределение давлений для руля обычного типа и для серво-руля^при отклонении их на один и тот же угол приведено на фиг. 517. Из фигуры видно, что благодаря перемещению центра аэродинамических сил вперед значительно уменьшается шарнирный момент руля, а следовательно, и давление на ручку или педаль пилота.
При проектировании компенсации Флеттнера необходимо предварительно определить три основных параметра: 1) площадь компенсатора, 2) наивыгоднейшее удлинение, т. е. отношение размаха к хорде, 3) угловое передаточное Конструкция самолетов.—228—24 ?>’>’?
Фиг. 516.
₽ п
число z — £-, зависящее от соотношения плеч крепления. Чаще всего задаются передаточным числом i = 1.
Эти основные параметры можно подобрать по графику на фиг. 517, где по оси абсцисс отложены площади серво-руля в долях площади всего оперения, а по оси ординат — передаточные числа. Кривые графика соответствуют различным длинам хорд серво-руля в долях хорды всего оперения. График дает хорошие результаты и может быть использован при предварительном подборе основных параметров серво-руля Флеттнера.
Рули с флеттнером вызывают вибрации оперения, и поэтому такие компенсаторы теперь редко применяются.
Триммер является видоизменением компенсатора Флеттнера. Триммеры располагаются на рулях так же, как и флеттнеры, но триммер является управляемым, причем передача от пилота к нему осуществляется так (см. ч. V, «Управление самолетом»), что при отклонении руля триммер в отличие от флеттнера не изменяет своего угла наклона к рулю. Поэтому триммер не может быть возбудителем вибрации.
Конструктивные схемы рулей
Рули направления и высоты состоят из продольного и поперечного набора и раскосов. Чаще всего ограничиваются одним основным элементом продольного набора — лонжероном; .реже ставят два лонжерона.
Фиг. 518.
Для сохранения жесткости и геометрической неизменяемости руля в схему конструкции вводят раскосы. В небольших рулях обычно ограничиваются 1—2 раскосами, поставленными у крайних нервюр (фиг. 518, /). В больших рулях или рулях, несущих значительные нагрузки, диагональные связи идут по всей длине руля, создавая таким образом ферменную конструкцию.
Второй (задний) лонжерон (стрингер) заменяют иногда поставленными крест-накрест лентами, которые хорошо распределяют нагрузки между нервюрами и придают жесткость всей конструкции.
Целесообразно включить в работу носрк руля, как это часто делается в конструкциях рулей планеров.
Конструкция деревянных рулей. Деревянные рули бывают с одним и с двумя лонжеронами такой же конструкции, как и у металлических рулей. При работающем носке руля лонжерон может быть более легким, но возможно затруднение при устройстве шарниров, которые должны прорезать носок и тем самым ослаблять его (фиг. 519, III).
Последнее обстоятельство заставляет помещать шарниры снаружи (фиг. 519, /) или в начале носка (в этом случае не может быть осуществлена осевая компенсация), или же сбоку —- снаружи (требуется большой изогнутый рычаг под шарнир). Возможно местное усиление прорезанного носка (фиг. 519,///) с помощью дополнительных стержней и установки усиленней нервюры.
370
Конструкция поперечного набора (нерьюр) принципиально такая же, как в стабилизаторе и киле. Чаще применяю-, нервюры с полками из реек прямоугольного сечения и фанерной стенкой с отверстиями облегчения. z
Обод и задняя хромка бывают или деревянные (из соснового брусочка) или же металлические (из дуралюмина); они укрепляются на нервюрах шурупами.
Фиг. 519.
Задний лонжерон (стрингер) придает жесткость всей конструкции и способствует более равномерному распределению нагрузок между нервюпами. Обычно он состоит из двух деревянных полок прямоугольного сечения, связанных или деревянными же стоечками или фанерной z стенкой.
К переднему лонжерону прикрепляется рычаг управления рулем и шарниры, о способах и местах соединения которых уже говорилось выше.
Снаружи рули обшиваются полотном и весьма редко фанерой.
Конструкция металлических рулей. Легкие алюминиевые сплавы и сталь — наиболее распространенные материалы для рулей.
Пои работе руля фиг- 52°-
лонжероны его воспринимают кроме изгибающих ?еще и крутящие моменты. Лучше всего на скручивание работает коуглая труба, и поэтому большинство лонжеронов рулей имеет или трубчатые или же близкие к ним сечения.
Во всяком случае конструктор должен стремиться использовать для лонже* ронов закрытые сечения, таи как открытые сечения, хотя и применяются, по весу невыгодны из-за плохой работы на кручение.
Сечения лонжеронов рулей могут быть приняты такие же, как и в конструкциях стабилизатора и киля.
371
Нервюры рулей обычно штампуют из листового материала с отбортованными полками и отверстиями облегчения. Клепаные из профилей нервюры применяются сравнительно редко, так как абсолютная высота профиля руля бывает невелика. Нервюры крепятся на лонжероне руля так же, как и в конструкциях & стабилизатора и киля.
U Продольный стрингер руля делают или
f Ьнеразрезным, проходящим через отверстия-
облегчения в нервюрах (фиг. 520. /), или же состоящим из отдельных отсеков, скреп-' ленных с полками и стенками нервюр по
— лт типу, изображенному на фиг. 520, II.
В этим случае боковая стенка стрингера фиг- 521 - облегчается отбортованными отверстиями
В небольших рулях можно или совершенно не ставить стрингера или ограничиться отдельными небольшими профилями. Еще проще заменить стрингер лентами (фиг. 520, III).
В качестве заднего обода руля лучше ставить специальный профиль, который склепывается с нервюрами непосредственно или же через специальные алюминиевые бобышки (фиг. 521). В некоторых случаях профиль можно крепить к нервюрам пистонами.
Стальные рули применяются редко и преимущественно изготовляются из тонких стальных трубок.
К лонжерону руля прикрепляются шарниры, о размещении которых говорилось выше. Типовой шарнир показан на фиг. 522, I Обычно шарнир заканчивается штырем, консольно прикрепленным к лонжерону руля. При этом ось штыря должна точно совпадать с осью вращения руля.
Один из шарниров руля имеет контряшую гайку, все же остатьные обычно ее не имеют так как’продольные усилия вдоль лонжерона руля незначительны.
Кроме шарниров к лонжерону руля прикрепляются рычаги управления, конструкция которых крайне разнообразна. На фиг. 522, II показан наиболее часто применяемый рычаг из алюминиевого сплава, прикрепленный к трубе (лонжерону) руля заклепками; в концы рычага впрессованы шариковые подшипники.
В последнее время начали применять литые или штампованные из легких алюминиевых сплавов узлы, которые на заклепках или болтах прикрепляются к лонжеронам. На фиг. 523 показан штампованный рычаг управления рулем высоты; обе половины руля соединяются при сборке этим центральным узлом-рычагом.
372
Глава IV
ВИБРАЦИЯ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
Различают два вида вибраций, причиной которых являются аэродинамические явления. Вс-первых, так называемый баффтинг-случай, когда сперение попадает в завихренную за крылом зону. Баффтинг чаще всего наблюдается на больших углах атаки крыла и сопровождается внезапным сотрясением всего оперения.
Причины баффтинга нужно искать в аэродинамике крыла и самолета в целом. Сама по себе аэродинамика оперения ни в какой степени не вызывает появления баффтинга. Одним из способов борьбы с баффтингом является вынос оперения из зави репной зоны за крылом.
Другой вид вибраций—флаттер—может возникать как в конструкции крыла, так и в конструкции оперения. На летящий самолет всегда действуют возмущающие силы, природа которых может быть различной (вертикальные потоки воздуха, вихри, сбегаюшие с винта, и т. д.). Эти силы могут вызвать небольшие деформации изгиба и кручения или даже незначительные вибрации органов оперения.
Появившиеся дополнительные деформации могут легко затухать под влиянием аэродинамических (демпфирующих) сил, стремящихся вернуть в первоначальное положение равновесия органы оперения, получившие эти дополнительные деформации. Но может случиться, что аэродинамические силы не смогут противодействовать возникшим дополнительным деформациям, и при скоростях выше критических малейшая деформация, возникшая от случайной причины, порождает возмущающие силы, под влиянием которых и возникает флаттер оперения.
Почти все случаи флаттера оперения наблюдались у самолетов, снабженных несбалансированными рулями. Роль весовой компенсации в борьбе с флаттером чрезвычайно веника.
Весовая компенсация применяется для того, чтобы ц. т. руля лежал впереди оси вращения или, по крайней мере, на ней. Сущность явлений, возникающих при флаттере и вызывающих его, описана в ч. I настоящей книги.
Для того чтобы добиться весовой компенсации рулей, приходится впереди оси вращения их размещать груз (так называемый «мертвый» груз). Это чрезвычайно неприятно, потсму что материал груза не работает, а лишь утяжеляет самолет и повышает лобовое сопротивление, если груз вынесен на кронштейнах вперед. Нужно иметь в виду, что даже небольшой груз, размещенный в хвосте, сильно сдвигает назад ц. т. самолета, поэтому величина компенсирующего груза должна бы”ь как можно меньше. Между тем при размещении груза в носке руля не будет выступающих частей, а значит и лишнего сопротивления, но потребуется значительно больший груз, который вызовет большое смещение ц. т. всегс самолета. В каждом случае эту задачу приходится решать применительно к особенностям .конструкции.
Глава V
ВЕССВАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
Ниже приводятся веса хвостового оперения в процентах от веса самолета. Первые цифры относятся, главным об лазом, к малым и средним самолетам, а вторые — к тяжелым.
Общий вес хвостового опеоения Горизонтальное оперение Вертикальноеjoneoenne .
Процент от веса пустого самолета
4,2 -2,4
2,8—1,5 -.4—0,9
Процент от полетного веса самолета
2,7—1,5
1,8—1,1
0,9—0,49
ЧАСТЬ ПЯТАЯ
У ПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
Глава I
НАЗНАЧЕНИЕ И РАБОТА УПРАВЛЕНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ УПРА"ЛЕНИЯ
^Система передаточных механизмов, тяг и рычагов к элеронам, рулям высоты и направления, подвижному стабилизатору, щиткам и пр., при помощи которых п плод удерживает самолет в определенном положении в пространстве или переводит его из одного режима в другой, называется системой управления самолетом.
Каждому установившемуся режиму полета самолета соответствует определенный угол атаки крыльев, причем в установившемся полете сумма действующих на самолет моментов должна равняться нулю. Для каждого самолета установившийся полет при нулевых нагрузках на рукоятку управления возможен лишь на одном вполне определенном угле атаки. Все остальные режимы полета требуют приложения к органам управления самолетом известных усилий.
Таким образом назначение управления заключается в том, чтобы пилот мог при помощи органов управления искусственно создавать необходимые для известного режима полета уравновешивающие моменты.
Работа ручного угразления
Управление современным!: самолетами разбито на две независимые друг от друга системы — ручное управление и ножное управление.
Ручное управление сосредоточивает управление элеронами (вращение самолета вокруг оси X) и рулем высоты (вращение самолета вокруг оси Z). Движение рукоятки или колонки штурвала «от себя» (вперед) создает пикирующий момент, а движение «на себя» (назад) — кабрирующий момент.
Вращение самолета вокруг оси X (крен) возникает при отклонении рукоятки вправо или влево (или при вращении штурвала). При отклонении рукоятки вправо самолет вращается вокруг оси X по часовой стрелке (поавый крен); отклонение рукоятки влево вызывает вращение самолета вокруг той же оси, но против часовой стрелки (левый крен).
Такая согласованность движения рукоятки (штурвала) ручного управления и вращения самолета основана на использовании присущего каждому человеку условного рефлекса сохранения равновесия. Все манипуляции, связанные с управлением самолетом, отнимают от опытного пилота минимум внимания и выполняются почти инстинктивно. Так, например, при неожиданном опускании носа самолета рефлекс заставляет пилота откинуться назад, и он двигает оукоятку управления назад на себя. При движении рукоятки «на себя» руль высоты через систему рычагов и тяг отклоняется кверху, и от создавшегося на горизонтальном хвостовом оперении вертикального усилия, действующего сверху вниз, xbijct самолета опускается.
При нарушении поперечного равновесия, например, при правом крене, рефлекс заставляет пилота отклонить корпус влево. Пилот естественно двигает рукоятку налево, через передаточные тяги поднимает кверху левый элерон и опу скает правый. В результате уменьшения подъемной силы на левом крыле и увеличения ее на правом самолет вернется в горизонтальное положение. Такие же
374
движения рукояткой нужно делать и при намеренном переводе самолета в иной режим. Для планирования нужно отклонить рукоятку управления «от себя», а для набирания высоты наклонить рукоятку «на себя». Если надо накренить самолет направо, то и рукоятку следует отклонить вправо и т. д.
Общее правило можно сформулировать так: самолет следует за движением рукоятки управления.
Работа ножного управления
При помощи ножного управления производится поворот самолета вокруг вертикальной оси (У) путем нажатия ногой на соответствующий рычаг или педаль. При нажатии на правую педаль руль направления отклоняется в сторону правого крыла. От появившейся на вертикальном оперении боковой горизонталь^ ной силы самолет разворачивается направо. При нажатии на левую педаль самолет разворачивается налево. В действительности, чтобы не было сноса, разворот самолета выполняется совместной, строго согласованной по величине и темпу, работой руля направления и элеронов. При изолированном действии рулем направления самолет будет разворачиваться со сносом.
Ручное и ножное управление в дальнейшем будем называть основным управлением, необходимым для каждого самолета. Управление подъемом стабилизатора, предкрылками, закрылками, щитками, элеронами-закрылками (зависание элеронов), килем и прочими подвижными поверхностями, определяющими лётные характеристики самолета или облегчающими усилия на основном управлении, будем называть дополнительным управлением.
§ 2. ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
К управлению, от безотказной работы которого зависит безопасность полета, управляемость и маневренность самолета, предъявляются особенно высокие требования. Эти требования в основном сводятся к следующему:
1. На основном эксплоатационном или другом, выбранном заказчиком, режиме полета давление на рукоятку управления должно равняться нулю.
2. Площади оперения должны быть так подобраны и расположены, а кинематика управления так рассчитана, чтобы давления на рукоятку при пикировании и посадке были минимальными. По американскому воздушному кодексу безопасности максимальное усилие на рукоятку при скорости пикирования, равной 1,25 Vmax, не должно превышать 12 кг, а на педали — 14 кг.
3. Для многомоторных самолетов при остановке одного из боковых моторов и при работе остальных на полной мощности максимальное кратковременное усилие, приходящееся на ногу пилота, не должно превышать 45 кг. •
4. Механизмы управления должны быть так размещены и кинематика их так разработана, чтобы они ни при одном из возможных взаимных положений не мешали друг другу и чтобы была возможна раздельная работа их.
5. Количество деталей управления, находящихся в воздушном потоке, должно быть сведено к минимуму. На скоростных самолетах детали управления должны размещаться внутри самолета.
6. Кинематика управления не должна допускать свободного хода.
7. Конструкция механизмов должна совершенно исключать возможность заедания деталей.
8. В местах расположения рычагов и прохода тяг через кабины наблюдателя, пассажиров и через багажники детали управления должны иметь предохранительные коробки, исключающие возможность соприкосновения посторонних предметов с деталями управления.
9. Механизмы управления должны иметь стопоры предельных отклонений.
10. Все механизмы управления должны быть вполне надежными и работать безотказно.
11. Во избежание вредных люфтов, износ трущихся деталей должен быть сведен к минимуму.
375
12. Детали управления должны быть легко доступными для осмотра.
13. Как и всякая авиационная деталь, управление должно быть легким по весу.
14. Конструкция управления должна быть простой, легкой в изготовлении, нетрудней в сборке и удобной для осмотра в эксплоатации.
15. На всех учебных самолетах должно стоять двойное управление.
§ з. углы отклонения рулей
При расчете кинематики управления можно руководствоваться ориентировочно табл. 36.
Таблица 36
Углы отклонения рулей и элеронов
Тип самолета Руль высоты Руль направления Элероны
отклонение, градусы, отклонение в каждую сторону, градусы отклонение, градусы
1 вверхj вниз вверх вниз
Истребитель 35 >5* 27—28 20-30 5-10*
Разведчик . . . . . 25 -35 15 25-27 20 18
Тяжелый самолет . . . 20 20 20 16 ’6
Гидросамолет . 20 20 20—25 20 20
Углы отклонения стабилизатора составляют + 3 и — 5°.
Углы отклонения закрылков должны быть не более 40°, а щитков — не более 60 е.
§ 4. РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ НА УПРАВЛЕНИЕ
Детали управления по определению расчетных усилий подразделяются на две категории. К первой относятся все детали, расположенные между пилотом и ограничителем хэда управления, а ко второй все остальные детали, расположенные за 01 раничителем хода, включая детали конструкции рулей и элеронов.
Детали управленья, относящиеся к первой категории, рассчитываются по максимальным усилиям, которые может приложить пилот. По нормам прочности 1934 г. разрушающие нагрузки для управления рулями высоты составляли 130 кг, а элеронами — 65 кг, с точкой приложения этих нагрузок в месте рабочего положения руки пилота на рукоятке иерпендикуляпно к ней. Для штурвала нагрузки принимаются действующими по касательной к ободу штурвала.
Для руля направления разрушающей нагрузкой считают при односторонней нагрузке от ноги пилота 180 кг и при двухсторонней нагрузке 360 кг. Нагрузка действует по направлению линии, соединяющей ц. т. пилота с точкой опоры ноги на педалях.
Для деталей, относящихся ко второй группе, за разрушающие усилия принимают наибольшие аэродинамические нагрузки на рули и элероны, взятые с коэфициентом безопасности 2, причем эти нагрузки не должны превосходить по величине вышеуказанных.
Если ограничителя хода нет, то за расчетную нагрузку принимают разрушающие нагрузки от силы пилота (130, 65, 180, 360 кг) для всех деталей управления, включая и детали конструкции рулей и элеронов.
Если рули п элероны имеют-диференциальное управление.
376
Глава II
ОСНОВНЫЕ ТИПЫ ПЕРЕДАЧ УПРАВЛЕНИЯ
Передача от пилота к органам управления обычно механическая. Попытки применить для основного управления самолета пневматическую, гидравлическую или электрическую передачу до сих пор не дали положительных результатов ввиду сложности механизмов и затруднительности получения любых промежуточных положений в кратчайшее время.
Основное управление может быть:
1) тросовым, при котором вся проводка выполнена при помощи двух тросов (одного — рабочего и другого холостого), передаточных рычагов и направляющих роликов;
2) жестким, при котором передача выполняется с помощью шарнирно-соединенных между собой жестких тяг и рычагов;
3) смешанным, представляющим комбинацию первых двух.
§ 1. ТРОСОВОЕ УПРАВЛЕНИЕ
К преимуществам тросового управления надо отнести малый вес, удобство проводки и простоту деталей. Однако тросовое управление имеет наиболее тугой ход из-за трения в местах перегибов тросов на роликах; тросы скоро изнашиваются в этих местах и пружинят. Несмотря на применение предварительного вытягивания тросов до установки их на место (усилием приблизительно в 40% от разрушающего), тросы все-таки продолжают при работе пружинить и вытягиваться. Наконец, тросовая проводка к элеронам и рулям может способствовать появлению вибраций крыла.
Так как при работе трос вытягивается, то для устранения получающейся слабины в тросовую сеть вплетаются тандеры. Чтобы тросы не провисали от собственного веса, расстояния между поддерживающими роликами и втулочками должны быть не больше 3—4 м.
В последнее время конструкторы пробуют заменить трос на прямых участках тонкими стальными прутками (d — 4—5 мм), которые меньше пружинят и вытягиваются.
§ 2. ЖЕСТКОЕ УПРАВЛЕНИЕ I
Жесткое управление делается обычно из дуралюминовых труб. На коротких участках применяются стальные трубы. Такое управление не пружинит, не вытягивается и имеет минимальное трение в передаточных механизмах, работающих обычно на шариковых подшипниках.
Обнаружить дефекты проводки при жестком управлении значительно проще, чем при тросовом. Жесткое управление имеет наиболее легкий ход и мало изнашивается. К недостаткам жесткого управления относятся: больший, чем у тросового, вес, сложность схемы, затруднительность проводки из-за тесноты в фюзеляже, сложность изготовления и сборки. На истребителях и скоростных самолетах, требующих особой чувствительности управления, предпочтительно ставить жесткое управление.
§ 3. СМЕШАННОЕ УПРАВЛЕНИЕ
При смешанном управлении на прямых длинных участках проводки ставят тросовую передачу, а в местах выхода к поверхностям управления—жесткую.
377
Глава III
СХЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЕМ ВЫСОТЫ И ЭЛЕРОНАМИ
Схемы основного управления, т. е. управления элеронами, рулями высоты и направления, весьма разнообразны, и мы остановимся лишь на наиболее употребительных.
§ I. УПРАВЛЕНИЕ ПРИ ПОМОЩИ РУКОЯТКИ
Двойное ручное тросовое управление биплана (фиг. 524) состоит из рукояток а и Ь, шарнирно сидящих на продольной трубе с, вращающейся в подшипниках е. Рукоятки а и b вращаются вокруг горизонтальных болтов d.
На трубу с насажен рычаг /, от которого идут к элеронам тросы g и h через направляющие ролики к, i и I.
Чтобы получить замкнутый контур тросовой проводки, нижние кабанчики элеронов соединяются между собой тросом у через направляющие ролики т.
Ролики i, к, I и т — ориентирующиеся.
От рукояток через тяги л и о и рычаг г вращается поперечная труба д. Закрепленные на трубе рычаги и через тросы s и t передают движение рулям высоты.
В описанной схеме движение какой-либо рукоятки точно повторяется другой.
Сняв рукоятку b и заменив тяги п и о одной, получим схему одинарного управления.
Если лонжерон рулей высоты неразрезной, то передача к нему осуществляется одной тягой, проведенной внутри фюзеляжа. В этом случае вся проводка управления помещена внутри самолета (фиг. 525).
Примерная схема жесткой проводки управления к элеронам и рулю высоты биплана показана на фиг. 526.
378
Во избежание вибраций и ощутительных прогибов труб не следует допускать длину свободных участков труб больше 1,5—2 м при диаметре труб 25—30 мм. Более длинные участки перерезаются и шарнирно подвешиваются к промежуточным качалкам т (фиг. 525).
Фиг. 525.
Схема жесткого управления элеронами для моноплана с низкорасположен-ным (крылом получается значительно проще, чем для биплана, так как в ней отсутствуют тяги, передающие движение к верхнему крылу. Примерная схема ручного жесткого управления моноплана показана на фиг. 525.
§ 2. ШТУРВАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
Передача управления к элеронам рукояткой применяется на небольших самолетах и на самолетах, от которых требуется хорошая маневренность. При полетном весе самолета свыше 4000 кг давления на рукоятку получаются слишком большими и утомляют пилота. На таких самолетах вместо рукоятки ставят штурвал, вращение которого заменяет боковые движения рукоятки. **
Управление рулем высоты при штурвале осуществляется отклонением вперед и назад колонки, несущей штурвал.
379
)
С>ема тросовой проводки от штурвала к элеронам и смешанной проводки к рулям высоты показана на фиг. 524. Горизонтальные оси вращения штурва-
лов е закреплены на колонках (штангах) а, жестко соединенных с поперечной трубой Ь, врашающейся в подшипниках с.
К штурвалам прикреплены звездочки /, через которые перекинута цепь Г алля, соединенная . с тросами й и g. Тросы g и й через ролики d направляются внутри трубы к роликам к и далее
К Элеронам. Фиг. 527.
Передача к рулю высоты производится при помогци двухплечего рычага т, тросов п, поперечной
трубы о и трубчатых тяг р.
Несмотря на то, что при штурвальном управлении сильно уменьшается усилие, приходящееся на руку пилота, для тяжелых самолетов (с полетным весом 20 т и выше) приходится прибегать к установке дополнительных механизмов, еще более понижающих усилия на штурвале.
Примеоом такой проводки может служить схема, показанная на фиг. 527.
Здесь в обычную схему управления элеронами включен полиспаст а, вдвое уменьшающий усилие на ободе штурвала и вдвое же уменьшающий ход рычага элерона.
§ 3. УПРАВЛЕНИЕ НОЖНЫМ РЫЧАГОМ
Руль накрав ления приводится в движение ногами летчика через-систему связанных между собой стержней. Па фиг. 528 показано двойное ножное управление с двумя рычагами а и Ь, вращающимися на вертикальных осях /. Рычаги а и b соединяются тросами с. Тросы от руля направления due присоединяются к рычагу g, жестко соединенному с ножным рычагом Ь.
380
Ступня пилога опирается на стремена й. При иажиме левой ногой ножной рычаг вращается по ^часовой стрелке, и трос d поворачивает руль направления за рычаг к налево, При нажиме правой ногой
ножной рычаг вращается против ©_________ ь
часовой стрелки, и трос е пово- 5—;--------- '-----_
рачивает руль направления на- Д 7 у_______________ ._
। право.
Для предупреждения иоскаль- ------
зывания ноги пилота с ножного рычага ставят ограничители, и фиг 529
каблук обуви пилота опирается на пол кабины или помещается в специальном лотке.
Иногда часть тросовой передачи в месте ее выхода из фюзеляжа для уменьшения лобового сопротивления делают жесткой, как это выполнено для руля высоты на фиг 524 (внизу).
Когда на самолете ставится управляемый костыль, то чаще всего он связывается тросами а (фиг. 529) с рычагами руля направления.
Чтобы жесткие удары костыля не передавались на ножное управление, в трос, идущий от рычага руля направления к рычагу костыля, вставляются пружины Ь или резиновые амортизаторы.
§ 4. ПЕДАЛЬНОЕ НОЖНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
Управление рулем направления на больших самолетах чаще всего осуществляется при помощи педалей. Изредка педальным управлением снабжаются легкие самогеты.
Схема педального управления туристского самолета показана на фиг. 530. На поперечных осях а, расположенных на уровне и пи ниже пола кабины летчика, жестко прикреплены рычаги Ь, к которым шарнирно подвешены педали с. От рычагов b идут тросы dL и d2, проходящие через направляющие ролики е и присоединяющиеся к рычшам руля направления. При нажиме левой ногой на педаль руль поворачивается влево.
Движение правой педали назад осуществляется через рычаги р’спя направления и холостой (в данном случае) трос d2. Чтобы тросы dt и d2 не провисали, к рычагам b присоединены шнуропые амортизаторы /.
Внизу на фиг. 528 показана схема двойного педального управления тяжелого самолета. Педали к свободно сидят на втулках I, размещенных на неподвижной поперечной трубе tn. Через тяги п и приваренные к трубе о рычаги d вращение передается трубе о. К приваренному к той же трубе о ведущему рычагу р присоединяется трубчатая тяга г, сообщающая .через передаточные рычаги s поступательное движение тросам t.
381
§ 5. СХЕМА УПРАВЛЕНИЯ БИПЛАННЫМИ ЭЛЕРОНАМИ И РУЛЯМИ
Передача к элеронам верхнего и нижнего крыльев может быть осуществлена путем независимой проводки (фиг. 524) к каждому из элеронов. Такая проводка получается сложной, z и ход ее тугой.
Обычно проводка к бипланным элеронам осуществляется по схеме, показанной на фиг. 526, при которой жесткая передача идет к кабанчикам верхнего элерона, а передача к нижнему элерону осуществлена жесткой тягой а, соединяющей элероны верхнего и нижнего крыла. Жесткую передачу можно провести к кабанчикам нижнего
верхний элерон с нижним.
элерона, тогда жесткая тяга будет связывать На фиг. 531 показана схема двойного штурвального тросового управления бипланным горизонтальным оперением самолета Виккерс Вирджиния. К каждой половине рулей (правой и левой) проведены отдельные тросы. Обратной связью в этой схеме являются тросы а, соединяющие между собой рули высоты.
На фиг. 532 показана тросовая проводка к бипланному вертикальному оперению. К бипланным
Фиг. 532.
рулям направления движение передается через колонку а, расположенную в хвостовой части фюзеляжа и приводимую в движение сдвоенными тросами b через рычаг с. Вращ.ние колонки а через рычаг d и присоединенные к нему тросы е передается рулям направления.
Управление левого пилота педальное, а правого пилота — ножнымТ рычагом;
§ 6. РАЗМЕЩЕНИЕ УПРАВЛЕНИЯ
Расположение ручного и ножного управлений в кабине должно отвечать наиболее удобному положению корпуса пилота. Управление не должно вызывать излишнего физического утомления пилотов. Детали управления не должны стеснять свободного передвижения экипажа в кабине во время полета. Установка сидений должна обеспечивать хороший обзор в полете и при посадке. Детали управления не должны затруднять быстрого вылезания из кабины при аварии. Посадка летчика и расположение приборной доски должны исключать появление параллакса. \
382
На фиг. 533 приведен принятый в США стандарт размещения управления и положения корпуса пилота в кабине. Верхние цифры дают максимальные расстояния, а нижние — минимальные.
Фиг. 533.
Там же указаны посадка летчика, принятая в английском воздушном флоте, и размеры стоящего пилота, принятые в СССР как стандарт.
Глава IV
КИНЕМАТИКА УПРАВЛЕНИЯ
§ 1. ОРИЕНТИРОВКА ТРОСОВ И РЫЧАГОВ
Для того чтобы избежать провисания тросов при движении рулей и элеронов, необходимо, проектируя проводку, придерживаться определенных правил.
На фиг. 534 показана кинематика тросовой проводки с одной пары рычагов на другую. Плечи рычагов взяты равными, и тросы подходят к ним под прямым углом. При отклонении ведущего рычага АВ на угол а по часовой стрелке и против нее тросы не провисают, и ход рабочего и холостого тросов в том и другом случае один и тот же, так как
s = s\ = t = /г = s' =s/ — /' = //; a == ₽, а следовательно, и
ас = GjQ — bd — = const.
Если жесткая тяга CM подходит к рычагу руля под прямым углом, то и углы отклонения 8 и 8г будут равны.
Когда исходное положение рычагов будет такое, как показано на фиг. 535, т. е. когда тросы и рычаги составляют параллелограм, провисания тросов при вращении ведущего рычага АВ против часовой стрелки и по часовой стрелке также не будет, так как всегда
s = s’ = t — Г "
383
Перемещения же тросов при а — а' = р = 3' в направлении стрелок будут разные, так как s < sx и t < tx. Следовательно, руль, если тягу СМ считать за его рычаг, будет отклоняться на разные углы, причем > о.
Такое управление называется диференциальным и применяется для рулей высоты и для элеронов с целью отклонения их вверх и вниз на разные углы при одних и тех же углах отклонения рукоятки.
Когда длины плеч рычагов разные и тросы подходят к ним под прямым углом (фиг. 536), то при вращении ведущего рычага АВ на угол а по часовой стрелке и против нее ни провисания тросов, ни диференциальнисти управления не будет, так как всегда
s = S, = s' = sf = t = С = t' = //; следовательно, и
ас = а1с1 = bd =
(изменением наклона тросов пренебрегаем): при этом а. < р.
Из схем на фиг. 537 и 538 видно, что если ведущим рычагом является АВ, то при вращении ведущего ры чага АВ против часовой стрелки в первом случае получаем провисание холостого троса, а во втором—натяжение его.
384
Действительно в первом случае
а следовательно,
ас — ахсх > Ьй', соответственно для второго случая
s = t ~ s' < V
и, следовательно, ас— aLcL <bd (изменением наклона тросов пренебрегаем).
При вращении ведущего рычага по часовой стрелке получается аналогичная кинематическая неувязка.
Из разбора этих схем пере-
s = t = s' > V,
Фиг 536.
дач видно, что если тросы
подходят к рычагам под [прямым углом или так, что они с рычагами составляют
параллелограм, то ни провисания тросов, ни натяжения их не будет.
§2. ОСОБЕННОСТИ КИНЕМАТИКИ ПОДВОДКИ К РУКОЯТКЕ (ШТУРВАЛУ)
Кинематические дефекты в подводке к рукоятке иногда вызывают невозможность свободного раздельного управления элеронами и рулем высоты (т. е. работа элеронами до некоторой степени отзы-
вается на работе руля высоты и наоборот) или приводят к натяжению или провисанию тросов.
Поясним это на нескольких характерных примерах, которые помогут уяснить особенности ручного управления и выяснить трудности, встречающиеся при его проектировании.
Крепление тросов управления к рулям высоты и элеронам, показанное на фиг. 539, I, недопустимо, так как при движении
Фиг. 539.
рукоятки будет провисать нерабочий трос, потому что тросы подходят к рычагам не под прямым углом. Хотя этот дефект в значительной степени сглаживается упругим растяжением тросов и большим
расстоянием до рычагов руля высоты, тем не менее он чувствуется летчиком и неблагоприятно отражается на его психике.
Конструкция самолетов—22S—25
385
Присоединение тросос к секторам (фиг. 539, II) устраняет этот дефект, так'как Тросы всегда будут сходить с сектора по касательной, т. е. под прямым углом к радиусу, и, следовательно, не будет ни провисания, ни натяжения их.
По той же причине тросы к элеронам надо крепить к рукоятке не непосредственно в точке С (фиг. 540, 7), а к сектору (фиг. 540, II), так, чтобы трпс от
правого элерона крепился в точке т, г трос от левого элерона в— точке л.
Радиус сектора должен быть равен ОС, и центральный уюл сектора должен быть больше суммы углов максимальных отклонений рукоятки в стороны. Кроме
того, канавка направляющих роликов Л и В (фиг. 540, II) должна лежать на оси поперечной трубы ручного управления. В противном случае при отклонении рукоятки «на, себя» и «от себя» (фиг. 540,111) тросы к элеронам будут натягиваться, так как тгр’ямая линия АСВ будет всегда меньше ломаной ACjB.
На фиг. 541 показано жесткое ручное управление. При таком выполнении отклонение рукоятки в сторону вызовет некоторое отклонение руля ьысоты. Это видно на горизонтальной проекции (фиг. 541,777). Точка D крепления
тяги управления рулем высоты при отклонении рукоятки налево на угол GOH перейдет из положения D в положение D', рычаг руля вьсоты немного
повернется, а следовательно, отклонится и руль высоты.
Такая схема управления все же довольно часто применяется, но для того, чтобы сзести указанные неправильности схемы к минимуму, надо делать возможно длиннее передаточную тягу AD. При устройстве в точке D (фиг. 542) шарнира на продолжении оси продольной трубы получается полностью свободная раздельная работа элеронами и рулем высоты, гак как при вращении рукоятки в плоскости, перпендикулярной оси продольной трубы, расстояние между точками А и D остается постоянным.
Раздельная работа элеронами и рулем высоты получается и при схеме, показанной на фиг. 543, где тяга к рулю высоты проложена внутри продольной трубы ручного управления, а ось вращения О рукоятки расположена на кронштейне Е, приваренном к продольной трубе.
Как видно из фиг. 541 и 542, продольная тяга AL руля высоты в точках А и D должна иметв универсальные шаониры.
Шарнирные крепления тяги руля высоты при схеме, показанной на фиг. 543, значительно проще, так как шарнир в точке А может быть плоским, а в точке D — универсальным.
386
При штурвальном управлении раздельная работа элеронов и руля высоты получается автоматически потому, что передача движения к элеронам в этом случае не связана с вращением поперечной трубы. Для того чтобы не получалось натяжения элеронных тросов при наклонении штурвала «на себя» и «от себя»,
необходимо, чтобы канавка ориентирующихся роликов А лежала на оси поперечной трубы (фиг. 544).
Фиг. 542.
В больших самолетах при рассмотрении учитывать деформации фюзеляжа и крыльев так, чтобы деформации не вносили значительных искажений в работу управления и не могли заклинить его.
Фиг. 543.
кинематики управ левия “ следует в полете и строить схемы передач
§ 3. ПЕРЕДАТОЧНОЕ ЧИСЛО
Усилия на рукоятку или штурвал должны быть минимальными. Между тем нагрузки, приходящиеся на рычаги рулей высоты при посадке и выходе из пикирования, превосходят усилия, которые может развить пилот. Для того чтобы пилот мог
Фиг. 544.
Фиг. 545.
управлять самолетом при любом режиме, необходимо в проводку управления вводить рычаги с достаточным передаточным числом. Для малых и средних самолетов передаточное число проводки к рулю высоты обычно равно
1 1
35—g-, а к рулю направления
1 1
1,5 2 '
Подсчитывается передаточное число следующим образом (фиг. 545). Пусть усилие, приходящееся на рычаг руля высоты, будет Q; тогда усилие на рукоятке
Р _ п ов DE GH = ' Ад' CD' GF
Qncn2-n3 = Qn,
где п = а АО, OB, DE, CD, GH и GF—длины передаточных рычагов. Таким образом передаточное число равно произведению передаточных чисел промежуточных рычагов и рукоятки.
Давление на рукоятку легко определяется по известной формуле
где Мш — шарнирный момент руля высоты, о — угол отклонения руля в радианах, соответствующий принятому 7ИШ, ио — линейный ход рукоятки.
Так же подсчитываются усилия от элеронов и руля направления.
387
Глава V
КОНСТРУКЦИЯ ДЕТАЛЕЙ РУЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ И ЕГ О ПРОВОДКИ
§ 1. КОНСТРУКЦИЯ РУКОЯТКИ И ПРОДОЛЬНОЙ ТРУБЫ
Раньше рукоятки делали из с-альных труэ. Впоследствии их стали делать из дуралюл иновых труб. Такие рукоятки легче, и перемещение их не влияет на стрелку компаса.
На верхний конец дуралюминовой трубы насаживается рукоятка или «баранка» из_ материала, обладающего малой теплопроводностью (в последнее время
Развез по ДА
МП!
н.п.
f
Фиг. 546.
ИРШИНПяпшям.;
нпж-или про-
Кршю *=
начинают применять пластмассы). D ний конец трубы вставляется вилка стакан с ушками, охватывающими дольную трубу.
Сочленение вала с рукояткой является наиболее нагруженным из всех сочленений управления, поэтому к нему надо отнестись с особым вниманием. Недостаточно обеспечить только прочность соединения, необходимо, кроме того, предупредить возможность быстрого износа шарниров и появления люфта. Лучше всего выполнят^ это соединение на шарикоподшипниках, г» Если по соображениям простоты и дешевизны останавливаются на скользящих подшипниках, то необходимо-
1) обеспечить возможно большую опорную поверхность в шарнирах;
2) назначить для цапфы и подшипника посадку по 3-му классу точности;
3) уменьшить удельную нагрузку на шарниры путем увеличения плеч;
4) скользящие поверхности '•рущихся деталей выполнять из термически обработанных материалов;
388
5) обеспечить удобную и эффективную смазку трущихся деталей;
6) предохранить трущиеся поверхности от пыли.
На фиг. 546 показана конструкция деталей ручного управления. Рукоятка состоит из трех частей: стальной сварной баранки а, трубы b и вильчатого стакана с. Баранка, выгнутая из трубы, приварена к кронштейну d и скреплена с трубой b двумя болтами. К трубчатой нижней части баранки прикреплена направляющая втулка е, вверху также вставлена втулка для лучшей центровки. Нижним концом труба (дуралюминовая или стальная) сидит в стакане стальной вилки с, на наружные щеки которой наварены шайбы. Вилка склепывается с трубой Ь. Продольная труба / имеет цапфу g, на которую надевается шарикоподшипник, заделываемый в кронштейн, поддерживающий продольную трубу. Передний конец трубы имеет гнездо й, в которое вставляется шарикоподшипник, садящийся на штырь переднего кронштейна продольной трубы. Один из шарикоподшипников должен быть упорным.
Непосредственно около передней ’ опоры продольной трубы привариваются секторы к для тросов, идущих к элеронам. Плоскости секторов смещены с некоторым зазором на толщину тросов. Тросы крепятся к сектору болтами I.
Продольная труба в месте насадки вилки рукоятки имеет вваренную втулку т, в которую вставляется точеная втулка п приблизительно на 0,5 мм длиннее втулки т. Таким образом, когда насаженная вилка с будет затянута болтом, то рукоятка будет проворачиваться вместе с втулкой п. Смазка подается масленкой о.
На продольной трубе приварен ограничитель хода ручки р для того, чтобы рукоятка при крайнем отклонении вперед не касалась приборов.
На фиг. 547 показано ручное управление, в котором жесткая тяга руля высоты присоединяется к ушку нижней части вилки а. Рукоятка состоит из двух основных деталей: дуралюминовой трубы b и сварной, подкрепленной рядом косынок, вилки с. Труба b всаживается во втулку верхней части вилки и закреп
389
ляется в ней коническими болтами. Вилка с соединяется с продольной трубой d при помощи болта е, опирающегося на шарикоподшипники /, запрессованные в вилке. Место прохода болта г через продольную трубу подкреплено распорной втулкой g с шайбами h. Рычаг передачи к элерону приварен к предельной трубе в точке С. Продольная труба сидит на двух шариковых опорах А и В.
§ 2. КОНСТРУКЦИЯ ШТУРВАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Ыа фиг. 548 показана конструкция штурвального управления самолета Вик* кере Вирджиния X. На трубчатой раме а, шарнирно смонтированной на двух продольных трубах Ь, установлены в подшипниках два штурвала (на рисунке левый штурвал^сьят). На осях штурвалов внутри трубы надеты звездочки с,
через гкотооые проходит цепь d, огибающая обе звездочки штурвала. На углах рамы а поставлены направляющие звездочки е так, что оси начальных окружностей их лежат в плоскости осей стоек а. Длина цепи на каждом участке должна быть немного больше максимального хода рычагов элерона. При выходе через нижние направляющие звездочки цепь соединяется с кронштейнами /, непосредственно соединенными с тросами проводки к
Снаружи на осях штурвалов надеты еще звездочки g, соединяющие оба штурвала в одну кинематическую систему. От вертикальных груб рамы а отходят тяги h, которые другим концом соединяются с качалками, передающими движение рулям высоты. .
Над звездочками с сделаны смотровые закрывающиеся лючки к.
Дчя уменьшения трения рама а опирается на шарикоподшипники.
Диаметр штурвала обычно равняется 300—500 л.л/. Часто применяются неполные штурвалы с вырезанной верхней третью обода для улучшения обзора
390
1
I
Фиг. 549
приборной доски (фиг. 549). На легких самолетах применяются штурвалы, состоящие из двух горизонтально расположенных секторов. Штурвалы обычно делаются из стальных труб или из пластмассы с обмоткой обода теплоизолирующим материалом.
На фиг. 550 показана конструкция передачи штурвала. Обойма а приварена к шейке b трубчатой колонки с, которая в свою очередь приварена к поперечной трубе b (фиг. 524). В обойму вставлены шарикоподшипники d с распорными трубками е. Шарикоподшипники прижаты к обойме а нажимной фасонной гайкой /. На шарикоподшипники надета фасонная ось штурвала g, на левый конец которой насажена намертво звездочка Л с перекинутой через нее цепью к, идущей к тросам h и g (фиг. 524). Вращение от штурвала передается звездочке Л через зубцы т, имеющиеся в торцевой части втулки п и соответствующие пазы в свободносидящей на валу втулке о, к которой приварены ручки р штурвала I. Если повернуть двухплечий рычаг q по часовой стрелке, то он отодвинет вправо шток г и соединенную с ним шпилькой s втулку л; зубцы т выйдут из соответствующих пазов втулки о, и штурвал будет выключен. Включение штурвала происходит под действием пружины /, прижимающей втулку п к втулке о.
Фиг. о51.
§ 3. ВАЛЫ
Поперечные и продольные трубы обычно монтируют на шипниковых опорах. При большом числе опор установка их практически невозможна. Учитывая, что вследствие деформации фюзеляжа в полете возможны значительные смещения опор, следует признать установку труб больше чем на двух опорах недопустимой, за исключением случая установки трубы ручного управления на специальном жестком фундаменте. Лучше всего устанавливать трубу на двух опорах с двухрядными ориентирующимися подшипниками.
В случае нагрузки труб помимо крутящего и поперечного изгибающих моментов продольными усилиями для опор применяются упорные шарикоподшипники.
На фиг. 551 показан упорный шариковый подшипник продольной трубы ручного управления, проведенного по схеме, показанной на фиг. 541. На концевой
двух шарикопод-на одной прямой
части продольной трубы а крепится стаканчик Ь, несущий палец g с резьбой на конце. На цилиндрическую часть пальца насаживается двухрядный шарикоподшипник d, воспринимающий не только радиальные усилия, но и осевые. Шарикоподшипник прижимается натяжной гайкой с к обойме е, приваренной
к хомутику Л при помощи косынок /.
Хомутик /г надевается на поперечную трубу фюзеляжа.
§ 4. РЫЧАГИ И СЕКТОРЫ
При стальных трубах лучшим способом соединения рычагов и секторов с валом является сварка. Рыча-
ги обычно конструируются по принципу бруса равного сопротивления.
На фиг. 546 показан сварной сектор а нафиг. 552—приварной рычаг.
392
Применяются также дуралюмипсвые рычаги, которые приклепываются к фл ан цам или манжетам, укрепленным на трубах Манжеты устанавливают в тех случаях, когда не желают ослаблять трубы приваркой фланца.
§ 5. ТЯГИ
Обычно тяги делают из дуралюминовых труб Лишь короткие тяги, особенно рекулируемые по длине, изготовляются из стальных труб. Для соединения тя1 между собой на промежуточных качалках к концам тяг приклепываются стальные наконечники — сварные или точеные и фрезерованные. Необходимо следить за плавностью переходов от одного сечения наконечника к другому, делая галтели возможно большего радиуса, и не допускать чрезмерного облегчения наконечника вырезами. При длинных тягах из-за вибрации их под нагрузкой напряжение материала в местах переходов может превзойти разрушающее. Учесть все это расчетом невозможно, а поэтому благоразумнее брать сечения с некотопы™. запасом.
Фиг. 553.
Заделка концов тяг стандартизирована, и конструкция ее с размерами предусмотрена стандартами 35СТ и 37СТ. Иногда все же применяют заделку концов, отличающуюся от стандартной. На фиг. 5ЬЗ показаны некоторые возможные способы заделки концов тяг и присоединения тросов. Схема I представляет сварную заделку с одной степенью свободы. На схеме // показана заделка с одной степенью свободы, но регулируемая. Заделка на сх°ме III, регулируемая по длине, имеет три степени свободы. На схеме V показана заделка с двумя степенями свободы, но не регулируемая по длине. Заделка, показанная на схеме IV, состоит из четырех деталей. Втулка а нижней резьбой завертывается до упора во втулку тяги, а на верхнюю ее часть навертывается фасонное ушко Ь, обработанное но цилиндру в нижней части и по сфере в верхней части, соприкасающейся с шариком с. Шарик снизу имеет опору d, которая упирается во втулку а. Установив опору d на втулку а и наложив шарик с на эту опору, завертывают ушко Ь-до тех пор, пока его шаровая поверхность не коснется шарика, и ставят стопоры е\
Для предотвращения вибраций и прогиба тяг от собственного веса свободная длина тяг должна быть не более 2 м при диаметре труб 25—30 мм; однако окончательное сечение проверяется точным расчетом.
Наиболее сложной является заделка концов первой от рукоятки тяги (AD фиг. 541 и 542). Эта тяга, связывающая рукоятку с промежуточным рычагом, колеблется в стороны, вращаясь в то же время вокруг своей оси. Наиболее простым и надежным с точки зрения эксплоатации является способ заделки конца
гяг на двухрядном шарикоподшипнике с тем условием, чтооы при отклонении трубы на максимальный угол шарики не вываливались из подшипника. При невозможности применить такую заделку из-за больших углов отклонения приходится ушко тяги с универсальным шарниром или шарикоподшипником ставить на упорных подшипниках (фиг. 553, V).
При жесткой передаче к рулям нет необходимости снабжать все тяги регулируемыми наконечниками. Вполне достаточно установить по одному регулируемому наконечнику на первой и последней тяге.
§ 6. КАЧАЛКИ
Качалки управления бывают двух типов. К первому относятся промежуточные качалки, служащие лишь для подвески тяг жесткой передачи, а ко второму— {онцевые качалки, передающие усилия непосредственно элеронам и рулям высоты.
Фиг. 554.
Качалки делаются сварными из стали и клепаными из дуоалюмина.
Промежуточные качалки вследствие незначительности приходящихся на них нагрузок, а следовательно, и небольших потерь трения, можно ставить на скользящих подшипниках. Опоры концевых качалок лучше выполнять на шарикоподшипниках.
На фиг. 554 показаны различные качалки. Качалка, изображенная на фиг. 554, /, является промежуточной и стужит для подвески тяг руля высоты. Эта качалка — сварная; она имеет сверху два ушка а для присоединения тяг, а внизу — шарикоподшипниковые опоры Ь, прикрепленные к деревянному шпангоуту фюзеляжа.
Качалка, показанная на фиг. 554, II, является концевой. Она подвешена на кронштейне с к лонжерону фюзеляжа d. Для получения нужного движения руля высоты поперечной трубе е пришлось придать кроме вращательного движения поступательное перемещение.
На фиг. 554, III показана конечная элеронная качалка, представляющая собой маленькую пространственную сварную ферму /, шарнирно подвешенную
394
A ~
Фиг. 5э5.
на кронштейне п к заднему лонжерону крыла. Тяга g идет к кабанчику элерона, тяга i — от пилота и тяга к — к следующей качалке элерона (элерон по длине разрезной).
На фиг. 554, IV показана конечная качалка передачи к бипланному рулю направления при тросовой передаче. Тросы I идут от ножного управления, а тросы т — к рулям.
На фиг. 555 показана оригинальная конструкция передачи управления, которую можно применять как для элеронов,так и для закрылков. Вместо обычных качалок перемещается поступательно трубка а в подшипниках b при помощи тягового троса с. Перемещение трубки а влечет за со
бой изменение угла ориентировки к ней регулируемой тяги d, другим концом шарнирно присоединенной к элерону (закрылку).
Внизу изображено нейтральное положение тяги d, соответствующее'"диферен-циальному управлению элеронами.
На фиг. 556 показаны конечная качалка и ориентировка рычагов к ней диференциального управления элеронами. Подводя тягу элерона е под углом О АС — 90° + Р к рычагу (схема соответствует нейтральному положению элерона), получим, что при повороте рычага О А по часовой стрелке на угол р линейный ход тягие будет равен Ь, в несколько раз больше, чем ход а той же тяги при повороте качалки против „часовой стрелки на тот же угол р.
Поворот качалки по часовой стрелке будет соответствовать отклонению элерона вверх, а поворот качалки против часовой стрелки соответствует отклонению элерона вниз. Например, считая угол р равным 45°, получим линейный ход тяги
Г
элерона е при движении качалкина 45° по часовой стрелке b — “ , а при двк-
2
жении качалки на 45° против часовой стрелки а=г--, что даст отношение ли-
2
b неиных ходов — =
2,33. В разобранном примере не учтено йзмеие-
2
ние наклона элеронной тяги е, что также несколько отразится на углах отклонения элерона.
§ 7. РОЛИКИ, ВТУЛКИ И 1 РОСЫ
оси гчедн лонжерона!
Фиг. 557.
По пути из кабины пилота к элеронам и рулям тросы проходят через ряд направляющих и поддерживающих роликов.
Ролики бывают с неподвижной подвеской, ориентирующейся относительно _______м0 одной оси, и с подвеской, ориентирующейся относительно двух или трех осей.
Ролики с неподвижной подвеской обычно ставят там, где тросы перемещаются в одной плоскости. Такой ролик показан на фиг. 557.
Ролик с подвеской, ориентирующейся относительно одной оси, показан на фиг. 558.
Ролики с подвесками, ориентирующимися в пространстве, ставятся там, где плоскость тросов при осевом движении их не только наклоняется, но и поворачивается.
Такой ролик, показанный на фиг. 559, получ; ется из ориентирующегося ролика второго типа путем подвески его к вертикальному болту через промежуточную ось, перпендикулярную к первой.
На длинных прямых участках тросовой проводки ставят поддерживающие втулки (фиг. 560).
Дчя предупреждения соскакивания троса с ро-лика применяются предохранительные скобы или 'т' !
ролики (фиг. 557) или глухие наружные обоймы, по- •
казанные на фиг. 558 и 559 пунктиром, с отверсти- , 1
ями в них для прохода троса.
Ролики обычно делали из дуралюмина, а в по- । ;
следнее время применяют ролики из пластмассы. При этих роликах изнашивание тросов в 2—3 раза меньше, чем при дуралюминовых. В современных самолетах применяются чаще всего ролики с впрессованными фиг 550.
шарикоподшипниками.
Подбирают ролики в зависимости от диаметра троса и от угла охвата, т. е. от угла ь между направлениями ветвей тросов (фи" 56?).
Угол охвата тросом ролика весьма существенно влияет на величину усилия трения и на износ троса.
При угле охвата больше 40й свести к минимуму трение и износ троса можно лишь путем увеличения диаметра ролика.
39f>
г
При подборе однорядных роликов надо пользоваться стандартами 64С, 65С, 66С, 68С и 69С, а для двухрядных — 67С, 70С и 71С.
При углах охвата больше 40° применяются мягкие тросы двойного плетения с пеньковой сердцевиной (стандарт ОБСА 6-сс) для уменьшения износа при проходе через ролики. При углах охвата меньше 40° часто ставят тросы без пеньковой сердцевины двойного плетения с большим количеством составляющих проволочек.
Диаметр тросов колеблется от 2,5 до 8 мм в зависимости от действующих усилий и длины тросов. Для выбирания получающейся в эксплоатации слабины в тросовую проводку включаются тандеры (фиг. 553), подбираемые по стандартам ОБСА 228—253С.
X1/1 ШариМиюдиштшк йпрессоОатЬ и
L
для CL 4140°
Диометр^^ В,
UlipcLbUUUfHU U 4|зачекаиитЬ с ебеиз. стпрпк
троса, мм
2 и 3
4 и 5
тлика
1) ММ
_Е0_
100
140
\ . d
ММ' | ММ
7Q | 22
115 30
]_32
Шарикоподшипник по ОСТ 2204
Л В
ЛЮ
Л12
1 6 и 7
1
’ 160
Фиг. 561.
В концы тросов должны заплетаться коуши, а соединять тросы нужно ззплеткой. Разветвление троса осуществляется при помощи переходной сережки (фиг. 553).
§ 8. ПРИМЕНЕНИЕ ШАРИКОПОДШИПНИКОВ
В управлении современных самолетов все оси и шарниры обычно работают на шарикоподшипниках. Применение шарикоподшипников повышает к. п. д. передачи, устраняет люфты, дает управлению легкий ход и в то же время облегчает производство самолета, освобождая завод от необходимости точной пригонки.
Условия работы шарикоподшипников в деталях управления самолетом резко отличаются от работы их в других машинах, поэтому производить подбор шарикоподшипников по каталогам нельзя. Статические испытания и практика применения шарикоподшипников в управлении самолетом показали, что при подборе шарикоподшипников можно принимать рабочую нагрузку при нуле оборотов, обычно даваемую в каталогах, за расчетную (разрушающую).
Шарикоподшипники имеют следующие номера стандартов по ОСТ: опорные 6121, упорные 7219—7222 и роликовые 7634.
В последнее время применяют для деталей управления радиально-упорные подшипники, лучше воспринимающие осевые нагрузки. Весьма удобны для деталей управления игольчатые подшипники, т. е. роликовые, с роликами очень
397
малого диаметра. Они имеют меньшие габариты и меньший вес по сравнению с шариковыми подшипниками. Надо учитывать, что игольчатые подшипники не самоустанавливающиеся и не могут воспринимать даже малых осевых нагрузок.
чтобы выключение управления второго пилота (ученика) ’ боте управления. В большинстве случаев ограничиваются
Фиг. 562.
. § 9. ВЫКЛЮЧЕНИЕ ВТОРОГО УПРАВЛЕНИЯ
Схема выключаемого двойного управления должна быть разработана такг не отзывалось на ране обоюдным выключением, а только выключением управления второго пилота или ученика с места первого пилота (инструктора).
Полное выключение управления второго пилота получается довольно сложным, и поэтому иногда ограничиваются выключением одного руля высоты. Чаще встречается управление, в котором выключение можно произвести лишь на стоянке самолета, но имеются конструкции, позволяющие выключение и обратное включение управления второго пилота (ученика) в полете. При выключающемся на стоянке управлении выключение управления второго пилота производится путем разъединения рукоятки (штурвала) и ножного рычага (педалей) от управления первого пилота.
Для того чтобы выключение и включение управления второго пилота можно было производить во время полета, необходимо в систему управления вводить особые механизмы.
Фиг. 563.
Принципиальная конструктивная схема выключающего механизма ручного управления второго пилота показана на фиг. 562. Рукоятка а заканчивается шаровой опорой Ь, лежащей в шаровом подшипнике с, составленном из двух свинчиваемых частей. Штырь d при включенном управлении сидит в шаровой опоре Ь. При помощи троса е рычагом / можно вытянуть штырь d из опоры, и рукоятка второго пилота будет выключена. Когда первый пилот отпустит трос е, то пру-398
жина h поставит на место штырь d, и рукоятка второго пилота будет опять включена.
Вилка рукоятки крепится к продольной трубе при помощи двух ступенчатых болтов Л, которые своей утолщенной нарезанной частью завертываются в приварную шайбу т, а концевой цилиндрической частью входят в тело продольной, трубы. Болты к должны быть законтрены, и через них должна подаваться смазка.
На фиг. 563 показана схема выключения ножного управления второго пилота, при которой можно выключать управление во время полета. Вертикальная ось а с укрепленным на ней ножным рычагом с опирается на подшипник Ь, укрепленный в полу кабины. На нижнем конце оси а сидит двухплечий рычаг d, к которому крепятся тросы, идущие к ножному рычагу первого пилота или инструктора. От особой рукоятки первого пилота идет заключенный в боуденовскую оболочку трос е, которым можно оттянуть штырь /. Когда штырь / будет оттянут настолько, что его коническая головка g выйдет из дела оси а, то рычаг d будет свободно вращаться на ней. Когда же первый пилот,отпустит трос е, то под действием пружины h штырь войдет снова в гнездо оси а и ножные рычаги обоих, пилотов окажутся связанными.
Глава VI
КОНСТРУКЦИЯ НОЖНОГО УПРАВЛЕНИЯ
§ 1. КОНСТРУКЦИЯ НОЖНОГО РЫЧАГА
В простейшем случае ножной рычаг (фиг. 564) состоит из трубы а с приваренными по середине ее втулкой Ь, являющейся осью вращения рычага, и двумя стременами с, служащими в качестве опор для ног пилота. К ушкам стремян прикрепляются ремешки d для предотвращения соскакивания ноги. К ушкам е-присоединяются тросы руля направления.
Фиг. 564 Фиг. 565.
При повороте такого ножного рычага на угол а стремена становятся под острым углом, и нога пилота стремится соскользнуть наружу. Такой рычаг невозможно регулировать и устанавливать по росту пилотов.
Ввиду этих недостатков такие примитивные рычаги почти не применяют. Гораздо совершеннее ножные рычаги с параллельным ходом стремян (фиг. 565), состоящие из двух параллельных рычагов, шарнирно соединенных между собой.
Эта схема в особенности ценна для самолетов истребительного типа, в которых недопустимо проскальзывание ноги.
Стремена ножного рычага должны быть укреплены так, чтобы их длину можно было регулировать, или сам ножной рычаг вместе со стременами должен переставляться. (подгоняться) под рост летчика. Основным условием такого переставного ножного управления является необходимость сохранения постоянства
399
расстояния-Между конечными точками присоединения тросов руля направления, потому что иначе тросы будут провисать.
Фиг. 566.
При вращении оси а ножного рычага (фиг. 566) в подшипнике Ь, имеющем стопор с, эксцентрично насаженные педали d поворачиваются и изменяют в известных пределах расстояние между сиденьем летчика и ножным рычагом. Тросы проводки к рулю направления присоединяются к ушкам е. К таким же ушкам присоединяются тросы для соединения с ножным рычагом другого пилота.
Фиг. 537.
Недостатком этой конструкции является изменение высоты педалей по отношению к сиденью, что до некоторой степени может отражаться на удобстве посадки летчика.
Ножной рычаг самолета Бристоль Бульдог (фиг. 567) укреплен во втулке tn, которая может передвигаться при помощи ползунов b вперед и назад по напра-вляю’пим трубам с. Трубы с вместес подающим винтом укреплены на коробочке d, которая жестко связана с вертикальным валом а.
400
Вращение звездочки £ вызывает перемещение педали вперед или назад. Длина тросов между рычагом b и рулем направления остается неизменной.
К недостаткам этой конструкции надо отнести боковые перемещения всего ножного рычага в том случае, когда осЪ вращения трубы а не совпадает с осью
втулки т.
Кроме индивидуальных дефектов рычаги, изображенные на фиг. 566 и 567, обладают одним общим недостатком, указанным уже ранее, а именно: при повороте нарушается перпендикулярность положения ноги пилота по отношению к стременам.
На фиг. 568 показан ножной рычаг с параллельным ходом от стремени. По-^
Фиг. 568.
движная часть рычага состоит из прямоугольника, образованного двумя трубами а и двумя коробочками Ь, шарнирно соединенными между собой. Вся эта система подвешивается шарнирно при помощи болтов с к коробчатой опоре d, которая жестко прикрепляется к полу.
К боковым коробочкам -r-j. ПрИВарены втулки /, в которые вставлены трубки с жестко сидящими на них стременами g. При помощи штыревых замков h стремена можно запирать в нужном положении в зависимости от роста пилота.
Тросы руля направления присоединяются к серьгам к.
На фиг. 569 показана конструкция рычага с параллельными педалями двойного ножного управлен ия спортивного самолета.
На опорной колонке а смонтирована ось рычага b и шарнир крепления передних
Фиг. 569.
•чй------
сторон параллелограма с. На нижнем конце оси Ь наглухо посажен трехплечий рычаг d, к которому присоединяются тросы руля направления е и тяга /, соединяющая оба ножных рычага.
Ножной рычаг по длине регулируется путем передвижки педалей й во втулках g. Педали стопорятся штыревым замком т. Опорная колонка крепится к полу кабины, усиленному профилями п.
§ 2. КОНСТРУКЦИЯ ПЕДАЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ
У тяжелых самолетов на ножное управление приходятся большие усилия, поэтому вместо ножных рычагов устанавливают педали, допускающие возможность введения больших передаточных чисел. Иногда из соображений удобства педальное управление ставят на ууристские и пассажирские самолеты.
На фиг. 570 показано штурвальное и педальное управление самолета СА-НО, регулируемые по росту пилота. Регулировка штурвального управления достигается путем вращения рукоятки L, связанной через пару шестеренок с рейкой, укрепленной на колонке. Оси вращения рычагов педалей размещены на горизон-Нонструвция самолетов—9? 5—
Фиг 571.
I
тальных нарезанных штоках, которые перемещают рычаги вперед или назад при вращении рукоятки М и при движении соединенной с ней цепи О. Вследствие горизонтального перемещения педалей получается незначительное изменение их наклона при крайних положениях (1—2°)
Двойное педальное управление показано на фиг. 571
Поперечные трубы а и b ножного управления лежат на подшипниках d. К трубе с приварены или укреплены на особых кройштейнах трубыj для размещения педалей левых ног пилотов, а к трубе а — трубы / для оазмещения педалей правых ног. Педали g шарнирно подвешены на трубах ’ и /. К трубам а и b прикреплены рычаги тип для тяг о и р, передающих движение передаточной поперечной трубе q, на которой имеется рычаг s связанный с тросами руля направления. Один конец тяг о и р — регулируемый.
Передача от педалей к рулю направления осуществляется обычно при помощи тросов. Детали проводки ничем не отличаются от деталей разобранных выше передач к pj^no высоты -j
1
Глава VII
ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
я
§ 1 УПРАВЛЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРОМ
Вследствие перемещения или израсходования нагрузки в полете центровка самолета меняется. Для 'алансирсвьи самолета при этом необходимо изменить угол атаки всего горизонтального > воете вогб оперения или же отклонить рули
высоты. Для малых самолетов изменение центровки легко можно компенсировать отклонением рулей высоты.
У больших же самолетов усилия, приходящиеся на ручное управление при изменении центровки, становятся настолько значительными и утомительными для пилота, что приходится изменять угол атаки стабилизатора.
Изменением угла атаки стабилизатора пользуются также при посадке и при взлете, для того чтобы уменьшить усилия, приходящиеся на рукоятку при этих режимах.
403
косного стабилизатора в полете.
Изменять угол атаки стабилизатора можно на земле или в полете. Первый способ применяют в период облета опытного самолета или при отправлении в полет находящихся в эксплоатации самолетов, но с нагрузками, отличающимися от нормальных по величине и расположению. Этот способ применим лишь для легких самолетов. Конструкция такого подъемника стабилизатора показана на фиг. 572, I. К заднему лонжерону стабилизатора приклепаны кронштейны а. а к лонжерону киля — стальные планки b с прорезом с. Радиус кривизны выреза равен расстоянию от середины прореза до оси крепления переднего лонжерона. На щеках кронштейна а и планки b сделаны насечки для предупреждения проскальзывания кронштейна а в полете.
На фиг. 572, // показана одна невозможных схем изменения угла атаки под-редний лонжерон шарнирно прикреплен к фюзеляжу двумя узелками d. Задний 1 лонжерон шарнирно через проходную сережку е подвешен к навинтованному штоку /, на резьбу которого надета катушка g. Катушка имеет снаружи винтовые канавки, на которые навит трос, концы которого заделаны на штурвале управления стабилизатором. Трос пропущен через крайние канавки внутрь катушки и намотан таким образом, что освобождающаяся канавка заполняется наматывающимся тросом.
Концы троса намотаны и закреплены на барабане А, жестко соединенном со штурвалом к, который укреплен на борту кабины летчика. Катушка g сидит в кронштейне / и имеет радиально-упорные подшипники т.
При вращении летчиком штурвала рабочий конец троса сматывается, а холостой—наматывается. От этого катушка вращается и, не имея возможности
перемещаться поступательно, перемещает шток / вверх или вниз вместе с задней частью стабилизатора. При свободнонесущем стабилизаторе схема выполняется, как показано на фиг. 572, II справа.
1 Переходная сережка е необходима потому, что верхний конец штока / движется по вертикали, а ушко кронштейна заднего лонжерона — по дуге окружности, радиус которой равен расстоянию между осью вращения стабилизатора и осью болда крепления заднего лонжерона.
На фиг. 573 показано изменение угла атаки стабилизатора при помощи двухплечего рычага а, шарнирно соединенного одним плечом с лонжероном b стабилизатора, а другим — с втулкой т, которая соединяется с жесткой трубчатой тягой е посредством шарнира Гука d. Рычаг а шарнирно подвешен к кронштейну фюзеляжа. %
При вращении тяги е рычаг а поворачивается вокруг оси /, и горизонтальное его плечо поднимается или опускается вместе с лонжероном стабилизатора.
Обычно управление изменением угла атаки стабилизатора осуществляется с помощью штурвала, расположенного в кабине летчика. Для увеличения угла атаки стабилизатора надо вращать штурвал от себя, считая от верхней части дуги, а для уменьшения — на себя. Штурвал должен иметь шкалу, на которой летчик мог бы прочитать угол установки стабилизатора. Удобнее размещать указатель угла отклонения стабилизатора на доске приборов.
Штурвалы управления стабилизатором имеют диаметр от 250 до 400 мм в зависимости от площади стабилизатора. Обычно полный оборот штурвала соответствует 2° изменения угла установки стабилизатора.
Недостатками уст новки подвижного стабилизатора на самолете являются: 1) возможность появления вибрации горизонтального оперения из-за наличия
-404
I
люфтов, хотя бы в пределах допусков, имеющихся в любом разъемном соединении; 2) установка целого ряда специальных механизмов и необходимость в усиленном подкреплении рамок фюзеляжа, к которым они крепятся, и 3) наличие неизбежных щелей в месте сопряжения стабилизатора с фюзеляжем.
Поэтому в последнее время вместо подвижного стабилизатора предпочитают ставить на рулях управляемые триммеры.
§ 2- УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРАМИ
Схема управления триммерами, расположенными на рулях высоты и направления, показана на фиг. 574 (гидросамолет Сайон Сениор). Из кабины пилота от
соответствующих штурвалов, независимых друг от друга, проложена через ряд направляющих роликов тросовая проводка, за-, канчивающаяся трубами, вращающими шестерни Ьг и Ь2.
На фиг. 575 показан шпангоут лодки, на котором смонтирована вся эта передача к триммерам. Бесконечный трос /, идущий из кабины летчика, от штурвала руля направления, через направляющие ролики к вращает ведущий ролик /, передающий через жесткую тягу т (фиг. 573) вращение шестеренке bv
Тяга т на оси вращения руля направления имеет универсальный шарнир а, вследствие чего отклонение руля совершенно не отзывается на отклонении триммера. Аналогично сделана проводка к триммерам руля высоты.
Фиг. 575.
Правильность работы управления триммерами обеспечивается тем, что конечные жесткие тяги, вращающие шестеренки Ь, имеют универсальные шарниры а, лежащие на оси вращения рулевых поверхностей.
405
Когда усилия, возникающие от изменения центровки самолета в полете, не особенно велики, можно разгрузить рукоятку путем установки механического
Фиг. 576.
компенсатора (фиг. 576). От ушка / рычага а идет тяга к рулю высоты. Рычаг имеет с одной стороны червяк Ь, по которому ходит втулка с, имеющая сережку для крепления шнурового амортизатора а. При нормальном полете (с нормальной центровкой) втулка с находится по середина рычага и не оказывает никакого влияния на управление. При вращении рукоятки е втулка с перемещается, и на верхнюю часть рычага действует дополнительное усилие натяжения амортизатора, компенсирующее влияние изменений
Фиг. 577.
центровки самолета.,
§ 3. УПРАВЛЕНИЕ КИЛЕМ
двух- и многомоторных самолетах, моторы расположены вдали от плйс-симметриц самолета, при выходе из.
одного мотора нарушается равенство
На когда кости строя моментов тяги моторов относительно верти-
кальной оси \¥), и самолет начинает заворачивать.
Чтобы компенсировать это неравенство моментов, летчику приходится отклонять руль направления в обратную сторону, что при длительном полете весьма' утомительно, а иногда просто невозможно вследствие необходимости прилагать большие усилия. Для разгрузки летчика от этого дополнительного усилия ставят добавочные приспособления, це стесняющие вместе с тем обычного управления рулем поворота.
В качестве разгружающих механизмов
кого оперения чаще всего применяют триммеры.
очень редко, устанавливают подвижный киль. При схеме управления подвижным килем, изображенной на фиг. 577, на горизонтальном червяке d
406
сидит на резьбе втулка Ь, к которой и крепится передний лонжерон киля. На том же штоке жестко сидит катушка с с навитыми на нее тросами а. Шток d опирается на подшипники е. Вращение катушки влечет за собой вращение червяка и боковое перемещение втулки Ь, а следовательно, и изменение угла атаки киля. Компенсатор типа Флеттнер и киль связаны так, что при отклонении киля руль направления отклоняется одновременно на тот же угол.
Подвижные кили применяются очень редко.
При бипланном вертикальном оперении разгрузку от момента тяги работающего мотора можно получить путем применения несимметричных профилей {фиг. 578).
При остановке в полете мотора Л4Х вертикальное оперение 5^, как находящееся под действием потока с большей скоростью и из-за несимметричности профиля, будет давать ббльшую горизонтальную составляющую Pg. На
вертикальное оперение будет действовать равнодействующая Р2 — Plt стремящаяся повернуть самолет в сторону, противоположную той, в которую стремится повернуть его тяга мотора М2. ' у
Недостатком такой схемы, является некоторое увеличение лобового сопротивления из-за применения несимметричных пр'офилей.
При монопланном вертикальном оперении с целью компенсации поворотного момента иногда размещают оси моторов под углом к продольной оси самолетов {фиг. 579). В этом случае" работающий мотор будет обдувать вертикальное оперение с большей скоростью и под положительным углом атаки,’что и создаст разгружающий момент. Такое расположение моторов связано с неизбежной потерей в тяге их.
На одномоторных самолетах для устранения влияния скоса потока от вращения винта киль устанавливается под некоторым углом к продольной плоскости симметрии самолета.
§ 4. УПРАВЛЕНИЕ ЩИТКАМИ
Для увеличения диапазона скоростей и повышения безопасности полета самолета ставят предкрылки, закрылки и щитки.
Конструкция проводки к этим оргацамвуправления немногим отличается от конструкции проводки к элеронам. Управление предкрылками, закрылками и щитками сосредоточивается в особом механизме, независимом от основного управления-
Передачу к этим органам желательно делать жесткой, что гарантирует одинаковые углы отклонения йх на обоих крыльях. В случае тросовой передачи надо ставить тросы диаметром не менее 5 мм.
Применяют пневматические и гидравлические установки управления щитками. Очень часто система управления используется одновременно для уборки шасси и для управления щиткам. На тяжелых самолетах с мощными источниками . литания электроэнергией можно применять электрическое управление.
По конструктивной схеме щитки бывают скользяшие (ЦАП,’ Фаулер и др.) и не скользящие (Шренк, Кальм и др.), дающие меньшее увеличение подъемной
407
силы по сравнению с первыми. Нс скользящие щитки значительно проше и легче, чем и объясняется их белее широкое распространение.
* На фиг. 580 показано несколько механизмов управ пения щетками.
Фиг. 580.
Фиг. 581.
привод, состоящий из гидравлического
Механизм показанный на фиг. 580, /, представляет ручное управление щитками системы Персиваль.
Механизм опускания закрылка состоит из двух рычагов а и Ь; рычаг а шарнирно закреплен на крыле, а рычаг b шарнирно опирается на усиленную нервюру щитка. Для уменьшения давления- на ручку постазлен шнуровой амортизатор с. Эту схему можно с успехом применять на легких самолетах. Недостаток ее заключается в том, что амортизатор можно отрегулировать на , определенную скорость полета. Кроме того, усилие не гасится на месте возникновения, а передается на всю систему проводки, сильно нагружая трубу d крутящим моментом.
Механизм, изображенный на фиг. 580, //, имеет гидравлический ядра е и соединенных с цилиндром
рычагов d и /, которые могут качаться вокруг шарнирных опор g и Л. Чтобы движения тяг I к щиткам были одинак* выми, вставлена диагональная тяга к. Работает механизм так- при нагнетании смеси в цилиндр е шток поршня выходит наружу, расстояние межгу ушками коепления к цилиндру е рычагов d и f увеличивается, и тяги i подаются в стороны на одно и го же расстояние.
408 ”
Показанный на фиг. 580, III механизм имеет гидравлический привод. Цилиндр о шарнирно подвешен к ушку фюзеляжа р. Трехплечий рычаг q подвешен на кронштейне г. При выдвижении штока поршня 'трехплечий рычаг, поворачиваясь, сообщает одинаковые покупательные движения тягам s правого и левого ’ЦИТКОВ.
На фиг. 581 показана схема управления щитками системы Тинд, основанная на использовании вакуума во всасывающем патрубке нагнетателя мотора. В баке, -соединенном с всасывающим патрубком трубкой, создается вакуум. С баком -соединен через распределительный кран вакуумный цилиндр. Перемещение штока поршня Ьередается закрылкам при помощи обычных жестких тяг. Для больших закрылков приходится ставить несколько ьакуумных цилиндров двойного действия. В этом заключается основной дефект описанной схемы. В остальном она проста, не требует ни от пилота, нй от мотора затраты энергии. В весовом отношении при установке вакуум-цилиндров непосредственно у щитков эта схема может быть очень выгодной.
На фиг. 582 показаны конечные качалки щитков Шренка, ПАП и закрылка ^Хендли Пейдж и построена кинематика их.
§ 5. УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ-ЗАКРЫЛКАМИ
1 «
3 Иногда для увеличения подъемной с илы крыла при посадке наряду с щитками используют и элероны. В этом случае управление элеронами проектируется так, чтобы оно допускало, кроме обычного движения, возможность одновременного
Фиг. 583.
«отклонения их вниз. На фиг. 583 показан механизм такого управления. К продольной трубе ручного управления приварен кронштейн а, концы которого- являются опорами двухплечих рычагов b К наружным концам этих рычагов присоединены элеронные тяги с, а к другим концам — серьги d, которые шарнирно присоединены к ушкам е гайки /, сидящей на вертикальном валу g с нарезкой, опирающемся на опорный шарикоподшипник й. Стопорный колпачок т препятствует перемещению вала вверх и в то же время является приемником гибкого вала, верхний конец которого соединяется с гибким валом /, имеющим приводную рукоятку,, размещенную сбоку приборной доски пилота.
Таким образом вращение приводной ручки будет через гибкий вал передаваться вертикальному валу g, отчего гайка будет перемещаться вверх или вниз.
От такого перемещения гайки / сережки d повернут рычаги b и элеронные тяги с и отклонят одновременно в одну сторону оба элерона. Работа же элеронов будет прежней (за исключением незначительного уменьшения углов отклонения их вниз), так как при вращении продольной трубы будет вращаться вся система механизмов, смонтированных на кронштейнах а.
На фиг. 584 показана другая схема управления элеронами и элеронами-закрылками. При этой схеме закрылки а и элероны-закрылки b при поступатель-
* Фг1*. 584. С
ном перемещении тяги с работают как закрылки. Поворот трехплечего рычага d тросами е вызывает отклонение поверхностей А как элеронов.
§ 6. УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ-РУЛЯМИ ВЫСОТЫ
Когда элероны являются одновременно и рулями высоты (на бесхвостых самолетах), может быть применена схема ручною \ управления, показанная на фиг. 585.
Оси управления выполнены в виде тройника, состоящего из поперечной трубы а и отрезка трубы Ь, приваренного под прямым углом к трубе а. На поперечной трубе а сидят свободно шестерни d, жестко соединенные с рычагами с, от которых идут тросы к элеронам-рулям. На отрезке трубы b вращается рукоятка, составляющая одно целое с конической шестеренкой е, находящейся в постоянном зацеплении с шестернями d. При продольном качании рукоятки шестерни не вращаются, и механизм работает, как обычная передача к рулям высоты. Если же ручку отклонить вбок, то шестерня е будет вращать одну шестерню по часовой стрелке, а другую против часовой стрелки, и механизм начнет работать, как обычное управление элеронами.
§ 7 УПРАВЛЕНИЕ ПЛАВАЮЩИМИ ЭЛЕРОНАМИ
Для увеличения эффективности работы эле- ф-иг. 585.
ронов на критических углах атаки крыла, элероны делаются плавающими, т. е. способными становиться по потоку, когда jimu не работают, независимо от угла‘атаки крыла. Пример проводки к таким
411
элеронам показан на фиг. 586. Рукоятка а крепитс/J горизонтальным болтом к к коробочке Ь, укрепленной на уровне пола кабины при помощи втулки с. В коробочке b укреплены две пары несвязанных между собой роликов а л е, через которые перекинуты тросы fug от элеронов так, что эти тросы перекрещиваются по пути к конечной качалке I.
Таким образом элероны при нейтральном положении рукоятки будут автома тически устанавливаться по потоку, так как одновременному вращению элеронов в одну сторону ничто не препятствует.
При качании рукоятки в стороны вращается вся коробочка вокруг оси втулки с, расстояние от точек сбегания тросов с роликов е на до качалки/ увеличивается, и тросы поворачивают качалки I в разные столоны, следовательно, и . пероны повернутся в разные стороны.
При продольном качании рукоятки вокруг болта к через ушко h движение рулям высоты передается обычным порядком.
§ 8. КРОНШТЕЙНЫ- ПОДВЕСКИ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ
Для уменьшения трения и предупреждения возникновения люфтов, кронштейны поверхностей управления должн™ снабжаться шарикоподшипниковыми опорам»
412 1
Чаще применяются сварные стальные кронштейны и реже клепаные дур-п.доминовые . «'
Кронштейны обычно крепятся непосредственно к лонжеронам рулей или элеронов. В местах крепления кронштейнов приходится подкреплять лонжероны в том случае, когда кронштейны перерезают обтекатели рулей (элеронов), часго являющиеся силовыми элементами лонжерона. Л
f
и
Фиг. 587.
На фиг. 587 покачан сварной кронштейн элерона. По горизонтальным а
вертикальной b стенкам кронштейн приклепывается к лонжерону элерона Для большей устойчивости в боковом направлении поставлены ребра жесткости с. Обойма шарикоподшипника е приваривается к стенке /.
Фиг. 588. Фиг. 589.
На фиг. 588 и 539 показан разъемный кронштейн с рычагом руля высоты Кронштейн состоит из двух одинаковых частей а и Ь, сгятиваемых болтами с в одно целое и привариваемых к труочатым втулкам d. Втулки составных частей а и b приклепываются к лонжеронам половинок оуля высоты. На ушке е руль подвешивается к стабилизатору, а к ушку / присоединяется тяга ручного управления.
Такие кронштейны применяются, когда руль высоты состоит из двух половинок. Сборку производят так: сначала приклепывают к лонжеронам детали а и b отдельно, а затем уже соединяют их болтами с.
Глава VIZI
ч ВЕСОВАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА УПРАВЛЕНИЯ
По стандарту А.СТ-39-CO вес управления входит в качестве компонента в конструкцию самолета. Имеющаяся литература го весовому анализу самолетов включает вес основного управления (ручного и ножного) в вес конструкции’(]>ю-зеляжэ. О том же, куда шдо относить веса дополнительного управления (щитки, закрылки, триммеры и пр.), указаний нет. Также нет данных о весе этого управления, а если они и имеются, то носят характер лишь приближенной оценки веса. Между тем вследствие расширяющейся механизации управления и сложности применяемых механизмов вег дополнительного упр< вления в весовой сводке самолета начинает играть не меньшую роль, чем вес основного управления. Поэтому целесообразно выделить веса дополнительного управления в отдельную группу.
До '
можно ними:
появления более подробного и углубленного весового анализа самолета руководствоваться для предварительного подсчета следующими дан-
1
Вес основного управления одинарного ручного и НОЖНОГО у.......................
Вес основного управления двойного ручного и ножного ...................................
Вес дополнительного управления с ручным приводом ......................................
Веб дополнительного управления с механическим приводом ..................................
подсчета следующими дай
7. к весу пустого самолета "7. к па ;етному весу i
1 15—15 0,7—0,99
1,5 —2,2 0,9—1,3
1,1 —1,5 0,7—0,9 х
1.5 —2,Ь 0,9—1,5
1
I
ЧАСТЬ ШЕСТАЯ
ВИНТОМОТОРНАЯ ГРУППА
i
. Г л a в а I
РАЗМЕЩЕНИЕ В. М. Г. И MOJOPHblE РАМЫ
§ 1. РАЗМЕЩЕНИЕ В. М. Г.
К в. м. г. мы будем относить все, что связывает самолет, как пчанер, с мотором в единый механизм.
\ В основном в. м. г. состоит из мотора, воздушного винта, моторной рамы, капота, систем питания, смазки, охлаждения и из органов управления мотором
Большая часть сухопутных самолетов имеет один мотор в передней части фюзеляжа и тянущий винт. Изредка встречаются самолеты с толкающим винтом. В этом случае мотоустановка размещается в хвостовой части гондолы сзади летчика.
В многомоторных самолетах при четном числе моторов моторы чаще всего старят в крыльях (в плоскости хорды крыла). Значительно реже размещают моторы над или под крылом. При нечетном числе моторов один из них разме щается в носовой части фюзеляжа.
Моторы в мотоустановке могут быть размещены тандем. В последнее время конструкторы тяжелых самолетов стремятся создать центральное машинное отделение с передачей к винтам. Эта задача еще не имеет вполне удовлетворительного технического решения, хотя .выгоды от такого расположения моторов вполне очевидны как с точки зрения аэродин; мики, так и с точки зрения обслуживания моторов в полете, а следовательно, и увеличения надежности их. *
На современных самолетах устанавливается от 1 до 12 моторов. Наиболее распространены самолеты с одним, двумя, тремя и Четырьмя моторами. Появление многомоторных самолетов было вызвано невозможностью получить достаточную мощность от одного мотора, а также стремлением увеличить безопасность полета, так как при нескольких моторах неисправность одного мотора не исключает возможности продолжать полет.
У военных многомоторных самолетов для улучшения обзора, а также для огневой защиты переднюю часть фюзеляжа обычно оставляют свободной и размещают в ней переднего стрелка-наблюдателя Прэтому з военных самолетах число моторов бывает обычно четным.
На пассажирских многомоторных самолетах ставят и нечетное число моторов, причем средний устанавливается в передней части фюзеляжа, а остальные—симметрично по бокам на крыле.
Расположение моторов на самолетах до некоторой степени предопределяет центровку самолетов, определяет удобства эксплоатации их, существенно влияет на аэродинамику самолетов, ограничивает углы обзора и обстрела и, наконец, требует создания определенной силовой схемы самолетов.
Все эту» необходимо учитывать при проектировании в. м. г. Так, например, расположение моторов по размаху крыла разгружает в полете крылья, но вызывает значительные нагрузки (обратные) в крыльях при посадке, если стойки шасси расположены не под моторами.
При выборе той или другой схемы расположения в. м. г., необходимо учитывать влияние местоположения установки на характеристики винта и самолета. Струя винта изменяет скорости около крыла, а наличие крыла, в свою
415
•очередь, изменяет скорость потока вблизи винта, [поэтому на к. п. д. винта .помимо режима полета (скорость самолета и число оборотов вала мотора) будут влиять его положение относительно крыла и расстояние от винта до крыла, а также форма крыла и угол атаки его. На характеристику крыла (без винта) будут влиять также форма и местоположение различных надстроек (моторной гондолы) на крыле, помещающихся в струе винта.
Сравнение относительных достоинств различного расположения в. м. г. с точки зрения аэродинамики должно основываться на сравнении эффективного к. п. д. винта, лобовых сопротивлений и подъемных сил комбинации крыло — •фюзеляж в присутствии работающего винта.
На фиг. 590 приведены аэродинамические Характеристики крыла с винто-мотопными установками, при различных условиях закрытия моторов капотами и различным их расположением относительно крыла, по опытам в 20-футовой трубе NACA.
Необходимо отметить, что большой вынос винта перед крылом утяжеляет конструкцию установки. Опыт показывает, что наивыгоднейиш и является расположение винтомоторной установки перед крылом на продолжении хорды при расстоянии от носка крыла до плоскости вращения, равном 25°/0 хорды крыла (фиг. 590 — положение А). *
Наихудшим оказалось расположение впереди и над крылом (положение В на фиг. 590). Так располагать мотор нельзя, потому что потери в к. п. д. при таком расположении мотоустановки по сравнению с наилучшим положением значительны. Кроме того в этом случае Су уменьшается, а Сх увеличивается. Нс рекомендуется также и положение С (фиг. 590), хотя это положение установки несколько выгоднее, чем положение В.
Недостатком большого разноса моторов по размаху крыча является большой заворачивающий момент, возникающий при остановке одного из боковых моторов.
Иногда моторы устанавливаются тандем, т. е. один за другим на одной оси, причем один мотор является тянущим, а другой толкающим (фиг. 591).
Тандемное расположение очень выгодно ввиду отсутствия или малой величины заворачивающего момента при остановке одного из моторов и с точки зрения уменьшения лобового сопротивления. Но задний винт, работая в струе переднего винта, имеет сравнительно невысокий к. п. Д. При расстановке моторов
41€>
впереди по носку крыла общаг тяга двух моторов равна удвоенной тяге одного мотора. При установке же моторов тандем общая тяга двух моторов меньше удвоенной тяги одного.
Для улучшения работы винтов при тандемных установках необходимо разносить моторы далеко один от другого, что создает большие конструктивные неудобства. Тем не менее английские конструктивы часто применяют тандемные
установки; при этом моторные гондолы имеют вид вытянутой сигары.
Практика показывает, что, устанавливая моторы тандем, необходимо при пред-
варительном проектировании до производства точных исследований придер
живаться следующих правил:
1) задний винт должен отстоять от переднего не меньше чем на 1,5 диаметра переднего винта; v
2) диаметр заднего винта должен равняться 0,3 диаметра переднего винта;
3) передний винт рассчитывается J на максимальную скорость;
Фиг. 591.
4) задний винт рассчитывается на скорость, представляющую сумму максимальной скорости и
скорости отбрасывания струи передним винтом в зоне заднего винта, как в том случае, если бы задний винт был изолирован (скорость отбрасывания струи определяется по номограммам проф. Юрьева)1.
Большей частью тандем располагают моторы водяного охлаждения с одним
радиатором, установленным у переднего мотора и обслуживающим оба мотора. При установке и заднего радиатора он затеняется передним и плохо работает.
Гораздо неудобнее ставить тандем моторы воздушного охлаждения, так как при этом задний мотор находится в очень плохих условиях охлаждения. Поэ-
тому моторы воздушного охлаждения при установке тандем не капотиоуются.
§ 2. ОСНОВНЫЕ ТИПЫ МОТОРОВ
Форма моторных гондол зависит, главным образом, от типа мотора. На современных самолетах применяют печ-^и исключительно моторы следующих типов: однорядные с вертикальным расположением цилиндров, двухрядные V-образные и звездообразные.
Моторы с вертикально расположенными цилиндрами имеют хорошую аэродинамическую форму, просты по конструкции и удобны в эксплоатации. Сравнительно большие размеры и довольно большой вес конструкции при относительно малой мощности препятствуют широкому применению их на современных мощных самолетах.
Двухрядные V-образные моторы имеют значительно меньший удельный вес и дают большую мощность, чем однорядные. Недостатками таких моторов являются некоторая сложность конструкции, сравнительная трудность установки на самолет и известные неудобства при уходе в эксплоатации. Коленчатый вал этих двигателей расположен сравнительно низко от земли, как и у других двигателей с верхним расположением цилиндров, что заставляет устанавливать двигатели на фюзеляже сравнительно высоко для возможности применения воздушного винта достаточного диаметра. Между тем высокая установка могора сужает переднюю зону обзора самолета, что сильно усложняет технику пилотирования и особенно посадки.
Этих неудобств нет при использовании двигателей перевернутого типа, т. е. с цилиндрами, расположенными под картером (фиг. 597). При таком положении цилиндров вал мотора лежит достаточно высоко, и можно значительно понизить нос фюзеляжа и гем самым улучшить обзор для гилога. Высокое расположение
1 Проф. Юрьев Б. Н., Воздушные винты, Госмашметиздат, 1934.
Конструкция самолетов—228—27
417
оси мотора допускает уменьшение общей высоты самолета, что весьма выгодно, гак как уменьшает вес самолета и улучшает его качества.
Наиболее совершенным в смысле рационального использования картера, коленчатого вала и других общих частей мотора являются двигатели звездообразные; двигатели этого, типа строятся с нечетным числом (3, 5, 7, 9 и даже 11) цилиндров, располагаемых в одной плоскости вокруг коленчатого ^ала и работающих на один кривошип.
Для получения более мощных звездообразных моторов прибегают к сдваиванию звезд, т. е. располагают цилиндры в двух параллельных плоскостях.
Звездообразное расположение цилиндров мало выгодно с аэродинамической точки зрения ввиду большого диаметра мотора, но очень удобно для охлаждения цилиндров, а также с точки зрения эксплоатации. Современные звездообразные моторы охлаждаются непосредственно обдувающим их воздухом.
Фиг. 592.
При моторах с воздушным охлаждением вся в. м. г. получается билее легкой и во многих случаях более удобной в экрплоатации, чем при моторах с жидкостным охлаждением.
Статистика выпуска авиамоторов с 1930 по 1936 г. по Англии, США. Франции, Италии, Германии, Чехословакии, Испании, Японии, Швеции и Бельгии показывает, что 85% общего числа выпущенных составляют моторы воздушного охлаждения и лишь 15% — мотооы жидкостного охлаждения.
Моторы воздушного охлаждения за это время заняли преобладающее место, а в пределах мощностей до 500 л. с. целиком вытеснили моторы жидкостного охлаждения. Но было бы ошибкой на основании этого заключить, что моторы жидкостного охлаждения не имеют никакие перспектив. Мотор жидкостного, так же как и мотор воздушного охлаждения будут каждый решать свси задачи, поскольку оба типа имеют свои преимущества и недостатки.
Широкое применение моторов воздушного охлаждения в военной авиации объясняется, наряду с прочими их достоинствами, еще большей живучестью их по сравнению с моторами жидкостного охлаждения. Пулевая пробоина радиатора, блока, трубопровода, рубашек цилиндра мотора жидкостного охлаждения ведет к выходу из строя всей в. м. г. В моторе же воздушного охлаждения при пробивании даже головки цилиндра выбывает из строя только пораженный цилиндр, а остальные цилиндры могут работать.
Моторы жидкостного охлаждения имеют следующие преимущества по сравнению с моторами воздушнсго охлаждения: I) большая равномерность температуры цилиндров; 2) большой термический к. п. д.; 3) меньшая чувствительность к низким температурам (ниже — 20°), 4) меньшая площадь лба и более выгодная с точки зрения аэродинамики форма.
Основным недостатком моторов жидкостного охлаждения, как мы видели, является большой вес всей охлаждающей системы, составляющий около 20%. общего веса в. м. г. Ьо всем мире конструкторы стремятся уменьшить вес схла-
4J8
ждающей системы и, главное, сократить площадь лба радиатора. В Англии Лу задачу пытаются разрешить применением парового конденсатора, начинающего работать в том случае, когда вода в системе охлаждения достигает температуры кипения.
Лобовая площадь моторов воздушного охлаждения больше, чем моторов водяного охлаждения. Но если к небольшим габаритам мотора водяного охлаждения прибавить габарит радиатора, то получается в конце концов сравнительно небольшая разница. При установке же капотов NACA и Тауненда, позволяющих значительно снизить лобовое сопротивление, более выгодными оказываются моторы с воздушным охлаждением, особенно, если учесть открывающиеся перспективы применения для моторов с воздушным охлаждением капотов с минимальным или, можно сказать, нулевым лобовым сопротивлением, что достигается использованием отсоса воздуха тепловым потоком от мотора.
При проектировании в. м. г. конструктор должен четко представлять возможности и перспективы, предоставляемые данным типом мотора как с точки зрения достижения максимальных скоростей самолета, так и с точки зрения развития самого мотора.
! Имеется ряд исследований1 по сопоставлению максимальных скоростей самолетов с различными моторами, дающих анализ изменения максимальной скорости полета в зависимости от веса моторов, лобового сопротивления их. высотности и мощности. Приводим выводы, полученные некоторыми исследователями 3,по выбору мотора для скоростного самолета. Результаты подсчетов Vm;ix, проделанных для одномоторного и двухмоторного самолетов с различными двигателями, показывают, что:
1. Система охлаждения и форма двигателя не оказывают заметного влияния на максимальную скорость, в особенности на двухмоторных скоростных самолетах.
2. Из рассмотренных двигателей лучшими «скоростными J данными» обладают
следующие моторы: Моторы ЖИДКОСТНОГО Мощ- Вес Вес Мидель Сх мо- F ради- Сг-
охлаждения иость, л. с. мотора, кг В.М.Г.1 . мотора, мг тора атора> At2 диатора
Испано-Сюиза 12Y-21 (гликоль и вода) . . 910 470 783 0,73 0,045 0,209 0,18
Рольс-Ройс «Мерлин» (гликоль) . . . 925 640 920 'о,60 4-,( 45 0,127 0,18
Испано-Сюиза 12Ybrs (вода) . ...... 860 468 840 0,73 0,045 0,194 0,18
Моторы воздушного охлаждения Испано-Сюиза 14-АА 1Р'О 595 810 1,257 , 0,045
Гном-Рон 14N-01 ... 950 587 760 1,305 0,045 — —
Бристоль-Меркур IX .... 840 444 660 1,335 0,045 — —
3. Основными факторами, определяющими максимальную скорость самолета, являются мощность и высотность двигателя и объединяющий оба эти параметра . 7V ч
фактор —. %
4. Сопротивление и вес в. м. г. оказывают соответственно меньшее влияние на максимальную скорость самолета (в особенности двухмоторного).
§ 3. МОТОРНЫЕ РАМЫ
Технические требования к моторной раме
Достижение больших скоростей и высот полета в современной авиации возможно лишь при максимальном снижении вредных сопротивлений. В этом отношении в. м. г. имеет очень большое значение, особенно на самолетах с двумя и более моторами. На. некоторых самолетах сопротивление в м. г. составляет 40—45% общего сопротивления самолета. Поэтому конструктор мотора стремится
1 Проф. Юрьева, проф. Горошенко, Жовинского, Шереметьева и др.
* Ж овин ск ий и Шереметьев, Оценка и выбор мотора для скоростного
самолета.
419
создать мотор не только большой мощности и высотности, но и возможно малых габаритов, чтобы можно было спроектировать под этот мотор удобную и легкую мотоустановку небольших габаритов. К каждой винтомоторной установке, независимо от места ее расположения на самолете, предъявляются следующие основные требования:
1. Размещение. Моторная рама должна быть расположена выгодно с аэродинамической точки зрения и иметь рациональное конструктивное оформление.
2. Прочность. Моторная рама должна быть достаточно прочной при всех условиях работы.
3. Жесткость. Моторная рама должна обладать достаточной жесткостью, чтобы противостоять вибрациям, вызываемым работой мотора на разных режимах. >
4. Легкость. Моторная рама и все моторное оборудование должны быть возможно более легкими. Мотоустановки для яогоров с воздушным охлаждением, примерно, вдвое легче мотоустановок под моторы с рядным расположением цилиндров.
5. Доступ к мотору и арматуре. Моторная рама должна обеспечив вать легкий доступ ко всем частям мотора и арматуры, требующим периодического осмотра и регулировки (свечи, электропровода, прерыватели магнето, фильтры, редукционные клапаны, карбюраторы).
6. Быстрота замены. Моторная рама должна допускать быструю съемку и установку как мотора, так и самой рамы.
Некоторые самолеты для большего удобства в эксплоатации, а также для придания самолету некоторой универсальности, проектируются одновременно на установку различных моторов. В таких случаях моторные рамы делаются съемными, что позволяет в эксплоатации при замене мотора снимать сразу весь агрегат — винт, мотор и моторную раму — и заменять его новым. При такой конструкции необходимо особо тщательно продумать все крепления моторной рамы, капотов и трубопроводов.
7. Легкость съемки и разбоок’и всех частей, неисправность которых может преимущественно являться причиной неполадок мотора (карбюраторы, магнето, масляные помпы, водяные помпы, бензиновые помпы).
8. Эластичность крепления моторов к мотораме и моторамы к Фюзеляжу
Силы, действующие на моторную раму
Моторная рама должна быть достаточно прочной и жесткой при всех условиях работы.
На моторную раму действуют следующие силы:
1) весовые нагрузки — вес могора, винта и размещенного на моторной раме моторного оборудования;
2) тяга винтов;
3) реакция крутящего момента винта.
Наибольшие нагрузки в моторной раме вызываются весом мотора. При фигурных полетах вес мотора может действовать относительно рамы в любом направлении.
Нормы прочности предусматривают следующие расчетные случаи:
1. Случай /'м.у — полет с вертикальным ускорением, соответствующим случаю Дц крыла. Моторная рама рассчитывается на нагрузку
F = G(n+ 1,5),
где G — вес мотора с оборудованием, моторной рамой, капотом, винтом и др.; п — эксплоатационная перегрузка, для случая Дк крыла. Нагрузка действует сверху вниз.
2. Случай Ям.у— боковая нагрузка на моторную раму, равная
Р = п - G,
где С — то же, ггго и в случае /и.у, и п — эксплоатационная перегрузка, равная 1,5 для всех групп самолетов. Коэфициент безопасности равен 2.
420
3. Случай Лм.у, соответствующий случаю D крыла. Нагрузка действует снизу вверх'
Р - G(n + 1,5),
где п — эксплоатационная перегрузка для случая D крыла; коэффициент безопасности равен 1,5.
4. Посадочные случаи. Моторная рама проверяется на прочность для всех «осадочных случаев согласно эксплоатационным перегрузочным нормам шасси при коэфициенте безопасности 1,65 для сухопутных Самолетов. 4
5. Случай 7WM.y— работа мотора. Учитывается максимальная тяга винта момент от винта; коэфициент безопасности равен 2.
6. Рассматривается совместное действие нагрузки в случаях
Ми.у + Ни.у при / = 2.
" 4. КОНСТРУКЦИЯ МОТОРНЫХ РАМ
Ферма, к которой непосредственно крепится мотор, называется могорней
рамой.
Моторные рамы можно разделить на два основных типа, соответственно двум основным типам расположения цилиндров в авиационных моторах, а именно: рамы для мотора с цилиндрами, расположенными в ряд (фиг. 592), и рамы для звездообразных мотооов (фиг. 593).
Мотор прикрепляется к моторной раме болтами, продеваемыми сквозь отверстия в лапках картера, располагающихся в плоскости разъема карьера, которая у моторов с рядным расположением цилиндров проходит через ось коленчатого вала.
В звездообразных моторах лапки составляют одно целое с фланцем, в свою очередь являющимся составной неразъемной частью картера.
Моторные рамы под рядные мегеры
Наиболее распространенным типом подмоторных рам являются сварные фермы из стальных труб.
Моторные рамы под рядные моторы по конструкции весьма разнообразны Каждая миторама состоит из подмоторных брусьев (а на фиг. 592) и опорной системы, представляющей собою ряд стержней (b, с, d и др. на фиг. 592).
Подмоторные брусья идут параллельно оси мотора, и к ним крепится картер на болтах. Опорная система представляет рймную или ферменную пространственную конструкцию, связывающую подмоторные брусья доуг с другом и в узлами крепления рамы к передней части фюзеляжа или крыла.
Подмоторные брусья рассчитывают как балки, нагруженные поперечными, а иногда продольными силами. Расчет опорной системы требует применения
421
способов расчета статически неопределимых пространственных рамных и ферменных систем и обычно вследствие многократной статической неопределимости бывает связан с рядом допущений.
На фиг. 592 показана сварная моторама самолета Фэйри Фокс. Для большей надежности конструкции ка>едый узел усилен наварными пластинками. В наиболее нагруженных узлах концы труб усиливаются втулками а (фиг. 594).
Рациональным конструированием количество стержней моторамы может быть сведено к минимуму, благодаря чему и вес ее получается небольшим’.
В эксплоатационном отношении сварная конструкция мотоустановки весьма удобна.
На фиг. 595 показана моторама самолета Бернар-82 и узлы крепления ее. Подмоторные брусья а соединены между собою распорной рамой b для разгрузки картера от боковых сил (случай Нм.у)- Опорная система состоит из труб с, d, е, / и т. д.
На фиг. 596 показана конструкция моторной рамы гоночного самолета Глостер IV-B. Дуралюминовыс подмоторные брусья а склепаны из отдельных профилей и связаны двумя легкими рамами бис. Подмоторные
брусья поддерживаются сверху и снизу системою дуралюминовых труб, концы которых крепятся не только к фюзеляжу, но и к узлу шасси d, благодаря чему шасси воспринимает большую часть нагруеки моторной установки. При небольшом весе вся установка достаточно жестка и прочна, что особенно важно при покадке. '
Фиг. 595.
Подмоторная рама для перевернутого мотора показана на фиг. 597. Перевернутые моторы имеют прочно скрепленные с картером точеные штыри а, которые зажимаются в подшипниках Ь, укрепленных на подмоторных брусьях с. По проточенной канавке на шейке штыря проложено резиновое кольцо, поглощающее вибрации мотора. Картер мотора является силовым элементом, расположенным между подмоторными брусьями.
Клепаная дуралюминовая моторная установка истребителя Мюро-170 под мотор Испано-Сюиза 500 л. с. (фиг. 598) очень жестка, но такие рамы весьма дороги.
422
Моторные рамы под звездообразные моторы
Моторные рамы под звездообразные моторы (фиг. 593} обычно состоят"'из кольца а, к которому крепится болтами картер мотора, и из ряда прямолинейных подкосов Ь, с, d, соединяющих кольцо с опорными узлами. Узлы (в большинстве случаев четыре) примыкают к соответственным узлам передней части фюзеляжа или крыла. Кольцо делается сварное из стальных труб или клепаное. Подкосами .обычно являются трубы, соединенные с кольцом и узлами сваркой, заклепками или болтами. При определении расчетной схемы кольцо считается абсолютно жестким на все виды деформации. Это положение оправдывается размерами сечения кольца и, кроме того, жесткостью картера мотора, который в расчет не вводится, но, несомненно, противодействует деформациям кольца и усиливает его.
Фиг. 599.
Подносы, крепящие кольцо, при определении усилий считаются работающими как ферменные стер?кни с шаровыми шарнирами на концах. Это допущение близко к действительности для подкосов с болтовыми узлами. Для подкосов со сварными и клепаными узлами это допущение приходится вводить, так как отсутствуют данные о действительной жесткости узлов и предположение об абсолютной жесткости узлов сильно усложнило бы расчет, часто не будучи более близким к действительности, чем предположение о шарнирности узлов. При расчете на продольный изгиб подкосы со сварными и клепаными креплениями можно считать полузащемленными по концам.
Наличие болтовых соединений с наконечниками для регулировки длины подкосов вызвано желанием избежать возникновения напряжений, появляющихся в элементах статически неопределимых ферм вследствие изменения длин стержней при остывании после сварки. Постановка всех подкосов на болтах невыгодна, так как наличие болтов всегда связано с возможностью появления люфтов и разбалтывания мотоустановки.
На фиг. 599 показана сварная моторама самолета Фокер-С-У под мотор Юпитер. В этом случае мотораму пришлось сильно вынести вперед и ввести дополнительную пространствен^ ю ферму, состоящую из стержней a, b, с, d и др.
Моторная рама состоит из наружного кольца и системы стержней. КиЛоцо согнуто из стальной трубы, к которой приварены девять коробчатых зажимов для девяти болтов. От кольца отходит назад к фюзеляжу система трубчатых стержней в виде двух пролетов с промежуточной поперечной панелью. Эту моторную раму можно снять, вынув четыре болта из узлов крепления рамы г фюзеляжу, и заменить ее моторамой под рядный мотор водяного охлаждения.
421
При установке мотора на крыле мото рама получается несколько сложнее,, чем при установке его на фюзеляже.
Если моторная установка находится в передней части фюзеляжа, то между ней и фюзеляжем устанавливается противопожарная перегородка для того, чтобы в случае вспышки в карбюраторе огонь не мог быстро дойти до бензиновогс» бака, который очень часто располагают между мотором и летчиком.
Эта противопожарная перегородка обычно состоит из асбестового листа толщиной 2 мм и двух листов дуралюмина или стали толщиной от 0,3 до 0,5 мм, склепанных между собой. В местах прохода через огнеупорную перегородку, трубопроводов и тяг необходимо стаьить набивные кольца или втулки для предотвращения нагревания и уменьшения возможности прохода пламени через отверстия. Сами отверстия должны быть по возможности меньшими. Тяги, проходящие через огнеупорную перегородку, должны иметь лишь чисто осевое поступательное или вращательное движение.
Для уменьшения возможности пожара всасывающие окна карбюратора должны выходить совершенно за предСИй капотов мотора, а вся проводка зажигания и магнето должны быть размещены таким образом, чтобы исключить возможность просаиивани'я на них бензина и масла и образования искры между проводкой и металлическими частями самолета. Проводники, в особенности тока высокого напряжения, должны прокладываться таким образом, чтобы их нагрев был невозможен.
Узлы крепления моторной рамы с амортизацией
Для погашения сотрясений, возникающих в моторной раме от неравномерной работы циллндрсв мотора и от резких переходов с одного режима работы мотора на другой, а также во избежание появления резонанса между моторамой и основным агрегатом, моторама крепится к мотору и к фюзеляжу или крылу через эластичные прокладки.
Конструкция узлов крепления моторамы должна предусматривать амортизацию как вдоль оси по стержням, так и в тангенциальном и радиальном направлениях для погашения неравна мерности крутящего момента.
В простейшем виде амортизаторы от осевых сил выполняются в виде заключенных в металлическую тонкостенную обойму, а иногда и без обоймы (фиг. 600), шайб из эластичных материалов (кожа, фибра, резина и др.). Такие прокладки далеко не полностью погашают возникающие колебания.
Фиг. 601.
Фиг. 600.
Радикальным способом предупреждения вибраций моторных установок является применение амортизаторов, работающих на осевые, радиальные и тангенциальные усилия.
В наиболее часто применяющихся теперь резиновых амортизаторах резину надо устанавливать так, чтобы она работала не на сжатие, а на сдвиг, потому что в этом направлении она обладает наилучшими и наиболее стойкими демпфи руюшими свойствами.
На фиг. 691 показана заделка резинового амортизатора а в .двух стальных втулках b и с. Заделка резипы между втулками производится вулканизацией ее в заготовительном цехе. Такая заделка резины часто применяется на самолетах фирмы Нортроп. Наружной -втулкой b амортизатор прикрепляется к агрегату, к которому крепится моторама, а вильчатое ушко моторамы крепится болтом, проходящим через внутреннюю втулку с.
422
Резина в такой конструкции амортизатора от осевых усилий работает-на сжатие, а от усилий крутящего момента — на сдвиг. В собранном виде узел крепления моторамы самолетов фирмы Нортроп показан на фиг. 602, где а—подкосы моторамы; b — вильчатое ушко моторамы; с — описанный выше амортизатор и d— шеки крепления амортизатора к фюзеляжу.
Фиг. 602.
На фиг. 603 и 604 показаны амортизаторы, работающие раздельно на осевы i усилия (фиг. 604) и на усилия от крутящего момента (фиг. 603).
Изображенные на фиг. 603 амортизаторы представляют собой резиновые втулки а, монтированные на кольцо b моторной рамы в гнездах с. Амортизаторы состоят из двух резиновых втулок а овальной формы, надетых на стальные втулки d
426
болта крепления мотора е и шайб /, g и й. Шайбы подложены под головку болта и лапу мотора и опираются на торцевую поверхность стальной втулки d и заплечики резиновых втулок а.
На фиг. 604 показана осевая амортизация В узлах А и А' соединения моторной рамы а с фюзеляжем или крылом b монтируются резиновые подушки с.
Амортизаторы состоят из двух резиновых колец с. надетых на ушковый болт d крепления моторной рамы, и шайб ей/.
Фкг. 604-
Таким’образом осевые усилия амортизируются в узлах крепления моторамы к фюзеляжу (крылу), а усилия от крутящего момента — в узлах крепления мотора к кольцу мото рамы.
М При наличии указанных амортизационных устройств в моторных узлах необходимо обеспечить эластичность креплений тяг и трубопроводов.
§ 5. УДЛИНЕННЫЕ 'ВАЛЫ И СХЕМЫ,ТРАНСМИССИЙ В ЦЕНТРАЛЬНЫХ МОТОРНЫХ УСТАНОВКАХ >
F3 Применение удлиненных валов и моторных трансмиссий позволяет рационально расположить винты относительно крыла и фюзеляжа и решает радикаль-
ным образом вопрос об уменьшении лобового сопротивления самолета. Моторные трансмиссии в авиации и в воздухоплавании имеют довольно большую историю. Еще самолет братьев Райт имел передачу от мотора, расположенного по середине самолета, на два винта, размещенные по бокам коробки крыльев.
427
С конструктивной стороны интересно применявшееся на самолете русского конструктора Слесарева и на некоторых немецких больших самолетах периода империалистической войны размещение всех моторов в специальном машинном отделении фюзеляжа. Моторы устанавливались в зависимости от их количества в несколько рядов или в один ряд и могли свободно обслуживаться в полете персоналом. Винты устанавливались на крыльях или на стойках коробки, и передача к ним от моторов осуществлялась либо жесткими валами с коническими шестернями, либо с помощью цепей.
После войны развитие таких мотоустановок приостановилось из-за трудности осуществления трансмиссионных передач.
На фиг. 605 и 606 показаны возможные схемы установки винтов v самолетов с трансмиссионными [передачами.
' После мировой войны на больших самолетах Форд-14-А и Юнкере G-38 (фиг. 607) были установлены промежуточные валы между мотором и винтом. В самолете G-38 моторы размещены внутри крыла, винты же вынесены далеко вперед перед крылом, что сильно улучшило аэродинамику. Сравнительно недавно были выпущены одноместный истребитель Вестленд с промежуточным валом между мотором и винтом и самолет Дорнье ДО-18 (фиг. 608) с удлиненным валом у толкающего винта. На XV авиационной выставке в Париже (1936 г.) был выставлен голландский одноместный истребитель Коольховен ФК-55 (фиг. 609), в котором мотор, расположенный за летчиком в центральной части фюзеляжа, приводит в действие два металлических винта, вращающихся в разные стороны, при помощи вала длиной 1,75 м.
Такое расположение мотора улучшает аэродинамику самолета и его маневренность, а также предоставляет больший обзор пилоту.
На многомоторных самолетах моторные трансмиссии дают возможность осуществить доступ к моторам в полете, что увеличивает в большой степени надежность и безопасность полета.
Посадить пилота впереди мотора и тем самым предоставить ему идеальный обзор в одномоторных самолетах опять-таки возможно путем применения удлиненного вала. Расположение мотора вблизи ц. т. уменьшает момент инерции самолета и улучшает его маневренность. Удлиненные валы позволяют без особых затруднений получить удовлетворительную центровку гидросамолетов, самолетов типа летающее крыло и одноместных самолетов с тяжелым мотором. Несмотря на все преимущества моторных трансмиссий, они, однако, до сего времени
42Я
не получили широкого применения из-за конструктивных трудн >сте.т л механических потерь.
Фиг. 009
Ниже излагаются основные соображения, которые должен иметь в виду кон-тгруктср.
Удлиненные вапы
Наиболее простой и достаточно исследованной моторной трансмиссией является установка с удлиненным валом, удовлетворяющая в значительной мере требованиям аэродинамики и эксплоатации.
Конструкция удлиненного вала показана на фиг. 610. Вал а присоединен к мотору через муфту Ь. Вблизи втулки винта расположен подшипнике, опирающийся -.а ферму d через рессоры е. Наличие упоугих элементов между фермой и подшипником создает определенность режима поперечных вибраций уста- г новки и дает возможность воздействовать на этот режим
Основная трудность выполнения удлиненных валов состоит в сложности устранения вибраций фермы. поперечных вибраций вала и крутильных вибраций системы удлиненного и коленчатого валов. Вес этих частей установки должен быть по возможности наименьшим.
Бооьба с вибрациями в основном сводится к следующему:
1) увеличение или понижение жесткости конструкции, для того чтобы критическая скорость вращения вала не совпадала с режимом, соответствующим рабочему числу оборотов;
2) применение демпферов, которые поглощали бы работу вибрации, и применение материалов с высоким гистерезисом; нужно иметь в виду, что лучшие стали обладают малым гистерезисом;
3) использование конструкций и материалов, не подчиняющихся закону Гука и потому неспособных гармонически колебаться.
На удлиненный вал действуют вес передачи и винта, крутящий момент мотора и гироскопический момент винта. Соотношение этих сил меняется в зависимости от длины вала и типа самолета. Во избежание усталости материала,коэфициенты запаса прочности должны быть порядка 6—В. Рассчитывая вал, необходимо учесть возможность наличия некоторой искривленности оси и возникновение вследствие этого моментов от центробежных сил
424
В американских нормах для одномоторных само/ етов при применении удлиненного вала предусматривается расчет последнего на случай удара при капоте самолета на посадке.
Величина гироскопического момента пропорциональна угловой скорости самолета и зависит от типа самолета.
Предельной величиной угловой скорости для' самолета можно считать 2х в секунду, т. е. величину, указываемую английскими источниками. Эта угловая скорость получается у истребителя при штопоре.
• ри современных мощных моторах вес 1 пог. м удлиненного вала ориентировочно можно принимать равным 15—20 кг.
Центральные моторные установки
При центральной моторной установке моторы размещены в одном месте (например по середине фюзеляжа) и мощность их передается на винт или на винты
Фиг- 611.
Фиг. 612. Трансмиссия самолета Линкс-Гофман.
I—моторы, 2—зубчатая передача, з—муфта гвгоодного хода t—гибкая муфта, 5— кожух вала винта
при помощи специальной трансмиссионной передачи, Передача мощности от одного источника на несколько винтов весьма выгодна для скоростных самолетов, потому что позволяет подобрать диаметры винтов так, чтобы свести к минимуму концевые
потери винтов.
На фиг. 611 показана схема расположения винтов на самолете Юнкере В-33 с центральной моторной установкой. Такая схема очень удобна для военного двухместного самолета.
Фиг. 614. Трансмиссия самолета Сименс-Шуккерт.
1—коническая передача, 2—г.ро-межуточный вал, о—карданное соединение, 4—муфта.
На фиг. 612 показана схема передачи мощности от четырех моторов на один вал с одним винтом на самолете Линке-Гофман. Схема передачи мощности от каждого мотора (при центральной их установке) на отдельный вин. показана на фиг. 606 (самолет Сименс-Шуккерт).
430
На фиг. 613 и 614 приведены еще две схемы раздачи мощности на винты (смешанные) в самолетах Сименс-Шуккерт с центральными‘моторными установками.
На самолетах с центральными моторными установками и с одним центральным валом необходимо устанавливать винты с регулируемым в полете шагом, так как в случае остановки одного мотора винт окажется слишком тяжелым и число оборотов вала снизится. Для облегчения за-
пуска моторов необходимо ставить у мотор 'в муфты свободного хода.
При наличии центоаль-ной установки моторов можно производить ремонт одного из моторов в полете. что увеличивает безопасность регулярного воз-
фиг 615
душного передвижения.
Весьма интересна примененная в самолете макки Кастольди передача мощности от дьух моторов на два винта (фиг. 615), вращающиеся в разные стороны. При такой передаче удалось избежать основной трудности, заключающейся в малой жесткости самолетных ферм, поддерживающих подшипники и редуктор передачи. Вся конструкция трансмиссии в этом самолете опирается на картер мотора, и такая схема получается более жесткой, чем во многих стационарных
передачах.
Расположение винтов этого самолета в непосредственной близости к моторам ухудшает аэродинамику.
В качестве валов для трансмиссий выгоднее всего применять тонкостенные хромомолибденовые трубы. Валы должны быть весьма точно обработаны и дина-
Фиг. 616. фиг. 617. мически сбалансированы.
। Вследствие сравнительно
небольшой жесткости конструкции самолета в полете возможны значительные деформации его деталей и смещения агрегатов. Поэтому конструкция соеди-
нительных муфт должна обеспечивать нормальную работу передач при наличии перекосов. Примером таких муфт являются муфты Гарди и Фальк-Ьиби.
Муфта Гарди (фиг. 616) представляет собой шарнир, работающий без трения.
Эта муфта изготовляется из стальных листов и способна передавать значительные
крутящие моменты. Вес и габариты ее весьма незначительны, но она не допускает
параллельного смещения осей и, кроме того, очень жестка на кручение.
В муфте Фальк-Биби (фиг. 617) ведущий диск соединяется с ведомым посредством пластин, параллельных оси вала. Эти пластины заложены в гнезде с криволинейным очертанием по радиусу, величина которого зависит от допускаемого напряжения и толщины пластин. Широкое применение этих муфт в различных областях машиностроения объясняется тем, что они допускают значительные перекосы и смещения соединяемых валов. Помимо этого необходимо отметить,
что жесткость данных муфт может изменяться путем установки пластинок раз-личной толщины. Вследствие криволинейных очертаний гнезд углы закручивания муфты не пропорциональны крутящему моменту, и, следовательно, муфгы не могут гармонически колебаться и оезонировать. Достоинства этой муфты Как шарнира также очень высоки, потому что при перекосе одного диска -муфты относительно другого пластинки слегка изгибаются в плоскости наименьшей жесткости, а в направлении наибольшей жесткости они проскальзывают в пазах-Пластинки изготовляются из рессорной стали. Помимо муфт Фапьк-Биби в аме*
431
риканских конструкциях применяется муфта Алисона, близкая по своим качествам к муфте Фальк-Би§и.
В установках с передачей мощности от нескольких моторов на один винт .муфты свободного хода необходимо ставить у каждого мотора. При наличии муфт -свободного хода можно просто и быстро запустить каждый мотор в отдельности.
Необходимой частью трансмиссионной передачи от группы моторов на один центральный вал является редуктор. Диаметры шестерен редукторов получаются довольно большими. Расстояние между осями валов при современных авиационных моторах получается 70Э—800 мм; ббльшая шестерня имеет при этом диаметр около 300—400 мм, т. е. примерно в 2 раза больше диаметра шестерни редуктора авиамотора. Соответственно уменьшается окружное усилие, но возрастает окружная скорость. Все же окружная скорость в этих редукторах ниже окружных скоростей редукторов для многооборотных турбин. Опыт показал, что редукторы моторных передач конструктивно более просты и надежны, чем редукторы авиационных моторов.
При трансмиссионной передаче от нескольких моторов тяга винта может получиться настолько значительной, что ни один из существующих подшипников качения не сможет ее воспринять. В этих случаях можно применять упорные подшипники Митчеля. Такой подшипник иногда может оказаться более легким по весу, чем любой другой.
Глава II
’ ПИТАНИЕ ГОРЮЧИМ И СМАЗКОЙ
§ 1. БАКИ ДЛЯ ГОРЮЧЕГО
В больших многомоторных самолетах запас горючего составляет несколько тонн. Размещение горючего в самолете, в особенности при больших его количествах, является делом весьма сложным. Бак для горючего представляет собой одну из важнейших и ответственнейших частей самолета. Малейший дефект конструкции или изготовления может вызвать течь баков, которая, не говоря уже о громадной пожарной опасности, может повлечь вынужденную посадку и поломку самолета и сорвать выполнение задания. Повреждение баков для горючего пулей или осколком снаряда может вызвать немедленный пожар самолета и во всяком случае вынужденную посадку.
Надежность баков, удобство заливки и спуска горючего и возможность легко заменить и отремонтировать баки являются непременными требованиями, предъявляемыми к каждому самолету.
Технические Требования, предъявляемые к бакам
Основные технические требования, предъявляемые к бакам, сводятся к следующему:
1. Баки должны иметь наименьший jgec при заданной емкости и прочности.
2. Должны быть обеспечены полная непроницаемость и прочность баков в условиях эксплоатации.
3. Установка и съемка баков должны отнимать минимум времени; подход к бакам при осмотре и обслуживании должен быть удобным.
4. Конструкция баков должна быть простой и допускать быстрый и несложный ремонт их.
5. Баки должны размещаться возможно ближе к Ц. т. самолета; расход бензина не должен отражаться на равновесии самолета в полете.
6. Баки должны размещаться возможно дальше от мотора.
432
7. Должна быть обеспечена возможно более быстрая заливка горючего в баки. Скорости подачи горючего при заправке самолетов за последние годы значительно увеличиваются; в настоящее время автомобиль-заправщик может подавать до 4U0 л/ мн.
8. Баки должны иметь приспособление для быстрого опоражнивания их и летко сниматься без разборки крыла. Должна быть предусмотрена (при необходимости) возможность сбрасывать баки в полете.
9. Внутри баки должны иметь перегородки для того, чтобы переливание бензина (при различных эволюциях самолета^ не производило изменений в центровке самолета и не выпучивало стенок бака.
10. Количество баков должно быть минимальным. При наличии нескольких моторов, питаемых разными баками, должна быть обеспечена воз ложность переключения и питания каждого мотора из любого бака.
11. Е каждом баке должны быть предусмотрены:
а) пробка для наполнения, снабженная достаточным отверстием для выпуска воздуха; а для самолетов, летающих на спине, — клапан;
б) съемные фильтры при входе и выходе горючего;
L’ в) быстро открывающийся кран для спуска горючего; этот коан должен иметь запор для открытого и закрытого положений;
г) показатель уровня горючего, быстро выключающийся в еддчае возникновения опасности течи;
д) спускная пообка большого диаметра в отстойнике в наиболее низкой точке днища;
е) кожаные и резиновые (иногда войлочные) прокладки в местах касания лент подвески.
12. Должна быть обеспечена подача горючего во всех положениях самолета на всех высотах и при всех температурах.
13. Подача горючего должна происходить под давлением — при помощи помп или самотеком, в последнем случае минимум напора до верхнего уровня карбюратора в конце полета должен соответствовать формуле:
Я = 0,0015 10,
где R — давление в г/см2-; V — максимальная скорость самолета в км/ча1', Производительность помп должна быть, по крайней мере, в 2 раза больше необходимого расхода горючего.
14. Должен быть предусмотрен переход от одного способа питания к Другому, в случае двойного питания (самотеком и при помощи помп) необходимо предусмотреть в конструкции наличие трехходового крана.
15. Перед самым карбюратором и при выходе из бака должны устанавливаться краны для остановки притока горючею или для осмотра Трубопровода без выпуска горючего из баков.
1G. Весь бензин, могущий вытечь из системы при запуске или работе мотора, должен полностью и немедленно выводиться наружу.
Конструкция баков:
Материалом для баков долгое воемя служили луженое или оцинкованное железо, латунь и медь. Баки из этих материалов изготовлялись путем пайки или сварки, но вес их получался значительным и составлял в среднем от 10 до 15% веса заключающейся в них жидкости. Поэтому стали применять дуралюми-новые клёпаные баки. Эти баки довольно легки и достаточно прочны. Непроницаемость таких баков доспи ается установкой между склепываемыми листами прокладок из пропитанной спиртовым раствором шеллака плотной’ ватмановской бумаги или из листового алюминия. Швы клепаных баков для горючего все. да двухрядные, причем заклепки во избежание повреждения листов при клепке (обычно толщина листов 0,5—1,5 мм) и для большей плотности ставятся на шайбах. Вес дуралюминового бака составляет в среднем от 6 до 10% веса помещающейся в нем жидкости. .
Конструкция самолетов. -228—28 433
Баки для горючего изготовляют и сварными из тонкой (от 0,1 до 0,2 мм) листовой нержавеющей стали. Вес этих баков получается даже меньшим, чем дуралюминовых. /
В настоящее время для изготовления баков применяют следующие материалы;
дуралюмин листовой алюминий листовой электрон листовой . луженую жесть . . нержавеющую сталь (энерж) латунь ....................
красную медь . .
толщиной 0,5—1,5 мм
» 0,8—2,0 »
» 0,5—2,0 » \
ft 0,3—0,8 »
» 0,15 »
» 0,2—2,0 »
» 0,5—2,0 »
Если бак на самолете будет работать под давлением, то он должен быть испытан под давлением 0,5 ат. Остальные баки испытываются под давлением,
вычисляемым по формуле:
где р — испытательное давление в ат; у — удельный вес топлива или смазки; h — высота бака в м; п—перегрузочный коэфициент для случая А<р.
Испытывают баки по стандартным техническим условиям, заполняя их керосином или нагнетая в них воздух и проверяя плотность ibbobJ в водяных ваннах.
Главными элементами конструкции баков являются: обичайка, днища и
Фиг. 618; перегородки (фиг. 618). Кроме того, вся-
кий бак имеет арматуру, расположенную как внутри, так и вне его (отстойники, внутренний трубопровод, усиливающие профили и др.). Самым ответственным элементом бака являются швы обичайки,
Фиг. 619.~ • f днищ, переборок и швы присоединения к баку деталей арматуры (например отстойника,* горловины и др.).
434
Конструкция шва определяется материалом, из которого изготовлен бак. Баки из меди, латуни и жести имеют паяные одинаковые швы (фиг. 619). Иногда на швы А и В после пайки ставят заклепки. Это ошибочно. Швы паяных баков и так достаточно прочны. Постановка заклепок утяжеляет, усложняет и удорожает баки. Рекомендуется применять наиболее простые швы. Швы со многими загибами могут вызвать образование трещин в материале и появление течи.
Паяные баки чрезвычайно легко ремонтировать, что очень важно в эксплоа-тации. Вес паяных баков весьма велик. Наиболее легкими из них являются жестяные баки, имеющие поэтому наиболее широкое распространение. Из латуни и меди баки в настоящее время почти не делают.
На фиг. 620 показаны применяющиеся в настоящее время швы дуралюмино-вых клепаных баков. Непроницаемость и прочность шва достигаются применением дуралюминовых бочкообразных заклепок и установкой различного рода прокладок. Под головки заклепок подкладываются дуралюминовые шайбы толщиной 1,5 мм. Между двумя рядами заклепок делается рифтовка, в которую закладывается прошеллаченный шнур. Шайбы с заклепками располагают так, чтобы несколько поджать этот шнуц. Между склепываемыми листами кладется прокладка из прошеллаченного ватмана. В последнее время прокладки из про-шеллаченного ватмана заменяются прокладками из алюминия (например французский шов Девуатин, показанный на фиг. 621). Швы масляных баков делаются однорядными.
Достоинством дуралюминовых клепаных баков является малый вес их, а недостатком—невысокая надежность швов, которые при плохой клепке протекают.
г.г
• Со
Фиг. 621-
раз личные варианты швов.
Другим недостатком этих швов является чрезвычайно трудный их ремонт. Пробитый бак может быть отремонтирован только путем установки заплатки на заклепках, так как надежной сварке и пайке дуралюмин не п ддается.
Баки алюминиевые и электронные изготовляются при помощи газовой сварки. Эти баки весьма прочны и непроницаемы. Сварка алюминиевых и электронных баков несколько различна. На фиг. 622 показаны Не следует применять швов, не обеспечивающих прочности. Шов Е (фиг. 622) является непрочным, потому что при наличии внутреннего давления он легко раскрывается. То же можно сказать и в отношении шва К. 1т,ов L применяется с успехом при изготовлении масляных баков для скреплениЛ,пища с обичайкой. Загиб донышка внутрь до места сварки очень полезен, потому что стенка дна отводит часть тепла при сварке. Вес сварных электронных и алюминиевых баков почти равен весу клепаных дуралюминовых, производство же их значительно дешевле.
Баки из нержавеющей стали относятся также к сварным; непроницаемость и прочность шва достигаются здесь применением роликовой электросварки. На фиг. 623 показаны типовые швы. По весу эти баки довольно легки, а ремонт их весьма прост;- *
435
Фирма Парамоунт после нескольких лет экспериментальных работ сконструировала дуралюминовый бак оригинальной конструкции. Этот бак отличается большой упругостью, прочностью и совершенно новым способом соединения внешних элементов конструкции с внутренними (фиг. 624). При такой конструкции исключена возможность появления трещин и разрывов, обычно наблюдаю-
Перед сваркой
После сварки
Яетроволыю н-------------
неправильно
fi
Перед сборкой
?
J) Неправильно
К
Обичпйка
Обечайка
Перегородка
После сварки-правильно
После сварки-неправильно
Обичайка
Обичайка
Неправильно
. х) Французский недрибивьный шсв
Щихся в пргусгике от слишком высокой жесткости бака. Качество этого бака проверено опытами, при которых бак выдержал 100-часовую непрерывную вибрацию, а при сбрасывании с высоты дал избыток прочности 1,8 *.
Для уменьшения быстроты переливания жидкости при резких наклонах самолета и для увеличения жесткости бака внутри его ставятся продольные и поперечные переборки с отверстиями для прохода жидкости и воздуха (фиг. 625). Применяются также ферменные Перегородки, причем ферма образована из про-
Фи». 623.
Фиг. 624.
При вертикальном расположении перегородок необходимо делать отверстия вверху их для прохождения воздуха при наполнении бака, а внизу — для прохода бензина при опоражнивании бака.
При установке бака на самолет необходимо, помимо надежности крепления его к крыльям или к фюзеляжу, возможно лучше изолировать его от вибраций,
1 «Техника воздушного флота», № 7, 1936.
436
т. е. ставить его на мягких или эластичных прокладках. При жесткой установке баков обычно вскоре появляется течь в швах и в соединениях с трубопроводами, а также повреждаются и сами трубопроводы. Баки устанавливают на прокладках из асбеста, войлока, резины или толстой плотной материи. Часто баки
крепятся при помощи металличе-
ских лент, плотно охватывающих бак в местах расположения переборок жесткости (фиг. 626).
На фиг. 627 показан бак, устанавливающийся на кронштейнах а.
Размещение бака в самолете зависит от особенностей последнего, но всегда необходимо предусматривать, чтобы по мере расходования топлива не изменялось заметно положение ц. т. самолета.
Баки могут быть размещены в носке крыла; в этом случае баком будет занято все пространство меж-
ду носком крыла и передним лонжероном. Таким бакам придают Фиг. 625.
форму поперечного сечения, совпадающую с профилем крыла. Эти баки не прячут под обшивку, они сами являются наружным контуром крыла. Недостатками такого расположения являются i мическими силами и участие в работе '
всего крыла. Помимо того баки такого Ц
типа требуют весьма тщательного выпол- I
нения для сохранения очертания профиля '' ||| k iij
нагруженность баков аэродина-
Фиг. 626.
Фиг. 627.
крыла. Требование прочности соединения баков с лонжероном заставляет баки участвовать в изгибе всего крыла, что может явиться причиной течи их.
В качестве примера такого расположения баков может служить размещение баков в крыле самолета S-42 Sikorsky. В самолете Блэкберн-Данкансон лонжерон представляет собой дуралюминовую трубу круглого сечения (фиг. 628); центральная часть этого лонжерона служит баком для горючего. Лонжерон (вернее — несущая часть) крыла самолета Кельнер-Бешеро (фиг. 629) также использован для размещения горючего.
Как в баках для горючего, так и в масляных баках необходимо предусмотреть небольшой отстойник, в котором будут скопляться грязь, механические примеси и вода, попавшая в бак вместе с топливом или появившаяся в результате конденсирования водяных паров, содержащихся в воздухе.
•437
Горловина для наполнения бака должна быть диаметром (живого сечения) от 50 до 100 мм в зависимости от емкости бака и имвгК сетчатый фильтр (16— 20 ниток на 1 пог. см). Чтобы избежать вакуума в баке по мере расходования у топлива, необходимо предусмотреть отверстие, через которое бак будет сообщаться с наружным воздухом или с другим баком. Расположение заливных горловин должно удовлетворять требованиям удобства наполнения баков.
Для замера количества топлива во время полета в баке ycrai авливаются бензиномеры.
Как в военных, так и в пассажирских самолетах в целях пожарной без-i( опасности желательно крепление баков выпол шть так, чтобы летчик мог быстро сбросить баки с самолета.
Фиг. 629-
Для военных самолетов весьма важна защита баков от пробивания пулями и осколками снарядов. Весьма надежной защитой является броня, но чрезмер-ный вес заставляет от нее отказываться. Воспламенение горючего в баке происходит в том случае, когда пуля попадает в пространство над горючим, заполненное смесью паров горючего с ьоздухсм. Попадание же пули в горючее не влечет за собой возгорания его. Для предотвращения дальнейшего распространения пламени применяют установки бака, дающие возможность летчику, как было указано выше, сбросить бак с самолета в любой момент. Узлы крепления таких баков имеют специальные устройства — замки, конструкция которых весьма разнообразна. Если почему-либо^, нельзя установить сбрасываемый оак,
ч
438
Фиг. 630. Фиг. 631.
такого рода очень тяжелы и имеют толщину 20—
то в баках устраивают специальные люКИ дл^ быстрого и безопасного выливания горючего при пожаре
Как было указа’но, причиной пожара является возгорание смеси паров горючего с воздухом внутри бака во время попадания пули; если по мере израсходования горючего вводить* в бак не воздух, а какой-нибудь инертный газ, например азот, то пожар будет предотвращен.
Имеется несколько патентов, предусматривающих специальные покрытия баков, предотвращающие течь при попадании пуль. Почти все эти патенты используют свойство резины затягивать отверстие, образованное пулей, так что горючее через него вытекает медленно. Разместив между двумя такими резиновыми слоями, обтягивающими бак, слой густого, текучего, патокообразного материала, можно рассчитывать, что образовавшееся отверстие заклеится.
Но защитные покрытия
30 мм, а поэтому их применяют неохотно. Предохранительное покрытие баков— каучуковое с желатиновой прослойкой фирмы Cima — имеет толщину 12 мм; при испытаниях оно показало удовлетворительные результаты.
Во Франции применяется мягкая комбинированная оболочка бака, которая гасит скорость пули и предохраняет от больших разрывов стенок бака пулей. Эта оболочка состоит из следующих слоев: 1) гофрированная бумага, 2) редкая нитяная сетка, 3) прорезиненная ткань, 4) гофрированная бумага, 5) редкая нитяная сетка, 6) двухслойная резина — сырая и вулканизированная; 7) сетка из шпагата, 8) гофрированная бумага, 9)
-Обичайка редкая нитяная сетка, 10) двухслойная резина—сырая и вулканизированная, И) прорезиненная ткань и 12) сетка проволочная.
Жесткая установка допускается тольку Ъфтовка 4ля баков малого объема. При установке же крупных баков необходимо, как уже говорилось выше, предусмотреть амортиза-
Фиг. 632- Фиг. 633. цию по всем направле-
ниям. Для амортизации применяются, главным образом, резина, дюрит и войлок.
Установка бака производится при помощи кронштейнов, прикрепленных к бакам, или посредством подвески баков на лентах.
К баку кронштейны присоединяются на заклепках, причем к паяным бакам кронштейны, кроме того, припаиваются. Кронштейны в местах прилегания к баку необходимо лудить.
Кронштейны к дуралюминовым бакам приклепываются с прокладкой из прошеллаченного ватмана. Лучше всего кронштейны располагать в местах наибольшей жесткости бака, а именно по углам бака. На фиг. 630 изображен кронштейн для крепления вертикального бака. Под кронштейн с внутренней стороны бака ставится металлическая подкладка для предохранения материала стенок от разбивания при клепке. Иногда усиливают место бака, где ставится кронштейн.
430
На фиг. 631 показан узел крепления бака с установкой резиновых прокладок. Основная амортизация должна быть предусмотрена в направлении наибольшей перегрузки.
Алюминиевые и электронные баки обычно крепятся путем подвески их на лентах (фиг. 632), так как ввиду малой жесткости материала бака трудно жестко закрепить на таком баке кронштейны. Этот метод крепления применим и для всех остальных баков — жестяных, дуралюминовых и др. Под ленты на баках необходимо делать рифтовку (фиг. 633), которая не позволит баку сдвинуться из лент в сторону. Места для лент на баке необходимо располагать против перегородок или днищ, чтобы стягиванием лент не мять обичайку.
Вес горючего и баков при расположении последних в крыле уравновешивает часть аэродинамических сил, т. е. разгружает крыло. Тем не менее при расчете прочности крыла следует учитывать только вес пустых баков, так как этот ч случай близок к истинному положению в конце продолжительного полета.
С другой стороны, при посадке самолета вес полных баков вызывает большие напряжения в лонжеронах крыльев. Поэтому и на этот случай нужно проверить крыло при расчете прочности самолета. *
§ 2. МАСЛЯНЫЕ БАКИ
Технические требования, предъявляемые к масляным бакам
К масляным бакам, как к резервуарам, предъявляют те же требования, что и к бакам для горючего. Дополнительно к ним предъявляются еще следующие требования: <
1. Масляные баки должны размещаться на некотором уровне над масляными помпами.
2. При отсутствии масляных радиаторов или иных устройств для охлаждения масла необходимо, чтобы хотя одна сторона масляного бака обдувалась встречным потоком воздуха.
3. Масляные баки должны идоеть ряд перегородок, недоходящих до верха баков, для возможности очистки и охлаждения масла при длительном полете.
4. На самолете, должно быть установлено не менее одного масляного бака на каждый мотор.
5. В каждом масляном баке должны быть предусмотрены:
а) пробка для наливания масла;
б) съемные фильтры у входа и выхода масла;
в) кран у выхода из бака, закрывающийся и открывающийся из кабины летчика; г) спускной кран или спускная пробка с большим выходным отверстием; д) отводная трубка для стока излишка масла;
е) кожаные или войлочные подкладки под узлы крепления.
6. Масло, которое тем или иным путем может вытечь из бака, должно немедленно отводиться наружу. ,
Конструкция масляных баков
В основном конструкция масляных баков такая же, как и баков для горючего, поэтому здесь будут описаны лишь отличительные особенности масляных баков.
f- Масляные баки должны содержать запас масла и собирать отработавшее масло после очистки и охлаждения. Хотя поступающее из мотора ма<;ло перед поступлением в бак уже профильтровано, но оно нуждается в дальнейшей очистке. Помимо этого отработавшее масло обычно бывает вспененным, потому что откачивающая помпа захватывает и масло и воздух. В таком состоянии масло занимает излишне большой объем и непригодно для нагнетания в мотор. Внутри масляного бака должны быть предусмотрены приспособления для удаления из масла пузырьков воздуха. Эти приспособления называются пеногасителями. В большинстве случаев пеногасители представляют полый цилиндр, внутри которого проходит конец обратного трубопровода. В этом цилиндре имеются окна с сетками, через которые и переливается масло, освобождающееся на сетках от пены. Нижняя часть цилиндра соединяется с отстойником, в котором оседают грязь и частицы металла, неотделенные фильтром.
440 ;
Конструкция пеногасителей может быть самой разнообразной. Основной принцип их действия — разлив масла по возможно большей поверхности для удаления из чего пузырьков ьоздуха.
Отстойник должен устанавливаться там же, где в баках для горючего, и и 1еть спускной кран для слива отстоя.
Масляный бак соединяется с атмосферой дренажной трубкой диаметром 10—12 мм для удаления воздуха, принесенного маслом, и для поддержания в баках атмосферного давления. Вс избежание выбрасывания за борт самолета большого количества масла иногда дренажную трубку соединяют с полостью картера.
Конструкция арматуры баков как масляных, так и для горючего (горловины, отстойники, фильтры, фланцы и др.) предусмотрена стандартами и нормалями, которыми и следует пользоваться. К специальным конструкциям нормализованных частей и деталей Сака можно прибегать лишь в особых случаях, давая каждый раз обстоятельные обоснования такого отступления.
- •*
§ 3. БЕНЗОПРОВОДКА И ЕЕ ДЕТАЛИ
Общие требования, предъявляемые к Сензопооводке
Для обеспечения подачи горючего к карбюраторам мотора нужно иметь некоторый напер, преодолевающий внутреннее сопротивление бензиновой системы. Подачу горючего из баков к карбюраторам можно производить несколькимь способами:
К зилиОочиой системе
Фиг. 634.
1. Можно создать сверхдавление в беках, нагнегая в них воздух При этом баки должны иметь редукционные клапаны для предотвращения чрезмерно иопьших давлений. Такие баки получаются тяжелыми, и, кроме того, пробоин? бака выводит из строя всю систему. Поэтому эта система в военной авиации не привилась.
2. Гсрючее может подаваться в систему самотеком в результате разности уровней горючего в баке и в карбюраторе. Эта система является наиболее надежи ,И. Разность уровней горючего в баке и в карбюраторе должна составлял 50—60 см.
3. Горючее может забираться из баков помпой, работающей от мотора. Обычно применяются помпы шестеренчатые, а в последнее время широкое рас-
— . ’ 441
пространение получили коловратные помпы. На каждый мотор ставятся две помпы; каждая из них обеспечивает полностью мотор необходимым максимальным количеством горючего.
Помпы должны быть расположены в нижней части мотора, чтобы бензин заполнял систему до начала работы мотора, в^противном случае необходимо иметь для запуска мотора еще специальную помпу, приводимую в действие летчиком.
Обычно каждая система подачи горючего почти независимо от типа мотора содержит ряд стандартных элементов. На фиг. 634 изображена принципиальная схема подачи горючего.
Для заливки горючего в систему на баке имеется заливная горловина, а для подачи горючего в мотор — выводной штуцер, с которым соединяется бензино-провод. В системе близко к бакам должен быть размещен перекрывной кран, позволяющий разъединять систему подачи горючего от бака.» Перед бензиновым насосом должен быть установлен фильтр, очищающий бензин от механических примесей. При применении бензиновых помп, которые только нагнетают бензин, не подсасывая его, устанавливают дополнительный ручной насос или дополнительный бачок, расположенный на шком уровне, чтобы было обеспечено заполнение системы до помп. При установке коловратного насоса необходим амортизационный бачок, поглощающий пульсацию при подаче горючего Коловратными и мембранными помпами.
Перед карбюраторами устанавливают пожарный кран для быстрого разъединения системы в случае возникновения пожара и появления пламени в карбюраторе. Между пожарным краном и карбюратором включают бензиномер, фиксирующий расход горючего.
Вея система питания должна быть герметичной и прочной. Для соединения отдельных трубопроводов и для направления горючего к нужному месту применяют трубки, краны и арматуру.
Система питания не должна быть сложной; она должна обеспечивать нормальное питание горючим на всех режимах полета. Проводка, состоящая из труб, должна быть легкой и прочной, не разрушающейся от вибраций и перегрузок в полете. Трубопровод должен быть герметичным до давления в 2 ат. Все соединения должны иметь минимальные габариты и вес. Детали должны быть взаимозаменяемыми и простыми в эксплоатации.
Конструкция бензопроводки и соединений
Трубопроводы для подачи горючего выполняются из красной меди и дуралю-мина. Редко применяют бензинопровод из алюминия.
Соединения трубопроводов. Применяется соединительная арматура нескольких основных типов: ниппельная, типа AM и Виккерс.
Ниппельное соединение (фиг. 635) состоит из ниппеля, напаиваемого на конец медной или латунной трубки, ниппельной гайки и штуцера. Штуцер может иметь нарезку или фланец. Гайка навертывается на штуцер, притягивая ниппель к конусной рассверловке штуцера и плотно соединяя их. Головка ниппеля делается полусферической или конусной. Конусные ниппели хуже.
Для отводов применяют угольники под углом 90°, а в месте стыка труб тройники, крестовины и пр. Ниппельная арматура стандартизована, но теперь 442
редко., применяется из-за жесткости соединения,^трудности ремонта и большого веса.
Арматура типа AM позволяет соединять концы трубок без пайки, но так как при этом способе соединения трубки работают на сдавливание, то эту арматуру нельзя ставить на трубках цз мягких металлов. Арматура типа AM может быть применена при дуралюминовых и железных трубопроводах. Соединение прямых концов труб (фиг. 636) состоит из корпуса а, уплотняющего кольца Ь, обжимающего конусного кольца с и штуцера d.
Уплотняющее кольцо состоит из резинового кольца с внутренней развальцованной свинцовой втулкой, предохраняющей резину от действия бензина. При завертывании штупер
нажимает на конусное кольцо и давит им на Фиг. 637.
уплотняющее ксльцо, которое сжимается и, деформируясь, обжимает арубку. Детали арматуры AM (линейные тройники, крестовины и угольники) стандартизованы. Они значительно легче ниппельных, проще в эксплоатации и достаточно надежны.
Соединение типа Виккерс, показанное на фиг. 637, предусматривает развальцовку кончов трубок. Непроницаемость соединения создается тутом посадки нажимного кольца на конец трубки.
Нумерация соединений в стандартах соответствует внутреннему диаметру проходных отверстий. Применяются следующие размеры бечзинопр оводов:
d, 2, 4, 6, 8, 10, 13, 16, 20, 2S, 32, 40, 50, 60, 70, 80.
Фиг. 630.
Фиг. 633.
Скопость бензина в трубопроводе не должна превышать 0,5—0,6 ж/сек. По американским нормам при расходе горючего до 115 г^час диаметр трубопровода должен быть не мечее 10 мм, при расходе от 115 до 230 л/час — не менее 12 мм v при расходе больше 230 л/час — не менее 16 мм.
На каждые 5 м длины трубопровода диаметр его увеличивают на 2 мм. На каждые 8 соединений в магистрали диаметр трубопровода увеличивают на 1 мм.
бензиновые краны. Краны являются одной из наиболее существенных и ответственных частей бензинопроводкь; они должны выть- легкими в управлении, иметь небольшой вес и не давать течи. Проходные краны должны запирать трубопровод. Пробковые краны, запирающие трубопровод при повороте на Г0° (фиг. 638), обычно текут. Применяются иногда игольчатые краны (фиг. 639). Весьма хорошим краном является кран ЦАГИ (фиг. 640). В нем основной трубопровод закрывается конусом. При открытии крана обратный конус закрывает доступ бензина в сальник. Корпус крана выполнен из дуралюмина, а игла и гайки — из латуни.
443
Для перераспределения бензина по трубопроводам применяются трехходовые краны различных конструкций. Пробковые трехходовые краны устроены так же, как и проходные, но добавляется еще один штуцер. Нафиг. 641 показаны схемы Г-образного и Т-образного сверлений. Г-образное сверление допускает 3 положения, а Т-образное — четыре.
К специальным кранам относятся спускные и пожарные. Спускные краны должны устанавливаться в таком месте, чтобы обеспечить спуск бензина из всей системы. Спускные краны бывают типа обычных проходных или специальных. Пожарный кран устанавливается перед карбюраторами и может быть выполнен в виде двухходового крана; он должен надежно и быстро выключать систему.
Фильтры. Для очистки бензина в системе питания устанавливаются фильтры. Фильтр, изображенный нафиг. 642, состоит из корпуса, крышки и внутренней сетки. Сетка удерживается внутри корпуса пружиной. Внизу корпуса имеется кран. Сетка выполняется из латуни, бронзы или меди. Ткань сетки должна иметь 40 ниток на 1 пог. см.
Помпы. Наиболее распространены помпы шестеренчатые и коловратные. Шестеренчатая помпа (фиг. 643) состойт из двух зубчатых шестеренок и корпуса. Одна шестеренка является ведущей, и ее ось соединена с приводом от мотора. В большинстве помп шестерни имеют по 12 зубьев. Работает помпа так: горючее заполняет впадины между зубьями и корпусом помпы и выдавливается в питающий трубопровод. Помпа снабжена редукционным клапаном, отрегулированным на давление 0,25—0,3 ат. При избыточной подаче горючего излишки
его возвращаются в помпу по внутренним каналам. Шестеренчатая помпа должна устанавливаться ниже уровня бензина в баке. Помпы этого типа просты, легки и дешевы, но шестеренки быстро срабатываются и подача бензина падает.
На фиг. 644 показана схема коловратной помпы, которая может создавать
Фиг. 641.
вакуум и подсасывать го-
рючее на высоту до 2,5 м. В расточке рабочей части помпы помещается вращающийся ротор с лопатками. Лопатки эти распираются пружиной или на концах имеют сменяемые сухарики. Горючее захватывается лопаткой и перегоняется к выходному штуцеру.
Коловратные помпы легче шестеренчатых, а ремонт и эксплоатация их
весьма просты. Самым крупным достоинством этих помп является способность
их засасывать горючее на значительную высоту.
Иногда применяются бензиновые помпы типа AM.
Ручные помпы. Когда помпа не может засасывать горючее (при шестеренчатых помпах), в систему питания включается добавочная ручная помпа, заполняющая трубопроводы. Приводятся в действие эти помпы летчиком или техником. На фиг’. 645 показана схема американской ручной помпы типа D-2. В корпусе этой помпы имеется неподвижный золотник с двумя притертыми клапанами. Рукоятка сидит на оси, на которой имеется подвижной золотник также с двумя клапанами. При качании рукояткой в помпе образуется разрежение, благодаря которому открывается клапан неподвижного золотника; в это время соответствующий клапан подвижного золотника закрыт. Так происходит засасывание бензина. При обратном ходе открытие и закрытие клапанов происходят
444
в обратном порядке; при этом бензин выталкивается из помпы в магистраль. Помпа эта сделана из бронзы.
На фиг. 646 показана ручная помпа типа Альвейер, клапаны которой расположены на подвижном золотнике, а с осью рукоятки соединена пластинка.
Добавочные помпы качают бензин в расходный бак, расположенный выше моторов. В большинстве случаев добавочные помпы (устанавливаемые тогда, когда помпы мотора не обеспечивают нормальной подачи горючего) приводятся в движение ветрянкой, работающей от встречного потока воздуха. В некото-• рых случаях дополнительная помпа приводится в движение электромотором.
Фиг. 647.
Фиг. 648.
Заливка мотора. Перед пуском мотора нужно подать в цилиндры горючую смесь. Для получения первых вспышек смесь приготовляется во всасывающем трубопроводе путем испарения бензина, который впрыскивается во всасывающий трубопровод. Для запуска имеется трубопровод, идущий к ручному насосу или шприцу. Заливной шприц (фиг. 647) состоит из корпуса, штока, поршня и двух клапанов. В большинстве случаев заливной шприц делают так, чтобы он мог запирать трубопровод тогда, когда шприцем не работают.
На фиг. 648 показана схема заливки мотора.
Схема питания горючим
При проектировании самолета разрабатывается принципиальная схема питания горючим, показывающая, каким' образом горючее из баков попадает к карбюраторам. На этой схеме указывается расположение кранов, фильтров, помп, соединений и т. д. В проводке показывают взаимное расположение деталей относительно схемы, но не относительно частей или деталей самолета» Последнее наносится на исполнительную схему, изготовление которой по принципиальной схеме не пр дставляет затруднений.
На фиг. 649 изображена схема подачи горючего самотеком в одномоторном самолете при наличии двух баков. Эта'система может применяться при наличии достаточной разности уровней горючего в баке и карбюраторе.
На фиг. 650 приведена схема питания горючим при помощи шестеренчатых помп и ручной помпы типа D-2 для заполнения системы перед запуском. Пере-446
пускной и редукционный клапаны смонтированы вместе с помпой. Излишки бензина отводятся обратно в бак. >
На фиг. 634 показана схема питания горючим при наличии расходного бака.
Фиг. 651.
Фиг. 652.
В многомоторных самолетах обычно имеется несколько баков, причем должно быть обеспечено питание всех моторов из любого бака. Обычно в таких случаях применяют коллекторы, из которых горючее подается в нужном направлении.
Примером питания горючим четырехмоторного самолета может явиться схема, изображенная на фиг. 651.
447
Система питания самолетов для рекордно дальних перелетов, изображенная на фиг. 652, представляет собой схему питания самолета Савойя' S-64.
Баки этого самолета, как и баки всех самолетов для рекордно дальних полетов, расположены в крыльях. Моторы установлены под крыльями в специальной гондоле. В фюзеляже помещается нижний расходный бак. Помпы AM подают горючее из расходного бака к карбюраторам через клапанную коробку.
Система питания стратосферного самолета
Вследствие падения давления с высотой понижается и температура кипения бензина, поэтому для стратосферного самолета необходимо применять закры-
тую систему подачи горючего под давлением. На фиг. 653 показана система питания горючим под давлением. Помпой нагнетается воздух в герметически закрытый бак. В системе имеется редукционный клапан, поддерживающий в баках постоянное давление. На баке предусматривается редукционный клапан, отрегулированный на давление 0,3 ат. В стратосферном самолете давление в баках должно создаваться нагнетателями.
Механическая, Ручная
помпа • . помпа
Пройдя эти нагнетатели, воздух должен охлаждаться специальными радиаторами. Вследствие низкой температуры наружного воздуха бензинопроводку нужно прокладывать так, чтобы она не промерзала, в противном случае потребуется отепление трубопроводов. •
§ 4. МХСЛОПРЭВОДКА
Все современные авиационные моторы имеют принудительную систему подачи масла, которая обеспечивает не только прекрасную смазку трущихся неталой, но и отвод ог мотора тепла, развивающегося в результате трения. Масло
в моторе прогревается, разжижается и загрязняется в результате попадания в него нагара и металлических частиц, отделяющихся от трущихся поверхно стей.
418
Запас масла помещается в мае чином баке, откуда по маслопроводу оно подается к масляной помпе. Из помпы масло поступает в мотор и подогретое проходит через радиатор во внешнюю систему маслопроводки. Внутреннее сопротивление при проходе масла велико, поэтому помпа создает большие давления (3—5 ат, а при запуске 10 ат . К маслопроводке предъявляются примерно те же требования, что и к бензинопроводке. Для наблюдения за работой системы
смазки в магистраль включаются термометры и манометры.
Маслопвовод состоит из тех же деталей, что и бензи-нопровод, но ввиду большой вязкости масла не применяются т )уоки, внутренний диаметр которых меньше 10 мм.
Соединения могут применяться такие же,’ как и в беизинонроводке; соединения AM в маслопроводке нежелательны, так как трубки при высоких давлениях могут вырваться из этих соединений. Кроме труб, применяемых в бензопроводке, ставятся дюритовые трубы. Соединения на дюрите состоят из отрезка дюри^ового шланга и двух или четырех хомутиков (фиг. 654); на концах труб делаются бортики для предотвращения вырывания груб из шлангов.
На фиг. 655 показан ленточный хомутик для стягивания дюритового шланга.
В системе маслопроводки обычно применяют пробковые краны, сделанные из дуралюмина или латуни. Пои больших размерах кранов в них ставят сальник.
Простейшая схема маслопроводки (фиг. 656) состоит из бака и трубопровода к мотору. На трубопроводе имеется перекрывной кран. Кроме этого имеется обратный трубопровод, идущий от мотора через радиатор в бак.
При запуске мотора, пока масло еще не прогрето, оно должно проходить через радиатор, не охлаждаясь.
Конструкция самолетов—228—29 449
На фиг. 657 изображена схема маслопровода одномоторного самолета с мотором М-17, а на фиг. 658—схема маслопроводки двухмоторного самолета с мотором жидкостного охлаждения. В последнюю схему включен водо-масляный радиатор и поставлен фильтр; внутри бака установлен пеногаситель, имеющий в конце фильтр.
В холодное время всю масляную систему необходимо отеплять. После полета масло должно спускаться из системы.
Глава III
ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ И КЛАССИФИКАЦИЯ ВИНТОВ
Воздушный винт (пропеллер) преобразует мощность мотора в работу силы тяги, сообщающую самолету поступательное движение.
Воздушный винт состоит из нескольких лопастей и соединяющей их центральной части — ступицы. В деревянных винтах лопасти (фиг. 659) и ступица сделаны из дерева; к ступице крепится металлическая втулка, которой воздушный винт надевается на вал двигателя. В металлических винтах (фиг. 660) лопасти бычно делаются отъемными, а ступица является одновременно и ьтулкой.
-Оковка.
Лопасть -
Втулка
’S
Ступица
II в
Передняя кромка в
Задняя кромка
Хорда
Фиг. 659.
Лопасти имеют обычно овальную форму (фиг. 661), и сечения их подобны сечениям крыла, следовательно, можно рассматривать лопасти как крылья, вращающиеся вокруг оси (вала мотора) под некоторым углом к плоскости вращения.
У современных винтов обычно углы наклона сечения задаются такими, что шаг получается различным для различных сечений и у большинства винтов возрастает к концу лопастей. Такие винты называются винтами переменного шага.
Разница углов наклона сечения вблизи втулки и на конце винта называется закруткой винта. Номинальным шагом для таких винтов считают шаг в сечении, лежащем на расстоянии 0,75 /? от оси (фиг. 662).
450
Винты, лопасти которых можно устанавливать на земле под нужным углом, называются винтами изменяемого шага (в. и. ш.).
Винты, лопасти которых могут в полете устанавливаться на шаг, нужный для данного режима полета, называются винтами регулируемого шага (в. р. ш)-
Винты с неподвижными лопастями называются винтами фиксированного шага (в. ф. ш).
По расположению относительно двигателя различают винты тянущие и толкающие.
Винты, лопасти которых наклонены так, что хорды поперечных сечений лопастей совпадают с правой винтовой по-
0,25R 0,5R 0t75R R %25R 0,5R 0,75fi R Винт постоянного шага Винт переменного шага
верхностыо, называются Фиг. 662.
правыми. Вращаясь по
часовой стрелке, |правый винт стремится двигаться от наблюдателя. Современные винты имеют две, три или четыре лопасти. Винть! изготовляются из дерева
или из металла — стали, дуралюмина и электрона.
В последнее время появились винты из пластмасс.
Деревянные винты
Для изготовления деревянных винтов (фиг. 663) применяются твердые породы дерева: американский орех, красное дерево, ясень, клен, дуб, бук и вяз. Деревянные винты легки, .изготовление их несложно, и поэтому они дешевы; нф срок службы таких винтов невелик и они весьма чувствительны к атмосферным влияниям. Кроме того, их почти невозможно ремонтировать в случае повреждений, тогда как металлические винты ремонтируются даже в тех случаях, когда лопасти их сильно согнуты. Деревянные винты сильно деформируются при работе; при этом их форма может измениться настолько, что их аэродинамические характеристики не будут соответствовать расчетным.
Деревянные винты, обработанные по способу Шварца, невосприимчивы к колебаниям температуры и очень хороша точной твердостью." Облагораживание винтов состоит в покрытии их поверхности целлюлозой под большим давлением.
Деревянные винты в настоящее время применяются лишь для маломощных самолетов; однако и на этих самолетах все чаще устанавливают металлические винты.
Фиг. 663.
влажности воздуха; их отделка и поверхность обладает доста-
451
Винты из микарты
За последнее время появились винты из микарты (фиг. 664). Микарта представляет собой хлопчатобумажную ткань, пропитанную горячей синтетической резиноподобной смолой, состоящей в основном из карболовой кислоты и формальдегида. Винты из микарты обладают сравнительно низкими механическими качествами, за исключе ием сопротивления усталости. Временное сопротивление разрыву у микарты составляет всего 640—700 кг)смъ.
Высокий механический гистерезис микарты позволяет погашать колебания при вибрациях, что весьма ценно для воздушных винтов. Микарта не поддается действию кислот и щелочей, не подвергается коррозии и практически не гигроскопична. Винты из микарты приходится делать несколько толще, чем дуралю-миновые, но в то же время они могут быть выполнены достаточно тонкими, чтобы обладать’ вполне хорошими к. п. д.
Фиг. 664;
I
Микартовые винты оказались достаточно стойкими против града или дождя, но'они быстро изнашиваются под ударами песка, пыли и водяных брызг, попадающих в винт при взлете. Для уменьшения износа эти винты приходится снабжать металлическими оковками на заклепках, что несколько ослабляет сечения лопастей. Удельный вес микарты 1,4.-При эквивалентной прочности микар-товый винт получается несколько тяжелее деревянного, но значительно выгоднее и долговечнее.
Металлические винты
Металлические винты (фиг. 665) имеют к. п. д. значительно больший, чем деревянные вследствие меньшей толщины лопасти. В особенности выгодны они при больших окружных скоростях конца лопасти. Они долговечны и невосприимчивы к атмосферным влияниям. Материалом для металлических лопастей служит обычно легкий алюминиевый сплав. Сравнительно реже применяются сталь и магниевые сплавы. Втулки этих винтов большей частью изготовляются из стали.
Фиг. 665.
Дуралюминовые винты не так быстро изнашиваются как деревянные, но требуют довольно частого ремонта, так как дуралюмин не стоек против коррозии. Кроме того, на дуралюминовых винтах легко образуются вмятины и царапины, которые образуют местные очаги усталости материала. Коэфициент полезного действия дуралюминовых винтов на 5—7% выше, чем деревянных, вследствие большого удлинения лопасти и более тонкого профиля.
Стальные винты гораздо лучше сопротивляются износу и различным наружным повреждениям, чем дуралюминовые. Предохранять от коррозии сталь гораздо легче. Так как сталь в 2,65 раза тяжелее дуралюмина, то во избежание перетяжеления винтов приходится применять особ ые конструкции лопастей. В настоящее время применяются пустотелые и сплошные стальные лопасти. Однако сплошные тонкие стальные лопасти сильно вибрируют. Изготовление же пустотелых лопастей весьма трудно.
Винты из магниевых сплавов. Магниевые сплавы — весьма подходящий материал для изготовления винтов. Помимо малого удельного веса,
452
Изгиб
который приблизительно на одну треть меньше, чем у применяемых в настоящее время алюминиевых сплавов, некоторые из магниевых сплавов обладают примерно на 15% Сбльшим сопротивлением усталости. Однако этот материал имеет довольно слабое сопротивление удару и очень чувствителен к резким изменениям напряжений, возникающим в местах резких изменений профиля-Опыт изготовления и эксплоатации винтов из магниевых сплавов еще невелик. Полученные до настоящего времени данные показывают, что концевые части лопастей обладают достаточной прочностью, крепление же лопастей во втулке должно быть подвергнуто внимательному исследованию.
Форма лопасти винта. С точки зрения аэродинамики лопасти винта можно придать любую форму. С точки зрения к. п. д. форма лопасти в плане также не имеет большого значения. Узкие концы лопастей на определенном режиме дают к. п. д. на 2—3% больше, чем широкие концы.
Но с точки зрения прочности форма лопасти винта весьма важна. При некоторых формах лопасти в ней развиваются значительные напряжения от изгиба и кручения- При значительном закручивании лопастей изменяете^ аэродинамическая характеристика винта, а при различном закручивании каждой лопасти нарушается аэродинамическ ая у рав- нп новешенность винта и возникает опасность появления вибраций. Поэтому об ычно стараются придать лопасти винта так} ю форму, чтобы —1—>-1
кручение или совсем отсутствовало £- -f--
или было минимальным. I и—
У современных винтов форма лопастей в плане или симметричная или близкая к ней. В боковой проекции лопасти придают довольно часто такой вид, что ц. т. всех ее сечений лежат в одной плоскости, перпендикулярной к оси вращения винта, или отнесены немного вперед в сторону полета, что разгружает изгиб центробежными силами (фиг. €66).
Иногда оказывается, что имеющиеся серии испытанных винтов не подходят к данному самолету. Вследствие несоответствия ширины или числа лопастей, или того и другого, к. п. д. выбранного винта получается неудовлетворительным или прочность лопасти оказывается недостаточной. В таких случаях можно получить новые винты путем увеличения ширины и толщины лопастей в одном и том же отношении для всех радиусов винта, оставляя неизменным угол установки лопасти, или путем увеличения числа лопастей. Такой переход от данного винта к новому называется переходом к винту с другим перекрытием, т. е. с другим отношением площади лопастей к ометаемой винтом площади.
Разгрузка изгиба центробез/снр/ми 'силами
Фиг. 666.
§ 2. ВИНТЫ РЕГУЛИРУЕМОГО ШАГА
При подборе винтов к самолету часто за расчетную скорость принимают максимальную скорость горизонтального полета. Расширение диапазона скоростей современных самолетов привело к тому, что метод подбора винта по максимальной скорости становится непригодным. При этой методике подбора, на малых скоростях винт будет работать при малом значении —, т. е. при малой поступи, а следовательно, при большом угле атаки лопастей. Если диапазон скоростей у
достаточно велик, то при малых X = при разбеге самолета лопасти - попадут на режим срыва струй, отчего к. п. д. винта сильно понизится. Все это особенно резко выявляется при высотных моторах со сравнительно малой мощностью у земли.
Таким образом, с увеличением диапазона скоростей самолета ухудшаются условия работы винта «на месте», т. е. на малых скоростях во время разбега самолета по земле перед взлетом. Поэтому на современных самолетах устанавливают винты регулируемого в полете шага.
453
На' истребителях с мощными высотными моторами в. р. ш. сокращает время взлета и повышает потолок самолета вследствие максимального использования на всех режимах мощности мотора, чего с обычным винтом достигнуть нельзя. На тяжелых самолетах в. р- ш., кроме сокращения времени взлета, позволяет значительно экономить горючее на крейсерской скорости, так как в этом случае можно лететь на крейсерской скорости при сбавленных оборотах винта и на увеличенном шаге винта. При этом уменьшается расход горючего и меньше изнашивается мотор.
Винт регулируемого шага может служить воздушным тормозом для уменьшения пробега самолета после посадки, для чего необходимо придать лопастям отрицательные углы установки. При этом получается отрицательная сила
Фиг. 668.
Фиг. 63
I
Современные в. р. ш. еще весьма тяжелы. Вес их примерно на 80% больше веса обычных металлических винтов. Механизмы управления поворотом лопастей еще очень громоздки и сложны. В зависимости от конструкции механизма перестановки лопастей различают винты с механическим, пневматическим, электрическим и гидравлическим управлением.
Наибольшее распространение получили сейчас в. р. ш. типа Гамильтон-Стандарт с гидравлическим управлением.
Широкое применение в. р. ш. Гамильтон-Станд»рт объясняется наибольшей из всех существующих конструкций в- р. ш. надежностью работы их как на военных, так и на гражданских самолетах. Так как в конструкции в. р- ш. Гамильтон-Стандарт учтены все специфические условия в. р. ш., то ниже приводится описание конструкции их.
В первоначальных винтах Гамильтон-Стандарт изменение шага на меньший производилось с помощью гидравлического устройства, работающего от смазочной системы мотора, а изменение шага на больший — с помощью центробежной силы балансиров, укрепленных на лопастях. Такой винт, следовательно, имел два шага — малый для разбега и взлета и большой для горизонтального полета.
Схема работы такого винта показана на фиг. 667. Маслопровод мотора присоединяется к трехходовому кранику, откуда масло через коллекторное кольцо проходит во внутреннюю часть переднего конца коленчатого вала и через коленчатый вал поступает в цилиндр А для управления перестановкой шага. Трехходовой кран, изображенный на схеме, устроен таким образом, что при поворачивании пробки крана маслопровод, ведущий к винту, соединяется в одном положении с источником давления, а в другом положении с картером.
454
I
Когда масляный кран поставлен в такое положение, что маслопровод соединяется с источником давления, масло проходит через коллекторное кольцо в коленчатый вал и затем в цилиндр А; при этом цилиндр А передвигается вперед по направляющей Т цилиндра. Так как цилиндр А движется вперед, то самоцентрирующийС'Я' шариковый подшипник (фиг. 668) вращается к выемке кулачка С на противовесе D Вследствие того что подшипник вращается на этой выемке, противовес передвигается по направлению к оси коленчатого вала и заставляет лопасть, к которой он прикрепляется, занять положение малого шага.
Когда масляный кран ставится в положение спуска, масло из внутренней части цилиндра свободно течет назад в коленчатый вал, а затем через коллекторное кольцо назад в каргер. Центробежная сила противовеса, действующая
Фиг. 669. Фиг. 670.
по оси шарикового подшипника, при помощи кулачка двигает поршень внутрь и выталкивает масло обратно в цилиндр; в то же время кронштейн противовеса перемещается наружу и заставляет лопасть пропеллера занять положение большого шага.
Шариковый подшипник может передвигаться только до конца выемки в кулачке, и это определяет пределы изменения шага. Однако желательно иметь возможность регулировать изменение шага в пределах выемки кулачка. Для этой цели в выемку противовеса вставляется винт R с нарезкой на концах и гайцами (фиг. 669). Этот регулировочный винт удерживается от повертывания при помощи шпильки. Выступ в конце несущего вала Е, прикрепляющий внутреннюю обойму шарикового подшипника к поршню, ограничивает ход гайки и изменение шага. Регулировка предельного положения может быть осуществлена после удаления крышки противовеса F путем установки гаек на регулировочном винте в нужное положение (фиг. 669). Затем регулировочный винт R помещается в выемку в противовесе, крышка противовеса завинчивается и укрепляется на месте.
Направляющая цилиндра или поршень, на котором скользит цилиндр, также удерживает винт на коленчатом валу. Для предотвращения течи, между направляющей цилиндра и цилиндром, а также между направляющей цилиндра и коленчатым валом, ставятся кожаные прокладки. Обычно цилиндр только один раз передвигается вперед и назад во время полета, так что износ этих прокладок незначителен.
Концы лопастей (фиг. 670) полые и снабжаются втулками G, которые очень плотно впрессовываются в концы лопастей Н. Эти втулки являются частью лопастей. Роликовые опорные подшипники J также являются частью лопасти и не могут быть удалены.
455
Фиг. 671. Автомат-регулятор Гамильтон тип i А.
предохранительный клапан, 2— выход масла из предохранительного клапана, з~~картер мотора. 4—масло ив мотора, 5—сцепление с мотором. а—масло в винт, 7—спуск масла из винта» 5—грузы.
Силы тяги и силы кручения воспринимаются, главным образом, втулкой G лопасти, сидящей на выступе К крестовины. Однако часть силы тяги воспринимается прокладкой крестовины L. Эти прокладки имеют различную толщину и подобраны таким образом, чтобы обеспечить надлежащую плотную пригонку всех частей.
Для смазки поставлена тавотница М, из которой масло подается в выступ К крестовины. Внутри комлевого конца лопасти стоит пробка для того чтобы масло не попадало в лопасть.
Центробежная сила лопастей воспринимается ступицей О, состоящей из двух половин, стягиваемых Долтами. Между ступицей и крестовиной для предотвращения износа помещается втулка Р из слюды. Эта втулка может быть легко заменена при износе. Втулки G запрессовываются в лопасти и дополнительно крепятся четырьмя шпильками Q, предотвращающими проворачивание втулки в лопасти. Кронштейн противовеса D (фиг. 669) окружает втулку лопасти и удерживается пр; кладкой крестовины и концом лопасти. По внутренней кромке кронштейна противовеса расположено 40 полукруглых выемок, а на пружинной кромке втулки лопасти — 36 таких же выемок. Благодаря этому имеется возможность регулировать угол установки лопасти с точностью до Г при помощи четырех шпилек, расположенных под углом 90° по отношению одна к другой. С помощью этого устройства, а также с помощью регулировочного винта в противовесах, можно выбрать любой желаемый большой или малый шаг лопасти в пределах 6°. Для некоторых случаев, когда требуется больший диапазон, предусматриваются специальные детали противовеса.
При испытании винта Гамильтон обнаружилось, что при температуре ниже 30° масло в цилиндре настолько сгущается, что винт не переставляется на большой шаг. При установке на винт утепленного кока этого не наблюдается и масло настолько жидко, что центробежная сил балансиров может вытеснить его из цилиндра.
В настоящее время фирма Гамильтон выпустила автомат-регулятор, который устанавливается на мотор и управляет в- р. ш., поддерживая постоянное число оборотов винта. Таким образом стандартный в- р. ш. Гамильтон из винта с двумя положениями лопастей обратился в винт-автомат, поддерживающий постоянное число оборотов, причем летчик по желанию может устанавливать в'определенных пределах любое постоянное число оборотов.
В винте Гамильтон угол установки лопастей зависит от положения переднего цилиндра, т. е. от давления масла в этом цилиндре. Следовательно, для автоматической регулировки числа оборотов винта необходимо, чтобы регулирующий механизм изменял соответственно это давление масла и переставлял лопасть на нужный угол. Для создания более спокойных условий работы этот механизм должен помещаться на моторе, а не на винте, и сила, производящая перестановку лопастей, должна быть пропорциональна оборотам мотора. От такого регулятора требуются возможно ббльшая чувствительность и устойчивость в работе при малом весе и компактности конструкции.
Конструкция последнего автомата-регулятора типа А фирмы Гамильтон показана на фиг. 671. Он состоит из центробежного регулятора, управляющего клапаном, и шестеренчатой помпы. Грузы регулятора уравновешиваются конической пружиной, натяжением которой устанавливается нужное число оборота винта; это натяжение пружины может регулировать летчик из кабины.
Работа этого регулятора заключается в следующем: при повышении числа оборотов мотора против установленного грузы 8 центробежного регулятора отходят от оси и поднимают клапан, который соединяет своим штоком трубку, 456
ведущую к винту, со спускной магистралью. Давление в цилиндре винта падает и балансиры переставляют лопасть на большой шаг. При уменьшении числа оборотов против установленных, наоборот, грузы 8 приближаются к оси, пружина опускает клапан и своим штоком соединяет трубку, ведущую к винту, с нагнетающей магистралью, и лопасти переставляются на малый шаг.
Регулятор весьма компактен; его диаметр равен всего 100 мм, высота 150 мм и вес 1,6 кг. Диапазон регулирования оборотов мотора от 1700 до 2700 об/мин. Чувствительность механизма такова, что изменение числа оборотов на 0,1% уже сказывается на регуляторе. В механизме есть приспособ-
457
ление, позволяющее применять его для моторов правого и левого вращения. Помпа при регуляторе дает давление до 14 кг]см*. На это давление и отрегулирован предохранительный клапан, который перепускает масло обратно в помпу. При 3750 об/мин. помпа дает давление в 10 кг/см2 и расход 4,5—5,5 л/мин. При наибольшей скорости вращения помпа поглощает около 0,5 л.с.
Установка летчиком винта на определенное число оборотов производится с помощью небольшого маховичка (фиг. 672), который изменяет натяжение конической пружины. Этим же штурвальчиком можно установить винт также на крайний малый или крайний большой шаг.
45S
Автомат-регулятор может быть установлен на месте синхронизатора пулемета или на специально приспособленном месте в моторе. На фиг. 672 показана схема -установки этого автомата на моторе У осп. На последних типах американских моторов отводятся специальные места для установки этого автомата, и вся проводка прокладывается внутри картера. На фиг. 673 показана внутренняя специальная проводка на моторе Уосп. j
Обычный стандартный винт Гамильтон с двумя положениями шага дает возможность изменять шаг примерно в пределах 10°. Для самолетов с большой высотностью этот диапазон оказывается слишком малым. Кроме того, для работы автомата необходимо оставить некоторый запас на регулировку. Поэтому сейчас фирма Гамильтон выпустила винты с постоянным числом оборотов с диапазоном в 20°. Такой винт с постоянным числом оборотов можно считать вообще близким к наивыгоднейшему, ибо он дает возможность получить максимально возможные коэфициенты полезного действия на всем диапазоне скоростей полета.
Такой винт обладает большими преимуществами эксплоатационного характера по сравнению с обычным винтом регулируемого шага, так как он позволяет сохранить постоянное число оборотов на различных маневрах военного самолета и не допускает превышения предельно допустимого для мотора числа оборотов. «
Гл а в а IV
СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ МОТОРОВ
Есе авиационные двигатели по сути дела охлаждаются воздухом, так как воздушный поток, обдувающий самолет, уносит отводимое от авиационного мотора тепло. Термины же «воздушное охлаждение», «жидкостное охлаждение» и «паро-водяное охлаждение» показывают лишь способ отвода излишков тепла от цилиндров. По роду отвода тепла от цилиндров мотора охлаждение можно разделить на:
1. Воздушное охлаждение, при котором воздухом отводится тепло непосредственно от цилиндров и картера.
2. Жидкостное охлаждение, которое делится на водяное охлаждение и охлаждение высококипящими жидкостями.
Водяное охлаждение может осуществляться либо без парообразования (открытая система), либо с парообразованием (система под давлением).
Может применяться и смешанное охлаждение, например воздушное и этиленгликолевое или воздушное и водяное.
Масло охлаждается в специальных воздушно-масляных радиаторах.
§ 1. ВОЗДУШНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ
„При непосредственном охлаждении цилиндров двигателя воздухом правильное распределение и направление воздуха должны обеспечить отвод определенного количества тепла от двигателя (эквивалентное примерно 50—60% эффективной мощности мотора). Использование воздушного потока для охлаждения должно предусматривать минимальное лобовое сопротивление моторной установки.
Для обеспечения нужного направления и распределения потока воздуха при минимальном лобовом сопротивлении мотоустановки применяются капоты и дефлекторы. Обычно конструктор самолета получает мотор с дефлекторами и должен лишь подобрать соответствующий капот. Наиболее совершенными капотами для моторов воздушного охлаждения являются капоты NACA с регулируемой щелью для выхода воздуха. При таком капоте прикрытие щели в полете на максимальных скоростях дает очень небольшое дополнительное сопротивление (конечно, внутреннее сопротивление, так как внешнее сопротивление зависит от габаритов мотора и сочетания винтомоторной установки с фюзеляжем или с крылом).
Осуществить охлаждение рядного мотора значительно сложнее, чем звездообразного, но путем применения хороших дефлекторов можно получить вполне
459
удовлетворительное охлаждение. Правда, в этом случае конструктивно задача решается гораздо сложнее. Для уяснения разницы ниже описаны схемы капотирования звездообразного и рядного моторов воздушного охлаждения.
Фиг. 674. I
На фиг. 674 показана схема дефлектора мотора М-25. Дефлектор направляет поток воздуха таким образом, что задняя часть цилиндров омывается воздухом,
хотя и потерявшим несколько скорость и подогретым, но все же достаточно снижающим температуру стенки цилиндра и головки, для охлаждения которой ставят специальные дефлекторы.
Перепад температур воздуха, входящего в капот и выходящего из него, составляет 40—50°; применение дефлекторов увеличивает перепад температур воздуха до 70—75°.
Дефлекторы штампуются из листового материала и эластично соединяются с цилиндром (для устранения термических напряжений).
На фиг. 675 показана схема аэродинамических сил, действующих на капот. Если сечению обтекателя придать форму дужки крыла, поставить его под соответствующим углом к набегающему потоку воздуха, то на капот будет действовать сила сопротивления /?, раскладывающаяся на силы Р и Q. Сила Q направлена по полету, а сила Р — перпендикулярно к ней. Силы Р и Q необходимо учитывать при конструировании капота, так как для современного истребителя сила Р, разрывающая капот на максимальной скорости, может состав
лять до 3000 кг, а сила Q, отрывающая капот, может равняться 1500 кг. Применяя рациональные капоты, кможно снизить лобовое сопротивление мотора примерно на 25%.
460
На фиг. 676 схематически показан обтекатель-капот на звездообразный мотор. Как видно из схемы, конструкция этого капота весьма проста. Конструкция капота и дефлекторов на мотор с рядным расположением цилиндров значительно сложнее (фиг. 677). В последнем случае приходится закрывать пространство за мотором, давать выход воздуху через боковые щели в конце мотора и устанавливать целый ряд дефлекторов для распределения и направления воздуха к цилиндрам моторов. Кроме улучшения теплоотвода применение дефлекторов уменьшает мощность, потерянную на охлаждение.
На фиг. 678 приведены данные расхода мощности в функции тепла, снимаемого за 1 час с 1 ж2 поверхности теплообмена при разности температур в 1° *. Видно, что при
одном и том же количестве тепла при применении дефлекторов мощность, затрачиваемая на охлаждение, уменьшается.
Капот NACA представляет собой длинный дуралюминовый цилиндрический кожух с профилированной передней кромкой (фиг. 676). Кольцо Тауненда (фиг. 679) значительно короче капота NACA, легче, меньше закрывает мотор, облегчает доступ к нему, но менее выгодно, чем капот NACA. Для сравнения рассмотрим следующие данные. Вес кольца Тауненда для мотора мощностью 400—500 л. с. равен 8 кг. Капот NACA для такого же мотора весит 32 кг. Но лобовое сопротивление при кольце Тауненда уменьшается на 15%, а при капоте NACA на 25%. Кроме того, при капоте NACA с дефлекторами охлаждение мо-
Табли а 37 тоРа П0ЛУчается более равно-с лица мерным.
Влияние капотов на скорость В табл. 37 приведены аме-
и скороподъемность самолета риканские данные испытаний
В ид обтекателя
SO u
s о о. s
100 110.6 106,3
100
99,4
0 22,6 158
самолета с мотором воздушного охлаждения при разных капотах.
На фиг. 680 показана установка дефлекторов на однорядной звезде, а на фиг. 681— на двухрядной. На фиг. 682 показано капотирование двухрядного звездообразного мотора и приведены основные размеры.
Самолет
без сбгекателя.........
с капотом NACA.........
с кольцом Тауненда . . .
Регулирование количества проходящего через капот воздуха и температуры цилиндров осуществляют путем: 1) изменения размеров входного сечения капота закрытием или открытием специальных «окон»; этот способ повышает лобовое сопротивление при закрывании заслонок (фиг. 683); 2) изменения размеров выходной щели капота по всему кольцевому сечению (фиг. 684).
Последний способ наиболее эффективен и значительно снижает лобовое сопротивление самолета на больших скоростях полета.
Основным размером, характеризующим эффективность капота и определяющим расход воздуха, является сечение выходной щели капота при максимальном открытии заслонок. Предельный угол открытия заслонок не должен превышать 30°. При большем угле открытия заслонок количество воздуха, протекающего через капот, почти не увеличивается и появляется срыв потока с капота и фюзеляжа, могущий привести к вибрации хвостового оперения или, при расположении моторов на крыле, к вибрации крыла.
< С°
х я
г > ?!
* R и М № 1641 (цилиндр с искусственным подогревом).
461
Наибольшее сёчение выходной щели должно составлять около 70—80% площади миделя фюзеляжа.
Фиг. 6S0. Фиг. 681.
Фиг. 682.
Фиг. 683. Фиг. 684.
Располагать регулирующие заслонки удобно у пожарной перегородки, Ла которой можно монтировать механизм управления. Входное сечение не оказывает заметного влияния на расход воздуха и сопротивления. Площадь входного сечения должна быть не меньше 0,6 площади миделя фюзеляжа, т. е. диаметр входного отверстия должен составлять 65—75% диаметра мотора.
Конструкция капотов
Кроме рассмотренных типов капотов, могут применяться, конечно, и другие. Например фирма Райт для улучшения отвода тепла от-двигателя сконструировала капот с обратным направлением потока. Конструкция этого капота умень
462
шает силы, действующие на капот, и повышает давление, так как поток выходит у передней кромки капота в зону низкого давления. Схема этого капота озобра-жена на фиг. 685, /.
Предложено еще много конструкций капотов, в частности вращающийся капот Торстона, работающий как капот и как вентилятор.
Капот с регулировкой сечений для входа воздуха, изображенный нафиг. 685, II, состоит из переднего кольца и крышек — верхней, двух верхних боковых, двух нижних боковых и ниж ей. Можно конструк' ивно осуществить и меньшее число элементов капота, так как применение глубокой штамповки позволяет изготовлять крупные элементы капота.
Фиг. 685.
Переднее кольцо капота показано на фиг. 685, III ° Диаметр переднего кольца соответствует, диаметру мотора. Против каждого цилиндра вырезаны «окна», через которые’ поступает охлаждающий воздух. Вырезы «окон» в лобовом кольце окантовываются. Внутри переднего кольца помещается подвижной диск — жалюзи. Этот диск может быть выполнен из двух трубчатых колец, соединенных приклепанными заслонками.
Перемещение подвижного диска изменяет сечение для прохода воздуха.
Подвижный диск перемещается на роликах относительно переднего кольца посредством тросовой передачи из Кабины летчика. Контролем положения диска является температура головок цилиндров.
Обычно капоты изготовляют из листового дуралюмина толщиной около в,8 мм.
Передняя часть капота крепится к мотору сварными кронштейнами, поставленными на шпильки головок цилиндров. К заднему кольцу для жесткости приклепывают дуралюминовый профиль. Отдельные крышки и элементы капота крепятся на замках для быстроты разборки. Втулка винта закрывается алюминиевым коком. Зазор между передней частью капота и коком винта не превышает 20 мм.
Конструкция капота NACA
Капот NACA обычно состоит из наружного капота, внутреннего капота и обтекателя втулки винта. Наружный капот в свою очередь состоит из передней части, размещенной над цилиндрами мотора, и задней части, в которой располагают эксплоатационные крышки.
463
На фиг. 685, IV показан капот NACA и расположение отдельных его частей.
Передняя часть наружного капота представляет собой профилированное кольцо, склепанное впотай из нескольких частей и закрепленное на каркасе из дуралюминовых профилей.
Задняя часть наружного капота состоит из отдельных крышек. Крышки эти крепятся к каркасу из профилей. Профили крепятся к основному переднему кольцу и сзади — к пожарной перегооодке. В крышках делают люки для подхода к агрегатам мотора.
Внутренний капот состоит, так же как и наружный, из двух частей — передней и задней. Передняя часть внутреннего капота крепится кронштейнами к болтам картера, а задняя кромка — к дефлекторам мотора. Задняя часть внутреннего капота выполняется примерно так же, как и задняя часть наружного капота. Отдельные крышки закрепляются на каркасе из дуралюминовых профилей. Иногда к этому каркасу крепят воздушно-масляные радиаторы.
В некоторых конструкциям капотов воздушно-масляные радиаторы в виде трубчатых колец помещают ь передней части наружного кольца капота.
На фиг. 685, V изображен капот с регулируемой щелью для выхода воздуха. Сечение щели изменяется путем открывания или закрывания заслонок, расположенных на задней кромке капота.
Расчет капота на мотор воздушного охлаждения
Для обеспечения надежного охлаждрния мотора нужно, чтобы количество воздуха, необходимое для отвода тепла от мотора, равнялось располагаемому
Фиг. 686.
количеству воздуха. Необходимое количество воздуха может быть определено по формуле.
V/необх = зЗооТ^Л Cd . д/ > • (9
где Q — количество тепла, которое должно быть отведено от мотора; в среднем на каждую лошадиную силу мощности мотора на расчетной высоте итводится 315—350 кал)час,
Тн-— весовая плотность поздуха на расчетной высоте;
cD— весовая теплоемкость воздуха;
Д/ — нагрев воздуха; из опытных данных известно, что Д/ = 40--75° в зависимости от степени использования воздуха и расположения дефлекторов.
Расчет охлаждения должен быть произведен для наиболее тяжелых условий работы мотора, т. е. для режш ia подъема самолета, при котором используется максимальная мощность мотора, при небольшой скорости обдувающего мотор воздуха.
Написав уравнение Бернулли для нескойьких сечений капота (фиг. 686), можно найти зависимость между геометрическими размерами капста, скоростью 464
и количеством воздуха, проходящего через капот, по формуле:
U/ = Уо • SM , / —м91сек • (8)
F /м +
Значения величин, входящих в формулу, следующие:
Уо — скорость полета в м/сек;
Su — мидель мотора в м2;
ф — коэфициент располагаемого напора, учитывающий влияние винта и подсасывающий эффект выходной щели капота; по предварительным данным ЦАГИ ф = 0,75 — 1,15; для режима подъема при максимальном открытии заслонок ф = 1—1,15; для горизонтального полета при " максимальном открытии заслонок ф = 0,75—1,0;
v — относительное эквивалентное отверстие мотора
где Фм— эквивалентное отверстие мотора, которое при потере напора Др допускает нужный секундный расход воздуха W = Уч . FM , где Уи — скорость воздуха, a FM — площадь кольцевого сечения перед цилиндрами; величина Фм должна быть задана для каждого мотора, некоторые величины приведены в табл. 38.
Таблица 38
Значения эквивалентных отверстий моторов, полученных по опытам ЦАГИ
(Данные инж. .Николаенко)
Наименование мотора Дефлектиро- вание * Эквивалентное отверстие мотора в капоте Относительное эквивалентное отверстие мотора Коэфициент сопротивления Примечание
Юпитер VI Райт-Циклон F-3 . . . Без дефлекторов С дефлекторами фирмы 0,405 0,262 0.257 0,183 11,2 18 Натуральные цилиндры (холодные) на макете фюзеляжа в капоте NACA . . Деревянный макет
Гном-Рон 14 Krsd Без дефлекторов 0,34 0,241 11 NACA на макете фюзеляжа Деревянный макет мотора в капоте NACA в крыле. В камере
То же V С дефлектором фирмы 0,152 0,108 55 <ьм = 0.35 ?Л{ =0,248 Самолет № 1 с работающим мотором
» » . . . • Тб же 0,145 0,103 60 в полете Самолет № 2 с работающим мотором в полете
Конструкция самолетов —228—St
465
fM — относительное сечение выходной щели;
/ = — /м - е »
-*м где рщ—площадь выходной щели.
Величина /м должна быть определена для режима подъема и для максимальной скорости полета. Этой величиной определится конструкция заслонок и механизма для регулировки их открытия. Значение /м не должно при взлете превышать 0,7—0,8.
Зная указанные величины, можно определить величину внутренних потерь.
Дчя оценки значений коэфициента лобового сопротивления лучше пользоваться статистическими данными проф. Горощенко, указанными в табл. 39.
Таблица 39
Коэфициенты лобового сопротивления моторных гондол фюзеляжей
1. «Моторная гсндола с капотом NACA, выдвинутая от крыла вперед на 0,2 — 0,25 хорды, при регулируемой щели Сх — 0,04; без регулируемой щели Сх = 0,05.
2. Фюзеляж с капотом NACA, в зависимости от удлинени! К+- где D = - h нЬ— * и 2
ширина и высота сечения фюзеляжа в месте наиосодф&й толщин*! его
Х=5 Х-6 Х=7
С регулируемой щелью Сх •................'-’- Д- 6,06 0 065 0,07
Без регулируемой щели С„ ....... • / 'id-07 0,075 0,08
3. Фюзеляжи с моторами водяного охлаждения без радиатора .в ,зависимости от удлинения ‘ Х=6 Х= 7 Х=8
С заостренным носом Сх . . • . . . . . ... .
С тупым носом Сх......... .................
0 040 0,045 0,050
0,050 0 055 0,030
4. Фюзеляжи без мотора на носу с плавно заостренным носом в зависимости от удлинения )
Х=6 Х=7 Х=8
Сх....................... 0,035 0 040 0,045
§ 2. ВОДЯНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ
Как было указано выше, водяное охлаждение можно осуществлять без парообразования, посредством так называемой открытой системы, сообщающейся с атмосферой.
На скоростных современных самолетах для получения меньших размеров радиаторов начинают применять закрытые системы, работающие под давлением и сообщающиеся с атмосферой только через редукционный клапан.
Чем выше температура охлаждающей жидкости, тем меньшей поверхности требуется радиатор. При открытой системе температура кипения воды падает с подъемом на высоту, и на больших высотах температура охлаждающей жидкости должна быть очень небольшой. Во избежание парообразования нужно в открытой системе охлаждения держать температуру воды, выходящей из рубашек цилиндров, на 3—43 ниже температуры кипения.
В табл. 40 приведены значения температур кипения воды по высотам.
Таблица 10
Температура кипения воды по высоте
Высота, км 0 1 2 3 4 5 .6 17 8 9 10 15 1
Плотность воздуха 0’25 0,113 0,10? 0,098 0,084 1 0,075 0,067 0,060 0,054 0,048 0,042 0,020
Температура воздуха, °C . . + 15 +•8 5 + 2 -4,5 -11 — 17,5 -24 —30,5 —37 -43,5 —50 -56,5
Давление воздуха, кг, см.2' . 1,00 0 888 0,785 0,С93 0,607 0 533 0466 0.405 0,352 о,302 0,26 0 118
Температура кипения воды, °C 99,1 96,0 92-5 89.4 85,6 82,3 79,0 75,4 72,4 68,8 65 49
466
• ’ »
При поступлении в помпу слишком горячей воды, ввиду того что помпа соз-• дает разрежение, может начаться интенсивное парообразование и подача помпы или резко упадет или прекратится вовсе. Помпу потому и располагают в нижней точке мотор?, чтобы создать в ней (при входе) некоторый статический напер
ФИ1 - ООН
Открытые и закрытые системы охлаждения могут иметь высокое или низкое расположение радиаторов относительно мотора. Системы с низким расположением радиаторов могут различаться последовательным или параллельным включением расширительного бачка.
При высоком расположении радиатора расширительный бачок в системе мо-1* жет отсутствовать.
Расширительный бачок должен обеспечивать заполнение рубашек цилиндров водой при различных наклонах самолета, отводить образующийся в охладительной системе пар в а^мосфеоу через дренажные трубы, принимать увеличивающийся объем воды при нагревании, содержась резерв воды для пополнения убыли от утечек и испарения.
На фиг. 687 изображена водяная систем? типа прямой подачи для мотора Рольс-Ройс Кестрель с низким расположением радиатора. На схеме видно направление движения воды. Помпа 7 нагнетает воду в рубашки мотора; подогретая вода по водяным трубам из мотора поступает в расширительный бачок 2 (в* некоторых системах вода может обогревать карбюраторы, охлаждаясь при этом). Из расширительного бачка вода поступает к радиатору 5, проходя между трубками, внутри которых протекает охлаждающий воздух. Из радиатора вода снова поступает в помпу.
Основным элементом системы водяного охлаждения, который должен подбираться конструктором самолета, является радиатор. Радиаторы могут быть сотовыми, пластинчатыми и крыльевыми — поверхностными. Основной задачей при выборе размеров радиатора является обеспечение надежного отвода тепла при минимальном лобовом сопротивлении радиатора. Для получения небольших поверхностей охлаждения в последнее время применяют охлаждение высоко-к длящими жидкостями. *
Подбор поверхности охлаждения радшгора
Количество тепла, которое должен отвести радиатор, определяется по формуле Q = Се • Ни • 2V,. • qB, (3)
467
/
I I
где Q — количество тепла, отводимое от мотора в кал]час, Се — удельный расход горючего в кг/л.с. час, Ни— теплотворная способность топлива в кал]кг-, для бензина Ни = 10400-— 11000, для бензола Ни = 9500, для этилового спирта (95%) Ни — 6000;
Nc — эффективная мощность мотора в л. с.;
qB— отношение части тепла, огводимой от мотора < хлаждающей жидкостью, ко всему теплу, внесенному топливом во все цилиндры мотора.
В табл. 41 приведены опытные данные по потерям тепла на охлаждение qB.
/ Таблица 41
Потери тепла в воду
Мотор Мощность, л. с. Число оборотов в мин. Потеря тепла в охлаждающую среду .3 в % Кто проводил испытания
Либерти 400 170Э 15,3 НАМИ
Лорен-Дитоих 420/450 .... Пл1 кард 2А-1500 (переверну- 460 • 1800 14,8 i>
тый) 560 2450 14,0 »>
Исгано-Сопза . . . . • ... 450 >800 14,0 цаги
Рено 300 1600 18,0 Девильер
BMB-IV 250 1500 1> 4-17 Хеккер
АМ-34 - 750 1760 13,0 Моторная лабора-
тория ВВА
Испано-Сюиза 12 Ybrs .... 840 2332 12,4 Фирма
При отсутствии данных о значении в можно считать, что в охлаждающу.э
зоду отводится тепло, эквивалентное 45—50% мощности мотора или:
Q = (0,45 4 0,5) 632 • 7Ve = (285 -ь- 315) кал, чае. (4)
Кроме того, маслом, которое нужно охлаждать, отводится,
С?м = (40 ч- 50) 7Ve кал/час. (5)
Расчетная формула для определения лобовой площади радиатора будет иметь
вид: ' с Q
^1= --- —-------л/2, (6)
где / — коэфициент живою сечения радиатор а: для радиатора типа Андре.....................]......... . / 0,62,
» сотового с шестигранной трубкой . /^0.75, » »* » с круглой трубкой .... / 0,65;
I — глубица радиатора; для скоростных самолетов I выбирается в пределах ‘ 350—450 мм-, d — гидравлический диаметр- трубки радиатора —
, (7)
где / — площадь поперечного сечения трубки; - ,
а — периметр трубки; для глубоких радиаторов d берется около 10 мм.
Таким образом -^зё35—45, ,
к— коэфициент теплопередачи от воды к воздуху через стенку радиатора. Значение к 'Эфициента теплопередачи к определяется по формуле:
к =--------кал]м2 °C час, (g\
«1 «2
где — коэфициент теплопередачи от воды к стенке трубки радиатора определяется по фиг. 688 или по формуле:
-у = В - L-8,75, * (9)
468
2-Ьымта в км
i це: В = 0,02 для радиаторов типа Андье, В => 0.01 для радиаторов остальных типов; L — удельный расход роды через квадратный метр фронтовой поверхности для прохода воды в л/мЧек; обычно L — 25— 40 л/мЧек; аг —'коэфипиент теплопередачи от стенки к воздуху;
d ( —0.015
а2 = 216 7В • Vp • L 1 - 0,96 е d ) кал/м2 °C час, (10)
где: значение (?э можно определять во номограмме на фиг. 689;
Уч—- весовая плотность воздуха на расчетной высоте в кг/м3', V.,, — скорость воздуха в трубке радиатора в м/сек.
При наличии капота с регулируемой выходной щелью, изображенного на фиг. 690, можно задаваться скоростью в трубках -_______~г ——f радиатора в пределах 30—40 м/сек. регулировкой
у выходной щели можно эту скорость сохранить на
всех режимах полета.
Радиатор должен быть подобран на режиме наиболее тяжелых условий работы мотора, т. е. на ре-Фиг вол жиме подъема самолета. Скорость подъема может
быть определена примерно по следующей формуле: Рпод = -.^ + 2Ипос м/сек. (11)
Скорость в трубке радиатора может быть определена по формуле:
= Q2)
Величину Ф определяют для скорости подъема и для максимальной скорости
полета.
470
Входящая в формулу величина Д t есть разность средних температур воды и воздуха у земли.
Расчет радиатора ведут для летних условий, когда Д / = 60—65°C.
Температура воздуха определяется по стандартной атмосфере.
Полученное значение лобовой площади радиатора должно быть увеличено на 10% за счет невошедших в расчет верхнего и нижнего бачка и обичаек радиатора.
Для определения сопротивления радиатора пользуются формулой
= 2 ( с + ф2 Г ' '
Значение С’ должно быть определено для максимальной скорости полета. Зна-р V
чение относительного открытия щели Ф определяют из отношения по фиг. 691,
действуя, как показано стрелками. Подсчитав значение Са.р> которое относится к внутреннему сопротивлению сот радиатора, и имея в виду, что обичайки с бачками и капотом составляют 10% лобовой площади радиатора с Сх = 0,5, к общему СХр нужно прибавить величину
ДСгр = 0,1 -0,5=0,05.
Тогда коэфициент лобового сопротивления радиатора будет
^р = С;р + 0,05. (14)
Требования, предъявляемые к радиаторам, и типы радиаторов
Ко всем радиаторам можно предъявить следующие основные требования. Радиатор должен:
1. Отводить необходимое количество тепла от мотора на всех режимах работы.
2. Иметь высокий коэфициент теплопередачи, зависящий от формы каналов, скорости воздуха в трубках радиатора, длины трубок, сечения для прохода воды и пр.
Фиг. 694
3. Иметь небольшую лобовую площадь; в скоростных самолетах это достигается путем применения глубоких радиаторов глубиной 400—500 мм.
4. Давать минимальное/ сопротивление, что достигается установкой специальных капотов. Л~
5. Иметь небольшой вес.
471
6, 'Указывать небольшое гидравлическое сопротивление.
7. Быть удобным в эксплоатации (монтаже и обслуживании).
Фиг. 695.
Радиаторы должны иметь легко доступные пробки для наполнения и опорожнения, съемные фильтры при входе и выходе (при входе—из мелкой сетки, а при выходе — из крупной), термометр в месте входа горячей воды и приспособление для регулирования степени охлаждения воды, управляемое летчиком из кабины.
Дополнительно предъявляется требование эластичного укрепления радиаторов для меньшего влияния вибрации на срок его службы.
Форма радиаторов может быть самой различной; она зависит от расположения радиаторов на Самолете и их размеров. Наиболее распространенными являются:
1. Сотовые радиаторы, состоящие из трубок различной формы сечения. На фиг. 692 показаны некоторые типы трубск сотовых радиаторов. У нас применяются трубки Андре, цилиндрические трубки с развальцованными на шестигранник концами и шестигранные трубки.
2. Ленточные радиаторы, в которых каналы д.щ воды образованы изогнутыми зигзагообразно и сгЛянными между собой полосами листовой латуни (фиг. 693).
3. Трубчатые радиаторы, вкоторых по трубкам идет вода, а между трубками проходит воздух (фиг. 694).
4. Пластинчатые радиаторы (типа Ламблен), дающие сравнительно небольшое сопротивление, но неудобные в эксплоатации. В настоящее время гакие ра-
472
диаторы выполняются из отдельных пластин, окруженных специальными обтекателями. Радиатор удобно располагается в носу самолета и имеет хорошее обтекание. На фиг. 695 изображен радиатор с капотом для регулировки степени охлаждения воды на различных режимах полета. Впереди, в центре радиатора, имеется выдвижной кок, изменяющий сечение для прохода воздуха, а следовательно, степень охлаждения и температуру воды. Кок перемещается приводом из кабины летчика. Сопротивление при этом почти не изменяется. Для уменьшения завихрений за радиатором помещается металлический направляющий кожух, спрямляющий поток воздуха.
Фиг. 697.
Пластинчатые радиаторы в последнее время применяется в основном и для охлаждения масла.
Крыльевые радиаторы (фиг. 696) плоского типа крепятся поверх обшивки крыла так, что дополнительное лобовое сопротивление при этом типе радиатора отсутствует, но увеличиваются вес крыла и поражаемая площадь самолета. Кроме того, возможно замерзание воды, появление трещин и т. д. Этот тип радиаторов не получил широкого применения, хотя до сих пор отдельные констрикторы еще пытаются осуществлять поверхностные крыльевые радиаторы. Так например самолет Ньюпор Деляж-125 с мотором Испано-Сюиза 12 Yers имеет крыльевые радиаторы (фиг. 695), которые весят с водой ПО кг.
Радиаторы обычно изготовляют из листовой латуни толщиной 0,1—0,2 мм; fзазоры для воды имеют ширину 1—2 мм.
Во Франции начали применять для радиаторов некорродирующий сплав меди и никеля, крепость которого в 3 раза выше, чем латуни.
Весьма интересны тоннельные радиаторы и, в частности, расположенные в крыле (фиг. 697). Регулирование степени охлаждения производится, путем открывания и закрывания щели для выхода воздуха. При таком расположении радиатора дополнительное сопротивление значительно снижается. Тоннельный крыльевой радиатор можно осуществить в самолете с крылом достаточной толщины. Обычно необходимой толщиной крыла располагают самолеты с полетным весом 5500 кг и выше.
Охлаждение высококипящими жидкостями
Для уменьшения вредных потерь на охлаждение, т. е. для уменьшения поверхности радиатора и веса охлаждающей системы, применяют для охлаждения высококипящие жидкости. Высококипящие жидкости заменяют воду в системе жидкостного охлаждения, и так как эксплоатировать их можно при температурах 120—150° С, то необходимая площадь радиатора значительно уменьшается. Наиболее подходящими жидкостями являются в настоящее время эти-лен-гликоль и его смеси с водой. Система охлаждения остается примерно такой же, как и при воде, но уменьшаются охлаждающая поверхность радиатора и вес системы. Для суждения о свойствах высококипящих жидкостей приведена табл. 42 (см. стр. 474).
Этилен-гликоль смешивается хорошо с водой и спиртом, бесцветен и гигроскопичен. Химически-чистый этилен-гликоль на металлы не влияет. Из-за высоких температур при охлаждении высококипящими жидкостями применять обычные дюритовые и резиновые шланги нельзя и приходится использовать специальные шланги.
47а
Расчет радиатора для этилен-гликолевого охлаждения производится так же, жак и для водяного.
Таблица 42
Характеристики ох ла ждающих жидкостей
Охлаждающая
жидкость
10 111 Г00 197 124 0 — 11,5 В смесях с водой
1.26 290 +19 температура замер зания снижается
Вода . • ...............
Этилен-гликоль..........
Глицерин ...............
этилен-гликоль отводит несколько меньшее количество тепла, чем вода, вследствие более высокой температуры этилен-гликбля и большей вязкости его, ухудшающей теплоотвод от стенок цилиндра.
При этилен-гликолевом охлаждении количество тепла, отводимое от мотора за 1 час, можно подсчитать по формуле:
Q = (0,35 : 0,4) - 632 • Ne (200 + 250)Ne кал^ис.
Коэфициент теплопередачи от этилен-гликоля через стенку к во; духу /сэ' — 0,9 • к, где к — коэфициент теплопередачи от воды через стенку к воздуху.
Этилен-гликоль замерзает при довольно низких температурах, что важно для эксплоатации самолета в зимних условиях.
При этилен-гликолевом охлаждении, несмотря на некоторое падение мощности и увеличение потери тепла в масло, выигрыш в максимальной скоросп получается по сравнению с водяным охлаждением около 3%.
Количество воды в системе охлаждения
По данным NACA расход воды D на 1 м ширины радиатора и на 1 см глубины его составляет 12 л} мин (D = 12 л]мин.).
Для пластинчатых радиаторов при скорости воды V = 0,25—0,4 м/сек расход воды составляет 20— 30 л/.-шн на каждый кв. метр охлаждающей поверхности. При разнице температур воды до и после радиатора в 1Г для глубоких и узких радиаторов на 1 л. с. отводимого тепла приходится 1 л воды. Кроме воды, имеющейся в моторе, радиаторе и трубопроводах, на самолете должен быть запас воды, который можно определить по формуле:
AL г
I) = 4,5 +
355 ’
где D' — запас воды в л; Ne — номинальная эффективная мощность мотора; z — максимальная продолжительность полета в часах.
В табл. 43 приведены весовые данные различных радиаторов.
474
Зная лобовую площадь радиатора, можно на основании графика, приведенного на фиг. 698, определить величину полной охлаждающей поверхности радиатора.
. Таблица 43
Веса радиаторов
Источник Тип радиатора Вес 1 м2 охлаждающей поверхности, кг Вес воды на 1 лй охлаждающей поверхности радиатора, кг Вес радиатора с водой на 1 м2 поверхности охлаждения, кг
Джодж Заводские данные То же Сотовый Андре d-Ч мм Сотовый, цилиндрические трубки <1=10 мм Разные типы 1,22 1,47 1,10 0,73 0,78 0,51 1,95 2,25 1,61
Маркс 1 1 — 1,75 0,37—065 1,5—2,2
На фиг. 698 по оси абсцисс отложено число квадратных метров охлаждающей поверхности радиатора, приходящееся на 1 м2 лобовой площади, а по оси ординат — глубина радиатора.
Испарительное охлаждение
Рост скоростей самолетов заставил конструкторов в целях борьбы с вредными потерями на охлаждение усиленно работать над проблемой испаритель
Циркуляционный насос
•бондеисационный насос
Лредохрсяитеоьный клапан
Средохронителояый клапан
Ларобой сепаратор
Спускной кран
Фиг. 699.
PanoCwe трубы
Сруба обратного ы- конденсата
Выход в атмосферу
ного охлаждения. В обычной охлаждающей системе при подогреве воды на 10— 15* 1 кг воды уносит 10—15 кал тепла от стенок и головок цилиндра. Если же воду довести в рубашках цилиндров до кипения, то 1 кг воды при переходе в парообразное состояние будет отбирать от мотора приблизительно 535 кал. Пар можно отводить в поверхностные конденсаторы, расположенные в крыле и выполненные в виде несущей обшивки. Таким образом вообще устраняется дополнительное сопротивление на охлаждение. При удачном конструктивном оформлении конденсатора можно предотвратить обмерзание и обледенение передней кромки крыла.
Английские испытания теплоотдачи поверхностного конденсатора показали, что наиболее эффективно он работает при размещении вблизи передней кромки на разных углах атаки. Наивыгоднейшим является конденсатор, занимающий около 20% верхней поверхности .крыла, считая от носка. На бдльших расстояниях от передней кромки теплопередача значительно падает.
475
Отверстие й#"
Сотовый радиатор
'Манометр
Ласос
Фиг. 700.
Предохранительный /юаоан
Сеомо-метр
Большим преимуществом испарительной системы охлаждения является возможность, осуществив постоянное давление в блоке мотора, удерживать постоянной температуру охлаждающей жидкости, выпуская ее из блока в конденсаторы через редукционные клапаны. С точки зрения тактики, несмотря на большую поражаемую поверхность конденсатора, пробоина не причиняет такого вреда, как при обычном радиаторе, потому что расход вытекающего через пробоину пара можно компенсировать водой из резервного бачка. Е конденсатор поступает всего лишь 2% циркулирующей в системе воды, которая уносит необходимое у тепло.
В некоторых случаях вьгоднее применять поверхностный конденсатор лишь для обеспечения отвода тепла от мотора на максимальной скорости, отводя тепло на остальных режимах полета дополнительным выдвижным радиатором тоннельного типа.
Eza Sofa
Лар или Soda с аиром
' в
Фиг. 701. Схема испарительного охлаждения, принятая в Англии.
1—паровая трубка к крыльевому конденсатору, 2— сепаратор, Л—трубка для возвраще.ния конденсата в убирающийся радиатор, <—кабина ynpai пения, Я—гибкий паронров д, 6—водяной насос, 7—возврат к насосу, 8—убирающийся радиатор,.
.
Фиг. 702.
На фиг. 699 показана установка парового охлаждения на самолете Бристоль-Файтер с мотором Рольс-Ройс. Обязательным агрегатом при испарительном охлаждении является сепаратор, в котором происходив отделение пара от воды.
Пар поступает из сепаратора в поверхностные конденсаторы, из которых стекает конденсат, поступающий в водосборник, откуда помпой вода снова нагнетается в мотор.
В результате получаются циклы водяной и паророй. На фиг. 700 изображена схема охлаждения самолета Бристоль-Файтер с сотовым втягивающимся радиатором. На фиг. 701 представлена схема испарительного охлаждения, принята* в Англии. /
На фиг. 702 показано конструктивное оформление поверхностного конденсатора, расположенного на крыле .самолета. <
Охлаждение масла
Температура масла, выходящего из мотора, не должна превышать 95—105°, а температура масла, поступающего в мотор, должна быть около 70- -850. Для обеспечения отвода тепла от мотора с маслом применяют масляные радиаторы
476
1
Количество тепла, отводимого маслом, зависит от характера охлаждения мотора. При водяном охлаждении, когда температура деталей мотора по сравнению с моторами воздушного охлаждения невысока, в масло отводится меньше тепл?. При этилен-гликолевом охлаждении в масло обводится больше тепла. ’Количестве тепла, отводимое маслом , в случае этилен-гликолевого охлаждения определяется формулой:
Qv = (70. -г- 90) Ne кал/ час.
Это небольшое количество тепла отводится специал ными радиаторами, причем основная трудность осуществления мтсляного радиатора заключается в том, что масло в системе мотора находится под значительным давлением. Нормальное давление масла у разли шых мотороз составляет от 3 до 10 ат; при запуске давление значительно повышается. Поэтому масляные радиаторы получаются тяжелее водяных. Коэфициент теплопередачи от масла к охлаждающей среде невелик вследствие образования на стенках радиатора масляной пленки, имеющей большое термическое сопротивление и ухудшающей переход тепла к воздуху.
Теплопередача масляных радиаторов составляет 100—150 кал/м?°£ час. При-кидочный подсчет полной охлаждающей поверхности масляного радиатора можно произвести по формуле: /
F= е к ДЙ ’
где F — полная охлаждающая поверхность радиатора в ж;
к —^коэфициент теплопередачи в кал1м2°С час;
М — средняя разность температур масла и охлаждающего воздуха.
По статистическим данным необходимая поверхность масляного радиатора на 1 л. с. мощности мотора составляет 0-0055 — 0,0065 л/2.
Имеются масляные радиаторы со специальными приспособлениями 'для завихрения потока масла с целью увеличения теплопередачи. По данным Свена теплопередача масляного радиатора составляет около 60% от теплопередачи водяного (при равных условиях работы).
По конструкции масляные радиаторы могут быть разделены на воАо-масля-ные, в которых масло охлаждается водой, циркулирующей в водяной системе мотора, и воздушно-масляные, в которых масло охлаждается встречным пото ком воздуха.
Схема водо-маслянюо радиатора изображена на фиг. 703. Водо-масляный радиатор может бьпь установлен в любом месте самолета. При наличии его охлаждающая поверхность водяного радиатора должна быть увеличена на 10%.
177
На фиг. 704 показана конструкция возтухо-масляного радиатора Виккерс. Этот радиатор состоит из впускной а и выпускной b труб, на которые надеваются плоские коробки с, с проложенными между ними шайбами d. Между коробкам?, проходит охлаждаюгдш воздух. Коробки с в средней части сплющены для увеличения зазора для прохода воздуха.
Фчг. 704
Для жесткости коробки проклепываются во многих местах. Масло входит по трубе а во все коробки и выходит по трубе Ь. Кри увеличении давления перепускной кран е отжимает пружину / и сткрывает доступ маслу прямо из трубы а через соединительную трубу g к выходу. Таким образом радиатор предохраняется от разрыва.
Радиатор Виккерс имеет сравнительно небольшое сопротивление, но довольно громоздок. Общий коэфициент теплопередачи достигает 140—150 кал 'м^Счас.
Воздухо-масляный радиатор, показанный на фиг. 705, легок, имеет небольшие габариты и удобно размещается на самолете в капотах. Устроен он следующим образом: в двойной цилиндрический кожух а вставлены шестигранные соты Ь, сквозь которые проходи'1' воздух. Между сотами проложены горизонтальные перегородки f, заставляющие проходить масло, как показано на чертеже стрелками В, по радиатору. Соты условно показаны только по оси радиатора. Масло входит в радиатор через штуцер с и может выходить через термостат d в штуцер выпуска е в начале работы мотора (по стрелке Д), когда масло еще не прогрето. 478
При прогреве масла термостат перекрывает проходное отверстие, и масло проходит через весь радиатор, выходя в штуцер выпуска е помимо термостата.
На фиг. 706 показан термостат этого радиатора, состоящий из клапана а» соединенного с гофрированной коробкой с, наполненной изопентаном. Гофрированная коробка вместе с клапаном прижимается пружиной b к с :длу.
--------- 2ZS
Фиг. 705.
Заполняется 5'ЮсмЗ изопентана ДЯигЗЕнив начинается при г-37-6!сС при 1*57-63°
Когда масло недостат очно прогрето и давление велико, клапан а открывается-и дает возможность маслу проходить вместо радиатора через наружный кожух (фиг. 705) и термостат в выпускной штуцер. Путь масла в этом случае nct<a?an стрелками А.
При разогреве коробка с (фиг. 706) удлиняется и натяжение пружины Ь-увеличивается, так что клапан остается закрытым, и масло должно поступать в радиатор по пуп-, указанному стрелками В.
В моторах воздушного охлаждения применяются радиаторы из трубок, расположенные в виде колец, удобно размещаемых в капоте NACA. Эти радиаторы неудобны в эксплоатагии и часто текут, так как па них сильно сказывается вибрация, вызывающая образование трещин в трубках при большой длине их.
479
Основные данные о сотовых воздушно-масляных радиаторах приведены в табл. 44. ф
Таблица 44
Данные по теплоотдаче воздух о-м а с л я н ы х радиаторов
Диаметр радиатора, мм Теплоотдача, кал]сек Количество пр этена ющего через радиатор воздуха, кг-с^к - - . . V Количество протекающего через радиатор масла, кг!сек
100 0,755 0,172 0.227
125 1,210 0,265 0.227
' 150 1,69 0,381 0,227
175 2.27 0,518 0,227
200 2,84 0,663 0,454 .
225 3,43 0.860 0,454
Система водопроводки и ее детали
Охлаждающая жидкость в системе охлаждения циркулирует под напором, создаваемым водяной йомпой ‘ мотора. Водяная помпа гонит воду в рубашки цилиндра или блоки мотора; нагретая вода из рубашек мотора поступает в радиатор. Выгоднее подводить воду в нижнюю часть радиатора, так как это обеспечивает лучшую циркуляцию воды в ради-торе и лучший отвод тепла от радиатора.
ШФиг. 708. Дренажная труба расширительного бачка для перевернутого полета.
1—шарик. 4—дренажная трубка, доведенная до нижней точки системы для перевернутого полета.
Фиг. 707. Рациональный тип расширительного бачка.
1—заливная горловина» 2—уровень воды» 3—дефлекторы» 4—уровень воды при наклоне в 15°» 5—крышка для дренажной трубки, 6—воздушное пространство, 8—от мотора, S—термометр, 10—дефлекторы, и—изогнутые трубки, способствующие отделению воды от пара, 12—к радиатору.
* i
Охлаждающая жидкость может быть использована для подогрева карбюраторов и всасывающих трубопроводов, после чего охлажденная жидкость по особому трубопроводу поступает к помпе. Иногда в систему включают пароотводные трубки, по которым пар на пути от мотора к радиатору отводится в расширительный бачок. В расширительном бачке помещается запас воды для компенсации испаряющейся воды. Объем расширительного бачка таков, что он может воспринимать увеличенный объем подогретой жидкости. Расширительный бачок сообщают с атмосферой для выделения паров при испарении воды. Желательно ставить в расширительном бачке перегородки таким образом, чтобы можно было отделять пар от воды, т. е. бачок должен одновременно являться и сепаратором в водяной системе охлаждения мотора.
Соединение расширительного бачка с атмосферой может осуществляться при помощи дренажных трубок или клапанов. Желательно применение двойных клапанов, так как они предохраняют бачок от избыточного давления и от создания вакуума.
На фиг. 707 показан рациональный тип расширительного бачка с перегородками, способствующими отделению пара от воды.
480
Для самолета, могущего летать на спине, дренажная трубка (фиг. 708) имеет в патрубке шарик, который перекрывает отверстие для выхода воды при полете на спине и открывает доступ воздуху со стороны трубки 2.
Горловина расширительного бачка используется довольно часто для заполнения всей водяной системы мотора. Степень охлаждения и исправность системы
контролируются термометрами; один термометр устанавливается у выхода жидкости из мотора, а другой, замеряющий температуру охлажденной жидкости,— за радиатором. Система опорожняется в нижних точках трубопроводов и радиаторов через сливные краны. - __ - —.
В системе охлаждения 1
желательно ставить фильтр, который должен легко очищаться.
На фиг. 709 изображена принципиальная типовая схема охлаждения мотора.
На фиг. 710 изображена схема охлаждения мотора АМ-34 на тяжелом самолете. При этой схеме в магистраль, подводящую воду к мотору, включается масляный радиатор. Из правой и левой групп цилиндров горячая вода по трубопро
водам отводится в радиатор. В один из этих трубопроводов включен термометр. Из радиатора вода поступает к водяному насосу по трубопроводу, в который включена проводка от расширительного бачка. Насос подает охлажденную воду в обе группы цилиндров.
Пары, образующиеся в системе, отводятся в расширительный бачок на выходе из мотора и за радиатором. Часть воды отводится для подогрева карбюраторов и всасывающих патрубков.
ч
Трубопроводы системы охлаждения %
Водяная система должна быть легкой, негромоздкой и не иметь длинных трубопроводов. Переходы в ответвлениях должны быть плавными для уменьшения гидравлических потерь, преодолеваемых помпой. В табл. 45 приведены при-
Конструкция самолетов—228—31
481
мерные значения гидравлических сопротивлений в циркуляционной системе охлаждения в метрах водяного столба.
Для уменьшения длины трубопроводов желательно радиатор размещать вблизи мотора. Отводы жидкости от мотора к ра-
диатору осуществляются жесткими и гибкими трубопроводами размером 35—70 мм в диаметре. Гибкие шланги делают систему эластичной и нужны в особенности при применении убирающегося радиатора. Регулировать степень охлаждения можно применяя жалюзи, убирая (втягивая) радиаторы и устанавливая капоты с регулируемой щелью.
Таблица 45
Примерные значения сопротивлений в циркуляционной системе охлаждения
Сопротивление В м водяного столба В % от всего сопротивления
Трубопроводов и пр. . 0,9-2,0 15-25
Рубашек цилиндра . . . 1,5—3,0 25-30
Радиатора Всей системы охлажде- 2,5—5,0 40-50
НИЯ 6,0—10,0 100
Регулирование степени охлаждения при помощи жалюзи осуществляется, как показано на фиг. 711. Поворотные заслонки, управляемые летчиком или от термостата, изменяют сечение для прохода воздуха. Этот способ неудачен, в особенности для скоростных самолетов, так
Фиг. 711.
как сопротивление радиатора при повороте створок жалюзи резко возрастает.
Фиг. 712.
f Убирающийся радиатор размещается в специальном каркасе, могущем перемещаться! вместе с радиатором. Изменяя лобовую площадь радиатора, можно широко изменять температуру охлаждающей жидкости. Схема втягивающегося радиатора показана на фиг. 712.
Применение тоннелей с регулируемой выходной щелью имеет ряд преимуществ перед описанными двумя способами регулирования, так как при перекрытии выходной щели сопротивление уменьшается и легче осуществить привод (в частности от термостата), для регулирования щели.
Можно использовать комбинированный способ, т. е. поставить втягивающийся радиатор и капот с регулируемой щелью. При этом способе можно значительно уменьшить лоб радиатора, создавая на больших скоростях полета несколько большую скорость в трубках радиатора. При осуществлении автоматического регулирования температуры охлаждающей жидкости необходимо учитывать изменение температуры кипения с подъемом на высоту при открытой системе охлаждения, когда система соединена с атмосферой. Радиатор следует размещать так, чтобы был обеспечен свободный доступ к нему и чтобы поток не тормозился на выходе из радиатора. Торможение выходящего из радиатора потока воздуха ухудшает теплопередачу и увеличивает сопротивление.
482
Глава V
УПРАВЛЕНИЕ МОТОРОМ И ПУСКОВЫЕ ПРИСПОСОБЛЕНИЯ
§ 1. УПРАВЛЕНИЕ В. М. Г. >
Управление агрегатами современной в. м. г. складывается из управлейия газом, управления питанием мотора, управления зажиганием, управления охлаждением, управления винтом и управлейия пусковыми приспособлениями.
Управление газом
Управление газом современного мотора на самолете складывается из управления нормальным газом, управления корректором (высотным газом) и управления наддувом.
Управление нормальным газом регулирует подачу смеси в мотор и представляет собой механизм, соединяющий поводок дроссельной заслонки карбюратора с рычагами управления мотором в кабине пилота (фиг. 713).
Управление корректором регулирует качество смеси на высоте и представляет собой механизм, уединяющий поводок высотного крана на моторе срычагами
1—митщь г—нароюратор, з—магнето, «—рычаг &
управления нормальным гавом, 5 —рычаг уп- Z,
равления высотным газом, 6—рычаг управле-
ния опережением зажигания, 7—рукоятка нормального газа, 8 — рукоятка высотного газа,
рукоятка опережения зажигания.
управления мотором в кабине пилота. Управление наддувом регулирует давление на всасывании.
Управление нормальным и высотным газом. Для управления газом на борту кабины или на специальном пульте у приборной доски укрепляется система рычагов, называемых секторами.
При наличии двойного управления рычаги в кабинах инструктора
-и ученика связываются жесткими тягами.
Секторы газа одномоторного самолета по конструкции весьма разнообразны. Сектор газа, показанный на фиг. 714, представляет собой рычаг, на конце которого расположен шарик для рукоятки пилота; к этому же концу крепится тяга. Рычаги обычно изготовляются из стали или дуралюмина. Сектор газа, показанный на фиг. 714, устанавливается в самолете на левый борт фюзеляжа. Верхний рычаг предназначается для нормального газа, а нижний — для высотного.
На многомоторных самолетах летчик не в состоянии следить за всеми приборами и управлять многочисленными рычагами и кранами. Поэтому приборы, контролирующие работу мотора, и часть рычагов управления моторами выносят в рубку борттехника. В кабине летчиков оставляют секторы нормального газа, тахометры и трехстрелочные индикаторы, являющиеся комбинацией термометра для масла, манометра для масла и для бензина, по числу моторов.
Управление нормальным газом для пилота многомоторногоо самолета монтируется на специальном пульте (фиг. 715), представляющем собой коробку с ходящими в ней рычагами. Коробку пульта собирают из дуралюминовых профилей и обшивают наружную ее часть листовым гетинаксом. Пульт пилота крепится на кронштейнах болтами так, чтобы он во время работы моторов не дрожал и рычаги не могли самопроизвольно отходить во время работы. Для послед-
ней цели устанавливают специальные тормозы.
На пульте борттехника в многомоторном самолете сосредоточено все управление мотором. Здесь монтируются рычаги нормального и высотного газа, приборы, контролирующие работу моторов, сектор пожарного крана, заливные шприцы, управляемые краны системы питания горючим и смазочным и управление запуском, охлаждением и зажиганием. Здесь же размещается пожарное оборудование в. м. г.
483
Г Рычаг нормального газа соединяется тягой с дроссельной заслонкой карбюратора; при движении рычага вперед открывается дроссельная заслонка (фиг. 716). Рычаг высотного крана связан тягой с этим краном на карбюраторе. Детали управления газом, кроме тяг, состоят из направляющих, наконечников и вилочек поводков и обтюраторов. Тяги управления делаются из стальных трубок с вильчатыми наконечниками. Так как при сборке трудно выдержать с абсолютной точностью длины труб, передающих усилия к рычагам, то на эти передаточные трубки приходится ставить регулируемые наконечники- В случае большого расстояния от пульта до мотора в систему тяг вводят передаточные рычаги, укрепленные на специальных кронштейнах. То же приходится? делать, если движение тяги нужно передать под углом. Так как тяги работают попеременно на растяжение и на сжатие, то они помещаются в направляющих втулках.
Направляющие втулки устанавливаются на стойках
Фиг. 714.
лонжеронов крыла или на шпангоутах фюзеляжа на расстоянии 1,0—1,5 м одна от другой.
Вилочки для тяг управления (фиг. 717) представляют собой стандартные вилки с фрезерованной внутренней выемкой с одного конца и резьбой для ввинчивания в наконечник — с другого. Вилочки изготовляются с левой и правой резьбой; для регулировки на ставят одну вой резьбой, с правой.
Наконечники к дуралюми-новым трубам малых диаметров (до 12 мм) приклепывают двумя заклепками насквозь. При больших размерах труб сверлят вспомогательные отверстия и через них приклепывают наконечники 3—4 заклепками. К стальным тягам наконечники припаивают медью.
Поводки (фиг. 718) для передаточных тяг управления обычно делают сварными из
Норнштш газ
Олереление з4жиго11 я
каждую тягу вилочку с ле-а другую —
листовой стали. Поводок имеет вид маятника, в центре которого вваривается втулка для вращения поводка на оси кронштейна, а на конце имеется обойма для шарикоподшипников, или шайба для соединения с вилочками. На современных самолетах (особенно многомоторных) все передачи управления к секторам нормального и высотного газа ставятся исключительно на шарикоподшипниках
484
(фиг. 719). Управление пожарным краном и жалюзи радиатора, как сравнительно мало работающие, монтируются на поводках.
Тяги управления Мотором, проходящие через противопожарную перегородку, должны иметь для герметичности соответствующие уплотнения, называемые обтюраторами.
Так как при большом количестве передаточных тяг и рычагов неизбежно появление больших люфтов, то иногда вместо жестких тяг применяют тросовую передачу. Так как тросы можно подтягивать с помощью тандеров, выбирая люфты, то эта система как будто выгоднее, но по сложности она, очевидно, превосходит систему с рычагами из-за очень большого количества роликов. Иногда применяется передача Пуш - Пуль (Puch — толкать; Pull — тянуть), которая позволяет обходиться без промежуточных рычагов и роликов. Эта передача (фиг. 720) состоит из дуралюминовой трубки, внутри которой протянут стальной трос диаметром 2 мм. На этот трос попеременно насажены стальные валики со сферическими концами и медные боченочки, плотно входящие в направляющую трубку. Конец троса закрепляется в специальных наконечниках. Направляющей трубке
можно придавать любые наклоны или изломы при условии, что переходы будут плавными. Направляющая трубка закрепляется по месту хомутами, а концы стержней присоединяются к Соответствующим рычагам. Эта система передает сжимающие и растягивающие усилия. На растяжение работает трос, а на сжатие —-боченки и валики. Трубка набивается тавотом с графитом.
Обычно эта система применяется не в чистом виде, а в комбинации с жесткими тягами. Прямолинейные длинные участки передачи делаются из труб, а все изгибы— из трубок Пуш-Пуль. Таким образом эта система заменяет рычаги, крепления их кронштейны и т. п., в результате чего получается значительный выигрыш в весе.
Управление наддувом
Для регулирования давления на всасывании современные высотные моторы снабжаются ограничителем наддува. Ограничитель наддува имеет ручное управление, позволяющее изменять давление наддува до заранее установленного предела, и механизм, выключающий это управление в случаях, когда желательно при взлете увеличить на несколько секунд нормальную мощность. Особого механизма для регулирования ограничителя не требуется; рукоятка нормального газа в кабине летчика соединена с рычагом управления дроссельной заслонкой через регулирующий механизм ограничителя. Механизм выключения сообщается тягой с кабиной летчика.
Управление наддувом вручную выходит из употребления, главным образом, потому, что слишком большая доля внимания пилота поглощается наблюдением
486
за вакуумметром. Это обстоятельство заставило установить автоматические приспособления для регулировки давления наддува.
К настоящему времени автомат-регулятор давления на всасывании является необходимой принадлежностью всякого нагнетателя. Принцип работы регулятора рк состоит в том, что он при помощи специального золотничка, регулируемого анероидом, сообщенным с давлением на всасывании, приводит в действие серво-мотор, прикрывающий или открывающий дроссельную заслонку.
На этом же принципе основано устройство внедряющихся в практику автоматических высотных корректоров, предназначенных для установки на карбюраторы, с целью заменить ручную коррекцию смеси при подъеме на высоту — автоматической. .
Управление зажиганием
Управление зажиганием состоит из проводки и различных контактов в виде переключателей, штепселей и выключателей, служащих для включения электросети при пуске мотора и выключения — при остановке его. Регулировка зажи-
гания в полете производится с помощью рычага опережения зажигания. Посредством переключателя осуществляется включение рабочих и пускового магнето.
Переключатель, схема которого показана на фиг. 721, состоит из верхней круглой панели; на этой верхней панели вращается рукоятка нижней панели с контактными болтами. На верхней панели имеются цифры О, /, 2 и 12. При положении рукоятки на О магнето выключены. При установке рукоятки на цифру/ включается первое рабочее магнето; при установке рукоятки на цифру 2 включается второе магнето, а первое выключается. При установке рукоятки на цифры 1 2 будут включены оба рабочих магнето. Такая последовательность включения предусмотрена для возможности проверить отдельно работу каждого магнето и соответствующих групп свечей.
Масса
1е'рабочее 2ерабочее'
магнетон: =,==. нагнетта
Фиг 721.
Чтобы не ставить на каждый мотор отдельного пускового магнето, на много-
моторных самолетах имеются штепсельные гнезда, в которые входят концы вилок от пускового магнето и выключателей. В настоящее время штепсельные гнезда и выключатели для пускового магнето заменяются высоковольтными переключателями.
Аварийный выключатель служит для быстрого одновременного выключения всех моторов. Состоит аварийный выключатель из тех же частей, что и пусковой переключатель, с той лишь разницей, что имеет только два положения «включено» и «выключено».
Отдельного управления опережением или запаздыванием зажигания в кабине пилота, как правило, сейчас не ставят, потому что на современных моторах управление опережением магнето обычно соединяется с управлением нормальным газом или же применяются приспособления, автоматически регулирующие опережение зажигания.
т
§ 2. ПУСКОВЫЕ УСТРОЙСТВА
По месту действия способы запуска и пусковые устройства разделяются на аэродромные и бортовые.
К числу аэродромных способов запуска относятся пуск с контакта, ручное провертывание винта и запуск автостартером.
Бортовые пусковые устройства по принципу действия могут быть разделены на две группы:
1) пусковые устройства, непосредственно вращающие вал запускаемого мотора; к этим устройствам относятся Инерционные стартеры, ручные и электрические;
-87
2) пусковые устройства, воздействующие на поршни мотора и тем самым заставляющие вращаться коленчатый вал; к этим устройствам относятся газовые стартеры, в том числе запуск сжатым воздухом, и пиротехнические пусковые устройства. \
Предпочтение следует отдать тому методу и тому приспособлению, которые при наибольшей надежности и наименьшем весе конструкции позволяют пилоту запускать мотор из кабины без посторонней поДощи.
1
Заливка мотора
Для того чтобы запустить мотор, необходимо ввести в цилиндры горючую смесь бензина с воздухом. Эта операция называется заливкой мотора. При заливке горючее подается в цилиндры специальным заливочным насосом или под давлением дз специального заливного бачка. В настоящее время заливочные приспособления обычно включаются в систему самопуска.
Пусковое зажигание
Для получения мощной искры от рабочих магнето современных авиамоторов
необходима определенная скорость вращения якоря магнето, соответствующая 80—100 об/мин. коленчато-
Фиг. 722. Схема пускового двухискрового зажигания двухмоторного самолета.
го вала мотора. При запуску, когда число оборотов мотора весьма мало, для воспламенения горючей смеси служат пусковые генераторы высокого напряжения. В качестве таких генераторов применяются пусковые магнето и пусковые индукционные катушки.
Пусковое магнето вра
щается летчиком и, следовательно, не требует никаких источников питания,
но в зимних условиях эти магнето трудно вращать, и они не дают мощной искры. Пусковое магнето весит около 3,5 кг, монтируется в месте, удобном для
Фиг. 723. Схема одноискрового пускового зажигания трехмоторного самолета.
проворачивания его рукой, обычно справа от пилота на полу кабины или под приборной доской.
4^8
Пусковая индукционная катушка питается током от аккумуляторной батареи через вибратор первичной обмотки, дает очень мощную пусковую искру, не требует применения сравнительно тяжелых аккумуляторов.
В настоящее время применяются двухискровая и одноискровая схемы пускового зажигания.
Пои двухискровой схеме (фш. 722) от пускового генератора вед^т два провода^ подающие ток высокого напряжения к распределителям обоих рабочих магнето, что понижает интенсивность искр на свечах и требует добавочного переключателя.
При одноискровой схеме (фиг. 723) от пускового генератора идет один провод к одному из рабочих магнето.
На многомоторных самолетах обязательна установка, кроме обычных переключателей магнето, аварийного выключателя зажигания.
Аэродромные способы запуска
Пуск с контакта заключается в том, что, предварительно засосав смесь, уста-
навливают поршень в одном из цилиндров на сжатие, причем поршень этот дол
жен занять положение, соответствующее повороту коленчатого вала на несколько
градусов по ходу за верхнюю мертвую точку. В этот момент необходимо подать в цилиндр искру (поджечь смесь), что осуществляется вращением пускового магнето или нажатием кнопки пускового вибратора; рычаг опережения зажигания должен быть установлен в положение, при котором опережения зажигания нет (полностью оттянут на с₽бя).
Вспышка смеси в одном ци-
линдре заставит вал мотора провернуться, произойдет в( пышка в следующем, цилиндре, и мотор заработает.
Запуск мотора при помощи ручного проворачивания винта выходит из употребления. Он применяется еще на легких самолетах с низко расположенными моторами малой мощности.
Проворачивание винта с помощью стартера, монтированного на автомобиле (фиг. 724), является весьма надежным запуском, благодаря тому, что автостартер проворачивает мотор с достаточным числом оборотов. Но такой запуск возможен только там, где имеются специально приспособленные для данного тина
самолетов автостартеры.
Автостартер представляет собой автомобиль, на платформе которого устанавливается на специальной ферме карданный вал, вращающийся от коленчатого вала автомобильного двигателя. Посредством муфты с храповиком карданный вал сцепляется с такой же муфтой на торцевой втулке пропеллера, а после запуска мотора автоматически расцепляется.
Боотовые пусковые устройства
Инерционные стартеры. Двигатели внутреннего сгорания запускаются легко, при большой начальной скорости вращения коленчатого вала, хотя бы вал вращался с этой скоростью короткое время. Этому требованию в большой с гепени удовлетворяет инерционный стартер, дающий большое начальное число оборотов в момент сцепления с коленчатым валом.
Маховичок инерционного стартера раскручивается до большого числа оборотов, а затем сцепляется с коленчатым вадом двигателя. Благодаря большой силе инерции вращающегося С громадной угловой скоростью маховичка, коленчатый нал мотора начинает вращаться со скоростью, достаточной для образования мощной искры на свечах зажигания. По запуске мотора маховичок расцепляется.
43 У
Фиг. 725.
Инерционные стартеры могут приводиться во вращение вручную (фиг. 725) или электромотором. Пилот не может непосредственно из кабины запустить мотор ручным инерционным стартером. Для проворачивания стартера обязательно требуется помощь борттехника, который, находясь вне кабины, должен раскрутить рукояткой етаотер, после чего летчик произведет сцепление стартера с авиамотором и одновременно включит зажигание. Это весьма неудобно, и поэтому ручной инерционный стартер широкого распространения не получил. Предпочитают применять электроинерционные стартеры, в которых раскручивание маховичка производит специальный электромотор с очень большим числом оборотов и малым вращающим моментом. Обычно электроинерционные моторы снабжаются также и ручным приводом. Наиболее распространен в настоящее ьремя комбинированный электроинер-ционный стартер Эклипс.
Принципиальная схема электросамопуска Эклипс (фиг. 726) состоит из двух частей—схемы питания электромотора и электромагнитного выключателя и схемы зарядки аккумуляторов от динамомашины О г’ положительного зажима аккумулятора ток идет к зажиму а электромагнитного выключателя, от которого может через зажим b пройти в электромотор. От того же зажима а ток ответвляется к зажиму с, который соединен с обмоткой электромагнита. Отрица
тельный зажим аккумулятора через предохпанитель соединен с мотором (массой), а через пусковую кнопку — с зажимом d электромагнитного выключателя, с которым соединен второй конед обмотки электромагнита. При нажатии пусковой , кнопки замыкается контакт и электромагнит притягивает сердечник. Притянутый сердечник замкнет зажимы а и b и тем самым даст возможность току от источника питания пройти в электромотор, который начнет вращаться До тех пор, пока не разовьется достаточная сила инерции. Пусковая кнопка
Фиг. 726.
в кабине
летчика соединена
тросом с рычагом на электросэмопуске; когда эта кнопка вытянута на себя, электросамопуск сцепляется с мотором и приводит его вп вращение.
Питается электросамопуск от аккумулятора емкостью 100—150 Ah, который заряжается специальной динамомашиной, дающей напряжение 15 V и силу тока 15 А, устанавливаемой на особой площадке у мотора.
Газовые стартеры. Пуск мотора с помощью ежа i ого воздуха или-газа в настоящее время весьма распространен. Сжатый до давления 25—30 ат газ или воздух, находящийся в баллонах (фиг. 727), направляется через особые трубопроводы и распределитель в цилиндры мотора. Давлением воздуха или газа открывается специальный пусковой клапан, и в соответствующем цилиндре мотора поршень
490
совершает рабочий ход, причем впускной и выпускной клапаны этого цилиндра закрыты.
Распределитель (фиг. 728) последовательно направляет сжатый воздух или газ в соответствующие цилиндры мотора. Золотник распределителя вращается от коленчатого вала авиадвигателя и сообщает отверстия распределителя с трубопроводом в порядке, соответствующем порядку работыЛцилиндров.
Фиг. 727. Установка баллона Самопуска для мотора BMW-VI.
1—баллон со сжатым воздухом (давление 150 ат), 2—пусковой вентиль, 3—манометры, 4—рукоятка перепускКого крана, 5—трубка с выведенным за Оорт концом для включения аэродромного баллона, «—распределительная коробка.
'Этот способ пуска может быть применен не только на аэродроме, но и в полете, если на самолете имеется баллон со сжатым воздухом. Запас сжатого воз-
духа может быть взят весьма незначительный, так как большие баллоны весьма тяжелы. Поэтому с помощью находящегося на самолете запаса сжатого воздуха можно лишь несколько раз запустить мотор. При этом способе запуска несколько затруднительно получение первых вспышек, так как при расширении воз'-духт в цилиндре понижается температура и пары горючего частично конденсируются.
Конструкция таких самопусков довольно проста (фиг. 727). Бортовой баллон со сжатым воздухом располагают обычно в кабине ме-
ханика или пилота, а
воздухораспределитель устанавливают на самом моторе и подводят трубопроводы
к каждому цилиндру. Для регулирования давления воздуха, поступающего в мотор, ставят перекрывной кран с манометрами. 'Один из манометров показывает давление воздуха в баллоне; другой манометр показывает, под каким давлением подается в мотор воздух для запуска. Для подачи воздуха в мотор на кране имеемся рукоятка, при повороте которой вправо воздух направляется
в мотор.
491
На одномоторном самолете достаточно одною перекрывного 'крана. Обычно его ставят в кабине пилота на левом борту, чтобы пилоту удобно было им работать. Для многомоторных самолетов необходимо на каждый мотор ставить отдельный распределительный кран.
Объем обычного бортового баллона 5 л, и воздух содержится в нем под давлением 150 ат, т. е. всего в бортовом баллоне содержится 750 атмосферолитров воздуха. Бес тянутого такого баллона около 9 кг, а сварного хромоникелевого или хромомолибденового — около 4—5 кг. Пятилитровиго баллона хватает на А—5 запусков мотора средней мощности. Для запуска мотора в баллоне должно быть давление не ниже 25—30 ат, так как при меньшем давлении мотор запустить нзльзя. 4
к теИпштшп
Воздушш. и насос
Карбюратор
К распределителю
СапышН п/тжера
РуНотка npuSft’j
В огнет/илтп! Мат .err I «шус/гп
Мыметр пгиетундтт /йршьь с й------------1
Шотин В. й i
3 ,
3 ? *
ВжиноВый наше
Замок плунжера
/ ; I Птыи, н й Всасывание бе^ина j
Поршень н.й Шалуннд1 >юршмна. Ьпрысt&ына
'"т,"п">Kupomiaj
Разрез шА'В
L . чиршсс
ао'фрпыи Кран огнетушителей
Фиг. 729.
Поршень бензиниВогп наат
Игла регулирврни карбюратора к врарёВеттгл о:
Вентиль спив пуска j .Смесит, номера J
J Риффузор " ™
□ Маклер—^ - ч
ЗлопонВй клапан нВ
Puaipeuam / те ими ирон'
На тяжелых самолетах можно установить компрессор, который будет Ьозоб-новлять запас сжатого воздуха по мере его расходования. При этом баллон может быть взять небольшой, что позволит /сэкономить вес. Наиболее известны и распространены компрессорные установки фирмы Гарелли (Италия), Бристоль и Хейвуд (Англия) и Мотокомпрессор АК-60 (СССР). Компрессорная станция состоит из маленького одноцилиндрового моторчика воздушного охлаждения, связанного с ним компрессора и баллона для сжатого воздуха. Такие станции могут в течение 1,0—1,5 мин. подать достаточное для однрго запуска количество воздуха под давлением в 25 ат. *
Довольно большое распространение в настоящее время получил самопуск Вьет (фиг. 729). Пусковой агрегат Вьет представляет собой комбинацию пускового устройства, работающего карбюрированным сжатым воздухом, с центральной компрессорной установкой, питающей сжатым воздухом ряд агрегатов (тормозы, механизмы уборки шасси, приборы и др.).
Пусковое устройств# Вьет осуществляет две операции: заливку смесепрово-дов горючим и заполнение цилиндров смесью горючего с воздухом под конечным давлением в цилиндре около 2 ат.
Заливка смесепроводов осуществляется поршневым насосом. Заполнение цилиндров горючей смесью производится с помощью сжатого воздуха, протекающего через особое смесительное устройство, откуда воздух, уже карбюрированный, поступает к распределительному золотнику, открывающему доступ горючей смеси к цилиндрам.
492
Сжатый воздух подается двумя компрессорами — одноступенчатым механическим с приводом от мотора и двухступенчатым ручным, приводимым в действие качающейся рукояткой. Сжатый воздух содержится в облегченном бортовом баллоне, рассчитанном на рабочее давление 30 ат.
Механический компрессор представляет собой одноцилиндровый воздушный насос с автоматическими клапанами. При 900 об/мин. компрессор наполняет в течение 4 мин. баллон емкостью 3 л воздухом, сжатым до 30 ат.
Дв} хступенчатый ручной компрессор имеет два цилиндра низкого и два цилиндра высокиго давления Воздух поступает в полость шатунного механизма через отверстия в верхнем приливе фланца соединения цилиндров и затем попадает в цилиндры низкого давления через автоматические клапаны в донышках
^Матбш боздуа для запуска мотора
Фиг. 730.
поршней. Оттуда сжатый воздух переходит через отверстия в головках цилиндров низкого давления в камеры впускных клапанов цилиндров высокого давления. Под давлением воздуха эти клапаны автоматически открываются и пропускают воздух в цилиндр высокого давления, откуда сжатый воздух переходит через автоматические выпускные клапаны в магистраль высокою давления и затем идет по назначению через систему кранов.
Ввиду того, что приводные шестерни механического компрессора сцеплены с валом авиамотора без выключающего приспособления, компрессор этот работает все время, пока работает авиамотор. Для предотвращения излишней подачи воздуха, влекущей за собой перегрузку компрессора, в системе агрегата Вьет имеются регулятор давления и редукционный клапан.
Заливсчный насос плунжерного типа в нижней части цилиндра имеет канал, сообщающий полость цилиндра с гнездом конуса распределительного крана. Гнездо распределительного клапана имеет шесть отверстий, расположенных
493
в определенном порядке по его боковой поверхности, для соединения с каналами и полостями заливочного насоса, воздухопровода и смесителя. Карбюратор-смеситель имеет жиклер 7 для распыления бензина, насадок 2 для эмульсирования бензина в воздухе и камеру смешения, снабженную патрубком с ниппелем 3 для соединения карбюратора t с распределителем смеси по цилиндрам мотора.
Схема действия агрегата Вьет следующая (фиг. 730). Для того чтобы наполнить баллоны ручным или механическим компрессором, необходимо открыть краны А и Б, доводя давление воздуха по манометру М до 20 ат летом и до 30 ат зимой. Для заливки распределительный кран ставится в положение «засасывание». При этом бензин из бачка с пусковым горючим получает доступ к цилиндру заливочного насоса. Движением плунжера вверх бензин набирается в полость цилиндра заливочного насоса. Повернув распределительный кран в положение «впрыск» и надавливая на рукоятку плунжера, впрыскивают бензин из полости цилиндра заливочного насоса в полости всасывающих смесепро-водов.
Для пуска мотора необходимо распределительный кран поставить в положение «запуск». При открытии крана В сжатый воздух подается через карбюратор в канал 7—7, ведущий к распределителю, к крану Г, дозирующему смесь, и через канал 2—2 в канал К—К, откуда воздух попадает в полость цилиндра заливочного насоса и выжимает оттуда пусковое горючее, которое через каналы 4—4 и 3—3 выбрызгивается через жиклер Ж. В системе С к эмульсии горючего с воздухом, поступившей через дозирующий кран Г, под насадком Н присоединяется основная часть воздуха, подошедшего через канал 5—5 из смесителя. Готовая смесь идет по трубке 7 к распределителю, направляющему ее к цилиндрам мотора.
Глава VI
ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ В. М. Г. 9
§ 1. ОБЩИЕ ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОТОУСТАНОВОК
Вес в. м. г. современного самолета составляет около 35% полетного веса и от 40% (для тяжелых самолетов) до 65% (для истребителей) веса пустого самолета. Следовательно, правильность подсчета веса в. м. г. сильно отражается на точности определения веса самолета. Так как в. м. г. состоит из многих механизмов и деталей, то подсчет веса ее является довольно трудоемкой операцией. Отчасти этот подсчет облегчается тем, что конструктор самолета большую часть деталей винтомоторной установки не проектирует, а принимает их как «готовые изделия», веса которых известны.
Вес в. м. г. складывается из веса групп мотора и винта, управления мотором и контрольных приборов, систем питания горючим, смазки, запуска и зажигания, выхлопа и всасывания, огнетушения, охлаждения и из веса моторных рам и капотов. Иногда вес моторных рам, капотов, бензобаков и масляных баков включают в вес конструкции планера, что не всегда удобно.
В табл. 46 приведены веса и весовые соотношения в. м. г. для различных самолетов и моторов.
Анализируя данные, приведенные в табл. 46, можно отметить, что в. м. г. самолетов с моторами воздушного охлаждения получаются наиболее легкими. Вес в. м. г. самолета с однорядным звездообразным 9-цилиндровым мотором Райт-Циклон F-3 составляет около 600—650 кг, а вес в- м. г. самолета с двухрядным 14-цилиндровым мотором Гном-Рон К-14 доходит до 900 кг.
Вес в. м. г. самолета с мотором водяного охлаждения значительно больше из-за наличия довольно громоздкой и тяжелой системы охлаждения. Так, вес в. м. г. самолета с 12-цилиндровым мотором'водяного охлаждения, в зависимости от типа мотора, составляет от 900 до 1100 кг.
4S4
Таблица 16
Веса и весовые соотношения в. м. г.
T6V
Тип самолета Истребитель Разведчик Бомбардировщик Воздушный крейсер Дальний разведчик
Название мотора Райт-Циклон F-3 BMW-VI Испано-Сюиза 12 Yt?rs Рольс-Ройс Мерлин Гном-Рон 14 Kisd
Количество и мощность моторов 1x710 л. с. 1 х550 л. с. 2х£60 л. с. 2 X1065 л. с. 2x900 л. с.
4 J кг % кг % кг % кг % кг %
Вес в. м. г » ... . 614 100 006 100 КОО 100 2238 100 1814 100
Вес группы мотора . .... 430 70,0 565 62,3 936 49,3 1288 57,5 1200 66,2
» » винта 50 8,1 32 3,5 180 9,4 126 5.6 106 5,9
1 » управления "мотором и приборов 12 2,0 13 1,5 55 2,9 33 1,5 48 2,6
» системы питания горючим 28 4,7 35 3,9 83 4,4 92 4,1 180 9,9
» я смазки 8 1,3 12 1,3 13 0,7 25 1,2 46 2,5
» >> запуска и зажигания ... ' 15 2,4 17 1,9 21 1,1 37 1,7 34 1,9
» >> выхлопа и всасывания 21 3,4 14 1,6 26 1,4 50 2,2 58 3,2
>> >> огнетушения 5 0,8 11 1,2 16 0,8 15 0,7 10 0,5
>> >> охлаждения . — — 145 160 378 19,9 444 19,8 •—* - —
« моторных рам . . 13 2,1 30 3,3 114 6,0 72 3,2 / 36 2,0
ь капотов . 32 5,2 32 3,5 78 4,1 56 2,5 96 5,3
Вес пустого самолета • 1065 100 ' 2100 100 3500 100 3920 100 4150 100
Отношение веса в. м. г. к весу пустого самолета . — 57,5 — 43,1 — 54,3 — 53,5 — 43,7
Полетный вес самолета 1485 100 3000 100 5600 100 6000 100 6250 100
Отношение веса в. м. г. к полетному весу самолета — •4L4 — 30,2 33,9 — 37,3 -Г 29,1
§ 2. ГРУППА МОТОРА
Вес группы мотора скгадьжается из веса мотора с редуктором, синхронизатором, помпами, карбюраторами, магнето, свечами и другими частями, составляющими «сухой» вес мотора. Сюда же необходимо включить вес масла в картере мотора и вес деталей крепления мотора к моторной раме (болты, гайки, шайбы).
Вес группы мотора водяного охлаждения составляет 55—60% веса всей в. м. г., в то время как вес группы мотора воздушного охлаждения составляет 65—75% веса всей в. м. г. Зато вес системы охлаждения у моторов водяного охлаждения составляет около 15% веса в. м. г., что Сводит на-нет разницу в весе моторов.
В табл. 47 и 48 приведены веса серийных советских и заграничных моторов.
Таблииа 47
Веса серийных советских моторов
Название мотора Тип Охлаждение , Число цилиндров Мощность, я. с. Число оборотов в мин. Вес сухого мотора, кг
М-11 Звезда Воздушное 5 100 1600 <50
М-15 9 450/640 1800/2000 420
М-17 V-образный Водяное 12 100 1600 565
М-22 Звезда Воздушное 9 480 1000 390
М-25 » 9 750 1900 430
М-26 ь Л> 7 300 2000 340
АМ-34 V-образный Водяное 12 750 1850 590
М-48 (МГ-2) Звезда Воздушное 200 680 214
М-49 (МГ-31) 9 270 1720 247
.М-51 (МГ-11) >> 5 150 1790 75
М-85 Двойная звезпа 0 14 800 2400 600
М-100 V-образный Водяное 12 86G 2400 Т70
Таблица 4S
Веса наиболее известных заграничных моторов (по материалам XV Парижской и I Миланской авиавыстачоч)
| .V» п/п. | Страна, фирма и название мотора Тип Охлаждение ЧИСЛО ЦИЛИНДРОВ- Мощность, Л. С, л Число оборотов В Мин. Вес сухого мотора» яа
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 >1 Франция Испано-Союза 12 ХЬг 12 Ybrs 12 Yers 12 Y-21 14 ЛА 00 14 Ал 02 11 АА 04 14 Art 06 . . 14 АВ 00 v 14 АВ 02 1 Г ном Рон Тнтзн Мажор 7 К V-образный То же » » >> » Двойная звезда То же 0 » >> » ?> V ?> » Звезда Водяное »> » Воздушное Л> * » » 12 12 12 12 14 14 14 14 14 14 7 690 860 880 919 1000 1000 1199 Г. 00 =76 •80 360 2600 2400 2400 2400 2400 2400 2'100 385 465 470 470 585 630 640 595 L95 465 289
496
Продолжение табл. 48
«с о а • о М О
Страна, фирма и
Охлаждение
° 2
Тип К
Но о
название мотора Й X 8“ g.i
£ З’ 3 Ч 2
: -!—— — ——.———; —4 —. -
12: i Мистраль Kirs-9 Звезда Воздушное 9 515 2450 425
13 Мажор N 14 . . . • . . 14 950 2360 594
14 Мажор М 14 >> >) 14 650 3000 380
15 Мажор 18L00 - » >) 18 1300 2170 736
16 Р18 >> 18 1500 850
17 Ренэ Бенгали RQ-04 . . Рядный пере- ч >> 6 220 2500 235
вернутый К
18 Лоррен Петрель 12 Hfrs . . V-образный Водяное 12 720 2650 480
19 Стерна 12R00 » 12 810 2575 503
20 эидер 12Q00. ..... » 12 1000 2350 550
21 Сириус Двойная звезда Воздушное 18 1000—1200 2300 70(1
V-образный пе-
Фарман 12 crs . 3500 305
12 400
ревернутый
Англия
23 .. Водяное 12 700 2500 44?
Рольс-Роис Пестрел ь V . . V-ооразныи 2600
24 XVI • . . . » Паровое 12 720 434
25 । Мерлин Этилен- 12 1065 3000 600
гликолевое
26 Бристоль Меркурии 2 11 . Звезда Воздушное 9 795 — 825 2400 444
27 28 Геркулес ....... Армстронг-Си тлей Тайгер 14 1550 725
>>
MK-IX 14 795 2375 565
США
29 Кертисс-Райт Уэрлуинд . . i 2400 331
» 9 400
30 2100 484
9 865
31 465
32 ДД*иЛ1> О' р^ 1 у И Н/1, » 14 710
^600- А2 » 14 1200 2100 850
Итал ия
Изотто-Фраскини Астро 140 Двойная звезда 14 820 556
□ »>
18 1100 722
RC-35 .... . . То же »
За Фиа г А 80 RC 20 1000 657
35 18 1600 800
Пиаджио Р XI PC 40 . >> »
Зо Р ХП PC 40 ...... .
37 Вальтер Ми1 рои Рядный перевернутый 4 2550
хонструкцин самб гетов- 228—32
497
§ 3. ГРУППА ВИНТА
Вес группы винта складываегся из весов воздушного винта со втулкой и болтами (при металлическом винте), храповика для запуска, обтекателя и управления ВИНТОМ.
Зес группы винтов, в связи с распространением металлических винтов регулируемого в полете шага, за последние годы вырос. Если для деревянных винтов этот вес составлял 3—5% веса в. м. г., то для металлических в-ф.га. он составляет 6—8% и для в. р. ш. 10—12% веса в. м. г.
В табл. 49 и 50 приведены весовые данные по в. ф. ш. ив. р. ш
Таблиц
Веса в.ф.щ.
Мотор Мощность мотора N, л. с. Число оборотов винта п, об/мин. Число лопастей I Диаметр винта D, м Вес вингов, кг
деревянных без втулки металлических со втулкой
М-11 100 1800 2 16
Райт-Смерч 230 1900 2 • — 20 38,0
М-26 зОО 1900 2 — 19 _
Юпитер V 1 380,"i20 1800 2 — 26 53
М-22 48 /580 2000 2 2,7 24,5 48
Хорнет АВ ..... 525 1900 2 — 26 53,5
» В 575 1900 2 — — 57
М-17 560/730 1450 2 3,35 30 —
М-»7 ........ 500/730 1450 4 — 1 45 —
Кертис Конкверор . 600 2500 2 — 43,5
Гайт-Циклон F-3 7>Ю 1950 2 30 61
F-3 700 1950 3 3,0 70
F-54 710 2100 2 28 — 55
F-34 710 21О0 2 3 —» 50
Испано 12 Ybrs . . . 835 1600 2 3,2 .—. 82
То же 835 1600 2 34 — 87
Таблица £0 Вес в. р. ш.
Марн а винта Марка мотора Мощность /V, л. с. Число оборотов винта п, об/мин. Диаметр винта D, м Число лопастей ! Вес винта, кг Управление
Гамильтон.... Испано 12 Yers 860 1600 Г 3 155 Гидравлическое
» ... Райт-Циклон F-3 630 1300 3,35 3 160 Го же
т> ... » 630 .— 3 2 140 »> »
Кертисс .... » 330 1330 — 3 170 Э лектрическое
Рать» Испано 12 Xbr 65Э 1535 3.2 3 157 То же
Испано 12 Yes 860 1600 3,1 3 168 Механическое
Глостер-Хил Шол Бичем .... Кондор 665 1900 4 1 2 145 Г идравл ическое i
§ 4. УПРАВЛЕНИЕ МОТОРОМ И КОНТРОЛЬНЫЕ ПРИБОРЫ
Вес управления мотором складывается из весов управления газом (нормальным и высотным), подогревом, наддувом, бензопомпами, кранами (проходными и пожарными), весов механизмов, регулирующих охлаждение, и из весов приборов, контролирующих работу мотора (тахометры, термометры, манометры, термопирометры, вакуумметры, бензиномеры и др)
498
Вес управления мотором с приборами ввиду обилия всевозможных управляемых механизмов и применения все новых приборов (вакуумметры, термопиро-мгтры и др.) непрерывно растет и к настоящему времени составляет от 1,5 до до 3* п веса всей в. м. г.
Вес деталей управления мотором (секторы, тяги, тросы, выключатели и Др.) зависит от типа самолета и для одномоторного самолета составляет в среднем 5—7 кг\ для двухмоторного самолета этот вес доходит да 8—12 кг.
В табл. 51 приведены веса приборов, контролиоующих работу мотора.
Таблица 51
Веса приборов, контролирующих работу мотора
Наименование Вес, Наименование Вес.
приборов кг приборов кг
, L Г ——
Тахометр центробежный А-2 . - 0.765 Вакуумметр ... 0,25 -0,2У
Гибкий вал к нему длиной 2,5 м 0,.50 11ровозка к нему . 0,4
Тахометр электрический (указа- | Бензин эмер-ука атель v.2611
тель) 0,7 Крап-пергкл«5чатель бензиндмера 0,3
Динамо к нему ...... 1,25 Нас .с оензиномгрз 0,23
1 м провода к нему ...... 0.04? Приемник бгпзиномерд . . . 0/25
Манометр бензиновый А-3 . . 0,230 1 м прододк-i к нему... С.03Г
Манометр масляный А-3 .... 0,23п 7ермопирометп ... 0,25
1 и прозодки к термометру и ма- Пр ‘водка к нему . 0,5
нометрам оензинозому и ма- 1 Аэротермометр А-3 струбопрово- 0,675
сляному ... 0,120 дом хлиной 4,5 м
§ 5. СИСТЕМА ПИТАНИЯ ГОРЮЧИМ
Еес системы питания горючим складывается из весов бензиновых— расходных и заливных—баков с креплениями, фильтров, альвейеров, бензопомп, бензопроводки, арматуры (краны, отстойники, тройники, штуцеры ниппели), бепзошприц-насосов и установки бензиномерив.
Для обычных самолетов вес системы питания горючим почти постоянен и составляет около 5% Примечание веса в. М. Г.
Габлш/а 52
Средине веса деталей бензине-про водки
Название детали
Фильтр
Атьвейер .... Бензопомпы . . . Кран 4МО-2 . . . Пожарный кпан . | Запорный крап . ‘ Кран ЦАГИ отстойник . . Переходник . Тройник . . . Штуцер . . .
Бензошприо . . । Приемник беизи-
। омера
Вес, кг
симоети от их емкости и материала
Вес баков определяется в зависимости от емкости их по фиг. 731. Вес деталей бензопроводки для обычных размеров трубопроводов приведен в табл. 52
4**
§ 6. СИСТЕМА СМАЗКИ
Вес системы смазки складывается из весов масляных баков с креплениями, маслорадиаторов, фильтров, дренажа, проводки (трубы, ниппели) и арматуры (краны, тройники, отстойники, угольники). Вес системы смазки в среднем составляет 1,5 —2,0% веса в, м. г.
Вес масляных баков можно определять по фиг. 732. Средние веса деталей маслопроводки приведены в табл. 53.
Вес масляных радиаторов зависит от конструкции их и составляет от 10 до 20 кг.
Фиг. 732. Вес масляных баков в зависимости от их емкости.
Таблица j.i
Средние веса деталей масло-'
проводки
Наименование деталей Вес, кг Примечание
Фильтр 0,62 В зависимости от конструкции
Трехходовой кран 0,6 То же
Спускной » 0,105 » »
Поворотный 1> 0,58 >> »’
Отстойник 0 43
Угольник 0,115 » »
Штуцер 0.05 » >>
[§ 7. СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ
Вес системы охлаждения складывается из весов радиаторов с их капотами и креплениями, расширительных бачков, воды в моторе, в радиаторе и в системе, приспособлений для регулировки температуры охлаждающей жидкости, проводки (трубы, соединения, гайки, шланги). При моторах воздушного охлаждения вес системы охлаждения складывается из веса капота с устройством для регулировки количества охлаждающего воздуха, веса дополнительных дефлекторов и воздушных каналов.
При охлаждении масла учитывается вес масляного радиатора.
Вес системы жидкостного охлаждения составляет около 15% веса в. м. г. В табл 54 приведены веса радиаторов с водой.
Таблица 54
Веса радиаторов с водой
Тиц радиатора Мощность мотора, л. с. Вес, кг
Лобовой сотовый с жалюзи Выдвижной сотовый . . . >> » ... 400—500 500-700 750—800 30-35 55-60 60-65
f> » для скоростных самолетов Тоннельный неподвижный 850—900 75—90
с жалюзи для тяжелых самолетов 500 -700 500-700 50—55 42—45
То же 500-700 60—80
» » . 700 - 850 80-100
I
§ 8. СИСТЕМА ЗАПУСКА
Вес системы запуска складывается из весов пусковых магнето и различных пусковых устройств (компрессорные станции, баллоны сжатого воздуха с распределительными кранами, редукторами и трубопроводной с арматурой, или инерционные стартеры ручные и электрические).
500
Вес пусковых устройств составляет около 2—3% веса в. м. г. В табл. 55 при. ведены веса агрегатов запуска моторов.
Таблица 53
Веса агрегатов • а и ус к а моторов
Вес
Название i е т а ле й
одного агрегата,'
кг 1
Примечание
Пусковое магнето { /'"тилла ручной самопуск Эк пипс
I 3,63 о g 7,95—8,85
5.9 —12,2
Инерционный самопуск электрический...........12,5- 17.2
Комплект самопуска Эклипс с аккумулятором .... . . 40,0
Заводная рукоятка самопуска ........... 1.25
Трубка к ней........................................... 0,5
Храповик пусковой на винте................,...........[ 2.0—2,5
Баллон объемом 12 л для сжатого воздуха с манометром . 13,5
Агрегат Зьет — комплект...............................' 16,0
Баллон для оамопуска Вьет.............................I 4,9
Распределительный кран >>.............. ... ...... 1,3
Редуктор » . . .................... . 0,1
Кол прессир » . . ...................... 4,8
Крепление »......................... ..... j 1,9
{Гаретли ..................
Брис’ >ль
Для мотора до 22 л
Дтя мотора до
I 40 л
Для пилотской кабины
Входит в вес мотора
§ 9 СИСТЕМА ЗАЖИГАНИЯ
Вес системы зажигания складывается из весов выключателей зажигания, переключателей, проводи) 1 зажигания и разъемных коробок. Вес системы зажигания зависит от размеров и конструкции самолета. Средний вес системы зажи-1 ания составляет 2—3 кг на один мотор. В табл. 56 приведены веса деталей системы зажигания-
Таблица 56
Веса деталей системы зажигания
Наименование деталей
Rec »
’’ Примечание кг к
Переключатель рабочего магнето . . Переключатель пускового магнет > . . . Проводка зажигания . . -..........
Разъемные коробки . . ......
0 66
0,43
1,5—2 ’’ На мотор
01 Штука
§ 10. СИСТЕМА ВЫХЛОПА И ВСАСЫВАНИЯ
Вес системы выхлопа и всасывания складывается из весов выпускных патрубков и коллекторов, глушителей, всасывающих патрубков, карбюратора с фильтрами и приемниками и подогревателей.
В связи с распространением глушителей, подогрева смеси и применением коллекторов выхлопа вес системы выхлопа и всасывания вырос и к настоящему времени составляет примерно 3—4% веса в м. г. Средний вес системы выхлопа и всасывания на один м^тор составляет от 15 до 30 кг.
501
§ 11. СИСТЕМА ОГНЕТУШЕНИЯ
Вес системы огнетушения складывается из весов огнетушителей-баллонов с углекислотой и четыреххлорис'ым углеродом, проводки с разбрызгивателями и пожарной перегородки.
Вес системы огнетушения весьма незначителен и составляет около 1% ееа в. м. г.
В табл 57 приведены веса деталей системы огнет^тпечия
Таблица 57
Веса против спожарного оборудования •
Наименование деталей Вес, кг Примела иие
Огнетушитель с СС14 5,00 Большой
Баллон с углекислотой .... . Проводка к огнетушлтелю 2,50 0,30 »
Огнетушитель Тайфун с проводкой . . 3,25 Малый
Баллон Тайфун . . ....... Разбрызгиватель .... Трубопровода . • • Крепления ..... 0,80 0.50 1,70 0J5 »
8 12. МОТОРНЫЕ РАМЫ
Вес моторных рам зависит от типа мотора и самолета? материала рамы и способов соединения стержней. В связи с общим ростом веса в. м. г. и повышением нагрузки на моторную раму вес моторной рамы растет и в настоящее время составляет около 2,5 —3,0% веса в. м. г. В табл. 58 приведены веса моторных рам.
Таблица 68
Веса моторных рам с болтами
Тип мотора / Материал Способ соединения Мощность мотора, Л. с. Вес рам, кг
Звездообразный . Углеродистые Сварка 100-ЗПО 5—8
трубы
» Углеродистые 450-500 10—12
трубы
Хромомолибденовые трубы 450—500 7—9
» То же » ВОС—800 10—11
’-ядный Дуралг >мин Клепка 450—50С 18—20
Углеродистые трубы Сварка 400—500 17—20
* ... Углеподистые » 500—850 25--50
трубы 1
» ... Дуралюмин Клепка 500-850 20—35
302
§ 13. КАПОТЫ
Современный мосор весьма тщательно капотируется, причем капот обычно имеет механизм для регулировки степени охлаждения. Благодаря наличию регулировочных приспособлений и большим нагрузкам, приходящимся на капот, веса капотов сравнительно велики и составляют около 4—5% веса в. м. г.
’ , Таблица 59
Веса моторных дуралюминовых капотов с каркасом и замками
Тип капота Тип мотора Мощность мотора, Вес капота,
J л. с. кг
Открытые головки цилиндров . Звездообразный воздушного охлаждения 100—300 4,5—10
Го же .... То же 400—60м 8 15
Кольцо Таунеида » V К)0—300 10 25
То же » » 400—603 30--38
NACA » » 1ии—300 12-25
. а же 'оттера Откидной » » V-образный водяного охлаж- 400-8G0 Ю0—600 J0 40 20—25
То же дения '\ То же КЮ—500 50и- -850 20—26 25-35
В табл. 59 приведены веса дуралюминовых капотов с каркасами и замгамгк
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
А
Амортизаторы иазначение 269 олео-пневматические 309 конструкции 317—319 Виккерса 318 Гросса 318 подбор размеров 313 совместная работа с пневматикой 310 схемы 310, 312 торможение
при обратном ходе 317—319
при рабочем ходе 317
ограничитель хода 304
пластинчатые 309, 316
затяжка предварительная 309
конструкция 316
пневматическая 314
конструкция Фауди 321
работающие трением 314
конструкции Даути 321
резиновые в моторной раме 425
сочетание упругого с жидкостным 309
стальные 314, 315
затяжка предварительная 315
конструкции 314
требования к ним 304
шнуровые 304
график испытаний 305
педального управления 381
конструкция 315
Амортизация шасси 303—321
воздушно-масляная 276, 293
масляно-пружинная 289, 312
масляно-резиновая 312, 319
работа ее 303, 307, 313
расчетные случаи 303
резиновая 304
зависимость от температуры 306, 307
расчет ее 307
удельная работа 308
стальная 304
ход 303, 308, 313
шнуровая 299
Амфибии 264
Антиобледенители 171
механический Гудрич 171
термический 171
электрический 172
Арматура
ниппельная 442
соединительная AM 443
Аэродинамическая длина самолета 174
Аэродинамические характеристики крыла с различными моторными установками 416
Б
агажиик 178
аки
алюминиевые 435
вес 499
внутренние переборки 436
'горловина 438, 442
давление испытания 434
для горючего 432
требования к ним 432
для туалетной комнаты 259
дуралюминовые клепанные 435
жестяные паяные 435
конструкция 433
крепление эластичное 436, 439
латунные паяные 434
люки для выливания горючего 439
масляные 440
вес 500
конструкция 440
краны 440
отстойники 441
пробка 440
требования 440
трубка дренажная 441
трубка стока 440
фильтры 440
медные паяные 435
непроницаемость 433
нержавеющей стали, сварные 435
опорожнение 433
Парамоунт 436
паяные 435
подача горючего, величина напора 433
показатель уровня горючего 433
пробки
для наполнения 433
спускные 433
размещение
в крыльях 29, 437
в самолете 437
сбрасывание 433
швы 434—436
электронные сварные 435
фильтры 433, 442
Баллоны со сжатым воздухом
для запуска 492
для торможения 333
давление в них 333
объем 333
Баллоны со сжатым кислородом 262
«Баранка» рукоятки управления 388
Баффтинг 162, 373
Бачок расширительный 467 , 480
горловина его 481
дренажная трубка 480
Бензиномеры 438
Бензинопроводка и ее детали 441
вес деталей 499
диаметр трубопровода 443
конструкция 442
требования 440
Биплан подкосный, схема 78
Бипланиая коробка крыльев
кручение 18
нагрузка на элементы 17, 18
Болванка для выклейки скорлупы 215
разборная 216
504
Болванка для подгонки обшивки монокока 219
Болты крепления подстоечных узлов 93 ।
Болты стыковые, соединительные, разъемные 85, 87, 88, 91, 92
Борговые огни, размещение 77
Брусья подмоторные 421
Буфер 307, 316
В
Вагнера поле 211
Валы мотора удлиненные 427, 429
вес 430
вибрация установки 429
запас прочности 429
Валы промежуточные в.м.г. 428
Вентиляция 240
движение потоков воздуха 243 естественная 245 индивидуального пользования 242 245 искусственная 245
очистка от запаха 244
очистка от пыли 244
подогрев воздуха 244 прокладка труб 231 расположение отверстий 242 X регулирование 245
скорость воздушного потока 244 требования к ней 241 увлажнение воздуха 245
Вибрация
крыла 166, 169
возмущающие силы 168
демпфингн 168
меры борьбы 169, 170
флаттер 108, 373
удлиненного вала 429
хвостового оперения 373
баффтинг 373
флаттер 373
Вилки крепления лент и стоек 96
Винтомоторная группа (в.м.г.) 415—503 весовые характеристики 404 влияние размещения на характеристики винта и самолета 415 размещение 415 иаивыгоднейшее 416 •
сопротивление 419
Винты воздушные 450 -459
вес 495, 498
втулки 450, 455
действие как воздушного тормоза 454 деревянные 451
Шварца 451 дуралюминовые 452 из магниевых сплавов 452 из микарты 452 изменяемого шага (в. и, щ.) 451 классификация 450 лопасти 450 металлические 452 метод подбора 453 муфта для запуска 489 назначение 450 переменного шага переход к винту с другим перекрытием 453 расстояние от земли 176 расстояние от носка 175
Винты воздушные регулируемого шага (в. р ш.) 431, 451, 453 454
_ веса 498
Гамильтон-Стандарт 456
автоматический регулятор 457
конструкция 454
пределы изменения шага 459
регулировка угла установки лопасти 456
стальные 452
ступица 450
толкающие 451
тянущие 451
фиксированного шага (в. ф. ш.) 451
веса 498
форма лопасти 453
шаг 450
Воздух
количество, необходимое для человека 241
очистка от пыли 244
подача в герметическую кабину 262
подогрев 244
смена его в кабине 241
увлажнение его 245
Войлок 240
Вооружение, схемы размещения 187—201
Втулки
воздушных винтов — см
колес, размеры 323, 324
тросов управления 396
Выключатель аварийный 487, 489
Вырезы
в крыле, назначение, продувка 6,7
в фюзеляже
балочном 228
коковом 218, 226, 227
продувки 234
усиления 218, 226, 227
для дверей 228
для «кон 228
-люки 229
Высотный корректор 487
Рыхпоп и всасывание, вес системы 501
Г
Гетинакс 483
Гироскопический момент винта 430
Гистерезис амортизатора, работа 304
Горловина бака 438, 442
Гофр, обшивка из него 22
Гофрировка стенок лонжеронов 52
Громкость, шкала 239
Груз-компенсатор элерона 169
Губчатая резина 261
Д
Давление
в камере пневматика 322—324
на рукоятку 344, 387
нажима на колодку тормоза 329
распределение по поверхности обтекаемого тела 242
Двери 229
герметической кабины 260, 261
форма их 257
Демпферы 429
Деревянные конструкции,‘сравнение с металлическими 41 ।
Дефлекторы 459, 460
установка их 461
Децибелл 238
Динамомашина для электросамопуска 490
Диски тормозные 330
Диффузорная пазуха 188
Диффузорные потери 182, 184
5» '5
Диффузорный эффект 183, 184
«Дзус» замки 160
Драй Згрс» —згу <онз0лянионный материал 240
Д енажная трубка расширительного бачка 480
Дуги подкрыльевые 134
5к
Жалюзи 482
«Живучесть» мотора 418
3
^Задняя кромка крыла 75 руля 371
Зажигание
вес системы и деталей 495, 501
пусковое «88
индукционные катушки 48« магнето 488 схемы 488
Заклепки с чечевицеобразной головкой 226
Закрутка аэродинамическая и геометрическая 5
Закрылки '36, 153
Годж 136
длина 140
конструкция 153
подвесные, наивыгоднейшее положение 140
подвесные Юнкерса 137, 153
простые 136, 153 ’
работа их 137
размещение 140
сложные Лахмана и Нарди 136
углы отклонения 376
Фаулера, наивып днейшее положение 140
Хендли-Пейдж 136. 138, 410
хорда, наизыгоднейшая длина 139 щелевые 140
профиль 140
размер и форма щели 140
Хендли-Пейдж и ЦАГИ 136. 138
Заливка горючего (заправка самолета) скорость ее 433
Заливка мотора 444, 488
Схема, 444
Заливочный насос «88, 493
Заливной бачок «88
Заливной шприц 444
Зализы 160—164, 183
конструкция 162, 164
радиусы закруглений 164 схемы 162
Замки
потайные «Дзус» 160
убирающегося шасси 302
Заправка самолета 432
Запуск, вес системы и агрегатов 495, 500, 501 Заслонки
в щелевых закрылках 153 *
поворотные 461, 462, 482
Звукоизоляция 238
Змейка набора фюзеляжа 207
И
Изоляция звуковая, кабины 238
поглощательная способность стенок 238
Индуктивное сопротивление крыла прямоугольного 9 трапецевидного 11 эллиптического 9
нсулит 238
Интерференция ‘82
крыла и фюзеляжа 160
отрицательная 183
положительная 183
Интеоцепторы 145, 157
длина их 145
комбинация с закрылками 146
конструкция 157
связь с элеронами 146, 157
управление 158, 159
установка 158
К
Оборудование кабин 177
•
Кабан 18-1
шасси 301 •
Кабины
оборудование см.
пассажирские
длина удельная
меблчрозка 258
объем 179
объем удельный 2«0
отделка 257
размеры 177
требования 237
пилотские 179, 232
длина 176
закрытые 232
с двойном управлением 180
стандарт американский 179
углы обзора 233
стратопланов, герметические 259
автоматические клапаны регулирования давления 261
герметизация выводов тяг 261
двери 260, 261
окна 260
толщина стенки 259
туалетные 178, 259
вес оборудования'259
размеры 178
расположение 178
Калорифер 250
Камеры пневматикой 322
Капоковая прослойка 2"<8
Капот (опрокидывание) самолета, условия предупреждения 266
Капотирование двухрядной звезды 461
Капоты
вес 495, 503
влияние на скорость и скороподъемность 461
вращающийся Торстона 463
кольцо Тауненда см.
конструкции 162
КАСА-459, 461
изменение сечения выходной щели 461, 464
изменение входного сечения 461
конструкция 463
регулирование количества приходящего воздуха 461
обтекатель на звездообразный мотор 461
расчет 464
с регулировкой сечений для входа воздуха '463
Уоттера 462
фирмы Райт с обратным направлением потока 462
эквивалентные .отверстия мотора 465
Карбюратор, расположение всасывающих окон 425 =«
Карданное крепление стоек шасси 301
506
Каркасы обтекателей фюзеляжа 193, 196
Кармана-Ландквис га формула 103
Карманы крыла 165
Качалки управления 394
концевые 394
промежуточные 394
Киль
крепление на фюзеляже 360
несимметричного профиля, его применение 407
подвижной 406
Кинематика шасси 278
осевого 278
пирамидального 281
убирающегося консольного 295, 298
убирающегося по хорде 295
Кинематика щитка 409
Клепаные соединения, прочность их 41
Клепка I
впотай 226
труб из тонкостенных профилей 204
Козырьки 233
для фар 165
продувка фюзеляжа с различными козырьками 233
форма 234
Колебания оперения, амплитуда 162
Колеса 321—333
баллонные 303, 324
расчетные данные 324
вес 323, 324
децентрация 321
дисковые 322
лобовое сопротивление 281, 282
нагрузка 323, 324
передние 278
полубаллоны 323
продувка их. результаты 282
с внутренней амортизацией 325
спицевые 321
с пкевматцками высокого давления 322
тормозные 326, см. также «Тормоза» уменьшение пробега 326
установка парная (рядом и тандем) 326
хвостовые — см. Хвостовые колеса
Колея шасси 268
Колонка шасси 274
Кольца привязные на крыльях 165
Кольца Тауненда
влияние на скорость и скороподъемность 461
продувка 181
Компенсаторы
механический для разгрузки ручки 406
рулей 366
осевые 367
отнесенные 367
роговые 366
Флеттнера 407
Колшенсация
весовая 373
рулей 366
элеронов
аэродинамическая 120
весовая, типы 169, 170
осевая 122
пере компенсация 121, 122, 123
роговая, величина ее 121
серво-элеронами 123
Компрессорная установка 492, 493
Конвекция 247
Конденсаторы поверхностные 475. 476
Консоль крыла 8, 9, 78
наивыгоднейшая длина 9
Контрподкосы крыла 77 •
Концевые дуги крыла 76
Концы крыльев отъемные 77
Коррозия, защита от нее обшивки 11<»
Костыли 336
амортизаторы их 336, 337
вес 341
лобовое сопротивление 286
назначение 336
неорнентирующиеся 337
ориентирующиеся 337
пята 337
требования 336
убирающиеся 339
управляемые 337, 381
Коуши 397
Коэфициент
безопасности
оперения 344, 345
управления 376
гистерезиса резинового амортизатора ЗП5, 307
живого сечения радиатора 468, 470
использование высоты профиля 22
лобового сопротивления моторных гондол фюзеляжа 466
лучеиспускания 248
перегрузки шасси 303
поглощение звука 238
полноты диаграммы работы амортизатора 311, 313
поперечного момента элеронов 117
профильного сопротивления 5
располагаемого напора (расчет капота) 465 редукционный для определения напряже-
ний в элементах крыла 104
статического момента оперения 351
теплопередачи 247
от воды к воздуху через стенку радиатора 468
от воды к стенке 468
от стенки к воздуху 470
от этиленгликоля через стенку 474
теплопроводности 248
трения
воздуха 5 лыж 266
резины об асфальт 267
Краны бензиновые
проходные 443
перекрывные 442
• спускные 444
Кресла пассажирские 258
Кромки крыла
задняя 75
передняя 75, 159
Кронштейны
баков 439
подвески органов управления 412
элероьот и закрылков 160
Кручение бипланной коробки 18
Крылья 5—172
архитектурные формы 5
вырезы в них 6, 7
двухлонжеронные 17
достоинства и недостатки 21
набор их 16
с жесткой обшивкой |8
с полотняной обшивкой 17
задняя кромка 129
закругление концоз, их влияние 12, 13
кессонные 20, 21
нервюры их 71. 72
507
комбинированные 143
конструктивные формы 15—36 металлические
Адаридн 27
выбор соотношения сечений обшивки лонжеронов и стрингеров 103, 106
Гроу Джой 27 '
моноблок 24, 26, 27
наивыгоднейшее расстояние между стрингерами и нервюрами 102, 106
степень использования обшивки ПО механизированные 130—159 см. также закрылок, предкрылок, подкрылок’ и щитки
назначение 130
особенности поперечного управления 145
с отсосом и срывом пограничного слоя 132
с увеличением площади 131
с увеличением размаха 131
с увеличением хорды 132
типы 130
требования 131
Крылья
моноблок 24
деревянные 25
I из пластмассы 27
металлические 24, 26, 27
напряжения при разрушении 104
стык их 115
монокок 28
изготовление 28
Кельнер-Бешеро 28
напряжения при разрушении 104
стык их 115
моноспар см. однолонжеронные многолонжеронные 21 недостатки их 28
особенности конструкции 21
с гофрированной обшивкой 23
набор крыла 15
наружный 77
неразъемные 83
однолонжеронные 29
деревянные 30
особенности их 29
оценка различных типов 35
типа Бреда 30
типа Данкансона 30
типа Девуатин 31
типа Стигер 32
поверхность 159
поперечное (вертикальное) V 13—15
• прямоугольные 7 раздвижные 130 расположение моторов па них 415 расположение относительно фюзеляжа, наивыгоднейшее 160, 183
распределение нагрузки на элементы набора 16
расчет на прочность при баках в крыле 440
Рорбаха 20
с горизонтальным V 9
с работающей обшивкой
напряжения в элементах 104
приведение сечений к одному материалу 105
складывающиеся
типы 90
узлы 91
стреловидные 9
трапецевидные 10'
наивыгоднейшее сужение 11
с прямоугольным центропланом 11
уменьшение сопротивления и интерференции 159
усиления в месте выреза 100
Фоккера 20
' форма
в плане 7
концов в плане 12
спереди 13
«Чайка» 12
эллиптические 12
Л
Ландквиста формула 211
Лента
бахромка 98
киперная 98
фланелевая для обшивки 98
«Линия земли» 176
Листовая сталь
нержавеющая, неравномерность толщины 203
сортамент 202
Лобовое сопротивление
колес 281
костыля 286
моторных гондол фюзеляжа 466
радиатора 471
самолета с различными капотами 461
фюзеляжа с различными вырезами и козырьками 233
шасси 281—2861
результаты продувок 283. 284
Лонжероны крыльев 36—62
вес 36
деревянные 36
балочные 36
двутавровые 37
коробчатые 37
веса элементов 39
склеенные 36
типы 36
ферменные, количество болтов 40
дуралюминовые 43
балочные 43
двутавровые 43
испытания образцов 44
из профилей 51
коробчатые
с гофрированными стенками 46
с плоскими стенками 45
трубчатые 49
ферменные 47
с жесткой решеткой 48
с полужесткой решеткой 47
Ложные 129
сравнение деревянных с металлическими 41
Стальные 52
Армстронг 54
балочные 54 ж
из профилей 60
коробчатые 55
одностоечные о4
особенности 52
сварные 56
с полками «сотового» сечения" 61
стык стенок с полками 52
трубчатые 56
соединения труб 57, 58
эволюция их 53 >
требования к конструкции 62
ферменные 56
Лонжероны оперения 353
508
деревянные 356, 357
металлические 361
балочные 362
из профилей 362
нолки их 362 *"
трубчатые 362
отверстия облегчения 362
Лонжероны рулей 370, 371
закручивание их, 366
Лонжероны фюзеляжа
металлического нолумонокока, сечения 223
размещение их 214
Лучеиспускание 248
Лыжи 334
американские 335
деревянные,'конструкция 334
металлические, конструкция 334
ограничители 335
ось, расположение 334
стабилизирующие приспособления 335
уборка их 336
удельная нагрузка 334
установка 335
форма их 335
Люки
аварийные 232
монтажные 220
смотровые 95, 159, 229
с потайными замками 160
М
Магнето пусковое 488
Масло Колдекс для амортизации 318
Маслопроводка 448
веса деталей 500
краны 449
манометры 449
соединения 449
схема 449
термометр 449
трубы 449
Материалы
амортизирующие 304
хля баков 433, 434
для бензииопровода 442
для валов трансмиссионной передачи 431
для внутренней отделки кабины 258
для воздушных винтов 451, 452
для капотов 463
для качалок 394
для козырьков 234
для костылей 336
для кранов бензиновых 443
для кронштейнов подвески рулей 413
для окраски 259
для оперения — деталей и узлов 356, 360,
364
для осей шасси 298
Для подкосов шасси 299
для радиаторов 473
для роликов управления 396
для рукоятки управления 388
для рулей 371
для рычагов управления газом 483
для тормозных колес 329
для тяг управления 393
для фюзеляжей 195, 198
для штурвала 392
звукоизоляционные 238, 240
с высоким гистерезисом 429
Машинное отделение центральное 415, 427
Меблировка кабины 258
Металлические конструкции, сравнение с де- ревянными 41
Мидель-шпангоут 187
Микарта 238
Момент статический оперения 350
Моноплан, схема 78, 81
подкосный 78, 160
расчалочный 81, 160
Моторные рамы 419
вес 495, 502
конструкция 421
нормы прочности 420
опорная система 421
подмоторные брусья 421
под звездообразные моторы 424
под рядные моторы 421
расчетные случаи 420
силы, действующие 420
съемные 420
требования 419
узлы крепления пластичные 425
Моторы
V-образные 417
веса 495, 496
группы мотора 495, 496
выбор типа для скоростного самолета 419
давление масла 477
жидкостного охлаждения, преимуществами недостатки 418
звездообразные 418
лобовая площадь 419
перевернутые 417
проводка для автоматов-регуляторов в.р.ш.
458
расположение 415
под углом 407
тандем 417
с вертикальным расположением цилиндров 417
статистика выпуска моторов с воздушным и жидкостным охлаждением 418
типы основные 417
управление—см. Управление мотором
Мотоустановкн 415
весовые характеристики 494
центральные 427, 430
Муфты
свободного хода моторов 431, 432
соединительные для валов 431
Алисона 432
Гарди 431
Фальк Биби 431
Н
Набор крыльев 15, 77 внутренний 16 наружный 77—83
Нагрев кабины, количество энергии 248
Наддув, ограничитель 486 *
Насос ручной в бензинопроводе 442
Нервюры 62—72
вес их 62, 65
деревянные 65
балочные 65
нормальные 65
усиление их 68
усиленные 67
ферменные 66
косые 74
ложные 75
металлические 68
балочные 68
клепаные 69
нормальные 68
с усилением 71
носки отъемные 68
носовой стрингер 65
сварные 69
усиленные 71
ферменные 68, 71
штампованные 69
оперения 353
деревянные, балочные и ферменные 357 металлические, балочные и ферменные 363 распорные 354, 356, 358
расстояние между ними 354
работа их 62
расстояние между ними 63, 64
рулей 372
типы 62
усиленные 64
Ножной рычаг 399
конструкция 399
регулирование по росту летчика 399
с параллельным ходом стремян 399, 401
Нормы прочности и нагрузки
моторной рамы 420
обшивки металлической крыла 103
оперения 344
управления 376
фюзеляжа 192 шасси 303
Носки
1 киля 359. 363 крыла 75
стабилизатора 359, 363
О
Обледенение самолетов 171
борьба с ним, способы 171 использование конденсаторов испарительного охлаждения 475
Обледенение кабин стратоплана 262
Обмен воздуха в кабине 240 •
Обогревание открытой кабины 256
Обоймы к роликам управления 396
Оболочка предохранительная для баков 439
Оборудование
кабин 237—259
самолета, схемы размещения 188—190
Обтекатели шасси 283, ЗОС
Обшивка крыльев 97—116
из нержавеющей стали 110 металлическая 101
•гладкая 111, 113 гофрированная 111 оценка аэродинамическая 102 приведенная ширина 103, 107 распределение напряжений 103—*05 сравнение дуралюминовой со стальной 110
полотняная 97
вес ее 99
способы пришивки 97, 98
стыки 113, 115
удельные веса различных видов покрытий 101
фанерная 99
вес ее 101
направление волокон 100 j
стыки 100
Обшивка оперения 365, 353
деревянного 361
Обшивка ручей 371
Обшивка фюзеляж^ иес ее 262 полумонокока, работа ее 211 потеря устойчивости 212, 213 ферменной конструкции 198 Огнетушение, вес 495, 502 фгни боотовые 165 Окна 229 герметической кабины 260 смотровые 159 форма их 257
Опорожнение 6'ikol. 433
Оперение 342—373 архитектура 342 *
пародии;. мические характеристики 351 бипланное 351 вертикальное 342 весовая характеристика 348 373 вибрация 3"3 виды его 351 горизонтальное 342 деревянное 356 затенение 346, 347 конструкция 356 лонжероны см. Лонжероны оперения металлическое 361 монопланного типа 351 набор его 352, 353 назначение 342 'нагрузка 344, 345 нервюры см площадь поверхностей 350 профили 342 прочность 344 размеры элементов 350 расположение 345 Рудницкого 351 силовые схемы 351 требования к нему 343 удаление от ц. т. самолета 343, 350 удлинение 348 форма 348, 349 центр давленья 351 эффективность 343, 347
Осветительная се^ь 259
Остановка бокового мотора 4U7 Ось жег.кости 166 Отопление водяное 250 воздушнее 249 и г.еп.'иляция, система 249 кабин 246 открытых 256 народов 256 прокладку труб 231 расчет 246, 251 Отстойник в баках 437 Охлаждение 459—482 вес системы 495, 500 водяное 466 гидравлическое сопротивление -»82 количество ьоды 474 крачы сливные 481 потери тепла в воду 468 регулирование 482 с парообразованием и без него 459 чЬ6 схема 481 темпеоатура кипения воды на высоте 467 термометры 481 трубопроводы 481 фильтры 481 воздушное 451 количество воздуха и отводимого тепла 464
510
мощность затрачиваемая 461
регулирозапие количества воздуха 461
перепад температур в капоте 460
высококиггяшими жидкостями 459, 473
глицерин 474
характеристика охлаждающих жидкостей
474
этилен-гликоль 473, 474 •
жидкостное 459
испарительное, схемы 475, 476
масла 476
количество отводимого тепла 477
температура масла 476
система водопроводки 480
п)
Параллакс 232
Парашютирование самолета 303
Педали ножного управления 401
переставные 179
Пеногаситель 440, 450
Перегородка противопожарная 425
Перегрузка 192
Передача Пуш-Пулл 486
Переключатель магнето 485, 487, 489
Перепад скоростей при сопряжении деталей 183 Пилот
модель шарнирная 175
стандартные размеры 179
Пистоны 54, 207, 300
для стока воды 98
Питание горючим 432
вес системы 499
системы 441, 442
под давлением 441
помпой 441
самотеком 441
схемы 441, 442
Питание смазкой 432, 440, 448
Плексиглас 234
Плиты звукоизолирующие 240
Пневматики 322
обжатие 303, 307, 313, 322—324
Поглощение звука 238
Пограничный слой 132, 162
распределение скоростей 161
Подбор винта 453
Подвеска баков на лентах 437, 439, 440
Подкосы крыла 77
металлические 81
конструкция концов 82
регулировка длины 82
Подкосы стабилизатора 352
Подкрылки
длина и размещение 140
конструкции 157
Фаулера 137—139
ЦАГИ 137
хорда, наивыгоднейшая длина 139
Подогрев вентиляционного воздуха 244
Подогрев карбюратора 480
Подшипники для качалок 394
Подъемная сила крыла, увеличение ее 138
Подъемник шасси 291
гидравлический 289
Покрытие предохранительное для баков 439
Покрышки 322
боковой срыв 323 ~
•нормальный размер 322—324
поглощаемая работа 322—324
рабочее давление 322—324
Полиспаст в тросовом управлении 380
Полы 230, 231
Помпы бензиновые
добавочные 446
коловратные 442, 444
производительность 433
ручные 444
Альвейер 446 I
шестеренчатые 414
Помпы ручные для тормоза 327
Посадка самолета 343
на две точки 266
Посадочный угол самолета 176
Предкрылки
автоматические 133
механизмы установки 150
регулировка 133
влияние их на Су 132
длина их 135
комбинация с закрылками 143
комбинация со щитками 143
конструкция их 147 '
концевые управляемые 145
механизмы установки 149- 151, 153
неподвижные 149
обтекание воздухом 132
пластинчатые 132
подвижные 149
положение относительно профиля, наивыгоднейшее 135
профилированные 132
регулировка их 151
типы их 132
хорда их 134
эффективность 134
Приборы
для-поглощения углекислоты 262
контролирующие работы мотора, вес 499
управление мотором
у бортмеханика 483
у летчика 483
Приводы к механизмам убирающегося шасси 293, 294
Приспособления для подъема самолета 166
Проводка зажигания 425
Поодувка фюзеляжей и винтовых коков 181
Противопожарное оборудование, вес 502
Профили
гофрированные 203
для фюзеляжных ферм 198
для шпангоутов 221
открытые, методы их соединения 203
прессованные для стрингеров 112, 223
Профиль крыла
выбор 5
вычерчивание 6
модификация 5,6
относительная толщина 5
Профили
оперения, относительная толщина 349
элеронов 122
Профильное сопротивление, коэфициент 5
Пульт управления мотором 232
борттехника 483
пилота 483
Пусковые устройства 487
аэродромные 489
автостартер 489
пуск с контакта 489
бортовые 487
газовые 488, 490
инерционные 487, 489
пиротехнические 488
нес 500, 501
51 1
заливочные приспособления 488, 493
система Вьет
компрессоры 493
схема дейстзия 494
устройство ч92
Р
ГадиаЮры 466
веса 475, 500
водо-масляные, схема 477
воздушно-масляные 459, 464, 477
Виккерса 478
теплоотдача 479
количество отводимого тепла 467, 474
крыльевые, поверхностные 473
ленточные 472
лобовая поверхность 468
масляные
вес 500
конструкции 477, 478
пластинчатые 473
расчет погерз ности 477
трубчатые 479
их гаждающая .’оверхност, подбор 467',475
плтстинчатые Ламблен 472
чробки 472
размещение 482
расчет 468, 474
регулировка степени охлаждения 472 482
сопротив.1 ёние 471
сотовые 472, 475
термометры 472
типы 471
тоннельные 473, 482
требования 471
трубки 472
Андре 472
трубчатые 472
убирающие :я 482
фильтры 472
Разборка самолета, требования 84
Разнос моторов по крылу 416
Распорки внутренние крыла 72
косые 75
Распорки в фермах (понятие) 193
Расчалки
внешние,- несущие и обратные 79
внутренние
крыла 74
очерения, проволочные 359
стабилизатора 352
Регулятор автоматической температуры охлаждающей жидкости 482
Редуктор трансмиссионной передачи 432
Режим полета’ 374
Резина
губчатая 261
пластинчатая 306, 316
Ремонт баков 435
Родонд 234 I
Ротики управления 396
скобы к ним 396
стандарты 397
угол охвата 396
Рукоятка управления самолетом 378
конструкция 388
подшипники 389
разгрузка 406
Ру ти 365
задняя кромка 371
деревянные 370
компенсаторы 366
конструкции 37Ь
металлические 371
набор поперечный и продольный 370
направление, площадь 351
обод 371, 372
отклонение их 266, 376
пазоезные 366
Флеттнеоа»368
С
Сальники для тяг 261
Самопуски см. Стартеры и пусковые устройства
Сбрасывание баков 433, 438
Сварка 1 ;
автогенная (ацетиленово-кислородная. газовая) фюзеляжа 199
атомно-водооодная фюзеляжа 199
1уговая фюзеляжа 199
сопротивление 204; см. также электросварку труб
виды соединений 57, 58
в притык с бужем 58
гофрированных 205
хромомолибденовых 57
электросварка контактная
прочность швов 41, 54
стальных лонжеронов 6С, 61
труб гофрирог энных 205
шаг точки 204
Сварные заклепки 58
Сварные конструкции фюзеляжей 198 200
Секторы управления газом 483
Селдоколь 240
Сепараторы для расчалок 79
Серво-рули 368
Сгрво-элероны1 123
Сгрежка переходная для тросов 393, 397
Сигнализация положения шасси 288 294
Кляксой 294
системы 294
Сидения пилота 232, 236
размеры 180
оегулируемые 179
Сиденье наблюдателя 236 ]
Сипак 240
Скоолупа из березового шпона, выклейка 215, 217
Скорость
бензина в трубопроводе 443
подъема самолета 470
посадочная 130
потока у крыла 416
самолета, уменьшение от сопротивления шасси 285, 286
Скос потока у оперения 347
Смазка, вес системы 495, 500
Соединения
бензопроводов 442
AM 143
Виккерс 443
ниппельное 442
вэамок (профилей) 203
труб в лонжеронах 50 57
впритык 58
телескопические 57
Сопротивление см. Лобовое сопротивление жидкости при проходе отверстий 309
Сошник 278
Средняя аэродинамическая хорда 174
Срыв покрышек 273, 276
512
ч,«абилизатор 342. 352, 356, 361
изменение угла атаки 403, 404 регулирующийся в полете 352 —354, 404 углы отклонения 376
Сталь
для лонжеронов крыльев 56
нержавеющая 60, НО
«'Стандартная кочка» 176, 268, 303, 312
Стартер см. также Пусковые устройства
Виет 492, см. также Пусковые устройства газовый 490
баллоны 490, 492
компрессоры 492
кран перекрывной 491
распределитель 491
инерционный 489
ручной 490
электрический 490
электросамопуск Эклипс 490
аккумулятор 490
динамомашина 490
Стекла, заделка в фонарях 234 Стойки
амортизационные 300
в ферме (понятие) 193
деревянные 81
коробки крыльев (междупланные) 79
металлические 81
конструкция концов 82
распорные при складывающихся крыльях 90 регулирование длины 82
Стратоплан
кабины см Кабины стратоплана
силовая схема фюзеляжа 260
Стыки крыльев 83—92, 113—116 лонжеронов 83, 85, 87, 90 работающей обшивки 113 стрингеров 115 узлы стыковые 85, 87, 90
Стыки труб в лонжеронах см соединения труб Стыковка полос шпона при выклейке 215 Стрингеры
крыла 75, 76, 100, 106, 111, 113
на задней кромке 129
наивыгоднейшие сечения и расстояния 106 размещение 113 сечения 111
оперения 357
рулей 371
фюзеляжа монокок 218
фюзеляжа полумоиокок
нагружение 211, 212
расстояние между ними 214
свединения со шпангоутом 219, 225 сечения 223
стрингер-лонжерон 228
Т
Тандеры 377, 393, 397
Температура
кипения воды на высоте 466
отходящих газов 249
Теневая область горизонтального оперения 175 Тепло
выделяемое человеком 246
количество, необходимое для отопления 246
Тепловой баланс в кабине 246
Теплопередача 247
Теплопроводность 248 •
Термообработка трубчатых лонжеронов riocie сварки 57, 60
Термостат 245
масляного радиатора 479
Тонкостенные конструкции, выгодность применения 203 е
Тормоза
дисковые 327, 330
камерные 326, 330
пневматический Пальмера 330
с дисками 330
колодочные 326, 328, 329
конструкции 328
многоколодбчные 329
серводействие 327, 328
с гидравлическим приводом 329
с механическим приводом 328
с пневматическим приводом 329
угол охвата колодками барабана 328 управление 331, см. также управление тор-
мозами
Трансмиссионная передача на винт 427—432 муфты свободного хода 431 муфты Соединительные 431 подшипник упорный Митчеля 432
Транспортировка самолетов, требования к габаритам 84
Трение воздуха, коэфициент 5 лыж 266 резины об асфальт 267
Триммеры 370, 405, 406
управление ими, схемы 405
Триплекс 234, 240 *
Трос
боуденовский 331
двойного плетения 397
заплетка 393, 397
переход с одного на два 393 разветвление 393, 397 угол охвата ролика 396 управления, вытягивание предварительное 377
управления щитками, диаметр 407
Трубопроводы охлаждения 481
гибкие 482
Трубки радиаторные 472
Трубки развальцованные в стальных лонжеронах 56
Трубчатые заклепки 207
Трубы
бужи для соединения 58 горфрированные 203, 205 соединение их 205
для лонжеронов крыла, стык 58, 59
для тяг управления 377
для фюзеляжа, сортамент 202 дуралюминовые, квадратные 207 заделка концов в подкосах шасси 300 продольной изгиб в ферме фюзеляжа 201, 202
сравнение дуралюминовых со стальными 202 телескопические для амортизационных стоек 316, 320
Туалетная комната 259
Тяги управления
в. м. г. 484
герметизация выводов 261
заделка концов 393
регулируемые наконечники 394
У
Убирающееся шассн см. Шасси убирающееся Углы
513
обзора 2331
отклонения рулей 366
Угол
пыноса шасси 267
зрения' пилота 175
противокапотажный 266
стоянка самолета 267
Углекислота, прибор для поглощения 262
Углекислота, содержание в воздухе 241
Угловая скорость самолета 430
Узлы
крепление моторной рамы с амортизацией 425
лонжеронов крыла 83—97
бужи для усиления 97
подстоечные 93
деревянных лонжеронов 93, 94
металлических лонжеронов 94, 96
требования к ним 84, 93
стыковые 84
нешарнирные 85
складывающихся крыльев 90
шарнирные 87
лонжеронов оперения 360, 364
стыковые 360, 365
Узлы фюзеляжа
из дуралюминовых труб 208, 209
из стальных профилей’206
разъемные 229
Указатель угла отклонения стабилизатора 404
Умывальник, ве<1 259
Управление в. м. г. 483
Управление газом 483
высотным газом (корректором) 483, 487
детали 484
нормальным газом 483
передача пуш-пулл 486
тяги и их детали 484
обтюраторы 486
поводки 484
Управление зажиганием 483—487
аварийный выключатель 487
переключатель 487
рычаг опережения зажигания 487
Управление мотором/ 483—494
весовая' характеристика 495, 498
расположение рычагов 232
Управление наддувом 483—486
автоматический регулятор давления 487
ограничитель наддува 486
Управление охлаждением 483
автоматическая регулировка температуры
482
Управление самолетом 374—414
вес 414
давление на ручку 375
движение рукоятки (штурвала) и педали
374 375
двойное 376, 398, 399, 414
выключение'второго управления 398, 399
диференциалыюе 384
дополнительное 375, 414
жесткое 377
киль, управление им 406
кинематика 375, 383
дефекты 385
подводка к рукоятке -385
костыль, управление им 381
нагрузки 376
ножное 380
конструкция 399, 401
педальное 381, 401
двойное 382, 403
к бипланному рулю 382
размещение 382
одинарное, вес 414
основное 375
передаточное число 387
передачи, типы 377
проводка тросов 383
размещение в кабине, стандарты 383
рули высоты и элероны, управление ими 378—380
схемы 378, 379
ручное 374, 382, 388
конструкция деталей 388, 399
рычаги 392
секторы 386, 390, 392
стабилизатор, управление им 403
смешанное 377
требования к нему 375
тросовое 377
труба поперечная 392
труба продольная 390, 392
тяги 393
штурвальное 379
двойное 382
конструкции 390
щитки, управление ими 407
вакуумное Тинд 410
гидравлическое 407, 408, 410
пневматическое 407, 408
элероны, управление ими дпференциальное 395 необратимое 170 рычаги 160
управление бипланными элеронами 382
управление плавающим!, элеронами 411
элероны-закрылки, управление ими 410
элероны-рули высоты, управление ими 411
Управление тормозами 331
гидравлическое 331, 332
мембранное системы Фаст 333
механическое 331
пневматическое системы Виккерс 333
Управляемость самолета 349
на посадочной скорости 343
пеперечна 1I7
Усиление обшивки крыла для ходьбы по ней 165
УсилениеУмаксимальное на ручке 120
Устойчивость самолета 342
мера ее 342
поперечная 117
Ф
Фары посадочные 165
выдвижные 166
Феррадо 328, 330
Фильтр бензиновый 444
Флаттер 166—168, 373
Фонари пилотские 176, 234
механизм сбрасывания верха 234
Формула Кармана-Ландквиста 103
Формула Ландквиста 211
Фюзеляжи 173—236
балочные 193
деревянные 215
металлические 218
носовая часть 225, 226
особой конструкции 231
преимущества 210
размещение элементов 213
весовая характеристика 262
высота 175, 170
длина 174
из легких сплавов 206
514
конструктивные формы 192—236
лобовое сопротивление с различными моторами и капотами 466
металлические, деление на части 225
мидель-шпаигоут 187
монокок 193, 210
деревянные 217
металлические 218
нагружение силовых элементов 212
нагрузки 192
назначение 173
очертания 180, 188
полумоиокок 193 210
деревянные 217
металлические 219
набор поперечный 219
-.юперечные сечения 181
продувки 181
работа элементов 211
размеры 174
силовые схемы 192
смешанной конструкции 231
сопряжения с другими частями 182
ферменно-балочные 193
ферменные 193 4
деревянные 195
из дуралюминовых труб 208
из профилей 201, 209
металлические 198
стальные 198
разборные 200
схемы 193
формы 181
ц. т. 262
чертеж теоретический 185
ширина 177
X
Хвостовые колеса 339
амортизация их 337
вес 341
конструкция установки 339
назначение 336
убирающиеся 340
конструкция Даути 340
установка их 337, 340
Хвостовые лыжи 339
Хвостовое оперение 342—373, см. также Оперение
Ц
Целлулоид 159
Центр давления
крыла с предкрылком 134
перемещение его 139, 166
Центр жесткости 166, 170
сечения крыла 22
Центр тяжести (ц. т.)
крыла 166, 170
1 самолета 176
Центроплан, крепления к фюзеляжу 221
Циркуляция воздуха в кабине 242
Ш
Шаг воздушного винта 450
Шаг точек (сварных)'204
Шарикоподшипники „
для роликов 396
для рукояток и штурвалов управления 389—
392
для управления 397
стандарты 397
упорные 392, 394
для'элеронов 129
для щитков 154
применение на самолете 397
Шарниры рулей 360, 365, 372
Шарнир универсальный в шасси 300
Шасси 264—335
амортизация' — см. Амортизация шасси
вес 341
высота 268
увеличение при наличии предкрылков 134
замки 302
колея 268
консольное 274
конструкция деталей 298
лобовое сопротивление 281—286
нормы расчета 265
обозначения на схемах 269
обтекатели 283
осевое 269
оси 298
пирамидальное 270, 288
подкосы 299
полуосное 269
полуось 299
размещение относительно ц. т. 266
стойки амортизационные 300
схемы 266—278
трехколесное 278
требования к нему 268
Шасси убирающееся 286—298
аварийный механизм 286
вес 341
время уборки и выпускания 288
выбор схемы 287
кинематика 268, 278—281, 295
сигнализация 294
системы Доути 288, 291
схемы 286
схемы уборки 287
в крыло 288
в обтекатель мотора 290
в фюзеляж 291
требования 287'4
Шасси убирающееся частично, 284
Шасси
указатели положения 288, 294'
управление механизмом подъема 288,‘ 293
усиление для подъема 288
усилия действующие 265
ферма 268
Швы баков 434, 435
герметичные 260
Шланги дюритовые 449
Шнуры амортизационные 304
Шпангоуты
крыльевые 221
фюзеляжа 210
нормальные 213, 217, 218
монококов металлических 218
полумонококов металлических 219—223
расстояние между ними 214
силовые 213, 217
усиленные 213, 217
Штопор самолета, влияние оперения 343, 347,-349
Штопоры ввертные 165
Шум а
борьба с ним 237, 238
изменение с высотой 240
источники 237 ,
поглощение различными предметами 238
степень громкости (шкала) 239 I
515
Штурвалы управления
закры псами 233
самолетом 232, 380 ?
стабилизатором 404
триммерами 105
Щ
Щитки •
Грушвица 137
длина и размещение 140, 142
компенсация их 138
компенсированные NACA 137
Кальма 137, 407
нескользящие 407
простые 137, 153
работа их 137
складывающиеся Ирвинга 137
скользящие (Цап и Фаулер) 407
с продольным и поперечным набором 156
хорда, наивыгоднейшая длина 139
Цап 137—139, 157. 40-7, 410
Шренка 137, 4*0
Э
Эксцентриситет усилий 194, 195
Элероны 116—130
без аэродинамической компенсации 120 внешние 125, 126
выбор основных размеров 116
ц 1ференциальные 118, 119
задняя кромка 128
закрылки 147
концевой обод 12'7
конструкция 126
косые 122
кронштейны для подвески 129
лонжероны 126
набор 126
назначение 116
нервюры 127, 128
обтекатель носка 128
обшивка 126, 127
плаваю цие 124 146, 410
размах 117
с аэродинамической компенсацией 120
симметричного профиля 122
с концевой (роговой) компенсацией 121
типы 116
Фриз 122
Хендль-Пейдж 122
хорда 117
Цап 126, 147
шарниры (ля подвески 129
щелевые 123
щитки 147
>малит 99
Этил^н-гликолевве охлаждение 473
БкГЛИОГРАФИЯ
К части 1
Год редакцией Б. А. Ушакова, Атлас аэродинамических характеристик профилей крогчьев, испытанных в трубе Т-1, '’"руды ЦАГИ, вып. 193.
Е. Е. Солодки и, Серия профилей Д-2, Груды ЦАГИ, вып. 264.
Л. П р а н д т л ь, Результаты аэродинамчиесч их исследований, проведенных в Геттингенской лаборатории, ч. I, II, III
Б. Н. Юрьев, проф., Индуктивное сопротивление крыльев аэроплана, Труды ЦАГИ, вып. 20.
Ф. Г Гласс, Серия профилей А, Труды ЦАРИ, вып. 103; серия профилей В, Труды ЦАГИ, вып, 146.
П П. Красильщиков, О зависимости между геометрическими параметрами профиля и его аэродинамическими характеристиками, Труды ЦАГИ, вып. 146. д
П. М. Ширмансв и В. П. Горский, Атлас аэродинамических характеристик авиационных профилей, ОНТИ, 1932.
Н Muttra и, Новые исследования крыльев с вырезами, Z. F М., 19217, № 7.
Edward Р. Warner, Прикладная аэрсдинамика.
В. Н. Беляев, Расчет свободноиесущгх крыльев, Труды ЦАГИ, вып. 165.
Д. А. За тв а н, Примерный числовой расчет конструкции свободнонесущего крыла, Труды ЦАПт, вып. 165
Ф. Г. Гласс, Исследование четырех монопланных крыльев, Труды ЦАГИ, вып. 103
G. К о n i n g und В о е 1 е п, Аэродинамические данные трапецевидных крыльев с различным размаха прямоугольного центроплана, Z. F. М., 1933, № 2.
В. С. П ы ш н о в, Аэродинамика самолета, ч. I.
Л. И. С у т у г и н, Выбор основных размеров разрезного крыла, Техника воздушного флота, 1934, № 4 и 6.
Lachmann, Аэродинамические и. конструктивные особенности трапецевидных крыльев, гж A. S., 1937, Jfe 315.
С J. Me. Carthy, Замечания по проектированию металлических лонжеронов, Journal A. S., 1935, № 1. ч
S. L. G a b е 1 <S Horace С. К и с г г, История внедрения труб в авиационных конструкциях, Aviation, март 29, 1930.
А. Ф. Б а р е т е л л, X. Кеннеди, Р. Смит, Применение труб в сварных конструкциях, The Welding Engineer, II, 1931.
М. А. Бутте, Автогенная свагка в asi анионных ко ютрукциях, La Technique Aeronau-tique, № 130, 1933.
W. L. Sutton, Нержавеющая сталь в авиационных конструкциях, Aero Diges,, 1935, № 6, 7.
А. С. Орлов, Курс сварки.
W. Н. Sayers, Стальные авиацноньые конструкции в Англии, Aviation, 1929, № 3, 7, ol 27; № 24, Vol. 26.
И. Ю. Ш е й д е м а н, Французские технические требования к льняным аэропланным тканям, Техника воздушного флота, 1934, № 1
И. Ю. Ш е й д е м а н, О выборе не обходимой крепости ткани для обтяжки самолета, Техника воздушного флота, 1936, № 8—9.
Р. Р. Nasir, Срыв потоки у трапецевидного крыла, R. A. S., 1935, № 296.
С. Я. Мака'ров, К расчету тонкостенных конструкций, Техника воздушного флота, 1935, Ns 7.
С. Я. Макаров, Скоростные коммеуюскне самолеты, Техника воздушного флота, 1934, М 2.
В. Н Беляев, Гелы ганнс и расчет крыльев с различной обшивкой, технчка возду ш-ного флота, 1935, № 5, 10, 12.
John. В. J о и п g е г, Т еревод С Я- Макарова, Прваиипы расчета в проектирования тоико-стенных конструкции и элементы г.г эектирования и расчет частей металлического самолета, ОНТИ, 1938
Всесоюзный комитет стандартизации при СТО, Габариты подвижного составе и приближения строений железных дорог широкой колец, 1934.
A. I. S- Р i р р а г d & I. L. Р т < t с h а г d, Конструкция самолета.
517
Б.. Ф. Гончаров, Подбор органов управления самолетом. Технические заметки ЦАГИ, № 34.
В. С. П ы ш н о в. Статические коэфициенты рулей самолетов. Самолетостроение. М. 1931. Г. А. Щербаков, Боковая устойчивость самолетов. Технические заметки ЦАГИ, № 72, Е. И. Колосов, Исследование модели оперения с серво-рулями, Технические заметки ЦАГИ, № 55.
Ц. П. X а б и н с к а я, Аэродинамические исследования элеронов, ч. I и II, Труды ЦАГИ, вып. 183 и 230.
Е. И. Колосов, Аэродинамические исследования крыла с надкрыльными элеронами, Технические заметки ЦАГИ, № 104.
П. П. Красильщиков, Исследование крыльев с подвесными закрылками, Труды ЦАГИ, вып. 159.
М. Ланглей, Конструкции металлических самолетов, ОНТИ, 1935.
А. К. Мартынов, Некоторые вопросы аэродинамики самолета со щитками-закрылпами, Техника воздушного флота, 1936, № 6.
А. К. Мартынов, Аэродинамические исследования по щиткам-закрылкам, Техника воздушного флота, 1934, № 8.
Е. W е i с к & Т. Н а г г i s, Свободные (плавающие) элероны на прямоугольном крыле, NACA Т. R., № 424.
Е. W е i с к & R. W. N о у е S, Вспомогательное крыло в качестве внешнего элерона, NACA Т. R., № 510.
Ц. П. X а б и н с к а я, Аэродинамические исследования концевых плавающих элеронов, * Т. 3. ЦАГИ, № 127.
М. Н. Шульженко, Концевые плавающие элероны, Т. Б. ЦКБ, зав. № 39, № 4 и и 5.
Л. И. С у т у г и н, Общие понятия об элементах разрезного крыла, Технические заметки ЦАГИ, № 35.
Б. А. Ушаков, Влияние исходного профиля на работу предкрылков, Технические заметки ЦАГИ, № 20.
Б. А. Ушаков, Аэродинамические исследования автоматического предкрылка, Технические заметки ЦАГИ, № 39.
П. П. Красильщиков, Влияние длины закрылков и предкрылков на работу разрезного крыла, Труды ЦАГИ, вып. 133.
П. П. Красильщиков, О выборе наивыгоднейшего положения поедкрылка, Труды ЦАГИ, вып. 161.
Б. А. У ш а к о в, Влияние размеров предкрылка на работу разрезного крыла, Технические заметки ЦАГИ, № 2.
А. К. Волков, Влияние отклонения закрылка на свойства профиля NACA М 6, Технические заметки ЦАГИ, № 78.
В. В. Голубев, проф., Исследования по теории разрезного крыла, ч. I и II, Труды ЦАГИ, вып. 147 и 306.
П. П. Красильщиков, Исследования по разрезным крыльям. Труды ЦАГИ, вып. 105.
А. Ю. Ромашевский, Исследование работы балочных систем с тонкой стенкой с непараллельными поясами, Труды ЦАГИ, вып. 203.
А. Ю. Ромашевский, Исследование работы балочных систем с тонкой стенкой с параллельными поясами, Труды ЦАГИ, вып. 206
4-я бригада К. О. ЦАГИ, Справочник по щиткам и закрылкам.
Н. С. Новикова, Исследования трапецевидного крыла со щитком ЦАП и предкрылком, Технические заметки ЦАГИ, № 108.
Е. П. Гроссман, С. С. Кричевский, А. А. Борин, К вопросу о потере устойчивости конструкции крыла в полете, Труды ЦАГИ, вып. 202.
Manfred В a u с h е г, Вибрации, Aviation, январь, 1936.
Меры для предупреждения вибраций крыла, Aireraft Engineering, ноябрь, 1935.
John Е. J о u n g е г, Вибрации крыла и других частей самолета.
Dr. Alexander К I с min, Металлические конструкции самолетов, Aero Digest, июль, 1935.
Eastmann N. Jacobs <£ Kenneth E. Ward, Интерференция крыла и фюзеляжа. Результаты исследования 209 комбинаций, NACA Т. R., № 540. *
James A. White <S Manley I. Hood, Интерференция крыла и фюзеляжа, баффтинг оперения при низком расположении крыла, NACA Т. R., № 482.
А. Ю. Ромашевский, Методы расчета и экспериментальное исследование лонжеронов типа кессон, Труды ЦАГИ, вып. 310.
Е. М. Румянцева, Взаимное влияние крыла и фюзеляжа, Технические заметки ЦАГИ, № 36.
И. П. Младенцев, Анализ работы отъемной части крыла с гладкой обшивкой, Технические заметки ЦАГИ, № 151.
Б. Н. Юрьев, проф., Пределы современной авиации и способы их преодоления.
Б. Н. Юрьев, проф., Ф Г. Гласс, А К. Мартынов и др., Труды всесоюзной конференции по скоростной авиации.
Ф Г. Г л а с с, О влиянии масштабного эффекта на зависимость профи гьного сопротивления от геометрических параметров профиля, Труды ЦАГИ, вып. 286.
Е. Е. Солодки н, Влияние формы монопланного крыла на его аэродинамические характеристики, Труды ЦАГИ. вып. 234.
Я. М. Серебрийский, Крыло наивыгодиейшей формы в плане, Технические заметки ЦАГИ, № 159.
518
— — — — — — —----------------------------------
А. И. С и л ьма н, Исследование эффективности элеронов малой площади на двух крыльях с различными профилями, Технические заметки ЦАГИ, № 122.
П. Д. Самсонов, Проектирование и конструкция гидросамолетов, ОНТИ, 1036.
К. D. Wood, Проектирование самолета.
В. П л я й н е с (перевод Ф. Ф. Ассберг), Заклепочные соединения в металлическом самолетостроении.
Дж- Д ж о н с о н (перевод А. В. Кирпичникова под редакцией инж- И. Л. Головина), Сварка в самолетостроении.
Albert Е. Lombard, Технологические исследования конструкции самолета Кертисс-Райт, Coupe, I. A. S. Vol. 3, № 8, 1938.
К. В. Рогов, Освещение самолетов, Труды ЦАГИ, вып. 178.
Alfred Zaven В о у a j i а п, Интерференция крыла и фюзеляжа' и зализы у низкорасположенного крыла. Aero Digest, август, 1936.
Е. П. Г р о с с м а н, К вопросу о конструкции невибрирующих крыльев, Техника воздушного флота, 1936, № 11.
В. В. Савельев, Распределение веса конструкции крыла по размаху, Техника воздушного флота, 1938, № 1.
А. И. Борисенко, Аэродинамические характеристики профиля произвольной формы, Техника воздушного .флота, 1934, № 12.
Л. С у т у г и н, Главные особенности конструкции самолетов Волти, Техника воздушного флота, 1937, № 3.
В. П. Горский, Исследования по выдвижным закрылкам, Технические замеТки_ЦАГИ, Ns 168. Советская н иностранная периодика.
К части II
И. В. А н а н ь е в, К расчету шпангоутов фюзеляжа монокок, Техн. зам. ЦАГИ, № 84, 1936.
Ф. Г. Гласс, Выбор рациональной схемы и аэродинамических элементов скоростного самолета, Труды Всесоюзной конференции по скоростной авиации, ЦАГИ, 1936.
Знаменский, Расчет фюзеляжа монокок, ТВФ № 7 и 8, 1936.
В. И. Михайлов, Материалы к расчету фюзеляжа на прочность, Труды ЦАГИ, № 112, 1936.
И. В. Остославский и Д. В. X а л е з о в, Взаимное влияние винта и самолета, Труды ЦАГИ, Ns 213, 1935.
Прандтль и Титьенс, Гидроаэромеханика, ОНТИ, 1932.
Е. М. Румянцева, Испытания фюзеляжей и лодок, Труды ЦАГИ, № 190, 1936.
Б. Н. Юрьев, Пределы современной авиации и способы их преодоления, ЦАГИ, 1936.
В. М. Ч е ш к и н и Т. Ф. М а к с и м о в, Теплопроводность изо 1яционных и строительных материалов. Известия Теплотехнической индустрии, № 11, 1925.
Парижская авиационная выставка, Военгиз, 1938.
Справочник авиаконструктора, т. 1, Аэродинамика, ЦАГИ, 1937.
Справочник по самолетам, т. I, II, III.
Н. firBber, Einfiihrung in die Theorie des Warmeilbefgangs. t
N u s s e 1 t, Der Warmeiibergang in Rohrleitungen.
Советская и иностранная периодика.
Журналы и каталоги иностранных фирм.
К части III
А. Г. А г л а д з е, Конструирование и расчет масляных амортизаторов шасси самолета, ЦАГИ, Технические Заметки № 59, 1935.
В. П. Ветчинки н, проф., Динамика полета, ОНТИ, 1933.
А. И. Гребенев, инж. мех., Современные требования эксплоатации к самолетам, ОНТИ, 1935.
М. Лангле й, перевод, Конструкция металлических самолетов, ОНТИ, 1935.
С. Я. Макаров, инж., Гидравлические амортизаторы, ТВФ, № 7, 1936.
С. Я. Макаров, инж-, Скоростные коммерческие самолеты, ТВФ, № 2, 1934. _
Д. Ю н г е р, Р. Райс и И. Уорд. Элементы проектирования и расчет самолетов, ОНТИ, 1938.
А. К. Мартынов, инж., Некоторые вопросы аэродинамики самолета со щитками-закрылками, ТВФ, № 6, 1936.
А. К. Мартынов, инж., Аэродинамические исследования по щиткам-закрылкам, ТВФ, № 8, 1934.
Машкевич, инж., Тормозные колеса, ТВФ, № 12, 1935.
А. С. Орлов, Курс сварки.
Г. Г. Ростовцев, проф., Строительная механика самолета, ч. II, ОНТИ, 1936.
П. Д. Самсонов, инж., Проектирование и «конструкции гидросамолетов, ОНТИ, 1936.
Л. И. С у т у г и н, доцент, Главные особенности конструкции самолета Волти, ТВФ, № 3, 1937
Б. Н. Фирсов и Р. Р. Шерстнев, Тормозное оборудование самолета, ОНТИ, 1936.
М. М. Ш и-ш марев, инж., Расчет деталей самолета, ВВА, 1932 г.
519
М. М. Шишмарев, инж., Расчет колодочных тормозов, ВВА, .Ns 6. 1932.
К. С. Щербаков, Аэродинамические исследования шасси самолета и изолированных колес, Труды ЦАГИ, № 196, 1935. >
Г. С. Щ е т и н к о в, Исследование масляно-пневматической амортизации. ЦАГИ. Технические заметки, № 25, 1933.
Нормы прочности самолетов, ТВФ, № 9, 1934.
К. D. Wood, Airplane design, 1935.
Б. Н. Юрьев, проф., Ф. Г. Г ласе, Ма рты н ов и др.. Труды Всесоюзной конференции по скоростной авиации. •
NACA Report № 485, 518 и 522.
Справочник авиаконструктора, т. 1, ЦАГИ, 1937.
Советская и иностранная периодика.
К части IV
И. В. Ананьев, Определение частот собственных колебаний крыла и хвостового оперения самолетов, ТВФ № 1, 1937.
Ф. Г. Гласс, Выбор рациональной схемы и аэродинамических элементов скоростного самолета, Труды Всесоюзной конференции по скоростной авиации, изд. ЦАГИ, 1936.
Б. Ф. Гончаров, Подбор органов управления самолетом, Техн. зам. ЦАГИ №, 34, 1934.
Е. И. Колосов, Исследование работы органов управления с серво-рулями методом распределения давления, Техн. зам. ЦАГИ, № 118, '936.
Е. И. Колосов, Аэродинамическое исследование бнпланного оперения самолета. Техн, зам. ЦАГИ, № 204, 1935.
А. К. Майоранов и Е. И. Колосов, Материалы по статической продольной устойчивости и управляемости самолета, Труды ЦАГИ, вып. № 278, 1936.
В. С. Пышно в, Аэродинамика самолета, ч. 2, ОНТИ, 1935.
Е. И. Румянцева, Аэродинамическое исследование изолированных горизонтальных оперений, Техн. бюлл. ЦАГИ, № 1, 1932.
С. М. Т а р г, Исследование работы вертикального оперения. Техн. зам. ЦАГИ, 1935.
Косое оперение Рудницкого, ТВФ № 1, 1932.
Справочник авиаконструктора, т. I, ЦАГИ, 1937.
Справочник по расчету самолета на прочность, ОНТИ, 1937.
Советская^и иностранная периодика.
К части V
Б. Ф- Г озн ч а р о в, Подбор органов управления самолета, Технические заметки ЦАГИ, А. И. Г р е е н е в, Современные требования эксплоатации к самолетам, ОНТИ, 1935. Ланглей, перевод под редакцией В. А. Попова, Конструкция металлических самолетов.
ОНТИ, 1935.
А. К. М^р т ы н 0 в, Некоторые вопросы аэродинамики со щитками-закрылками, ТВФ № 6, А. К. Мартынов, Аэродинамическое исследование по щиткам-закрылкам, ТВФ. № 8, А. С. Орлов, Курс сварки.
В. С. П ы ш н о в, Статические коэфициенты рулей самолетов, Библиотека авиац. инж. самолетостр.
В. С. П ы ш н о в, Аэродинамика самолетов, части 1. 2. 3 и 4. ОНТИ. Госмашметнздат, 1934—1938.
Г. Г. Ростовцев, проф., Строительная механика самолета, часть II, ОНТИ, 1936.
П. Д. Самсонов, Проектирование и конструкция гидросамолетов. ОНТИ НКТП, 1936, Л. И. С у т у г и н, доцент, Выбор основных размеров разрезного крыла, ТВФ, № 4 н 6,
Л. И. С у т у г и н, доцент, Главные особенности конструкции самолета Волга, ТВФ, № 3, 1937.
. ,Б. Н. Юрьев, проф.,' Ф. Г. Гласс, А. К. Мартынов и др.. Труды Всесоюзной конференции по скоростной авиации, 1935.
4-ая бригада ЦАГИ, Справочник цо щиткам и закрылкам.
Справочник авиаконструктора, т. I, ЦАГИ, 1937.
К. D. Wood, Airplane design.
Советская^ иностранная периодика.
К части VI
Б. Т. Г о р о щ е н к о, Конструкция современных самолетов, Г. В. И., 1932.
Б. Т. Г о р о щ е н к о, Анализ скорости полета, В. В. Ак., 1938.
Под ред. Григоровича1 и Гиммельфарба, Конструкция и проектирование самолетов, ОНТИ, 1935.
Н. Е. Жовинский, Расчет авиационных радиаторов, В. В. Ак. 1937.
Жовинский'и Шереметев, Оценка и выбор мотора для скоростного самолета В. В. Ак. 1938.
Н. Е. Ж о в и н ск и й,5 гл. «Охлаждение» в книге «Авиационные моторы», Воениздат 1937 г.
520
Колпаков-Мирошниченко, Конструкции и проектирование самолетов, В. В. Ак., 1938.
Кузьмин, Воздушные винты, Воен, изд., 1937.
К а м е н о м о < т с к и й, Моторные трансмиссии, Техник? воздушного флота, 1936, № 9.
Кузьмин, Винты регулируемого шага, В. В. Ак., 193'.
Лыткин, Исследование радиатора в крыле самолета, ЦАГИ, 1937.
Ланглей, Конструкция металлических самолетов, ОНТИ, 1935.
Николаенко, Аэродинамический расчет капотов на моторы воздушного охлаждения, ЦАГИ, 1937.
Остославский и X а л е з о в, Взаимное влияние винта и самолета, ЦАГИ, 1935.
Остославский, Роль винта в проблеме повышения скорости самолетов, ЦАГИ, 1936.
Ростовцев, Строительная механика самолета, т. 2, ОНТИ, 1936.
С амсонов, Проектирование и конструкция гидросамолетов, ОНТИ, 1936.
Соболев и Ши шмарев, Эксплоатация воздушных винтов, В. В. Ак., 1935.
Б. И. Руби н, Электрооборудование авиа- и автоустановок, вып. II. Электропуск авиа-и автодвигателей, изд. Военной электротехнической академии РККА, Ленинград, 192?
Современные конструкции воздушных винтов, Техника воздушного флота, 1936, № I V.
Стальные винты, Техника воздушного флота, 1937, № 1.
Е. С. Андреев, Пусковые устройства, глава X в книге «Авиационные моторы», Воениздат, 1937.
К. И. Г р а ч е в, Монтаж моторного оборудования самолетов, ОНТИ, 1934.
R. I. Petit-Herriot, Aero-Engine Installation, Aircraft Engineering, № 69—70, 1934, Технические заметки ЦАГИ, № 88.
Агрегаты мотора М-85, Госвоениздат, 1937.
А. Сафронов, И. Иванов, И. Данилов, Моторное электрооборудование самолетов ОНТИ, 1934.
'ихоиравов, Авиационные баки, ОНТИ, 1935.
Б. Н. Ю о ь е в, проф.. Воздушные винты, ОНТИ, 1934.
Б. Н. Юрьев, пр })., Пределы современной авиации и способы их преодоления, ЦАГИ, 1936.
<V Парижская авиационная выставка, Военгиз, 1938 Советская и иностранная периодика.
*
I
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие .......... ......................................................
Часть первая. Крыло
5
Глава I. Архитектурные формы крыльев...........................................
§ 1. Выбор и модификация -рофиля................................................ —
8 2. Назначение вырезов в крыле и их влияние ................................... 6
§ 3. Форма крыльев в плане...................................................... 7
Прямоугольное крыло....................................................... —
Стреловидное крыло или крыло с горизонтальным V .......................... 9
Трапецевидное крыло ........................................... .... 10
Трапецевидное крыло с прямоугольным центров ином........................ 11
Крыло «Чайка» ........................................................... 12
Эллиптические крылья ................................................... —
§ 4. форма концов крыльев в плане . ..... ............. —
§ 5. Форма крыльев в виде спереди ............................................. 13
Глава II. Конструктивные формы крыльев ........ ... . 15
§ 1. Набор крыла........................................................... —
§ 2. Двухлонжеронные крылья ............................................ 17
Крылья с полотняной обшивкой ......................................... —
Крылья с жесткой обшивкой ......................................... 18
Особенности двухлонжеронных крыльев . . . ................... 21
§ 3. Многолонжеронные крылья.......................................... • . —
Особенности конструкции многолонжеронных крыльев ... —
Крылья с 1 офрированной наружной обшивкой ........................... 25
Крылья моноблок ................................................... 24
Крылья монокок ...................................................... 28
Основные недостатки многолонжеронных крыльев ......................... —
§ 4. Однолонжеронные крылья............................................... 29
Особенности однолонжеронных кры..ьев ................................. —
Крылья с лонжероном, работающим при изгибе и кручении ............... 30
Крылья с лонжероном, работающим при изгибе в вертикальной плоскости, и жестким контуром работающим при кручении и изгибе ~............. 31
Крылья с лонжероном, работающим при изгибе в вертикальной (и горизонтальной) плоскости, и пространственной фермой, работающей при кручении и изгибе в горизонтальной плоскости ... . ........ ... 32
Общие замечания...................................................... 35
Глава III. Конструкция лонжеронов ....................................... 36
§ 1. Вес и типы лонжеронов . . ...... . ........................: - —
§ 2. Типы деревянных лонжеронов ............................................ —
Балочные лонжероны . . . . ............................................ —
Ферменные лонжероны.............................................. 40
§ 3. Особенности металлических лонжеронов по сравнению с деревянными........ 41
S 4. Дуралюминовые локжероны .... ... ...... 43
Дуралюминовые балочные лонжероны ............... .... ...... —
Дуралюминовые ферменные лонжероны ......... .... . 47
§ 5. Стальные лонжероны ................................................. 52
Особенности стальных лонжеронов.....................•.........'......... —
Стальные балочные лонжероны........................-.................. 54
Стальные Ферменные лонжероны ........................................ 56
§ 6. Основные требования, ппедъявляемые к конструкции лонжеронов ........... 62
Глава IV. Нервюры ........................................................... —
§ 1. Работа, размещение, вес и типы нервюр .................................. —
§ 2. Деревянные нервюры................................................ . . . 65
Нормальные нервюры ................................................. —
Усиленные деревянные нервюры ......................................... 67
§ 3. Металлические нервюры................................................ 68
Нормальные нервюры ...................... . ... —
Усиленные металлические нервюры..................................... 71
523
Глава V. Внутренние распорки, расчалки, передняя и задняя кромки, стрингеры, концевые дуги ....................................................... ............
§ 1. Распорки ............................... .............
§ 2. Внутренние расчалки и косые нервюры . х
§ 3. Передняя кромка крыла ........ ......... ................
§ 4. Задняя кромка ........... ...................-
§ 5. Стрингеры при полотняной обшивке.............................. .
§ 6. Концевые дуги крыла........... ......................
Глава VI. Наружный набор крыльев......................................
§ 1. Назначение наружного набора и предъявляемые к нему требования
§ 2. Схемы подкосов ... . . .... .......
§ 3. Схемы стоек ................................................. •
§ 4. Схемы несущих и обратных расчалок .......
§ 5. Конструкция стоек и подкосов
Деревянные стойки..............
Металлические стойки и подкосы........................ . .
Глава VII. Стыковые и подстоечные узлы лонжеронов
§ 1. Типы узлов и предъявляемые к ним требования . ...........
§ 2. Типы стыковых узлов ... ...............
Шарнирные стыковые узлы ...
Стыковые узлы, воспринимающие изгибающий момент
§ 3. Стыковые узлы складывающихся крыльев.................
Типы складывающихся крыльев ............ ...
Конструкция стыковых узлов при складывающихся крыльях
§ 4 Подстоечные узлы ............................
Требования, предъявляемые к подстоечным узлам
Узлы лонжеронов с подкосами .....
Узлы стоек и лент с лонжепонами
Глава VIII. Обшчвка крыльев
§ 1. Полотняная обшивка .
§ 2. Фанерная обшивка . . ......
§ 3. Мета шическая обшивка...........................
Предварительный выбор основных размеров клегки и сечений Конструкция металлической обшивки ........................._ . . .
Конструкция пазъемных стыков у крыльев с обшивкой, рабо.ающей при изгибе в вертикальной плоскости .... ........... ..............
Глава IX. Элероны ..................................................-
§ 1. Типы элеронов, их назначение и предварительный выбор основных размеров
§ 2. Диференциальные элеооны . .
§ 3. Элероны составляющие часть несущей поверхности крыла
Элероны без азродин 1мической компенсации . .
Элероны с аэродинамической компенсацией.......
§ 4. Элероны второго типа в виде отдельных поверхностей
Свободные (п шваюшие) элероны Внешние элероны .
§ 5. Конструкция элеронов...................................................
§ 6. Конструкция задней кромки, кронштейнов и шарниров крыла для подвески элеронов Глава X. Механизирован чые крылья
§ 1. Типы механизированных Kpi шьев, их назначение и предъявляемые к ним требования § 2. Механизированные крылья с увеличивающейся площадью .......
§ 3. Элементы механизированных крыльев . .
Типы предкрылков и их особенности ........
Параметры, влияющие на эффективность предкрылков . типы закрылков, щитков, подкрылков и их особенности .............
Параметры, влияющие на эффективность закрылков, щитков н подкрылков $ 4. Предкрылки в комбинации с закрылками, щитками и подкрылками .... s 5. Особенности поперечного управления при механизированных крыльях § 6. Конструкция механизированных крыльев
Предкрылкэ Закрылки . . . •.......................................................
Щитки и подкрылки........................
Конструкция пластинчатых интерцепторов и их установка .
. ла ва XI. Общие сведения о К1 ыльях тазличиого топа . . .
§ 1. Уменьшение сопротивления и интерференции ... ...
§ 2. Схемы зализов и их конструкция . .
§ 3. Разные детали ...........................................• . .
§ 4. Конструктивные меры, необходимые для предотвращения вибрации крыла
§ 5. Борьба с обледенением крыльев ............ . ......
72
7?
74
75
76
77
79
81
83
84
85
87
90
91
93
94 97
99 101 .02
Ill
ИЗ 116
118
120
124
125
126
129
>30
131
«32
134
136
139 -4
145 147
153
157
159
162 •64
166
171
Часть вторая. Фюзсля"*
Глава I. Назначение и размеры фюзеляжа .... 173
§ 1 Назначение фюзеляжа —
52^
.§ 2. Габаритные размеры фюзеляжа............................................ 174
' Длина фюзеляжа................................................... —
Высота фюзеляжа • - - 175
Ширина фюзеляжа . . . ... .......................... 177
Вспомогательные помещения . 178
Объемы пассажирских кабин 179
Пилотская кабина ......................................................... —
Очертания фюзеляжа в зависимости от основных параметров самолета . . 180
§ 3. Форма фюзеляжей .......................................................... 181
Сопряжение фюзеляжа с другими частями самолета........................... 132
Теоретический чертеж фюзеляжа............................................ 185
Глава II. Конструктивные формы фюзеляжей.................. . . • 192
§ 1. Нагрузки, действующие на фюзеляж; нормы прочности —
§ 2. Силовые схемы фюзеляжей ................................................... —
§ 3. Ферменные фюзеляжи........................................................ 193
Деревянные ферменные фюзеляжу ........................................... 195
Металлические ферменные фюзеляжи 198
§ 4. Балочные фюзеляжи....................................................... 210
Деревянные балочные фюзеляжи _. . . . ............ 215
Металлические балочные фюзеляжи ..................................... 218
Фюзеляжи смешанной конструкции ... 231
Особые конструкции балочных фюзеляжей .................................... —
§ 5. Кабина пилота 232
Козырьки . . • . .................... 233
Пилотские фонари ...... 234
Сиденья ............................................................. 236
Глава III. Оборудование кабин 237
§ 1. Общие соображения ......................................................... —
§ 2. Борьба с шумом ............................. —
§ 3. Вентиляция................................................................ 240
Требования к вентиляции ... 241
§ 4. Отопление кабин......................................................... 246
§ 5. Отделка пассажирских кабин ................ ........................... 257
Глава IV. Герметические кабины стратопланов .......... . ... 259
Глава V. Весовая характеристика фюзеляжей .... 262
Часть третья. Шасси и костыли
Глава I. Общие сведения ......... ............. .................. 264
§ 1. Усилия, действующие па шасси . . . 265
Глава II. Основные данные и схемы шасси .... 266
§ 1. Размещение шасси относительно ц. т. самолета —
§ 2. Требования, предъявляемые к шасси ..... . 268
§ 3. Основные схемы шасси .............. ... 269
Осевые шасси . . . .................................. —
Пирамидальные шасси ........ . . 270
Консольные шасси . ........................ ......... 274
Особые схемы шасси . .................. ... 273
Глава III. Кинематика шасси , . 278
§ 1. Кинематика осевого шасси ... .... . .• —
§ 2. Кинематика пирамидального шасси . ............ 281
Глава IV. Лобовое сопротивление шасси —
§ 1. Лобовое сопротивление колес —
§ 2. Лобовое сопротивление шасси ............................ . - 283
§ 3. Лобовое сопротивление частично убирающихся шасси ........... 284
§ 4. Лобовое сопротивление костылей ......... 286
Глава V. Убирающиеся шасси . . .... ... ............... —
§ 1. Выбор схемы уборки шасси ... ... . . ............ . . 287
§ 2. Требования, предъявляемые к убирающимся шасси ... —
' § 3. Уборка шасси в крыло по размаху ...............-............ 288
§ 4. Уборка шасси по направлению хорды крыла в обтекатель мотора ..............2S0
§ 5. Уборка шасси в борта фюзеляжа ........................................ 291
§ 6. Особые схемы уборки шасси ................................................ 293
§ 7. Управление механизмами подъема и опускания шасси . . —
§ 8. Сигнализация ........................................ 294
Глава VI. Кинематика убирающихся шасси ... . ......... 295
§ 1. Кинематика шасси, убирающегося по хорде ....... —
§ 2. Кинематика консольного шасси......... —
Глава VII. Конструкция деталей шасси ............... .... 298
§ I. Оси шасси.............................................................. —
§ 2. Подкосы . . - .........................................299
§ 3. Узлы . .... 300
§ 4 Замки .................... 302
525
I
Глава VIII. Амортизация шасси............................................. 303,
§ 1. Основы расчета амортизации шасси ............................. . . . ....... —
§ 2. Требования, которым должны удовлетворять амортизаторы........ ..........304
§ 3. Амортизирующие материалы...................................'................ —
Стальная амортизация....................................................... —
Резиновая амортизация ..................................................... —
Олео-пневматические амортизаторы............................... ’. . . ... 309
Пневматические амортизаторы............................................ 314
Амортизаторы, работающие трением —
§ 4. Конструкция амортизаторов................................................ —
Конструкция шнуровых амортизаторов .......................................315
Конструкция пластинчатых амортизаторов................................... 316
Конструкция олео-пневматических амортизаторов................ . .......317
Амортизаторы смешанной конструкции.......................... . . .......319
Конструкция пневматических амортизаторов................ . .............. 321
Конструкция амортизаторов, работающих на трении . —
Глава IX. Колеса ................................................................ —
§ 1. Спицевые колеса ........................................................... —
§ 2. Дисковые колеса ......................................................... 322
§ 3. Пневматики................................................................. —
Колеса с пневматиками высокого давления .......................—
Колеса-полубаллоны .......................................................323
Колеса-баллоны............................................................ 324
§ 4. Колеса с внутренней амортизацией......... .. . ................... 325
§ 5. Парная установка колес..................................................... 326
§ 6. Колеса с тормозами .......................................................... —
Основные конструкции тормозов ............................................ 328
Управление тормозами ......................................................331
Глава X. Лыжи ...................................................................334
§ 1. Деревянные лыжи ........................................................ - —
§ 2. Металлические лыжи.......................................................... —
§ 3. Установка лыж...............................................................335
Глава XI. Костыли н хвостовые колеса ....................... • • • - 336
§ 1. Назначение костылей и хвостовых колес ...................................... —
§ 2. Требования, предъявляемые к костылям'....................................... —
§ 3. Типы костылей............................................................... —
Неориентирующиеся костыли................................................337
Ориентирующиеся костыли ............*................................... —
Управляемые костыли . ~
§ 4. Хвостовые колеса ............... ... 339
§ 5. Хвостовые лыжи........................................................... —
§ 6. Убирающиеся костыли и хвостовые колеса .................................. —
Глава XII. Весовые характеристики шасси и костылей 341
Часть четвертая. Хвостовое оперение
Глава I. Назначение и архитектура хвостового оперения..................... .... 342
§ 1. Назначение оперения . ....................................... —
§ 2. Требования, предъявляемые к оперению .... 343
§ 3. Действующие усилия ........................................................344
§ 4. Расположение оперения......................................................345
§ 5. Форма хвостового оперения . .......................................... 348
§ 6. Размеры элементов хвостового оперения.................... ...........350
Глава II. Силовые схемы хвостового оперения ....................................351
§ 1. Силовой набор хвостового оперения .........................................352
Глава III. Конструкция хвостового оперения .... . 356
§ 1. Деревянное хвостовое оперение............................................. —
Нервюры............................................................... 357
Распорные нервюры. . . 358
Узлы деревянных лонжеронов..............................................360
§ 2. Металлическое хвостовое оперение......................................... 361
Лонжероны .............................................................. —
Нервюры.................................................................363
Распорные нервюры ......................................................364
Узлы металлических лонжеронов............................................ —
Обшивка .... 365
§ 3. Рули..................................................................... —
Компенсаторы рулей...................................................- 366
Конструктивные схемы рулей..............................................370
Глава IV. Вибрация хвостового оперения....................................... 373
Глава V. Весовая характеристика хвостового оперения............................ —
Часть пятая. Управление самолетом
Глава I. Назначение и работа управления и требования, предъявляемые к нему . . 374
§ 1. Назначение управления..................... ... . . —
Работа ручного управления —
Работа ножного управления ........................................... 375
§ 2. Технические требования ................................................... —
§ 3. Углы отклонения рулей................................................ . 376
§ 4. Расчетные нагрузки на управление ... —
Глава II. Основные типы передач управления 377
§ 1. Тросовое управление.............................................. ....... —
§ 2. Жесткое управление..................................................... —
§ 3. Смешанное управление....................................................... —
Глава III. Схемы управления рулем высоты и элеронами . 378
§ 1. Управление при помощи рукоятки ....... . . . .......... —
§ 2. Штурвальное управление ... . 379
§ 3. Управление ножным рычагом . ... .... 380
§ 4. Педальное ножное управление ........................ . . ...........381
§ 5. Схема управления бипланными элеронами и рулями .......... 382
§ 6. Размещение управления ....................- • • ........................... —
Глава IV. Кинематика управления............................................. 383
§ I. Ориентировка тросов и рычагов ............................................. —
§ 2. Особенности кинематики подводки к рукоятке (штурвалу) 385
§ 3. Передаточное число ......................................... . 387
Глава V. Конструкция деталей ручного управления и его проводки 388
§ 1. Конструкция рукоятки и продольной трубы ................................... —
§ 2. Конструкция штурвального управления 390
§ 3. Валы .................................................................... 392
§ 4. Рычаги и секторы....................................................... —
§ 5. Тяги................................................................. .393
§ 6. Качалки............................................................... 304
§ 7. Ролики, втулки и тросы . .......... 396
§ 8. Применение шарикоподшипников................ : 397
§ 9. Выключение второго управления........................................... 398
Глава VI. Конструкция ножного управления ........ ... 399
§ 1. Конструкция ножного рычага ............................................ . —
§ 2. Конструкция педального управления ......... ....-* 401
Глава VII. Дополнительное управление 403
§ 1. Управление стабилизатором....... ..... —
§ 2. Управление триммерами...................... . . . 405
§ 3. Управление килем....................................................... . 406
S 4. Управление щитками..................................................... . 407
§ 5. Управление элеронами-закрылками .... 410
§ 6. Управление элеронами-рулями высоты ... 411
§ 7. Управление плавающими элеронами .... —
§ 8. Кронштейны подвески органов управления ... 412
Глава VIII. Весовая характеристика управления ... 414
Часть шестая. Винтомоторная группа
Глава I. Размещение в. м. г. и моторные рамы ................................ 415
§ 1. Размещение в. м. г............................................... .... —
§ 2. Основные типы моторов ................................................... 417
§ 3. Моторные рамы..............................' . . . 419
Технические требования к моторной раме . . . . . _
Силы, действующие на моторную раму......... 420
§ 4. Конструкция моторных рам .............................................. 421
Моторные рамы под рядные моторы ................. ... . —
Моторные рамы под звездообразные моторы .... 424
Узлы крепления моторной рамы с амортизацией ............................ 425
§ 5. Удлиненные валы и схемы трансмиссий в центральных моторных установках . 427
Удлиненные валы .................................................... 429
Центральные моторные установки ............................. . ....... 430
Глава II. Питание горючим и смазкой . . .... 432
§ 1. Баки для горючего....................................................... —
Технические требования, предъявляемые к бакам . . ..........—
Конструкция баков ..................................................... 433
§ 2. Масляные баки ........................................................ 440
Технические требования, предъявляемые к масляным бакам . . . —
Конструкция масляных баков........................... . —
§ 3. Бензопроводка и ее детали ......................... . . ... 441
Общие требования, предъявляемые к бензопроводке .......................... —
Конструкция бензопроводки и соединений .............................. . 442
527
Схема питания горючим . ..................... 446
Система питания стратосферного самолета.......... ,.................448
§ 4. Маслопроводка . ..................... —
Глава III. Воздушные винты............................ 450
§ 1. Назначение и классификация винтов ... —
Деревянные винты..................................................... 451
Винты из микарты ... 452
Металлические винты ... — А
§ 2. Винты регулируемого шага ... 453
Глава IV. Система охлаждения моторов 459
§ 1. Воздушное охлаждение . —
Конструкция капотов . . .............462
Конструкция капота NACA ............................................. 463
Расчет капота на мотор воздушного охлаждения ... 464
§ 2. Водяное охлаждение .................. ..................... 466
Подбор поверхности охлаждения радиатора............. 467
Требования, предъявляемые к радиаторам, и типы радиаторов 471
Охлаждение высококинящими жидкостями....... ................... 473
Количество воды в системе охлаждения . . 474
Испарительное охлаждение. . .............. ................. 475
Охлаждение масла ............ . 476
Система водопроводкн и ее детали . . 480
Трубопроводы системы охлаждения . . ...................... . 481
Глава V. Управление мотором и пусковые приспособления 483
§ 1. Управление в. м. г.................................. ... —
Управление газом ........ ......... . ... —
Управление наддувом . ........... ................. . 486
Управление зажиганием ...... 487
§ 2. Пусковые устройства . . ........ . —
Заливка мотора . . ............. 488
Пусковое зажигание .... ........ ............................... —
Аэродромные способы запуска .................. 489
Бортовые пусковые устройства ... —
Глава VI. Весовые характеристики в. м. г.. ...... . 404
S 1. Общие весовые характеристики мотоустановок . ..... —
§ 2. Группа мотора ........ 496
§ 3. Группа винта......................... ............. . . . . ‘ 498
§ 4. Управление мотором и контрольные приборы .................. —
§ 5. Система питания горючим ... ....... ............... . • . 499
§ 6. Система смазки . . ....................500
§ 7. Система охлаждения . .................... —
§ 8. Система запуска . .......... —
§ 9. Система зажигания .... .... 501
§ 10. Система выхлопа и всасывания ............... ............ —
§11. Система огнетушения . . ..............502
§ 12. Моторные рамы ................. —
§ 13. Капоты..............« . . . ... .....503
Предметный указатель 504
Библиография............................. . . ... . . 517
3 АВТОРСКИЕ ИСПРАВЛЕНИЯ И ОПЕЧАТКИ
Стр. | Строка Напечатано Должно быть _ По чьей вине
107 по 308 397 462 Кепстр 16 снизу 5 сверху 20 фиг. 561 2 сверху унция самолете (6-е) № 5 7,5 кг • см • см3 для а <. 140' фюзеляжа >в. Под ред. Н. Н. Полинарпо (5-е) № 6 7,5 кг слЦсм3 для i^> 140' мотора ва и Е. И. Майоранова авт. авт. авт. авт. ред.