Конструкция самолетов - Шульженко М. Н.

Автор: Шульженко М. Н.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника авиация конструирование авиационное оборудование издательство машиностроение

Год: 1971

Похожие

Конструкция самолетов

Конструкция и прочность самолетов и вертолетов

Конструкция самолетов.

Проектирование самолетов

Текст

М. Н. ШУЛЬЖЕНКО
КОНСТРУКЦИЯ
САМОЛЕТОВ
Допущено
Министерством высшего и среднего
специального образования СССР
в качестве учебника
для студентов авиационных
высших учебных заведений
ИЗДАНИЕ ТРЕТЬЕ,
ПЕРЕРАБОТАННОЕ И ДОПОЛНЕННОЕ
ИЗДАТЕЛЬСТВО «МАШИНОСТРОЕНИЕ»
Москва 1971
УДК 629.735.33.001.3(075.8)
Конструкция самолетов. ШУЛЬЖЕНКО М. Н., Изд. 3-е,
лерераб. и доп. М., «Машиностроение», 1971, стр. 416.
Третье издание в отличие от второго (1953 г.) существен-
но переработано и дополнено с учетом происшедших за по-
следние годы изменений конструкций и летных характеристик
самолетов.
Расширены сведения о летных характеристиках самолетов,
условиях работы конструкций и предъявляемых к последним
требованиях. Введены новые разделы, относящиеся к ти-
повым соединениям элементов конструкций, аэроупругости
и вибрациям.
Рассмотрены типовые конструкции основных агрегатов са-
молета; крыла, фюзеляжа, оперения, шасси, систем управле-
ния и силовой установки.
При описании конструкций агрегатов указываются специ-
фические требования к иим, условия их нагружения с эпюра-
ми поперечных сил и моментов при изгибе и кручении, при-
ближенные методы расчета на прочном ь, весовые характери-
стики агрегата и особенности его технологии.
Книга является учебником по одноименному с ее названием
курсу и рассчитана на студентов авиационных вузов, вместе
с тем она будет полезна инженерам-конструкторам авиацион-
ной и ракетной промышленности.
Табл. 14. Иллюстр. 513. Библ. 29 назв.
Рецензент — кафедра «Конструкция и проектирование самолетов»
Московского авиационного института
Редактор инж. И. В. Качанова
113-71
3-18-6
ПРЕДИСЛОВИЕ
Курс «Конструкция самолетов», читаемый в Московском авиаци-
онном институте, включает описание конструкций основных агрегатов
самолетов с анализом их с точки зрения предъявляемых требований
прочности, минимального веса, технологичности и удобства эксплуа-
тации.
Комплекс таких сведений позволит наиболее полно оценивать до-
стоинства и недостатки конструкции и будет способствовать повышению
технического уровня выполняемых студентами учебных заданий, курсо-
вых и дипломных проектов.
Многообразие конструктивных решений агрегатов самолета и их
основных элементов обусловило необходимость их систематизации и вы-
деления наиболее типичных Из них, т. е. конструкций, часто встречаю-
щихся на самолетах.
При создании учебника учитывалось, что в соответствии с учебны-
ми планами курсу «Конструкция самолетов» предшествуют специальные
курсы, дающие студенту необходимые знания по аэродинамике, проч-
ности самолета, авиационным двигателям и материалам.
Системы питания, охлаждения, смазки и управления двигателями
самолета, как и некоторые другие системы самолета, в книгу
не вошли, поскольку они выделены в специальные курсы «Силовые уста-
новки» и «Оборудование самолета». В связи с этим в разделе «Силовые
установки» рассмотрены только конструкции гондол двигателей и узлов
их крепления к агрегатам самолета, обтекателей, топливных баков и от-
секов в крыле и фюзеляже.
При описании конструкции отдельных агрегатов самолета рассмат-
ривались условия их нагружения в полете и приближенные методы рас-
чета на прочность с тем, чтобы разработка студентами агрегатов при
курсовых и дипломных проектах могла быть доведена до определения
размеров сечений их силовых элементов. Особое внимание было уделено
подбору иллюстраций, что, с одной стороны, позволило более наглядно
представить конструкцию отдельных агрегатов, с другой — существенно
сократить текст описания.
Наряду с описанием отдельных агрегатов самолета приведены так-
же краткие исторические сведения о развитии их конструкций.
В конце каждой главы даны вопросы и задания, позволяющие сту-
дентам, занимающимся без отрыва от производства на вечерних и заоч-
ных факультетах, самостоятельно контролировать степень усвоения
пройденного материала.
Построение учебника и последовательность изложения в нем учеб-
ного материала соответствуют учебной программе курса и принятой ме-
тодике его изложения в Московском авиационном институте.
3
Настоящее издание книги «Конструкция самолетов» существенно
переработано за счет введения нового материала взамен устаревшего и
дополнено введением новых глав «Соединения элементов конструкции
самолета» и «Аэроупругость и вибрации конструкции». Кроме того,
в нем учтена большая часть замечаний и пожеланий по 2-му изданию,
полученных автором от авиационных институтов.
Автор выражает свою признательность и благодарность профессо-
рам А. А. Комарову, А. Л. Гиммельфарбу, доцентам А. А. Лебедин-
скому, Н. Ф. Чехонину, Е. С. Войт и ст. преподавателю 3. А. Мелик-Сар-
кисяну за рекомендации по улучшению рукописи.
Все замечания по 3-му изданию следует направлять по адресу:
Москва, Б-66, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машиностроение».
Глава I
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТАХ И ДРУГИХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
1. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТОВ
Качество самолета и эффективность его использования как транс-
портного средства определяются его летно-техническими характеристи-
ками, надежностью *, сроком службы и безопасностью применения.
Последние три показателя оценки качества не отличают самолет
от других видов транспорта, в отношении же летных характеристик име-
ются свои особенности.
К летным характеристикам обычно относятся скорость, дальность,
высота (потолок), скороподъемность, маневренность, взлетно-посадоч-
ные характеристики и грузоподъемность.
Для. самолетов раздичйого назначения эти характеристики нерав-
нозначны по своему значению и можно для каждого из них указать ос-
нр^ны^ летайте .характеристики, обеспечивающие наибольшую эффектив-
т. е. выполнение найлучшим образом поставлен-
ных петлим'задач.
Так, например, для истребителя-перехватчика, основным назначе-
нием которого является перехват и поражение в воздухе самолетов
и других типов летательных аппаратов противника, особенно важными
будут не только высокая скорость и большая высота, но и большая
скороподъемность и маневренность.
Для пассажирского и транспортного самолетов наибольшее значе-
ние имеют грузоподъемность, дальность полета и взлетно-посадочные
характеристики^ позволяющие использовать их на существующих аэро-
дромах.
Приведем общепринятые в технической литературе определения для
летных характеристик самолета.
Максимальная скорость полета — скорость установившегося гори-
зонтального полета при использовании полной мощности, или тяги си-
ловой установки. Скорость является одним из основных показателей,
характеризующих качество самолета.
Дальность полета — наибольшее расстояние, которое самолет мо-
жет пролететь по прямой без пополнения запаса топлива.
Если полет совершается с возвращением самолета на аэродром
отправления, то под дальностью полета понимают радиус его действия,
равный 0,5 дальности.
* Надежность — свойство самолета выполнять заданные функции, сохраняя свои
эксплуатационные показатели в заданных пределах, в течение требуемого промежутка
времени или требуемой наработки. Наработка есть продолжительность или объем ра-
боты самолета; измеряётся в- часах, километрах или других единицах.
5
Дальность полета существенно зависит от высоты и скорости
полета.
Потолок самолета — это предельная высота, на которую самолет
может подняться и на которой он может еще совершать горизонталь-
ный полет, но не способен набирать высоту (вертикальная скорость рав-
на нулю). Эта высота называется теоретическим потолком, так как прак-
тически ее нельзя использовать. В отличие от теоретического практиче-
ский потолок — это высота, на которой самолет еще обладает некоторой
условно принятой вертикальной скоростью для набора высоты. Для
поршневых самолетов принято, что такая скорость должна быть не более
0,5 м!сек, для реактивных 5 м!сек. Существует понятие динамического
потолка, под которым понимают высоту, достигаемую самолетом не
только за счет полной мощности или тяги двигателей, но и за счет за-
паса кинетической энергии, приобретаемой самолетом при разгоне до
набора высоты. Динамический потолок — высота существенно большая,
чем теоретический потолок самолета.
Скороподъемность — время набора самолетом заданной высоты.
Скороподъемность зависит от величины вертикальной скорости подъема.
Маневренность — способность самолета в полете выполнять тот или
иной маневр (разворот на 90° и 180°, разгон до максимальной скорости,
вираж, спираль, фигуры высшего пилотажа и др.).
Обычно маневр характеризуется временем его выполнения, величи-
ной перегрузки при изменении траектории и другими показателями.
Взлетно-посадочные характеристики — характеристики, позволяю-
щие определять размеры и класс аэродромов, на которых может эксплу-
атироваться самолет. Это прежде всего длина разбега при взлете (от
места дачи полного газа двигателей до места отрыва колес шасси от
поверхности аэродрома) и длина пробега при посадке (от места сопри-
косновения колес с поверхностью аэродрома до места полной остановки
самолета).
Кроме этих данных, представляют интерес величины скоростей при
взлете, т. е. при отрыве колес от аэродрома, — взлетная скорость и при
посадке в момент соприкосновения колес с аэродромом — посадочная
скорость.
Грузоподъемность — вес грузов, в том числе и пассажиров, перево-
зимых на самолете, при выполнении того или иного полета при задан-
ном полетном весе и запасе топлива. Иногда вместо термина грузоподъ-
емность пользуются термином полезная нагрузка.
Развитие авиационной науки и техники позволили неуклонно повы-
шать скорость, высоту и дальность полета самолета на протяжении всей
его истории. Подтверждением этого положения являются данные о до-
стигнутых на самолетах рекордах скорости, высоты и дальности.
Несмотря на то, что большинство таких рекордов были получены
на специальных самолетах, достигнутые результаты через короткое вре-
мя становились достоянием серийных самолетов. В результате рекорды
стали как бы вехами, определявшими пути развития летных характери-
стик на ближайший пердод времени.
На рис. 1.1 приведена диаграмма достигнутых рекордов скорости,
высоты и дальности полета по годам за период с 1930 по 1970 г.
Как видно из диаграммы, скорость самолетов с поршневыми дви-
гателями достигла своего предельного значения 755,1 км!час еще в
1939 г. Для дальнейшего увеличения скорости, как показали расчеты,
потребовалось бы значительное увеличение мощности двигателя, что су-
щественно увеличивало его вес и габариты. По этим параметрам порш-
невой двигатель становился нерентабельным для самолета. Кроме того,
с увеличением мощности двигателя увеличивался диаметр воздушного
6
винта и концы его лопастей начинали работать при сверхзвуковых скоро-
стях. На этих скоростях возрастали волновые потери на лопастях и
к. п. д. винта сильно уменьшался.
Необходим был принципиально новый тип двигателя, работы над
которым уже велись. Таким двигателем стал турбореактивный двига-
тель (ТРД) с газовой турбиной и компрессором, создававший тягу без
воздушного винта. С появлением ТРД начался качественно новый пе-
риод развития летных характеристик самолета. С 1945 г. все рекорды
скорости установлены^ на самолетах с реактивными двигателями.
Рис. 1. 1. Рекорды скорости, высоты и дальности полета самолетов,
установленные за период с 1930 по 1970 г.
Характерным для этого периода стало достижение около- и сверх-
звуковых скоростей на истребителях и бомбардировщиках, а также на
пассажирских самолетах.
В канун нового 1969 г. был совершен испытательный полет перво-
го в мире сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, максималь-
ная скорость которого более чем вдвое превышает скорость звука.
Как видно из рис. 1.1, увеличивается и дальность полета самолетов
с реактивными двигателями. Если на самолетах с поршневыми дви-
гателями рекорд дальности полета составлял 18082 км, то на самолетах
с реактивными двигателями — 20 168 км.
Пассажирские и транспортные самолеты с турбореактивными и тур-
бовинтовыми двигателями, обслуживающие международные линии, ле-
тают на 10 000 км и более. Вместе с тем эти самолеты с 2—4-кратным
7
пополнением запасов топлива в полете могут уже облететь земной шар
по экватору.
Что касается рекордов высоты, то достигнутые высоты на само-
летах с турбореактивными двигателями в два раза превышают рекорд-
ные высоты самолетов с поршневыми двигателями (см. рис. 1.1).
2. ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ САМОЛЕТА
Несмотря на разнообразие типов, все самолеты имеют одни и
те же основные агрегаты *, выполняющие аналогичные функции.
К таким агрегатам относятся: крыло, фюзеляж, горизонтальное и
вертикальное оперение, шасси и силовая установка (рис. 1.2).
Рнс. 1.2. Основные аг-
регаты самолета:
фюзеляж: 1—фюзеляж:
2—обтекатель радиоло-
катора; 3—фонарь каби-
ны экипажа: крыло: 4—
центроплан; 5—отъемная
часть крыла (ОЧК): 6—
предкрылки; 7—элерон;
8—триммер элерона; 9—
закрылки; 10—интерцеп-
торы; вертикальное опе-
рение: 11—киль; 12—руль
направления; 13—трим-
мер руля направления;
горизонтальное оперение:
/4—стабилизатор: 15-
руль высоты; 16—трим-
мер руля высоты; шас-
си: 17—передняя йога
шасси; 18—главная нога
шасси; 19—гондола шас-
си; силовая установка:
20—гондола двигателя;
21—воздухозаборник
Рассмотрим назначение каждого из этих агрегатов и приведем необ-
ходимые сведения о них.
Крыло создает подъемную силу при движении самолета в воздухе.
Вес конструкции крыла составляет примерно 10—14% взлетного веса
самолета.
Кроме подъемной силы, крыло обеспечивает поперечную устойчи-
вость самолета и несет на себе органы поперечного управления — эле-
роны. К крылу часто крепятся двигатели, главные ноги шасси, подвес-
ные топливные баки и вооружение, внутри крыла обычно размещается
топливо. Крыло представляет балку сложной конструкции, нагружен-
ную аэродинамическими силами и сосредоточенными грузами.
Самолеты с одним крылом (одной несущей плоскостью) называют-
ся монопланами (см. рис. 1.2), с двумя крыльями, расположенными друг
над другом, — бипланами (рис. 1.3).
Крылья современных самолетов снабжаются закрылками, пред-
крылками и другими устройствами (см. рис. 1.2), служащими для улуч-
шения взлетно-посадочных характеристик самолета. Эти устройства при-
нято называть средствами механизации крыла.
Фюзеляж, или корпус самолета, служит для размещения экипажа,
пассажиров, грузов, иногда двигателей, передней ноги шасси и для сое-
* Под агрегатом понимают наиболее крупную составную часть самолета (фюзе-
ляж, крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, шассн, гондолы двигателя н др.)
законченную в конструктивном и технологическом отношениях.
8
динения основных частей самолета в одно целое. Вес конструкции
фюзеляжа составляет примерно 6—9% веса самолета.
У гидросамолетов роль фюзеляжа выполняет лодка, которая, кроме
того, позволяет производить взлет и посадку на воду.
Горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчивость *
(стабилизацию) и управление в плоскости хОу (относительно оси Oz,
см. рис. 3.1). Оно состоит из неподвижной или ограниченно по-
движной части — стабилизатора и подвижной — руля высоты.
Вертикальное оперение осуществляет путевую устойчивость и управ-
ление в плоскости xOz (относительно оси Оу). Оно состоит
из неподвижной части — киля
и подвижной — руля направ-
ления.
На сверхзвуковых самоле-
тах горизонтальное, а иногда
и вертикальное оперение де-
лают цельноповоротным, т. е.
целиком управляемым.
Вес конструкции горизон-
тального и вертикального опе-
рения составляет 1,5—3% веса
самолета.
Шасси представляет собой
систему опор на колесах (или
лыжах), обеспечивающих са-
молету разбег при взлете, про-
бег после посадки и передвижение по сухопутному аэродрому. Во всех
этих случаях шасси воспринимает статические и динамические нагрузки
и предохраняет конструкцию самолета от разрушения.
Конструкция шасси должна иметь достаточно упругие элементы,
смягчающие удары и поглощающие при этом кинетическую энергию са-
молета во время приземления и движения по аэродрому.
Вес конструкции шасси составляет около 4—7% веса самолета.
В настоящее время почти у всех самолетов шасси убирается в полете.
Самолеты, совершающие взлет и посадку как с сухопутных, так и с
водных аэродромов, называются амфибиями. Такие самолеты имеют ко-
лесные шасси и корпус в виде лодки с подкрыльными поплавками, позво-
ляющими самолету в нормальном положении плавать на воде.
Силовая установка предназначена для создания силы тяги и пред-
ставляет собой комплекс двигателей с агрегатами, системами и устрой-
ствами, обеспечивающими работу двигателей в различных условиях по-
лета.
При поршневом двигателе тяга создается с помощью воздушных вин-
тов; при турбовинтовом—с помощью воздушных винтов и частично ре-
акцией газов, при реактивном и ракетном — реакцией газов.
3. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ
Многообразие типов самолетов и их использования в народном хо-
зяйстве и в военных целях обусловило необходимость классификации
самолетов по различным признакам.
А. КЛАССИФИКАЦИЯ ПО НАЗНАЧЕНИЮ
Среди многочисленных признаков, по которым можно классифициро-
вать самолеты, наиболее важным является назначение. Этот признак
* Органы устойчивости стабилизируют самолет на заданной траектории при уста-
новившемся режиме полета-, органы управления изменяют траекторию полета.
9
определяет летно-технические характеристики, размеры и компоновку
самолета, состав оборудования на нем и пр.
По этому признаку все самолеты можно разделить на гражданские.
и военные. В каждой из этих групп самолеты можно классифицировать
и по специальным задачам, которые они должны выполнять. Чем шире
становится круг таких задач, тем, очевидно, необходимее большая спе-
циализация самолетов.
Военные самолеты
Современные военные самолеты, несмотря на большое разнообразие
боевых задач, которые они выполняют, можно представить следующими
типами: истребители, бомбардировщики, разведчики, военно-транспорт-
ные, учебно-тренировочные и самолеты специального и вспомогательного
назначения.
Истребители предназначены для уничтожения самолетов и других
летательных аппаратов противника в воздухе. Они выполняют задачи
против воздушной обороны на-
земных войск, коммуникаций,
Рис. 1.4. Истребитель
административных и промышлен-
ных центров. Так как истребитель
предназначен для ведения воз-
душного боя, то он должен обла-
дать возможно большими гори-
зонтальной и вертикальной ско-
ростями, большим потолком, вы-
сокой маневренностью, должен
иметь эффективное современное
вооружение.
По роду боевой работы со-
временные истребители можно
разделить на следующие типы:
истребители ПВО, или перехват-
чики, для перехвата и уничтоже-
ния бомбардировщиков или ракетоносителей противника; фронтовые —
для завоевания господства в воздухе над полем боя и в тактической глу-
бине обороны; истребители-бомбардировщики — для уничтожения жи-
вой силы противника, его военной техники и укреплений в зоне боевых
операций и на оперативной глубине (рис. 1.4).
Каждый из этих типов истребителей имеет специфические особен-
ности.
Так, например, для истребителя-перехватчика наряду с большой
горизонтальной скоростью необходима большая вертикальная скорость
набора высоты (скороподъемность), маневренность и высота полета, для
истребителя-бомбардировщика—достаточный радиус действия я грузо-
подъемность, для фронтового истребителя — возможно более высокая
маневренность.
Скорости и дистанции воздушного боя в современных условиях тре-
буют применения на истребителях реактивного оружия и специальных
средств наведения и управления огнем.
Бомбардировщики, или ракетоносцы служат для разрушения в ты-
лу противника коммуникаций, промышленных, энергетических сооруже-
ний и других целей, имеющих военное значение, а также для бомбар-
дировки войск и укреплений. Различают тактические и стратегические
бомбардировщики (рис. 1.5).
Тактические бомбардировщики, к которым относятся и истребите-
ли-бомбардировщики, предназначены для штурмовых действий против
10
наземных и морских целей, удаленных от линии фронта на расстоя-
ния, обусловленные специальными требованиями. В этой зоне обычно
оперируют мощные средства ПВО, поэтому бомбардировщики должны
обладать качествами, позволяющими им успешно.избегать поражений
средствами ПВО противника. В случае необходимости бомбардировщи-
кам приходится вести воздушный бой, поэтому они должны иметь боль-
шую горизонтальную скорость, приближающуюся к скорости истреби-
телей, большую рабочую высоту, сильное оборонительное вооружение.
Рис. 1.5. Стратегический бомбардировщик-ракетоносец.
а, б — различные аэродинамические схемы
К этой группе относятся и гидросамолеты аналогичного назначения,
базирующиеся на речных, озерных и морских аэродромах.
Стратегические бомбардировщики, или ракетоносцы предназначены
для нападения на важнейшие военные объекты и экономические
центры, расположенные в глубоком тылу противника на боль-
ших расстояниях от линии фронта или государственной границы. В со-
ответствии с таким назначением они обладают большой грузоподъем-
ностью, что и определяет их размеры.
Максимальная скорость стратегических бомбардировщиков долж-
на обеспечивать вероятность прохода ими зоны ПВО противника.
Современные стратегические бомбардировщики-ракетоносцы обла-
дают способностью совершать длительные полеты на сверхзвуковых
скоростях на малых и больших высотах, что значительно затрудняет их
обнаружение радиолокационными средствами.
Кроме бомб, стратегические бомбардировщики вооружаются раке-
тами класса «воздух — поверхность», а наличие у них на борту совер-
шенного оборудования для обнаружения цели и наведения ракет по-
зволяет им наносить удары без захода в зону действия средств ПВО
противника.
Разведчики — преимущественно сухопутные самолеты, имеющие
специальное оборудование для разведки в зоне фронта и в тылу про-
тивника.
Военно-транспортные самолеты (рис. 1.6) предназначены для переу
броски по воздуху войск и значительной части боевой техники, вклку
чая артиллерию, танки и ракетные комплексы. В соответствии с указан-
ными задачами широко применяются стратегические, тактические и
фронтовые военно-транспортные самолеты.
Все эти самолеты должны позволять сбрасывание на парашютах
личного состава войск, снаряжения и техники, а также использование
их в качестве топливозаправщиков, санитарных и для выполнения дру-
гих функций.
11
В мирных условиях военно-транспортные самолеты широко исполь-
зуются в народном хозяйстве как транспортные средства,
В настоящее время интерес вызывают вертикально-взлетающие
и с малой длиной разбега военно-транспортные самолеты.
Рис. 1.6. Военно-транспортный самолет
Специализированные самолеты предназначены для выполнения раз-
личных вспомогательных функций, например для связи, наблюдения с
воздуха,, корректировки действий артиллерии и ракет и пр.
Гражданские самолеты
Основное назначение гражданских самолетов — перевозка пассажи-
ров, почты и грузов, выполнение различных народнохозяйственных за-
дач. В соответствии с назначением различают самолеты пассажирские,
грузовые, учебные, самолеты различного народнохозяйственного назна-
чения и экспериментальные.
Рис. 1.7. Межконтинентальный пасса- Рис. 1.8. Дальний магистральный пасса-
жирский самолет жирский самолет
Пассажирские самолеты в зависимости от протяженности обслужи- I
ваемых ими линий и грузоподъемности разделяют на следующие «
классы: ;
Межконтинентальные самолеты (рис. 1.7), с дальностью полета до
12000 км и коммерческой нагрузкой около 20 т, обслуживают межкон-
тинентальные линии, например Европа — Африка, Европа—Америка, J
Европа — Азия и др. Эти самолеты обычно имеют четыре и более дви-
гателей (турбовинтовых, турбореактивных и турбовентиляторных), что I
повышает безопасность полета в случае отказа одного или двух дви- |
гателей.

12
Магистральные самолеты, обслуживающие линии большой протя-
женности, подразделяют на три типа.
1. Дальние магистральные самолеты (см. рис. 1.2 и рис. 1.8), обслу-
пролегающие над одним
живающие линии большой протяженности,
континентом или в пределах одной
страны с дальностью полета до
6000 км и коммерческой нагрузкой по-
рядка 12—15 т, включая 100— 120 пас-
сажиров. Эти самолеты имеют обычно
три-четыре двигателя (ТВД, ТРД,
ТВРД).
2. Магистральные самолеты сред-
ней дальности до 4000 км, с коммер-
ческой нагрузкой 9—12 т, включая
100 пассажиров. Такие самолеты обыч-
но имеют два-четыре двигателя (ТВД, рис
ТРД, ТВРД).
3. Магистральные самолеты малой
дальности (рис. 1.9) до 1000—1500 км,
с коммерческой нагрузкой 3-4-5 т, включая 40—50 пассажиров. Самолеты
имеют два-три двигателя (ТВД, ТВРД)'. Эти самолеты могут эксплуа-
1.9. Пассажирский самолет ма-
лой дальности
тироваться на грунтовых аэродромах.
Межконтинентальные и магистральные пассажирские самолеты с
дозвуковыми скоростями полета часто используются на авиалиниях
с небольшой дальностью, но с большим грузопассажирским потоком.
В последние годы стало
Рис. 1.10. Сверхзвуковой пассажирский самолет
Ту-144
известно о проектировании
пассажирских самолетов
(аэробусов), на 300—700
пассажиров, которые пред-
полагается использовать
на воздушных линиях так
же, как организовано
автобусное движение ме-
жду городами на земле.
Наряду с дальнейшим совершенствованием межконтинентальных и
магистральных пассажирских самолетов большой дальности с дозвуко-
выми скоростями полета в настоящее время создаются сверхзвуковые
пассажирские самолеты, например Ту-144 (рис. 1.10).
Пассажирские самолеты местных линий (рис. 1.11)—самолеты с
дальностью полета до 1000 км при 4—16 пассажирах. Эти самолеты
Рис. 1.11. Пассажирские самолеты местных линий
имеют один или два двигателя. В последние годы за -рубежом, особен-
но в США, появилось много самолетов для личного пользования на 4—
8 пассажиров.
13
Грузовые самолеты (см. рис. 1.6) предназначены для перевозки
различных грузов и могут существенно различаться как по своим
размерам, так и по грузоподъемности. Во всех случаях они должны
быть экономически рентабельными, иметь большие внутренние объемы
в фюзеляже, позволяющие размещать самые разнообразные грузы, а
также располагать автономными средствами, обеспечивающими быст-
рую погрузку и разгрузку.
Типичным представителем такого класса самолетов в СССР являет-
ся самолет Ан-22 («Антей») конструктора О. К- Антонова. В его грузо-
вой кабине можно перевозить три больших автобуса.
Учебные самолеты служат для подготовки и тренировки летного
состава в летных школах военной и гражданской авиации.
Различают учебные самолеты первоначального обучения и учебно-
тренировочные. Оба типа двухместные (инструктор и обучающийся).
Учебно-тренировочные предназначены для тренировки летчиков с целью
поддержания летного мастерства, а также для использования в качестве
переходного типа от самолета первоначального обучения к самолетам,
находящимся в эксплуатации.
Самолеты народнохозяйственного назначения — специализирован-
ные самолеты: сельскохозяйственные, санитарные, для охраны лесов от
пожаров и вредителей, разведчики для обнаружения косяков рыб, для
ледовой разведки, для аэросъемочных работ и др.
Экспериментальные самолеты служат для различных исследований,
а также для достижения наибольших летных показателей. Например,
самолет Х-15 (США) был построен для достижения больших скоростей и
высот, что требовалось для решения проблемы создания воздушно-кос-
мических самолетов.
Б. КЛАССИФИКАЦИЯ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ
Аэродинамическую схему самолета характеризует количество и
взаимное расположение его несущих поверхностей.
Современные самолеты, представляющие собой монопланы, выпол-
няются по одной из следующих трех схем: нормальной, или, как ее часто
называют, классической, схемы «утка» и схемы «летающее крыло».
Самолеты нормальной (классической) схемы
Для этой схемы характерным является расположение горизонталь-
ного оперения за крылом (см. рис. 1.2). Подавляющее большинство са-
молетов мира — самолеты нормальной схемы. Эта схема хорошо иссле-
дована и имеет следующие преимущества:
— перед крылом нет никаких частей, которые могли бы его зате-
нить при изменении положения самолета или возмущать набегающий
воздушный поток, что нарушало бы плавность обтекания крыла и сни-
жало бы его несущие способности;
— размещение оперения сзади крыла позволяет укоротить носо-
вую часть фюзеляжа, что улучшает о'бзор и дает возможность умень-
шить площадь вертикального оперения (носовая часть фюзеляжа созда-
ет дестабилизирующий путевой момент).
Наряду с преимуществами схеме свойственны следующие недо-
статки:
— горизонтальное оперение работает в условиях скошенного и за-
торможенного крылом воздушного потока, поэтому истинный угол ата-
ки оперения может стать отрицательным, а скорость обтекающего его
потока будет меньше, чем у крыла;
— практически почти на всех режимах полета горизонтальное опере-
ние создает отрицательную подъемную силу. В результате уменьшается
14
подъемная сила всего самолета, причем потери в подъемной силе осо-
бенно велики на режимах взлета и посадки.
Самолеты схемы «утка»
В схеме «утка» (рис. 1.12) горизонтальное оперение расположено на
передней части фюзеляжа перед крылом. Такая схема была применена
еще в начале века на самолетах братьев Райт и русского конструктора
А. В. Шиукова («Канар», 1912 г.). В такой схеме:
— крыло не нарушает характер обтекания горизонтального опе-
рения;
— горизонтальное оперение в полете создает положительную подъ-
емную силу;
— при достижении больших углов атаки срыв потока на горизон-
тальном оперении автоматически переводит самолет на малые углы ата-
ки, что уменьшает опасность перехода крыла на закритические углы
и срыва самолета в штопор.
Смещение положения фокуса самолета назад при переходе от до-
звуковой скорости полета к сверхзвуковой у самолета, выполненного
по схеме «утка», меньше, чем у само-
лета нормальной схемы, поэтому и
увеличение степени продольной стати-
ческой устойчивости происходит не
Рис. 1.13. Изменение степени продоль-
ной статической устойчивости
самолетов различных схем:
/—самолет нормальной (классической) схе-
мы; 2— «летающее крыло»; 3—«утка»; 4—
«утка» с «плавающим» оперением
Рис. 1.12. Самолет схемы «утка»
так значительно. На рис. 1.13 представлены графики изменения продоль-
ной статической устойчивости в зависимости от скорости полета. Если
на самолете «утка» применить плавающее или убирающееся горизон-
тальное оперение при полетах на дозвуковых скоростях, то практически
смещения фокуса при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуко-
вым не происходит.
Одним из недостатков рассматриваемой схемы является уменьше-
ние путевой устойчивости из-за увеличения дестабилизирующего мо-
мента, создаваемого удлиненной носовой частью фюзеляжа, и сравни-
тельно малого плеча сил, возникающих на вертикальном оперении.
Несмотря на раннее появление схемы «утка», она до сих пор при-
меняется редко.
Самолеты схемы «летающее крыло»
Самолеты схемы «летающее крыло», как это явствует из самого на-
звания, не имеют горизонтального оперения (рис. 1.14) и могут не иметь
фюзеляжа. Самолет с фюзеляжем, не имеющий горизонтального опере-
ния, часто называют бесхвосткой.
В 1920 г. в СССР были построены первые планеры и самолеты, имеющие схему
«летающее крыло» (рис. 1.15). В процессе их проектирования и постройки были изу-
чены некоторые их особенности — обеспечение продольной устойчивости и управляе-
мости, взлета и посадки. \
15
Самолет схемы «летающее крыло» обладает минимальным ло-
бовым сопротивлением.
Современные самолеты этой схемы имеют удлиненную переднюю
часть фюзеляжа и несколько укороченную заднюю, на которой устанав-
ливается вертикальное оперение.
Рис. 1.14. Самолеты схемы «летающее крыло»
Рйс. 1.15. Самолет «парабола»
советского конструктора
Б. И. Черановского
В разное время были опубликованы проекты тяжелых самолетов
схемы «летающее крыло» в чистом виде, т. е. без фюзеляжа. Харак-
терным для них была большая строительная высота крыла, при которой
в крыле можно было разместить кабины для экипажа и пассажиров,
двигатели, различные грузы и оборудование.
В таких самолетах, видимо, было возможно наиболее полно реа-
лизовать преимущества схемы: уменьшение лобового сопротивления,
уменьшение веса конструкции и др.
Наряду с достоинством эта схема
имеет также и недостатки:
— для балансировки самолета на
некоторых режимах полета необходимо
отклонять часть закрылков вверх, что
снижает коэффициент подъемной силы
крыла;
— сложность в обеспечении продоль-
ного управления, осуществляемого элево-
нами, из-за сравнительно малого плеча
управляющей силы на элевонах;
— так как часть закрылков исполь-
зуют для балансировки самолета, то при-
менение их в качестве взлетно-посадоч-
ных устройств не всегда возможно, по-
этому для самолетов такой Схемы для
уменьшения посадочной скорости прихо-
дится принимать пониженное значение на-
грузки на крыло G/S.
Схема «летающее крыло» не получила
на самолетах, и только в последние годы она снова привлекла внима-
широкого распространения
ние при проектировании сверхзвуковых самолетов.
в. классификация по конструктивным И ДРУГИМ признакам
Из всего многообразия конструктивных признаков, по которым мож-
но классифицировать самолеты, укажем основные из них:
— количество и расположение крыльев,
— тип фюзеляжа,
16
— тип применяемых двигателей, их число и расположение,
— схема шасси, т. е. число и взаимное расположение опор.
Классификация самолетов по этим признакам приведена на схеме
рис. 1.16.
Рассмотрим более подробно особенности самолетов, обусловленные
количеством и расположением крыльев.
По количеству крыльев самолеты подразделяются на монопланы и
бипланы.
Монопланом называется самолет с одним крылом (см. рис. 1.16).
Первый в мире самолет, построенный в России в 1882—1884 гг. нашим талант-
ливым соотечественником А. Ф. Можайским, был монопланом (рис. 1.17). В 1881 г.
3 ноября А. Ф. Можайскому была выдана «привилегия» (патент), в которой значилось,
что «... на сие изобретение прежде сего никому другому в России привилегий выдано
не было».
В настоящее время моноплан является основным типом самолета.
По расположению крыла относительно фюзеляжа различают низко-
планы, среднепланы и высокопланы.
Низкоплан—самолет с нижним расположением крыла относитель-
но фюзеляжа (см. рис. 1.16). С аэродинамической точки зрения низ-
коплан не представляет собой наивыгоднейшей схемы, так как в зоне
стыка крыла и фюзеляжа нарушается плавность обтекания и возникает
дополнительное сопротивление, обусловленное взаимным влиянием
крыла и фюзеляжа, называемым интерференцией.
Существует ряд конструктивных мер, при помощи которых можно
уменьшить сопротивление интерференции. К таким мерам относятся:
— наивыгоднейшее положение крыла относительно фюзеляжа по
высоте,
— установка зализов в местах, где крыло соединяется с фюзеля-
жем (рис. 1.18), для улучшения обтекания в зоне перехода от крыла к
фюзеляжу. Однако зализ только уменьшает дополнительное сопротив-
ление, но не устраняет его как это видно из графика (рис. 1.19). Многие
современные самолеты-монопланы различного назначения являются
низкопланами, особенно такая схема характерна для пассажирских са-
молетов. Это объясняется тем, что низкопланы наряду с недостатками
имеют ряд достоинств:
— приращение подъемной силы при посадке вследствие экраниру-
ющего влияния земли получается больше, чем у монопланов с иным
расположением крыла;
— возможность повышения эффективности механизации за счет
использования подфюзеляжной части крыла;
— значительно меньшая высота стоек главных ног шасси, что по-
зволяет упростить их уборку и существенно уменьшает вес шасси;
— меньшая опасность для экипажа и пассажиров при аварийной
посадке, так как при такой схеме приземление происходит на крыло,
кроме того, значительно снижается возможность капотирования;
— проще и удобнее обслуживание силовых установок на стоянке
самолета при размещении двигателей на крыле;
— при аварийной посадке самолета на воду сохраняется хорошая
плавучесть.
Кроме уже указанного недостатка (большое сопротивление интер-
ференции), на низкоплане не удается обеспечить летчику и многим пас-
сажирам обзор нижней полусферы и полностью обезопасить двигатели,
расположенные на крыле или под крылом, от засасывания при работе
на земле пыли и грязи с взлетной полосы аэродрома.
Среднеплан (см. рис. 1.16) —самолет, у которого крыло располо-
жено примерно на середине высоты фюзеляжа, что дает следующие пре-
имущества:
17
00
биплан
По расположению опор
Трехопорнь/й: Трехопорный ДВухопорньЛ йдСССи
{с задней опорой.) (с передней, опорой) {Велосипедная)
По типу Взлетно-посадочных опор
Лодна 'колеса
(амфадия)
_______________________По расположению двигателей
I лд концах I I ' В насадом В хВостпвом °^n^n'inn.. I
Вкрыле размаха Под кротом на пилонах отсеке отсеке ляжаидот'секе фюзеляжа П Под фюзеляжем
Рис. 1.16. Классификация самолетов по конструктивным признакам
— существенно снижается сопротивление интерференции, особенно
на больших скоростях полета;
— конструктивно проще осуществлять уборку шасси в гондолы дви-
гателей (при расположении последних в крыле) или специальные гон-
долы под крылом;
Рис. 1. 18. Зализы для улучше-
ния обтекания крыла в месте
соединения его с фюзеляжем
Рис. 1.17. Самолет русского конструктора
А. Ф. Можайского
— внутри фюзеляжа под крылом удобно размещать отсеки для
грузов.
К недостаткам рассматриваемой схемы следует отнести:
— неизбежное ухудшение обзора летчиков назад;
— конструктивные трудности расположения пассажирских кабин в
средней части фюзеляжа на самолетах средних размеров.
Высокоплан — самолет, у которого крыло крепится к верхней части
фюзеляжа. Интерференция между крылом и фюзеляжем получается
минимальной, кроме того:
— обеспечивается очень хоро-
ший обзор нижней полусферы лет-
чикам и пассажирам;
— конструктивно упрощаются
внутри фюзеляжа пассажирские са-
лоны и грузовые отсеки, при этом
существенно расширяются возмож-
ности механизации загрузки и вы-
грузки крупногабаритных грузов.
Наряду с достоинствами эта
схема имеет следующие недостатки:
— конструктивно усложняется
уборка шасси в крыло благодаря
увеличению высоты стоек подкрыль-
ных ног;
— неизбежное увеличение вы-
соты фюзеляжа и, следовательно,
его миделя;
— усложнение обслуживания
силовых установок при расположе-
нии двигателей на крыле;
— необходимость усиления конструкции нижней части фюзеляжа.
В каждой из рассмотренных схем крыло, кроме узлов крепления его к центро-
плану и фюзеляжу, может иметь подкосы. По этому признаку монопланы разделя-
ются на свободнонесущие и подкосные.
Свободионесущее крыло следует рассматривать как консольную балку, а под-
косное или расчалочное—как балку на двух опорах с консолью.
Типичные расчетные эпюры изгибающих моментов (МИЗг) по размаху у свобод-
ноиесущего и подкосного крыльев моноплана приведены на рис. 1.20. Как видно из

Рис. 1.19. Влияние зализов на ко-
эффициент лобового сопротивле-
ния крыла:
1—изолированное крыло; 2—крыло с
фюзеляжем и зализом; 3—крыло с фю-
зеляжем без зализов
19
Рис. 1.20. Типичные расчетные эпю-
ры изгибающих моментов (Л4Изг) по
размаху для подкосного и свободно-
несущего крыла моноплана (при оди-
наковых размерах1 и нагрузках
крыла):
а—моноплан с подкосным крылом; б—мо-
ноплан со свободноиесущим крылом
Рис. 1.21. Американский самолет биплан братьев О. и В. Райт (1903 г.)
Рис. 1.22. Коробка крыльев самолета-биплана
(Ьв, Ьи — размеры хорды верхнего н ннжнего крыльев; р — угол выноса переднего кры-
ла над нижним)
20
рисунка, изгибающие моменты при одинаковых размерах и нагрузках крыла у под-
косного моноплана существенно меньше, чем у свободнонесущего.
Следовательно, при равных размерах и нагрузках подкосное крыло получается
легче, чем свободнонесущее. Вместе с тем подкос создает добавочное сопротивление,
поэтому подкосное крыло аэродинамически менее, выгодно, чем свободнонесущее. Этим
объясняется широкое применение на самолетах схем моноплана со свободнонесущим
крылом.
Бипланом называется самолет с двумя крыльями, расположенными
одно над другим (см. рис. 1.3 и 1.16).
Первый в мире биплан с поршневым двигателем, поднявшийся в воздух, был
построен в 1903 г. американскими конструкторами братьями Орвилем и Вильбуром
Рант (рис. 1.21).
Вскоре в России русские конструкторы Я. М. Гаккель, Д. П. Григорович и дру-
гие разработали новую, более совершенную схему биплана, получившую впоследствии
широкое распространение.
Для уменьшения сопротивления интерференции между верхним и
нижним крыльями, обеспечения необходимой центровки самолета и хоро-
шего обзора верхнее крыло самолета смещается вперед относительно
нижнего, как это показано на рис. 1.22. Такое смещение называется вы-
носом крыла и определяется величиной угла выноса р.
Для обеспечения достаточной прочности и жесткости верхнее и ниж-
нее крылья биплана соединяют стойками и лентами — расчалками, ко-
торые образуют пространственную систему, получившую название ко-
робки крыльев. Количество стоек в коробке крыльев зависит от величи-
ны размаха крыльев. Совершенствование схемы биплана заключалось
в постепенном переходе от многостоечных коробок крыльев к одностоеч-
ным, причем биплан превращался в полутороплан (нижнее крыло по
размаху меньше верхнего).
Лобовое сопротивление биплана даже со свободнонесущими крыль-
ями, естественно, было в несколько раз больше сопротивления свобод-
нонесущего моноплана при прочих равных условиях. Поэтому схема би-
плана для больших скоростей не применяется. Однако она еще при-
меняется как в СССР, так и за рубежом на тихоходных самолетах.
4. САМОЛЕТЫ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА
И ПОСАДКИ
В настоящее время необходимость создания самолетов вертикаль-
ного взлета и посадки (СВВП) получила всеобщее признание. Извест-
но, что для обеспечения разбега при взлете и пробега после приземле-
ния современных скоростных самолетов нужны дорогостоящие бетони-
рованные взлетно-посадочные полосы длиной в три и более километ-
ров. Для самолетов, способных совершать взлет и посадку по вертикали,
не требуются аэродромы и их довольно сложное наземное оборудование.
Работы над созданием СВВП были начаты еще в 50-е годы этого
столетия.
Успехи в развитии реактивных авиационных двигателей, широкое
развертывание аэродинамических исследований и конструкторских раз-
работок способствовали появлению первых опытных образцов СВВП в
сравнительно короткие сроки.
Учитывая достоинства вертикально-взлетающих самолетов и
потребность в них народного хозяйства, а тем более военно-воздушных
сил, авиационные конструкторы различных стран начали рабо-
тать над созданием СВВП. Важным преимуществом применения
СВВП является, наряду с безаэродромной их эксплуатацией, возмож-
ность достижения значительно больших скоростей и дальностей полета
по сравнению с вертолетами.
Для того чтобы самолет мог взлететь по вертикальной траектории,
необходимо, чтобы его силовая установка развивала тягу, превышающую
21
вес самолета. Таким образом, тяговооруженность вертикально взлетаю-
щего самолета должна быть больше единицы:
q' = ~^ 1,3 н- 1,40.
а
Вертикальный взлет и посадку СВВП могут производить при вер-
тикальном или горизонтальном положении фюзеляжа, как это показано
на рис. 1.23.
При первом способе самолет совершает взлет и посадку, сохраняя
вертикальное положение фюзеляжа, а при переходе к горизонтальному
полету и затем снова к вертикальной посадке весь самолет поворачи-
вается относительно поперечной оси (см. рис. 1.23,а).
Рис. 1.23. Различные способы вертикального взлета:
я—при вертикальном положении фюзеляжа; б—при горизонтальном положении фю-
зеляжа*. 1—вертикальный участок*. 2—переходный участок
При втором способе взлета и посадки (см. рис. 1.23,6) самолет со-
храняет на всех этапах взлета горизонтальное положение фюзеляжа.
Необходимая для вертикального взлета и посадки тяга получается: по-
воротом винтов или двигателей, поворотом крыла вместе с установлен-
ными на нем двигателями, отклонением сопел двигателей для изменения
направления вектора тяги, отклонением потока газов, обтекающих кры-
ло— при помощи реактивных двигателей или закрылков. Возможны
также взлет и посадка только на подъемных двигателях (рис. 1.24).
Построенные экспериментальные и опытные СВВП можно класси-
фицировать * по способу взлета и посадки и принципу создания тяги при
взлете и посадке, как это представлено на рис. 1.25.
Характерными для СВВП являются режимы вертикального взлета
и посадки, а также переходные режимы от вертикального взлета к гори-
зонтальному полету и от горизонтального полета к вертикальной посад-
ке. На этих режимах требуются специальные управляющие устройства,
обеспечивающие устойчивость и управляемость самолета, так как обыч-
ные аэродинамические органы устойчивости и управляемости становятся
неэффективными из-за малой скорости полета. Рассмотрим некоторые
* Е. И. Ру ж и цк ий. Безаэродромиая авиация. М., Оборонгиз, 1959.
22
устранить действие на самолет
Рис. 1.24. Схема СВВП с раздельны-
ми реактивными маршевым н подъ-
емными двигателями:
/—маршевый двигатель; 2—подъемные
двигатели: 3—струйные рули
конструктивные особенности СВВП, отличающие их от обычных само-
летов.
На рис. 1.25, а показана схема СВВП с турбовинтовым двигателем
и соосными винтами. Установка соосных винтов, вращающихся в про-
тивоположном направлении, позволила
реактивного крутящего момента.
Среди экспериментальных и
опытных образцов СВВП в послед-
ние годы все чаще встречаются са-
молеты с реактивными двигателями.
Управление такими самолетами при
вертикальном взлете и посадке мо-
жет осуществляться газовыми ру-
лями, установленными в сопле мар-
шевого двигателями струйными ру-
лями (рис. 1.26). Струйные рули
представляют собой реактивные соп-
ла, к которым от компрессора тур-
бореактивного двигателя подается
сжатый воздух.
Наряду с управлением относительно трех осей для СВВП необхо-
димо и регулирование тяги двигателей при вертикальном взлете и по-
садке.
На реактивном двигателе вертикальную тягу на взлете и посадке
можно получить отклонением вниз потока газов турбореактивного дви-
гателя при помощи специальных устройств в виде поворачивающихся
лопаток (дефлекторов), установленных в выходном сопле двигателя
воротными двигателями; з—с отклонением струи
газов маршевого РД; и —с подъемными двига-
телями.
(рис. 1.27). В этом случае создание вертикальной тяги не связано с по-
воротом всего самолета или двигателя, что существенно упрощает кон-
струкцию. Независимо от способа создания вертикальной тяги необхо-
димо, чтобы она во всех случаях проходила через центр тяжести само-
лета.
23
Одновременно с созданием СВВП широко ведутся работы по со-
зданию самолетов с укороченными взлетно-посадочными дистанциями
(СУВП).
Уменьшение взлетно-посадочных дистанций достигается в основном
Рис. 1.26. Способы управления СВВП с ре-
активными двигателями при вертикальном
взлете и посадке:
я—при помощи газовых рулей; б—при помощи
струйных рулей
следующими путями:
1) увеличением коэффици-
ента подъемной силы крыла,
для чего применяется эффек-
тивная механизация крыла
и управление пограничным
слоем;
Рис. 1.27. СВВП с маршевыми ТРД,
вектор тяги которых отклоняется к
вертикали при взлете и посадке с по-
мощью дефлектора:
ЦТ—центр тяжести самолета; Р—вектора
тяги
2) увеличением ускорения при взлете с применением специальных
ускорителей и использованием устройств для гашения скорости при
посадке;
3) созданием вертикальной тяги с помощью специальных устройств
или дополнительных вертикальных двигателей.
5. ГИДРОСАМОЛЕТЫ
Гидросамолеты — особая группа самолетов, конструкции которых
позволяют производить взлет с воды и посадку на воду.
Существуют две разновидности гидросамолетов: поплавковые и ло-
дочные (летающие лодки). Поплавковые гидросамолеты отличаются от
сухопутных самолетов только тем, что они вместо колесного шасси име-
ют поплавковое (рис. 1.28). Летающие лодки являются более распро-
страненным типом гидросамолетов. В отличие от сухопутных самолетов
они вместо фюзеляжа имеют лодку, водоизмещением в 3—4 раза превы-
шающим взлетный вес самолета, с обводами, обеспечивающими самолету
мореходность.
Первый гидросамолет был создан в 1906 г. французским конструктором Л. Бле-
рио. В 1914 г. русский конструктор Д. П. Григорович построил летающую лодку М-5,
которая была принята на вооружение русской армией и служила продолжительное
время образцом подобны» летательных аппаратов.
В СССР над созданием отечественных летающих лодок различного назначения
многие годы успешно работало конструкторское бюро под руководством Г. М. Бериева.
Конструкция лодки в ряде случаев сложнее, чем конструкция фю-
зеляжа самолета. Это объясняется более тяжелыми условиями взлета,
и посадки летающих лодок.
Для спуска на воду и подъема с воды на берег гидросамолеты уста-
навливаются на специальные тележки или имеют на лодке узлы для
установки на специальное транспортное колесное шасси. Кроме того,,
лодка должна иметь узлы для швартовки на плаву, постановки на
якорь, причала и буксировки катером.
Гидросамолеты не имеют амортизирующих устройств, аналогичных
амортизаторам шасси сухопутных самолетов. Для смягчения ударов о-
воду при взлете и посадке днищу лодки, как и днищу поплавков, при-
дается особая форма.
24
Обычно днища лодок имеют один или два поперечных уступа, на-
зываемых реданами (рис. 1.29). Реданы служат для отрыва масс воды,
увлекаемых днищем при движении лодки на разбеге, что значительно
снижает сопротивление воды. Без реданов длина и время разбега гидро-
самолета были бы очень большими.
Рис. 1.28. Самолет на двух поплавках:
/—поплавок; 2—стойки шасси; 3—расчалки
шасси; 4—редан; 5—водяной руль
Рис. 1.29. Летающая лодка с реактив-
ными двигателями:
/—подкрыльный поплавок для обеспечения по-
перечной устойчивости; 2—лодка; 3—редан
Обводы лодки должны обеспечивать гидросамолету продольную
остойчивость *. Для обеспечения поперечной остойчивости на гидроса-
молете устанавливают небольшие подкрыльные поплавки.
6. ВЕРТОЛЕТЫ
Вертолеты ** представляют собой летательные аппараты, способные
совершать вертикальный и горизонтальный полеты. Вертолет способен
взлетать с места вертикально и садиться без пробега, может парить,
или, как говорят, «висеть» в воздухе на одном месте.
Схема вертолета впервые была предложена известным итальянским
художником и ученым Леонардо да Винчи еще в 1473 г. в виде лета-
тельного аппарата с воздушным винтом на вертикальной оси. В 1739 г.
великий русский ученый М. В. Ломоносов создал действующую модель
вертолета.
Большой вклад в развитие вертолетостроения внес советский акаде-
мик Б. Н. Юрьев. Ему принадлежит схема одновинтового вертолета с
хвостовым винтом (1910 г.), которая и до наших дней является самой
распространенной.
В СССР достигнуты большие успехи в вертолетостроении и созда-
ны различные образцы вертолетов от легкого одноместного («летаю-
щего мотоцикла») до гигантского турбовинтового вертолета, способного
перевозить до 100 пассажиров.
Существует несколько основных схем вертолетов, отличающихся ко-
личеством и расположением несущих винтов:
— одновинтовая с рулевым винтом (рис. 1.30);
— двухвинтовая с продольным расположением винтов (рис. 1.31);
— двухвинтовая с поперечным расположением винтов;
— двухвинтовая с соосными винтами.
Рассмотрим одну из распространенных схем — одновинтовую схе-
му с хвостовым винтом.
* Под остойчивостью гидросамолета понимается способность его возвращаться в
положение равновесия на воде по прекращении действия силы, вызвавшей отклонение
его от этого положения.
** В иностранной литературе такой аппарат называют геликоптером (gelicos—
винт и pteron — крыло).
25
to
o>
Рис. 1.30. Советский одновинтовой вертолет Ми-4 конструктора ,М. Л. Миля:
/—стартер для запуска двигателя; 2—двигатель; 3—масляный бак; 4—кабина летчика;
5—вал привода несущего винта; 6—автомат-перекос; 7—вертикальный шарнир; 8—фрик-
ционные демпферы, 9—горизонтальный шарнир* 10—редуктор несущего винта* 11—ры-
чаг управления шагом лопасти; /2—лопасть; 13—гндробак; 14—топливный бак; /5—ба-
чок с противообледенительной жидкостью для лопастей несущего и рулевого винтов;
16—радиооборудование; 17—универсальный шарнир*. 18—опора; 19—вал привода руле-
вого винта; 20—стабилизатор; 21—костыль; 22—угловой редуктор; 23—концевой вал;
24—редуктор рулевого винта; 25—рулевой винт; 26—антенна; 27—антенна радиовысото-
мера; 28— створки грузового люка; 29—стрела с лебедкой для подъема грузов на борт
вертолета; 30—бортовая дверь; 31— колесо; 32— главная нога шасси; 33—откидные сиде-
нья пассажиров; 34—рычаг управления общим шагом; 35—маслорадиатор; 36—гондола
Хвостовой винт
Фюзеляж
Шасси
иья пассажиров: 34—рычаг управления общим шагом; 35—маслорадиатор;
штурмана; 37—носовое колесо; 38—выхлопной патрубок
Несущий винт
Такой вертолет имеет фюзеляж, внутри которого размещаются
экипаж, пассажиры, двигатели и грузы; над фюзеляжем устанавливается
несущий винт для создания подъемной силы. У вертолета такой схемы
реактивный крутящий момент вращающегося несущего винта парируется
моментом силы тяги специального рулевого винта, устанавливаемого в
хвостовой части фюзеляжа.
Рис. 1.31. Двухвинтовой вертолет продольной схемы
Несущий винт (рис. 1.32,а), состоящий из втулки 1 и лопастей 2,
является специфическим агрегатом вертолета. Лопасти несущего винта
по профилю и конструкции напоминают крыло самолета и крепятся
к втулке при помощи трех шарниров (рис. 1.32, б): осевого 3, вертикаль-
ного 4 и горизонтального 5.
Управление вертолетом осуществляется путем изменения величины
и направления тяги несущего винта, для чего применяется специальный
механизм — автомат перекоса (рис. 1.32,а). Автомат имеет неподвиж-
ную муфту 6, на которой с помощью карданной подвески установ-
Рис. 1.32. Автомат перекоса:
а—конструктивная схема втулки несущего виита и автомата перекоса; б—конструктивная схема
шарниров и движений лопасти
лено внутреннее кольцо 7 с посаженным на нем на шариках внешним
кольцом 8. Последнее вращается вместе с втулкой винта 1 благодаря
связывающему их двухзвеннику 9. При помощи поводков 10 внешнее
кольцо 8 связано с каждой лопастью так, что перемещение или наклон
кольца вызывает соответствующее изменение угла установки каждой
лопасти.
27
Карданная подвеска позволяет наклонять под любым углом внутрен-
нее невращающееся кольцо 7, а с ним и внешнее вращающееся кольцо 8
при помощи ручки управления вертолетом. При наклоне внешнего коль-
ца автомата перекоса угол установки каждой лопасти изменяется цик-
лически, т. е. в течение одного оборота винта.
В последние годы вертолеты получили широкое и разнообразное
применение в народном хозяйстве и в военных целях в качестве транс-
портного средства, особенно в трудно доступных для других видов транс-
порта местностях.
Рис. 1.33. Схема тяжелого комбинированного вертолета с реактивным комп-
рессорным приводом несущего винта:
1—кабина экипажа; 2—воздушные винты; 3—втулка несущего винта; 4~руль высоты; 5—стабили-
затор; 6—грузовой люк: 7—руль исправления; 8—килевая шайба; 9—реактивная горелка; 10—эле-
роны; 11—воздухозаборник вспомогательного компрессора; 12—вспомогательный компрессор; 13—
турбовинтовой двигатель; 14—канал для подвода сжатого воздуха; 15—пассажирская кабина
I
Существенным недостатком вертолета является малая скорость и вы-
сота полета. Создание комбинированных вертолетов (винтокрылов), т. е.
вертолетов с крылом, несущим винтом и силовой установкой, создаю-
щей тягу при горизонтальном полете (как у самолета), дает возмож-
ность увеличить скорость, высоту и дальность полета.
На рис. 1.33 показана компоновочная схема пассажирского комби-
нированного вертолета с реактивным компрессорным приводом несуще-
го винта. Вертолет имеет высокорасположенное крыло с установленны-
ми на нем турбовинтовыми двигателями. Последние вращают тянущие
винты и с помощью гидравлических муфт приводят в действие ком-
прессоры.
Сжатый воздух подводится к реактивным горелкам, расположен-
ным на концах лопастей; туда же впрыскивается топливо. Тяга, разви-
ваемая горелками, создает момент, вращающий несущий винт.
7. АППАРАТЫ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ
В последние годы развивается особый тип наземного транспорта —
аппарат на воздушной подушке, образующейся под его корпусом. Такие
аппараты могут двигаться над сушей и над водной поверхностью, сво-
бодной от вертикальных препятствий, на высоте до 1 м.
Воздух поступает в двигатели через большие воздухозаборники,
сжимается в компрессорах двигателей и подается под основание аппа-
рата. При этом под аппаратом на большой площади создается область
28
повышенного давления, поддерживающая аппарат в воздухе на неболь-
шой высоте. Тяга, необходимая для поступательного движения, созда-
ется воздушными винтами изменяемого шага. Для повышения устой-
чивости и управляемости аппарат снабжают стабилизирующими поверх-
ностями и рулями.
Рис. 1.34. Аппарат на воздушной подушке
На рис. 1.34 изображен апяарат на воздушной подушке. В настоя-
щее время ведутся научные исследования и конструкторские разработ-
ки по созданию крупных аппаратов такого типа гражданского и воен-
ного назначения.
Первые образцы аппаратов на воздушной подушке в СССР были разработаны
в начале тридцатых годов профессором В. И. Левковым. В 1938—1942 гг. успешно
работала группа конструкторов под руководством А. А. Надирадзе.
8. УПРАВЛЯЕМЫЕ СНАРЯДЫ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
В течение второй мировой войны значительно повысились летно-
технические характеристики истребителей и бомбардировщиков, что обу-
словило необходимость, с одной стороны, усиления противовоздушной
обороны, а с другой — повышения эффективности средств вооружения
истребителей и бомбардировщиков. Все это привело к появлению в кон-
це второй мировой войны беспилотных управляемых в полете снарядов
(ракет) различного назначения.
В настоящее время Советская Армия имеет на своем вооружении
все типы беспилотных управляемых снарядов. Созданы метеорологиче-
ские и геофизические беспилотные управляемые в полете ракеты, при
помощи которых проводятся исследования верхних слоев атмосферы и
космического пространства.
Беспилотный управляемый снаряд — аппарат, предназначенный для
полетов в околоземном пространстве, не имеющий экипажа и ав-
томатически управляемый при помощи бортовых устройств или на
расстоянии, с командного пункта. Для применения такого аппарата
необходим целый комплекс специальных устройств и оборудования,
29
в который входит сам аппарат и все средства, обеспечивающие подго-
товку его к полету, пуск и управление им в полете.
Управляемый снаряд любого назначения должен донести до задан-
ной цели полезный груз — боевую часть, научную аппаратуру, фотоап-
параты и т. д. Этот полезный груз размещается в специальном отсеке.
Тяга, необходимая для движения аппарата, создается силовой уста-
новкой, состоящей из двигателя и топливной системы.
Для управления полетом, наведения аппарата на цель или вывода
его в заданную точку необходимо наличие системы управления поле-
том — совокупности устройств и приборов.
Система управления может полностью размещаться на борту са-
мого снаряда или частично на снаряде и вне его.
Стартовое оборудование состоит из устройств для транспортировки,
пусковых устройств, системы контроля и наблюдения за ракетой в по-
лете.
В зависимости от величины заданного полезного груза и заданной
дальности снаряда определяют необходимое количество топлива. С уве-
личением дальности снаряда увеличивается потребное количество топ-
лива, а следовательно, и стартовый вес снаряда. Стартовый вес снаря-
да можно существенно уменьшить, если сделать его составным (много-
ступенчатым). Каждая часть такого снаряда (ступень) имеет свой
двигатель и топливную систему.
Рис. 1.35. Схема по-
следовательного со-
единения ступеней на
многоступенчатых
снарядах:
I, II, III — ступени сна-
ряда
Рис. 1.36. Схема параллель-
ного соединения ступеней
на снарядах:
I, II и III — ступени
Основное преимущество составного снаряда заключается в том, что по
мере выгорания горючего каждой ступени они последовательно отде-
ляются и тяга двигателей расходуется только на увеличение скорости
частей, которые используются или будут использоваться в дальнейшем
полете снаряда. Таким образом, до заданной скорости разгоняется толь-
ко последняя ступень снаряда с полезным грузом. Применяя составные
снаряды, можно получить космические скорости, тогда как одноступен-
чатые снаряды на обычном химическом топливе достичь таких скоростей
30
не могут. Ступени снаряда могут присоединяться последовательно (тан-
демное соединение) и параллельно (пакетное соединение) (рис. 1.35;
1.36).
КЛАССИФИКАЦИЯ УПРАВЛЯЕМЫХ СНАРЯДОВ
Управляемые снаряды различают по назначению, по месту распо-
ложения старта и цели, по способу управления и т. д.
Назначение управляемых снарядов в значительной мере определяет
особенности их характеристик, размеров, компоновки и оборудования.
По этому признаку все управляемые снаряды подразделяются на
следующие основные классы (рис. 1.37): «поверхность — поверхность»,
«поверхность — воздух», «воздух — воздух», «воздух — поверхность».
Класс «поверхность — поверхность» включает в себя любой управ-
ляемый снаряд, стартующий с поверхности земли (воды) и предназна-
ченный для поражения цели, находящейся на поверхности земли (воды).
Снаряды класса «поверхность — поверхность» могут быть подразде-
лены на следующие три типа:
1) снаряды тактического назначения;
2) снаряды оперативно-тактического назначения;
3) снаряды стратегического назначения, предназначенные для по-
ражения стратегических целей.
Снаряды можно, в свою очередь, подразделить на снаряды, летя-
щие основную часть времени в тропосфере или стратосфере и представ-
ляющие по сути дела беспилотные самолеты-снаряды, и на снаряды,
большая часть траектории которых проходит в области больших высот
(до 1000 км и выше) —баллистические снаряды. Движение снаряда по-
следнего типа на большей части траектории является движением сво-
бодно брошенного тела в поле земного тяготения.
31
Участок свобод-
Головная часть / ново полета
Корпус I__________2л
Точка
старта
Вк главный,
участок
Граница атмосферы
Части
корпуса
Вход в атмо
сферу
Рис. 1.38. Траектория полета баллистического
снаряда с отделяющейся головной частью
Г орючее
Жидкий
кислород
Hi 111
Е
Е
Г орючее
Жидкий
кислород
Рис. 1.39. Схема многоступен-
чатой баллистической ракеты
32
Рис. 1.40. Двухступен-
чатый управляемый
снаряд класса «поверх-
ность—воздух» (пер-
вая ступень заштри-
хована) типа «Герку-
лес» (США)
траек-
атмос-
проис-
КО'НСТ-
не сго-
Траектория баллистического снаряда (рис. 1.38) имеет следующие
элементы.
Активный участок траектории — участок полета снаряда с работа-
ющим двигателем. В конце активного участка двигатель выключается.
Дальность снаряда определяется величиной и направлением вектора
скорости снаряда в конце активного участка. Точность выдерживания
заданного для определенной дальности значения скорости и угла накло-
на траектории в конце активного участка и определяет в основном точ-
ность попадания в цель.
Участок траектории свободного полета, на
котором снаряд летит как свободно брошенное
тело. Расчеты показывают, что траектория сна-
ряда в этом случае представляет эллиптическую
кривую. Для дальних снарядов участок свобод-
ного полета составляет основную часть
тории.
При входе снаряда в плотные слои
феры вследствие сопротивления воздуха
ходит интенсивное торможение и нагрев
рукции снаряда. Для того чтобы снаряд
рел и достиг цели, необходимо обеспечить его
тепловую защиту. В снарядах дальнего действия
применяются отделяющиеся головные части,
содержащие боевой заряд. Тепловая защита
этой сравнительно небольшой головной части
осуществляется применением теплопоглощаю-
щих покрытий и экранов. Межконтинентальные
баллистические снаряды (МБС) представляют
собой сложные и дорогие сооружения.
Схема многоступенчатой ракеты подобной
МБС показана на рис. 1.39.
Баллистические снаряды, имеющие несущие
поверхности, называются планирующими бал-
листическими аппаратами. Благодаря наличию
несущих поверхностей и большому запасу ки-
нетической энергии такой аппарат может со-
вершать планирующий или рикошетирующий по-
лет в плотных слоях атмосферы, что позволяет
ему получить дальность существенно большую,
чем у баллистического снаряда при прочих рав-
ных условиях.
Тактические снаряды могут быть управляе-
мыми и неуправляемыми. Такой снаряд имеет
небольшой вес и запускается с простейшего стар-
тового устройства. Дальность снаряда невелика.
Снаряды класса «поверхность — воздух» (зе-
нитные). Этот класс снарядов включает в себя
любой снаряд, стартующий с поверхности земли
и предназначенный для поражения воздушной
цели.
Воздушными целями могут быть самолеты и
вертолеты. Поскольку скорость цели может быть
ность зенитных снарядов и их скорость должны быть также большими.
Зенитные снаряды имеют обычно двухступенчатую конструкцию
(рис. 1.40). В качестве двигателя первой ступени чаще всего применя-
ются пороховые ракетные двигатели. Если дальность полета снаряда
невелика, на вторую ступень устанавливают жидкостный ракетный
очень велика, даль-
2 3062
33
снаряд, стартующий с самолета или
Снаряд „ возддх-воздух “
Рис. 1.41. Подвеска снаряда «воздух —
воздух» на самолете
двигатель, а для больших дальностей — прямоточный воздушно-реак-
тивный двигатель.
Снаряды класса «воздух — поверхность» включают в себя любой
вертолета и предназначенный для
поражения любой цели на по-
верхности земли.
Небольшие снаряды этого
типа (весом до 600 кг) являются
дальнейшим развитием авиа-
бомб и предназначены для более
точного, по сравнению с послед-
ними, поражения цели. Сюда от-
носятся управляемые бомбы, не
имеющие двигателя, и управляе-
мые снаряды, имеющие двига-
тели, которые позволяют самолету-носителю точно поразить цель, оста-
ваясь на относительно безопасном расстоянии от нее. Большие снаряды
этого класса (весом в несколько тонн) переносятся тяжелыми самоле-
тами и предназначены для поражения сильно защищенных крупных
объектов. Такой снаряд может нести ядерную головку и запускается за
несколько сотен километров от цели.
К классу снарядов «воздух — поверхность» относятся также снаря-
ды, предназначенные для борьбы с подводными лодками. Последняя
ступень такого снаряда представляет собой самонаводящуюся торпеду,
которая отделяется от него и наводится на подводную лодку.
Снаряды класса «воздух — воздух» (рис. 1.41) предназначены для
поражения воздушных целей и запускаются с самолета или вертолета.
Снаряды этого класса обычно одноступенчатые. Это крылатые аппара-
ты, действующие в плотных слоях атмосферы.
УПРАВЛЕНИЕ БЕСПИЛОТНЫМИ
ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ АППАРАТАМИ
Система управления летательным аппаратом — это совокупность
устройств и оборудования, обеспечивающих полет по заданной програм-
ме, т. е. путем соответствующего регулирования управляющих сил и
управляющих моментов.
Для решения этой задачи аппаратура системы управления произво-
дит следующие операции:
1) непрерывно измеряет отклонения параметров движения центра
масс от требуемого (заданного) закона;
2) в соответствии с величиной этого отклонения вырабатывает уп-
равляющие сигналы и подает их на органы управления;
3) обеспечивает угловую стабилизацию аппарата.
Траектории полета пилотируемых летательных аппаратов могут
быть самыми разнообразными, так как они произвольно определяются
летчиком.
Траектория полета автоматически управляемого летательного ап-
парата должна быть подчинена определенным закономерностям.
Способ создания управляющих сил и моментов, а следовательно, и
применяемые органы управления и стабилизации зависят от типа и схе-
мы летательного аппарата.
Управление при помощи управляющих поверхностей (рулей) при-
меняется для крылатых летательных аппаратов, летающих в атмосфе-
ре земли при достаточных значениях скоростного напора. Расположе-
ние управляющих поверхностей на крылатых аппаратах различных схем
34
двигателя, лиоо специальными управ-
Схема „летающее крыло"
Подвижные управляющие
крылья Отклоняемое оперение
Рис. 1.42. Аэродинамические схемы крыла-
тых аппаратов с различным расположением
управляющих поверхностей
приведены на рис. 1.42. Для летательных аппаратов, летающих в раз-
реженных слоях атмосферы или в безвоздушном пространстве, управляю-
щие поверхности мало эффективны или вообще бесполезны. Управле-
ние такими аппаратами производится либо путем изменения направле-
ния вектора тяги основного
ляющими двигателями.
Наиболее распространен-
ные способы создания управ-
ляющих воздействий приве-
дены на рис. 1.43.
В зависимости от места и
способа формирования сигнала
наведения и от того, какие фи-
зические принципы исполь-
зуются для визирования цели
и снаряда и для определения
их координат, все системы
управления можно разделить
на следующие классы.
Автономные системы. Все устройства, формирующие управляющий
сигнал, находятся на борту снаряда и в процессе полета не получают
никакой информации от цели, командного пункта или другого источника
информации (например, от радиомаяка). Наведение на цель произво-
дится по заранее заданной программе.
К числу автономных систем управления относятся гироскопические,
инерциальные, астронавигационные, допплеровские, радиолокационные
системы непосредственного наблюдения местности.
Системы самонаведения. Устройства, находящиеся на борту снаря-
да, визируют цель и получают информацию непосредственно от нее.
Здесь же вырабатывается и сигнал наведения. Различают активные,
полуактивные и пассивные системы самонаведения, причем пассивные
системы по заложенному в них физическому принципу могут быть радио-
Рис. 1.43. Способы создания управляющих сил на снарядах:
а—поворотом двигателя на карданной подвеске; б—применением газовых рулей; в—отклонением
реактивной струи дефлектором или поворотным соплом; г—применением дополнительных (вернь-
ерных) двигателей; д — впрыском газа в закритическую часть сопла
техническими, тепловыми, оптическими и акустическими. При полуак-
тивной системе самонаведения необходимо вспомогательное внеборто-
вое устройство — радиолокатор для облучения (подсвечивания) цели и
иногда для выработки опорных (синхронизирующих) сигналов.
При активной системе облучающий цель источник энергии нахо-
дится на борту аппарата.
Системы телеуправления. Бортовые устройства получают информа-
цию (командные сигналы или опорные сигналы) от источника, находя-
щегося вне снаряда, — с командного пункта, радиомаяков и т. п., но
не получают информации непосредственно от цели.
2*
35
К числу таких систем относятся системы управления по радиолу-
чу, командные системы (визуальные, радиолокационные, телевизион-
ные) и др. Часто применяют комбинированные системы управления,
представляющие собой сочетание двух или трех отдельных систем.
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ
Для создания тяги в двигателях прямой реакции необходимо сооб-
щить отбрасываемой массе рабочего тела (газа) как можно большую
скорость. Эта скорость возникает в результате преобразования химиче-
ской энергии топлива в кинетическую энергию рабочего тела.
В качестве рабочего тела может быть использована смесь газов
(продуктов сгорания) и атмосферного воздуха. Можно также исполь-
зовать для создания реактивной струи газы, образующиеся в камере
сгорания двигателя в результате химической реакции, происходящей без
участия атмосферного воздуха. К двигателям первого типа — воздушно-
реактивным относятся:
а) прямоточные (ПВРД);
б) пульсирующие (ПуВРД);
в) турбореактивные (ТРД).
Двигатели второго типа образуют класс ракетных, которые подраз-
деляются на двигатели, работающие на твердом топливе (РДТТ), и
жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).
Турбореактивные двигатели, применяемые на некоторых управляе-
мых снарядах, мало отличаются от самолетных двигателей, но строятся
с учетом одноразовости использования, благодаря чему они получаются
дешевле и проще.
Прямоточные двигатели применяются для беспилотных летательных
аппаратов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях (М~3 и
выше). Прямоточный двигатель не может работать при нулевой скоро-
сти полета и поэтому разгон снаряда, снабженного таким двигателем,
должен осуществляться при помощи ускорителя.
Ракетные двигатели — единственные из существующих двигателей,
для работы которых наличие атмосферного воздуха необязательно.
СТАРТОВЫЕ УСТРОЙСТВА
Ни один современный управляемый снаряд не может стать эффек-
тивным оружием, если его наземное и стартовое оборудование не обеспе-
чивает надежного хранения и быстрого и безопасного запуска.
Полный комплекс наземного и стартового оборудования управляе-
мых снарядов включает в себя транспортные средства, средства хра-
нения, средства заправки топливом, приборы предпускового осмотра и
проверки снарядов, пусковые приспособления, а также аппаратуру си-
стемы наведения (у неавтономных снарядов).
Стартовые позиции баллистических снарядов дальнего действия яв-
ляются большими и сложными инженерными сооружениями. Снаряды
хранятся в глубоких подземных бетонированных шахтах в вертикальном
положении. Для запуска снаряд поднимается специальными подъемни-
ками на поверхность земли или запускается непосредственно из шахты.
Там же, под землей, находится командный пункт, запасы топлива
и запасные части, электростанции, мастерские и т. д.
Подготовка и проверка готовности к действию всех многочислен-
ных систем управляемого снаряда является важной и сложной опера-
36
цией. Для этой цели применяется различное автоматическое и полу-
автоматическое оборудование, которое обеспечивает проверку работы
системы клапанов, установку и настройку приборов и всей аппаратуры
системы наведения. Пусковые приспособления включают стартовые пу-
сковые установки и различное дополнительное оборудование. Устройство
пусковых установок зависит от типа снаряда, однако все они должны
обеспечивать опору снаряда на старте и начальное направление полета.
Иногда стартовой установкой может служить контейнер для перевозки
и хранения снаряда.
9. КРАТКИЙ ОЧЕРК РАЗВИТИЯ СХЕМ САМОЛЕТОВ
Непрерывное совершенствование аэродинамических схем и форм са-
молета, обусловленное улучшением его летных характеристик, является
одним из главных факторов развития самолетостроения.
Прежде всего для уменьшения лобового сопротивления бипланов
и подкосных монопланов на все их части (шасси, двигатели и пр.), на-
ходившиеся в потоке, устанавливались обтекатели; кроме того, стойкам,
подкосам и расчалкам придавалась обтекаемая форма. Однако все эти
мероприятия не позволяли существенно улучшить аэродинамику само-
лета.
Известно, что подъемную силу создает главным образом крыло са-
молета, все остальные его элементы, находящиеся в потоке воздуха,
создают преимущественно вредное сопротивление.
Каждый из таких элементов имеет сопротивление, равное
у . р eV2
лк = сх гк~—,
к -*К К 2
где Хк — сила сопротивления в кГ',
сх — коэффициент сопротивления;
q — массовая плотность воздуха в кГ-сек^/м*',
Рк — площадь миделевого сечения агрегата или детали (для крыла,
вертикального и горизонтального оперения — несущая площадь
5, Sr.o, SB.O) в м*;
V — скорость полета в м/сек.
Следует помнить, что общее сопротивление самолета не равно сумме
сопротивлений изолированных его частей: при различных сочетаниях оно
обычно оказывается больше этой суммы вследствие интерференции.
Для самолета, летящего горизонтально с постоянной скоростью,
можно написать следующие равенства:
Y=G=cyS^,
^=С=(сх5 + схг.о5г.о+схв.о^в.о + сХф/;'ф +
+ Сл:су^су + + S схп^п ’
где Y — подъемная сила самолета в кГ;
G — вес самолета в полете в кГ’,
су—коэффициент подъемной силы;
5—площадь крыла в м2',
Р — сила тяги в кГ-,
Q —лобовое сопротивление самолета в кГ',
сх,сХга, сХв о, сх , сХс , схш — коэффициенты лобового сопротивления
крыла, горизонтального оперения, вертикального оперения,
фюзеляжа, силовой установки и шасси соответственно;
37
сам
100%
10°/о
интерференция
Wo
подносы, стоики,
расчалки
схп —коэффициент сопротивления прочих деталей, находя-
щихся в потоке;
^г.о>£5.о —площади горизонтального и вертикального оперения;
^Ф> ^с.у> —площади миделевого сечения фюзеляжа, силовой уста-
новки и шасси;
е —поправка, учитывающая взаимное влияние (интерферен-
цию).
Для достижения больших скоростей полета требуется большое
увеличение тяги силовой установки и значительное уменьшение величин
c,S; сх S', сх S', c,.F', cr F' cx F ш, \crnF„ и e.
*• -*r.O r’° -*B.O * B*° -*ф ^C.y С'У хП п
Развитие самолета шло главным образом в направлении улучшения
его аэродинамики и применения более мощных двигателей. Прогрессу
самолетостроения способствовало
также применение новых мате-
риалов и новых типов конструк-
ций.
В 1912 г. впервые русские конст-
рукторы братья Дыбовские построили
моноплан с двигателем «Калеп», резко
выделявшийся среди всех самолетов того
времени по внешнему виду. На нем были
применены зализы в местах соединений
крыла и оперения с фюзеляжем, обтека-
тель носовой лыжи, обтекатели стоек
шасси, обтекатели на колесах, капот,
закрывавший двигатель.
Переход от биплана со стой-
ками и расчалками к свободно-
несущему моноплану с убираю-
щимся в полете шасси позволил
снизить сопротивление в 2,5 раза
(рис. 1.44).
Дальнейшее аэродинамическое
совершенствование свободнонесу-
щих монопланов шло по линии
изыскания новых с улучшенными
характеристиками профилей кры-
ла и оперения, улучшения формы
фюзеляжа и других мероприятий.
В этот период начали широко при-
менять клепку впотай; мягкую де-
формируемую обшивку заменила
жесткая обшивка, хорошо сохра-
няющая приданную ей форму;
улучшились способы окраски и полировки поверхности, тем самым умень-
шилось сопротивление трения, обычно составлявшее около 60—80% пол-
ного лобового сопротивления самолета.
Одновременно со снижением коэффициентов лобового сопротивле-
ния уменьшились размеры крыла, оперения и частично фюзеляжа.
Уменьшение площади крыла стало возможным благодаря применению
средств его механизации (закрылков, щитков и пр.), позволивших зна-
чительно увеличить значение сутах-
Таким образом, увеличение максимального коэффициента подъемной
силы, с одной стороны, и некоторое увеличение посадочной скорости, с
другой, позволили уменьшить размеры крыла и увеличить удельную на-
грузку на него (отношение веса самолета к площади крыла) примерно
в 2—3 раза. А так как площадь оперения находится в прямой зависимо-
сти от площади крыла, то уменьшилась и площадь оперения.
17%
шасси.
5% радиатор
20%
фюзеляж
50%
Z % интерференция
9%>
оперение
32%
фюзеляж
16% оперение
33%
50%
крыло
крылья
О
биплан >930е Моноплан >990г.
Рис. 1.44. Диаграмма изменения сопротив-
ления самолета при переходе от схемы би-
плана к моноплану (оба самолета имеют
одинаковый вес)
38
Миделевая площадь поперечного сечения фюзеляжа изменилась не-
значительно, и вряд ли можно ожидать дальнейшего ее уменьшения, ибо
в фюзеляже размещается большинство грузов и оборудования, габари-
ты которых определяют потребные размеры фюзеляжа. Все же произ-
ведение (сХфГф) значительно уменьшилось за счет улучшения аэродина-
мики фюзеляжа.
Прогресс в летных данных самолета был тесно связан с развитием
поршневых двигателей и совершенствованием воздушных винтов. В 1930 г.
в конструкцию двигателя был введен нагнетатель, позволивший значи-
тельно увеличить мощность двигателя на высоте, т. е. повысить его вы-
сотность и несколько снизить удельный вес двигателя.
На больших скоростях полета приобретают особое значение внешние
формы двигателя и особенно площадь поперечного его сечения, ибо от
нее зависит величина cxc.yFc.y. Одновременно с двигателем и планером
самолета совершенствовался и воздушный винт. В частности, повышение
скорости самолета и увеличение высотности двигателя повлекло за собой
переход от двухлопастных воздушных винтов фиксированного шага к
трех- и четырехлопастным винтам изменяемого шага.
Наглядное представление о результатах совершенствования внеш-
них форм и конструкции самолета-моноплана с поршневым двигателем
в период 1925—1940 гг. дает рис. 1.45, а. За исходный был взят серийный
самолет с двигателем мощностью 850 л. с. (у земли), имевший макси-
мальную скорость 280 км/час. Как показали расчеты и опыты, на этом
самолете можно было бы достигнуть скорости 620 км/час при уста-
новке поршневого двигателя мощностью в 9000 л. с. Улучшение аэроди-
намики самолета и применение некоторых усовершенствований позволило
получить эту скорость без увеличения мощности двигателя.
Дальнейшее совершенствование самолетов начиная с сороковых го-
дов было подчинено изысканию более выгодных внешних форм и кон-
структивных мер, которые могли обеспечить получение высоких летных
характеристик на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета
(см. рис. 1.45,6).
На скоростях полета свыше 600—700 км/час влияние сжимаемости
воздуха на аэродинамику самолета становится уже заметным.
Как известно, критерием для учета влияния сжимаемости воздуха
на обтекание движущегося тела является значение числа М=У/а, т. е.
отношение скорости движения V к скорости звука а.
Число М, соответствующее скорости набегающего потока, при ко-
тором местная скорость в какой-либо точке поверхности тела равна ско-
рости звука, называется критическим числом М и обозначается Мкр.
При достижении скорости, соответствующей числу Мкр, начинается ин-
тенсивный рост коэффициента лобового сопротивления сх, вызванный
появлением местных скачков уплотнения и, как следствие этого, волно-
вого сопротивления. При скоростях, превышающих критическую, значи-
тельную долю в сопротивлении самолета составляет волновое сопротив-
ление, величина которого зависит от относительной толщины профиля,
угла стреловидности крыла в плане, удлинения крыла. Так, при умень-
шении удлинения крыла волновой кризис наступает при больших значе-
ниях числа Мкр и протекает менее интенсивно (рис. 1.46).
Величина волнового сопротивления в значительной мере зависит от
стреловидности крыла в плане. С увеличением утла стреловидности вол-
новое сопротивление на околозвуковых и умеренных сверхзвуковых
скоростях полетов существенно уменьшается, а волновой кризис начи-
нается позднее (рис. 1.47).
На самолетах с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями
полета на величину волнового сопротивления очень сильно влияет от-
носительная толщина профиля (рис. 1.48). Волновое сопротивление на
39
сверхзвуковых скоростях пропорционально с2, поэтому сверхзвуковые са-
молеты должны иметь малую относительную толщину профиля крыла
и оперения (с = 34-6%).
5
Рис. 145. Схемы совершенствования самолетов:
а—самолеты с поршневыми двигателями; 1 — исходный самолет; 2 — подкосы удалены,
фюзеляжу придана обтекаемая форма, фонарь кабины закрыт; 3—уменьшена площадь
крыла (применена механизация), введено убирающееся в полете шасси; 4 — радиатор
помещен в туннель, обтекаемые поверхности тщательно отделаны; 5—применена более
эффективная механизация крыла; конструкция герметизирована, повышена высотность
двигателя;
б — самолеты с реактивными двигателями; /—исходный самолет с внешними формами,
соответствующими скорости 650—750 к,м!час; 2—применены стреловидные крылья н опе-
рение, уменьшена относительная толщина профиля; 3—установлен скоростной профиль
крыла и оперения, усовершенствованы воздухозаборники и форма фюзеляжа; 4 — при-
менены тонкие треугольные крылья малого удлинения; 5 — применены внешние формы,
соответствующие минимальному сопротивлению на сверхзвуковых скоростях полета;
6—'повышена тяговооруженность; 7—установлены крылья с переменной стреловидностью,
введено управление пограничным слоем (УПС)
Чтобы уменьшить величину волнового сопротивления, избежать об-
разования прямых скачков уплотнения, формы фюзеляжа, гондол дви-
гателей и подвешиваемых к крылу объектов должны удовлетворять оп-
ределенным требованиям: носовую часть фюзеляжа и передние кромки
воздухозаборника двигателя следует заострять, угол наклона лобового
стекла фонаря кабины к оси фюзеляжа желательно делать небольшим, а
заднюю часть фонаря постепенно сужать.
Обычно меры, принятые для уменьшения волнового сопротивления,
способствуют и уменьшению сопротивления давления. Сопротивление
прения может быть уменьшено путем улучшения отделки «смачиваемых»
поверхностей и уменьшения их площади.
40
На рис.
тивления схо
1.49 показана зависимость коэффициента лобового сопро-
от числа М (при су = 0) для дозвукового и сверхзвукового
Рис. 1.46. Зависимость сх от числа
М при различных Л
Рис. 1.47. Влияние стреловидности кры-
ла на величину сх
самолетов. Как следует из рисунка, коэффициент лобового сопротивле-
ния сверхзвукового самолета изменяется более плавно, а при числе
М>1,2 начинается уменьшаться.
Рис. 1.48. Влияние относитель-
ной толщины профиля с на ве-
личину сх
Рис. 1.49. Характер изменения
по числу М для дозвукового и
сверхзвукового самолетов
Достижения последних лет в
авиационном реактивном и ракетном
двигателестроении сделали возможным создание сверхзвуковых само
летов, способных развивать в горизонтальном полете скорость, соответ
ствующую числам М» 34-3,5.
На рис. 1.50 показаны истре-
битель постройки 1940 г. и совре-
менный сверхзвуковой истребитель.
Истребитель 1940 г. имел корот-
кий фюзеляж с резко выступающим
фонарем и прямое крыло, профиль
которого имел относительную тол-
щину около 12—16%.
Современный сверхзвуковой
истребитель имеет длинный фюзе-
ляж с заостренной носовой частью
и мало выступающим фонарем.
Крыло малого удлинения имеет спе-
циальный профиль с относительной
толщиной 3—4%, передняя кромка
крыла острая.
Одним из путей для достижения
таких скоростей было увеличение
Рис. 1.50. Истребитель выпуска 1940 г.
и современный сверхзвуковой истре-
битель
тяговооруженности. В частности, у истребителей постройки 1965—
1970 гг. тяговооруженность достигла значений 1,0—1,2, что дает возмож-
41
кость не только достичь больших сверхзвуковых скоростей горизонталь-
ного полета, но и уменьшить время набора высоты, длину взлетной ди-
станции и увеличить потолок.
Если достижения аэродинамики и двигателестроения стимулируют
развитие и совершенствование конструкций самолета, то последние,
в свою очередь, предъявляют новые требования к аэродинамике и сило-
вым установкам.
10. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ
К КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Современные достижения авиационной науки и техники, а также
большой опыт в области проектирования, производства и эксплуатации
самолетов позволяют сформулировать требования, предъявляемые к
конструкциям самолетов. Эти требования целесообразно разделить на
общие, обязательные для всех самолетов и их агрегатов, и специфиче-
ские, связанные с особенностями назначения агрегатов и их эксплуа-
тации.
Специфические требования излагаются в соответствующих главах
учебника. Здесь рассматриваются только общие требования, которые
необходимо выполнять независимо от назначения самолета.
1. Аэродинамические требования. Для любого самолета должны
быть определены оптимальные формы, параметры и взаимное распо-
ложение агрегатов, обеспечивающие получение заданных летных и
взлетно-посадочных характеристик.
Каждый самолет должен быть достаточно устойчив и иметь хоро-
шую управляемость на всех режимах полета; должна быть обеспечена
полная безопасность взлета и посадки.
2. Требования прочности. Все силовые элементы и узлы должны
иметь достаточную прочность, т. ё. выдерживать все виды нагру-
зок в соответствии с требованиями норм прочности, которые пре-
дусматривают различные случаи нагружения агрегатов в полете, а
также при взлете, посадке и движении по аэродрому.
Необходимо учитывать особенности характера действия нагрузок.
Известно, что обеспечение статической прочности не является до-
статочной гарантией надежности конструкции самолетов. В эксплуа-
тации на самолет действуют знакопеременные нагрузки, что обус-
ловливает необходимость учитывать влияние работы элементов на
усталость, а при полетах на сверхзвуковых скоростях — и влияние аэро-
динамического нагрева. Необходимо стремиться к тому, чтобы конструк-
ции агрегатов наиболее полно отвечали требованиям равнопрочности,
т. е. чтобы напряжения в силовых элементах были одинаковыми.
3. Требования жесткости. Необходимо обеспечить сохранение задан-
ной формы агрегатов, не допускать чрезмерных деформаций конструк-
ции в полете (прогибов и углов крутки, которые могут привести к воз-
никновению опасных вибраций конструкции) и остаточных деформаций.
Недостаточная жесткость конструкции может привести к ее прежде-
временному разрушению.
4. Требование наименьшего веса (массы). При выбранных парамет-
рах агрегатов необходимо рационально определить их конструктивно-
силовые схемы, причем следует стремиться к эффективному использова-
нию усиленных элементов продольного и поперечного наборов крыла,
фюзеляжа и оперения.
Малый вес (масса) конструкции агрегатов самолета является одним
из основных показателей ее совершенства. Вес конструкции можно
уменьшить, делая ее равнопрочной, применяя новые конструкционные
материалы, уменьшая количество и размеры несиловых элементов,
42
увеличивая количество функций, выполняемых одним силовым элемен-
том, совмещая технологические и эксплуатационные разъемы и т. д.
5. Требования живучести. Под живучестью конструкции агрегатов
самолета понимается способность ее выполнять свои функции (выдер-
живать нагрузки), не прерывая полета, при частичных разрушениях,
произведенных пулями, снарядами, взрывной волной. Применение кон-
струкций с работающей обшивкой при изгибе и кручении существенно
повышает ее живучесть.
6. Эксплуатационные требования удовлетворяются целым комплек-
сом качеств конструкций агрегатов и самолета в целом. К такому ком-
плексу относятся:
а) надежность, т. е. способность самолета выполнять поставленные
перед ним задачи с сохранением своих летных и эксплуатационных по-
казателей в заданных пределах в течение заданного промежутка вре-
мени. Надежность обеспечивается прочностью и жесткостью конструк-
ции агрегатов, узлов и элементов самолета, безотказным функциониро-
ванием его систем, механизмов и оборудования. Повышение надежности
достигается такими мероприятиями, как протектирование топливных
баков, защита от пожара, резервирование и дублирование ответствен-
ных систем;
б) хороший доступ ко всем частям и деталям, подлежащим теку-
щему и периодическому осмотру и обслуживанию; возможность ремонта
конструкции; возможность хранения самолета под открытым небом и
эксплуатации его в различных метеорологических условиях;
в) соответствие компоновки самолета особенностям его назначения,
возможность быстро производить его загрузку и разгрузку;
г) возможность замены основных агрегатов и узлов конструкции
в процессе эксплуатации самолета;
д) высокие экономические показатели эксплуатации пассажирских
и транспортных самолетов, т. е. возможно меньшая себестоимость по-
лета, возможно меньшие трудоемкость и время подготовки полета и
выполнения регламентных и ремонтных работ.
7. Требования по производственно-технологическому комплексу.
Конструкция агрегатов и узлов должна быть рассчитана на возмож-
ность применения наиболее прогрессивных и экономичных технологи-
ческих процессов при данном объеме производства.
Выполнение отдельных требований может обеспечить решение не-
скольких задач. Например, увеличение толщины обшивки позволяет
обеспечить лучшее качество поверхности и тем самым уменьшить лобо-
вое сопротивление, упрощает технологию изготовления, повышает проч-
ность, жесткость и живучесть конструкции.
Однако более характерна другая сторона взаимосвязи требований,
а именно их противоречивость. Например, уменьшение относительной
толщины профиля крыла желательно с точки зрения лобового сопро-
тивления, но уменьшение в результате этого строительной высоты про-
филя приводит к увеличению веса конструкции и сокращению внутрен-
них объемов. Повышение прочности, жесткости и живучести конструк-
ции сопровождается увеличением веса. Для удовлетворения требований
эксплуатации агрегаты должны иметь разъемные соединения и множе-
ство люков, что существенно увеличивает вес конструкции. В тех слу-
чаях, когда удовлетворение одному требованию существенно улучшает
показатели самолета, но незначительно ухудшает его свойства, связан-
ные с другими требованиями, предпочтение отдается первому. Так, на-
пример, на самолетах, летающих на околозвуковых скоростях, приме-
нены стреловидные крылья, и это, при некотором увеличении веса кон-
струкции и усложнении технологии, позволило резко уменьшить
сопротивление при трансзвуковых скоростях полета.
43
Когда удовлетворение одного требования резко противоречит дру-
гим, идут по пути компромисса, т. е. неполностью удовлетворяют пер-
вое требование, соглашаясь при этом с некоторым ухудшением других
свойств.
В целях удовлетворения требований технологии и эксплуатации
приходится соглашаться на некоторое увеличение массы конструкции.
Характерен такой пример: при рассмотрении требований прочности и
жесткости указывалось, что от нагрузок, действующих в эксплуатации,
конструкция не должна получать остаточных деформаций. Однако обес-
печить это требование для современных, а тем более перспективных
самолетов крайне трудно. Это обусловлено тем, что при высоких темпе-
ратурах, возникающих в полете, остаточные деформации появляются
из-за ползучести материала при сравнительно низких напряжениях.
11. ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ конструкции
В САМОЛЕТОСТРОЕНИИ
Под технологичностью конструкции самолета и его агрегатов пони-
мают комплекс ее свойств, позволяющих при сохранении заданных эк-
сплуатационных показателей, включая и ремонтопригодность, изготов-
лять рассматриваемую конструкцию с меньшими производственными за-
тратами и в наиболее короткие сроки.
Прогресс в самолетостроении обеспечивается постоянным совершен-
ствованием конструкции самолета, улучшением характеристик материа-
лов и совершенствованием технологии. Конструктор обязан при проек-
тировании самолета заботиться не только о высоких летных показате-
лях будущего самолета, но и о высокой технологичности его конст-
рукции.
Стремление к высокой технологичности конструкции стало одним
из основных принципов конструирования современных самолетов.
Можно с достаточным основанием утверждать, что возможность
удешевления самолета, как и всякого изделия машиностроения, за счет
соответствующего совершенствования конструкции в большинстве слу-
чаев не меньшая, чем возможность ее удешевления в результате улучше-
ния технологических процессов. То обстоятельство, что технологическая
рационализация конструкции, не требуя серьезных затрат для своего
осуществления, приносит большой производственно-экономический эф-
фект, делает ее основным фактором в борьбе за рост производительно-
сти труда.
Очевидно, что выбор наиболее экономичных и производительных
технологических процессов изготовления данной конструкции самолета
представляет довольно сложную задачу. Ее решение по силам только кол-
лективу опытных конструкторов, хорошо знакомых с достижениями со-
временной авиационной технологии и оборудованием самолетострои-
тельных заводов.
Степень технологичности конструкции может служить одним из кри-
териев, оценки рабочего проекта опытного самолета.
Привести какие-либо общие рекомендации по повышению степени
технологичности конструкций не представляется возможным. Однако
можно указать на ряд мероприятий, которые существенно повышают
технологичность конструкции.
; 1. Возможно более широкое применение в конструкции стандарти-
зованных, нормализованных и унифицированных конструктивных эле-
ментов.
Стандартизация и нормализация позволяют обеспечивать взаимо-
заменяемость агрегатов, узлов, деталей и улучшают условия эксплуа-
тации самолетов.
44
Стандартизация элементов оборудования самолетов, приборов, раз-
мещения оборудования в кабине, фонарей, катапультируемых сидений
и пр. способствует быстрому изучению и освоению нового самолета лет-
ным и техническим составом.
В конструкции самолета к стандартизованным (нормализованным)
элементам относятся: нормализованные крепежные детали (болты, винты,
шайбы, гайки и др.); арматура топливной и масляной систем (краны,
штуцеры, переходники, пробки, горловины), а также многие другие
детали.
Наряду с широким использованием имеющихся в авиационной про-
мышленности стандартизованных и нормализованных деталей следует
стремиться к унификации деталей и агрегатов внедряемого в производ-
ство самолета и деталей и агрегатов самолета, находившегося в произ-
водстве, что повышает коэффициент преемственности конструкции пер-
вого из них *.
Широкое применение в конструкции стандартных и нормализован-
ных деталей является одним из важнейших условий ускорения и уде-
шевления производства самолетов.
2. Уменьшение количества и номенклатуры отдельных деталей, из
которых собираются узлы, панели и секции отдельных агрегатов само-
лета.
3. Выбор рациональных технологических допусков и классов чисто-
ты обрабатываемых поверхностей на основании строго обоснованных
технических соображений, так как переход на более высокие степени
точности размеров и повышение классов чистоты неизбежно влекут за
собой повышение трудоемкости и себестоимости.
В частности, класс чистоты обрабатываемых поверхностей должен
назначаться, исходя из условий работы сопрягаемых деталей. Излиш-
нее повышение класса чистоты обработки поверхности связано с допол-
нительными операциями и применением специального оборудования.
Следует стремиться к сокращению количества и площади обрабаты-
ваемых на заготовках поверхностей.
4. Выбор рациональной технологии для заготовок должен произво-
диться с учетом экономичности изготовления из них деталей и предъ-
являемых к ним требований по прочности, массе, форме и размерам.
Важное значение при этом имеет выбор материала заготовки с точки
зрения его механической обрабатываемости, сварки и возможности обра-
ботки его под давлением.
Наряду с этим необходимо стремиться к максимальному прибли-
жению формы заготовки к форме изготовляемой из нее детали.
Рассмотрим некоторые основные современные технологические ме-
тоды получения заготовок.
Прокат — один из наиболее экономичных и производительных мето-
дов получения заготовок и полуфабрикатов, особенно в виде специаль-
ных профилей. Современные прокатные станы позволяют изготавливать
самолетные профили различного сортамента из стали, титана, алюминие-
вых и других легких сплавов.
В настоящее время освоен прокат профилей и листов переменного
сечения, что дает возможность сравнительно просто изготовлять рав-
нопрочные конструктивные элементы крыла, фюзеляжа и оперения.
Одновременно с этим освоено изготовление монолитных панелей
(рис. 1.51) с продольными и поперечными элементами жесткости. Изго-
товление монолитных панелей путем горячего проката открывает ши-
рокие перспективы их использования в различных агрегатах самолета.
Штамповка широко применяется в современном самолетостроении
* Коэффициент преемственности конструкции определяется отношением количе-
ства таких деталей, узлов, панелей и секций к общему их количеству на новом само-
лете.
45
Заготовка
как экономичный и производительный метод изготовления деталей, уз-
лов и панелей. В настоящее время особенно большое применение полу-
чила горячая штамповка, что объясняется высокой производительно-
стью процесса и хорошими механическими свойствами получаемых
заготовок. Преимущества штамповки иллюстрирует рис. 1.52, на кото-
ром показана рама центроплана крыла тяжелого самолета, изго-
товленная двумя разными способами.
Холодная штамповка также является
одним из наиболее прогрессивных мето-
дов изготовления деталей из листов раз-
личного материала в заготовительных
цехах самолетостроительных заводов.
Литье часто является единственно воз-
можным способом изготовления сложных
деталей и панелей. Литье позволяет изго-
товлять детали сложной конфигурации с
криволинейными поверхностями и внут-
ренними полостями. На таких деталях и
заготовках количество механически обра-
батываемых поверхностей и припуски на
их обработку сводятся к минимуму.
Литые заготовки и детали могут быть
получены различными методами литей-
ной технологии (литье в песчаные формы, литье в кокиль, литье под дав-
лением, литье по выплавляемым моделям, литье выжиманием и др.).
Приведем несколько примеров, подтверждающих рациональность
применения литья для изготовления сложных деталей и узлов. На
рис. 1.53 приведена серьга малых размеров весом 0,209 кг, изготовлен-
ная литьем. Для той же серьги при изготовлении путем механической
обработки потребовалась стальная поковка весом 2,513 кг, при этом
коэффициент использования металла составил 0,06. При изготовлении
панели
Рис. 1.51. Монолитная панель

Рис. 1.52. Образец рамы центроплана крыла тяжелого самолета:
а — цельноштампованная (вес 118 кг)\ б — клепаная (вес 180 кг)
серьги методом отливки по выплавляемым моделям коэффициент ис-
пользования металла достиг 0,77, а экономия времени при механической
обработке одной детали составила 5 час. Экономия же времени на изго-
товление оснастки 237 час.
Крупногабаритная крышка люка, изготовленная литьем, показана
на рис. 1.54.
Освоение более совершенных методов литейного производства дает
возможность изготовлять высококачественные литые заготовки значи-
46
тельных размеров. В частности, такие возможности дает литье, совме-
щаемое с выжиманием расплава в формы.
Прессование — один из наиболее распространенных в самолето-
строении методов изготовления профилей и панелей. В настоящее вре-
мя освоено массовое производство прессованных профилей самых раз-
нообразных форм, в том числе и переменного сечения как стальных, так
и из цветных сплавов (рис. 1.55). Наряду с производством прессован-
ных профилей освоены и прессованные заготовки для монолитных пане-
лей, и даже отсеков фюзеляжей (рис. 1.56). Изготовление монолитных
панелей и отсеков фюзеляжа больших размеров открывает новые воз-
можности в области создания более совершенных конструкций агрега-
тов самолета и других летательных аппаратов.
Рис. 1.53. Серьга
малых размеров,
изготовленная
литьем
Рис. 1.64. Крупногабаритные детали, изготовленные
литьем:
а — рама фонаря: б — крышка люка
5. Выбор рационального способа обработки заготовки имеет целью
возможно больше сократить поверхность, которая подлежит механиче-
ской обработке. Особенно это важно для крупногабаритных заготовок,
обрабатываемых на металлорежущих станках, учитывая большую тру-
доемкость таких процессов.
Следует заметить, что для крупногабаритных заготовок сложной
формы механическая их обработка на станках весьма затруднена, а в
отдельных случаях просто невозможна. Это обстоятельство требует раз-
работки новых технологических процессов и нового технологического
оборудования. Одним из таких процессов является глубокое химическое
травление, производительность которого определяется размерами тра-
вильных ванн и потребной глубиной травления.
На рис. 1.57 показана панель, изготовленная глубоким химическим
травлением поверхности ее заготовки.
В последние годы изучается новый способ получения точных
заготовок методом объемного деформирования с применением вибрации
(изменение формы заготовки путем обжатия в специальных матрицах).
6. Выбор рационального способа соединения элементов конструкции
упрощает сборку узлов и повышает производительность сборочных опе-
раций. В самолетостроении применяются разнообразные соединения:
болтовые, клепаные, сварные, клеевые, клеесварные, паяные, шомполь-
ные и замковые.
Болтовые и винтовые соединения являются наиболее трудоемкими
и тяжелыми.
Из всех других способов соединений деталей самым распростра-
ненным является клепка. Однако для ее применения и возможности
47
механизации сборочно-клепальных работ необходимы открытые двусто-
ронние подходы к местам наложения швов.
В самолетостроении так же широко, как и клепаные, применяются
сварные соединения, осуществляемые контактно-точечной, роликовой
и другими способами сварки.
Пр 100; Ор 101; Пр 111,
ЛК1; ПК2; пкдд. Л К100 ПК 71; ПК 72
пр 105, ПК 201;
ПК 208
ПрЗОб, Пр307; ПК 682,
ПК 683
Пр 102; Пр 112;
//Д' ЮН, ПК 111
Лпюд, Пр 113, Пр315;
ПК301;ПК302, ПК307,
ПК308; ПК319
Ир312;ПК316 ЛрЗЮ
пр 106.
ПК 601
Пр 107;
Пр 121
ПрЗОО
Пр 317
Пр 305
Рис. 1.55. Некоторые образцы прессованных профилей, применя-
ющихся в самолетостроении
В последние годы в самолетостроении все шире применяются клее-
вые, клеесварные и паяные соединения. Свойства клеев, припоев и флю-
сов позволяют изготовлять склеиванием и паянием прочные соединения
из сталей и цветных сплавов. В частности, в слоистых (сотовых) пане-
лях соединение обшивок с внутренним заполнителем выполняется преи-
мущественно методом твердой пайки в печах с защитной средой.
7. Увязка конструкции с масштабом производства и технологиче-
ским оборудованием имеет целью сократить сроки подготовки серийного
производства самолета.
48
Конструкция самолета, внедряемого в серийное производство, дол-
жна возможно полнее отвечать требованиям механизированного и авто-
матизированного производства.
С точки зрения серийного производства технологичной будет
такая конструкция, в которой широко применяются детали и конст-
руктивные элементы, изготовляемые прокатом, штамповкой, литьем, а
также обработкой на полуавтоматических и автоматических станках.
Все это позволяет перенести основные работы в заготовительные цехи.
8. Возможность организации поточной сборки узлов, панелей, сек-
ций и агрегатов конструкции, высокая их взаимозаменяемость и неболь-
шой объем различных подгоночных работ на
сборке.
Сборочные работы составляют 40—60%
общей трудоемкости изготовления самолета,
поэтому применение прогрессивных методов
Б—Б Б
Рис. 1.56. Образцы прессованных мо-
нолитных панелей, применяющихся в
самолетах
Рис. 1.57. Панель, изго-
товленная глубоким хи-
мическим травлением по-
верхности ее заготовки
сборки значительно повышает производительность труда и снижает стои-
мость самолета.
Выполнение приведенных требований в значительной мере зависит
от рационального расчленения конструкции самолета и его агрегатов
на узлы, панели, секции и другие сборочные единицы.
Тщательно продуманная система расчленения конструкции разъем-
ными и неразъемными соединениями позволяет значительно сократить
производственный цикл изготовления самолета и повысить производи-
тельность труда.
Разъемные соединения, позволяющие разбирать агрегат без разру-
шения соединяемых и соединяющих элементов и деталей собираются при
помощи болтов, винтов, шурупов, шпилек и валиков.
Разъемные соединения обычно применяются для конструктивных и
эксплуатационных разъемов; при этом они увеличивают массу конст-
рукции.
Иногда в конструкции самолета предусматриваются разъемы для
удобства транспортировки и ремонта отдельных агрегатов в полевых
условиях.
Неразъемные соединения не позволяют разбирать конструкцию без
разрушения соединяемых элементов (клеевые, сварочные) или соединя-
ющих их деталей (заклепки, пистоны).
Неразъемные соединения, называемые технологическими разъе-
мами, применяются для разделения конструкции на отдельные узлы,
панели и секции. Технологические разъемы обычно не увеличивают
массу конструкции или увеличивают ее очень незначительно.
49
В зависимости от степени расчленения различают агрегатирован-
ные, секционированные и панелированные конструкции самолетов.
Агрегатированная конструкция позволяет как разобрать самолет на
отдельные агрегаты (фюзеляж, крыло, оперение, двигатель и шасси),
так и собрать его.
Секционированная конструкция отличается от агрегатированной
тем, что конструкцию каждого агрегата, в свою очередь, можно разо-
брать на секции.
В панелированной конструкции каждая секция состоит из панелей,
представляющих собой часть внешней поверхности агрегата и секции
(рис. 1.58).
В современном самолетостроении расчленение конструкции на сек-
ции и панели получило широкое распространение. Приступая к опреде-
лению наиболее целесообразного варианта расчленения конструкции на
отдельные сборочные единицы, конструктор встречается с серьезными
противоречиями. С одной стороны, каждое разъемное соединение уве-
личивает массу конструкции и трудоемкость механической обработки и
сборки (за счет дополнительной обработки стыкуемых поверхностей и
сборки стыка). С другой стороны, более широкое расчленение на па-
нели и узлы значительно облегчает условия труда сборщиков и монтаж-
ников, сокращает цикл сборки и потребные производственные площади.
В каждом конкретном случае наиболее правильное решение может быть
найдено только сопоставлением технико-экономических показателей,
характеризующих различные варианты расчленения.
Учитывая, что в производстве агрегата и всего самолета сборочные
работы составляют значительную часть, для них прежде всего следует
оценивать вариант расчленения конструкции с учетом трудоемкости,
производительности труда и условий, в которых производится сборка, и
масштаба производства.
Наряду с требованиями технологичности конструкции самолета
большое значение приобретают так называемые эксплуатационные тре-
бования.
Эти требования определяют приспособленность конструкции и обо-
рудования для технического ее обслуживания и ремонта в процессе
эксплуатации самолета с учетом высокого качества работ, наименьшей
затраты времени, труда и материалов.
Удовлетворение эксплуатационных требований обеспечивает надеж-
ность, долговечность самолета, высокую производительность труда при
обслуживании, снижение эксплуатационных расходов и эффективность
использования самолетного парка.
Для наиболее полного удовлетворения эксплуатационных требова-
ний необходимо обеспечить: доступность для осмотра основных узлов
и силовых элементов, легкосъемность и взаимозаменяемость агрегатов,
возможность автоматического контроля состояния агрегатов и си-
стем самолета, преемственность в использовании существующего на-
земного оборудования для обслуживания самолета и др.
12. АВИАЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
Материалы, используемые в конструкции самолета, должны обла-
дать следующими свойствами:
— высокими физико-механическими характеристиками при мини-
мальном весе как в условиях обычных температур, так и в условиях
аэродинамического нагрева конструкции;
— высокими технологическими свойствами для обработки применя-
ющимися на самолетостроительных заводах технологическими процес-
сами (резание, давление, сварка и пр.);
— возможно более простой защитой их поверхностей от коррозии.
50

Кроме того, при выборе того
или иного материала следует учи-
тывать его стоимость и дефицит-
ность. Для оценки пригодности
того или иного материала пользу-
ются понятием его удельной проч-
ности. Удельная прочность мате-
риала выражается отношением
предела прочности к его удельно-
му весу сгв/у. Это выражение мо-
жет быть получено из известных
формул, связывающих площадь
сечения и вес детали:
F-— и G = Fly=Pl \
°в \ 1 )
где Р — нагрузка; ав — предел
прочности материала стержня; I—
длина стержня; у —удельный вес
материала.
Для стержней, работающих
на поперечный изгиб, удельная
прочность <j2 изг/у, а в слу-
чае работы на продольный изгиб
Е/у. Удельная жесткость мо-
жет быть определена как отно-
Е
шение —.
У
Представление о величинах
удельной прочности основных
авиационных материалов дает
табл. 1.1*.
Прочность и, следовательно,
удельная прочность материала
существенно изменяются с изме-
нением температуры (рис. 1.50).
Для конструкций самолетов,
подвергающихся в полете аэро-
динамическому нагреву, выбор
материалов необходимо произво-
дить с учетом влияния высоких
температур на их характеристики.
Как видно из графика на
рис. 1.59, при температурах 200—
500° С в конструкции самолета
могут быть использованы легиро-
* Данная таблица показывает лишь
возможности, заключенные в данном
материале, которые не всегда удается
реализовать на практике в конкретной
конструкции.
а
а
52
Рис. 1.59. Влияние температуры нагрева на предел проч-
ности различных металлов и их сплавов:
ЗОХГСНА, ЗОХГСА—легированные стали; ВТ14, ТВЗ-1—титан;
Х18Н9Т—нержавеющая сталь-. В95-Т, Д19П, Д16А-ТН—алюминиевые
сплавы; ВМ65-1, МА8—магниевые сплавы
Рис, 1.60. Области применения различных конструкцион-
ных материалов
53
ванные стали и титановые сплавы, а при больших температурах — спе-
циальные жаропрочные стали.
Ориентировочные области применения наиболее распространенных
конструкционных материалов показаны на рис. 1.60.
КРАТКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ОСНОВНЫХ АВИАЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
В конструкции современных самолетов применяются различные ма-
териалы: легкие сплавы (алюминиевые и магниевые), титан и его спла-
вы, стали и их сплавы, древесина (натуральная и облагороженная),
ткани, резина, пластмассы и др.
Каждый материал обладает своими химическими и физико-механи-
ческими свойствами, которые и определяют его технологические свой-
ства и области применения. Рассмотрим характеристики наиболее ши-
роко применяющихся материалов.
Алюминиевые сплавы применяются в конструкциях самолетов, ле-
тающих на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях. Широкое
распространение алюминиевых сплавов объясняется высокими значе-
ниями их удельной прочности и хорошими технологическими свойствами.
Из алюминиевых сплавов изготовляются листы, профили, трубы,
прутки и проволока.
Отечественной промышленностью освоен ряд алюминиевых высоко-
прочных (ов = 554-60 кГ]мм?) и теплопрочных сплавов. В частности,
например, сплав В95 сохраняет достаточно высокие механические свой-
ства при температурах до 100—120° С.
Для деталей и узлов конструкций, работающих при температурах
выше 120° С, следует применять теплопрочные алюминиевые сплавы, на-
пример Д16А-Т УН, сплав Д19 до температур 150—2'00° С и сплав Д20
до температур 300° С.
Стали, как правило, встречаются в конструкциях всех самолетов
независимо от того, каким является их основной материал. Например,
болтовые соединения, стыковые узлы крыльев, фюзеляжа и оперения,
элементы фермы шасси и рамы для установки двигателей обычно вы-
полняются из стали.
Характеристики сталей, получивших широкое применение в самоле-
тостроении, могут быть изменены в значительных пределах путем тер-
мической обработки (закалки, отпуска, нормализации, отжига). В част-
ности, предел прочности на растяжение распространенной в конструкции
самолетов отечественной стали ЗОХГСНА в зависимости от термообра-
ботки изменяется от 70 до 200 kTImm?.
В конструкциях крыльев, фюзеляжа и оперения сверхзвуковых са-
молетов применяются жаропрочные стали.
Магниевые сплавы при высоких значениях удельной прочности об-
ладают сравнительно низкими значениями предела прочности, поэтому
они используются для уменьшения веса в конструкции слабонагружен-
ных деталей, например, для барабанов колес шасси, штурвалов, качалок,
колонок, педалей управления, арматуры и пр.
Основные недостатки магниевых сплавов: высокая стоимость,
подверженность коррозии и воспламеняемость. Несмотря на это,
магниевые сплавы находят все большее применение в конструкции
самолета.
Титан и его сплавы — высокопрочные и теплопрочйые металлы.
В самолетостроении распространены отечественные сплавы ВТ1 и ВТ6.
54
Они используются для деталей и конструктивных элементов4, работаю-
щих при температурах порядка 400—450° С. Титановые сплавы обладают
высоким значением удельной прочности и предела прочности при растя-
жении наряду с малым удельным весом.
Следует заметить, что приведенные прочностные характеристики
металлов относятся к однократному статическому их нагружению.
В действительности конструкция самолета испытывает повторные
знакопеременные нагружения, поэтому прочность металлов значи-
тельно снижается и элементы конструкции в результате усталости
металлов могут разрушаться при нагрузке, существенно меньшей, чем
статическая нагрузка.
На основании многочисленных экспериментов установлено, что
прочность при повторных нагружениях уменьшается различно для раз-
личных металлов.
Древесина как авиационный материал используется в весьма ограниченных мас-
штабах, несмотря на большие ее естественные ресурсы. Малая плотность (при-
мерно 0,5 г/лл3 для сосны) и высокие значения коэффициентов удельной прочности
прн изгибе н растяжении позволяют в некоторых случаях использовать дерево в кон-
струкции самолетов народнохозяйственного назначения. Хорошая обрабатываемость
дерева также является положительным фактором. Однако деревянные конструкции
обладают рядом значительных недостатков. Дерево неоднородно по своим механиче-
ским характеристикам, зависящим от ориентации нагружающей силы относительно
направления волокон (предел прочности при растяжении вдоль волокон значительно
выше, чем поперек волокон).
Кроме того, механические свойства древесных материалов изменяются в зави-
симости от влажности воздуха; с увеличением влажности механические свойства по-
нижаются. Деревянным конструкциям свойственны гниение и заболевание «грибком»,
что вынуждает принимать специальные меры защиты (окраска поверхностей, пропи-
тывание древесины антисептиком, вентиляция внутренних пространств). Наличие воз-
можных внутренних неконтролируемых дефектов в деревянных брусках, а также гигро-
скопичность дерева также являются его недостатками.
В деревянных самолетных конструкциях применяются следующие породы дре-
весины:
сосна для изготовления полок нервюр, шпангоутов, стрингеров н поясов лон-
жеронов;
фанера для изготовления стенок нервюр н лонжеронов, обшивки, т. е. для эле-
ментов конструкции, работающих в основном на сдвиг;
шпон для изготовления обшивки путем выклейки нескольких его слоев на бол-
ванках;
дельта-древесина, представляющая собой склеенный под давлением шпон высо-
кой твердости и высокой прочности для изготовления поясов лонжеронов;
балинит-материал, изготовляемый аналогично дельта-древесине н применяющийся
для усиленных стенок н перегородок каркаса крыла.
В конструкциях современных самолетов дерево применяется как вспомогатель-
ный материал.,
Наряду с усовершенствованием существующих конструкционных ма-
териалов во всех индустриальных странах широким фронтом ведутся
работы по изысканию новых, более совершенных металлических спла-
вов, композиционных материалов и пластмасс. В настоящее время осо-
бое внимание уделяется композиционным материалам на основе воло-
кон бора и стекловолокна. В частности, стало известно, что в
конструкции горизонтального оперения американского истребителя
F-111 фирмы Дженерал Дайнэмикс обшивка изготовлена из эпоксидного
боропластика, лонжероны — из эпоксидного стеклопластика и сотовые
заполнители — из алюминия. Использование таких материалов дало воз-
можность, по заявлению фирмы, существенно снизить массу конструкции
горизонтального оперения.
В самолетостроении, кроме металлов и сплавов широко при-
меняются для несиловых элементов резина, пенопласт, поролон, плек-
сиглас, фторопласт и многие другие материалы, характеристики ко-
торых здесь не приводятся.
55
13. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ
Для того чтобы яснее представлять себе условия нагружения кон-
струкции самолета или его агрегата, а следовательно, и оценивать ра-
циональность той или иной его конструктивной схемы, следует рассмот-
реть силы, действующие на самолет в полете на прямолинейной и кри-
волинейной траекториях, при взлете и посадке.
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
В установившемся горизонтальном полете на самолет действуют
силы, представленные на рис. 1.61, я, и его движение описывается из-
вестными уравнениями:
G=Y=cyS^~ и P=Q=cxS
у 2 х 2
где G, У, Р и Q — сила тяжести самолета, подъемная сила, тяга и сила
лобового сопротивления соответственно.
Рис. 1.61. Схема сил, действующих на самолет на различных траекториях
полета:
а—горизонтальный установившийся полет; б—криволинейный полет
Очевидно, что для горизонтального полета на установившемся режи--
ме, т. е. с постоянной скоростью, выполнение этих условий обязательно.
КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ в вертикальной плоскости
При криволинейном полете по траектории с радиусом кривизны т
(рис. 1.61,6) на самолет действуют те же силы, что и в горизонтальном
полете. В общем случае движения они не находятся в равновесии. Поло-
жим, что неуравновешенными оказались силы, действующие по нормали
к траектории. Тогда, приложив к самолету центробежную силу инерции.
Г g г
56
;и проектируя затем все силы на нормаль к траектории, получим
К —Ocos6 —— —=0,
g г
:где 0 — угол между направлением силы тяжести и нормалью к траек-
тории.
После преобразований получим
Y V2 , 0
— =-----kcos 0=/г.
G gr
Отношение, показывающее, во сколько раз подъемная сила У в криво-
линейном полете больше силы тяжести самолета G (или, что тоже самое,
больше подъемной силы в горизонтальном полете), называется коэффи-
циентом перегрузки (или перегрузкой) и обозначается буквой п. Очевид-
но, что для данной траектории наибольшее значение п будет иметь
место при cos 0=1, т. е. в нижней точке траектории. Для этого случая
Перегрузка — векторная величина. Она считается положительной, если
положительно направление неуравновешенной силы, действующей на
самолет.
Достигаемую в эксплуатации самолета максимальную подъемную
силу будем называть эксплуатационной и обозначать Уэ. Соответствую-
щий ей коэффициент перегрузки будем называть коэффициентом экс-
плуатационной перегрузки (эксплуатационной перегрузкой) пэ, т. е.
ЙЭ=Г7С.
В горизонтальном полете пэ=1, в то время как в криволинейном по-
лете пэу= 1, так как к силе тяжести прибавляется инерционная сила, на-
правленная в сторону, противоположную ускорению.
Если действующая нагрузка будет распределенной, как, например,
погонная сила веса крыла qKp, то в криволинейном полете экс-
плуатационная массовая погонная нагрузка будет q^ti3.
Теоретически максимально возможное значение
Кэ оУ2
„э ___ тах __г С ~~ max
^max q У max <2,(j
Этот случай соответствует, например, выходу самолета из пикирова-
ния или крутого планирования на большие углы атаки.
В действительных условиях полета теоретическую перегрузку Птах
получить практически невозможно, так как переход с су на сутах на ре-
жиме максимальной скорости происходит не мгновенно, а за какой-то
промежуток времени, в течение которого скорость по траектории умень-
шится, т. е. эксплуатационная подъемная сила всегда меньше У^ах.
Величина максимальной перегрузки, кроме того, ограничивается и
физиологическими возможностями летчика. Экспериментально установ-
лено, что предельное значение п3 зависит от времени действия и направ-
ления вектора перегрузки относительно тела человека (рис. 1.62).
57
КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ плоскости
Криволинейный полет в одной и той же горизонтальной плоскости
по круговой траектории называется виражом. При вираже крыло само-
лета должно быть
накренено
п=5,5-6,5
(З-Чсек)
( 3-чсек)
в сторону поворота для создания центро-
стремительной силы. Схема сил, действу-
ющих на самолет при вираже, представ-
лена на рис. 1.63.
Если вираж происходит без сколь-
жения на опущенное крыло при постоян-
ной скорости и угле крена, он называет-
ся правильным. Для него справедливо
равенство
откуда
Очевидно,
сил
Y cos 8 — G =0,
G
cos₽
что на вираже
1
п—-----
cos {3
Чем круче вираж, т. е. чем больше
угол р, тем больше п.
Для современных самолетов пре-
дельное значение угла крена правиль-
ного виража р^75°Ч-80°, причем наи-
большее значение коэффициента пере-
грузки п достигает 4—6.
п=16-18
(120-180сек)
Рис. 1.62. Предельные допустимые
для человека перегрузки и продол-
жительность их действия
Рис. 1.63. Силы, действующие на са-
молет при вираже
ПОСАДКА
Посадка самолета совершается следующим образом. Самолет с за-
дросселированными двигателями до малого газа по наклонной траекто-
рии подходит (планирует) к земле и на некотором расстоянии от нее
выравнивается, т. е. переводится в горизонтальный полет, имея еще вна-
чале достаточно большую горизонтальную скорость. На этом режиме
уменьшение скорости компенсируется увеличением угла атаки до поло-
жения, при котором су достигнет значения Су то. При дальнейшем умень-
шении скорости подъемная сила становится меньше силы тяжести и са-
58
молет начинает «парашютировать» до приземления, т. е. соприкосновения
колес шасси с землей. В момент приземления самолет обладает некото-
рой вертикальной скоростью, которая за очень короткий промежуток
времени полностью или частично гасится. Следовательно, приземляясь,
самолет испытывает перегрузку n^^PfJG, где Рэ—сила реакции земли,
действующая на шасси и на всю конструкцию самолета.
14. РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ И ИХ НОРМИРОВАНИЕ
ОПРЕДЕЛЕНИЕ РАСЧЕТНЫХ НАГРУЗОК
Расчет прочности конструкции любого изделия машиностроения
можно производить следующими двумя способами:
1) по действующим эксплуатационным нагрузкам определить раз-
меры сечения элементов конструкции таким образом, чтобы дей-
ствующие напряжения в них были равны или несколько меньше допу-
скаемых, которые должны быть ниже разрушающих. Такой способ рас-
чета принят в общем машиностроении. В этом случае коэффициент без-
опасности
f 1= О'разр/Одоп’,
2) по разрушающим (расчетным) нагрузкам определить размеры
сечений конструктивных элементов таким образом, чтобы напря-
жения в них были равны разрушающим. Для перехода от дейст-
вующих эксплуатационных нагрузок к расчетным вводится коэффици-
ент безопасности
f 2 = PpacJP •
Этот способ принят в самолетостроении, и обычно результаты рас-
четов по этому способу хорошо совпадают с результатами статических
испытаний конструкций на прочность.
При эксплуатационных нагрузках в конструкции не должны возни-
кать остаточные деформации, поэтому допустимые напряжения в ее
элементах не должны превышать предела пропорциональности мате-
риала.
В этом случае коэффициент безопасности
Л=’в/°Р<
где ов и ор — временное сопротивление материала и предел его пропор-
циональности соответственно.
Результаты расчетов могут быть проверены статическими испыта-
ниями конструкции (при постепенно увеличивающейся нагрузке) до
разрушения.
Такие агрегаты, как шасси, топливные баки, рамы установки дви-
гателей и пр., подверженные динамическим (ударным, вибрационным)
нагрузкам, после соответствующих расчетов подвергаются также дина-
мическим испытаниям. Шасси, например, испытывают на копрах. Испы-
тание заключается в том, что стойку шасси вместе с пневматикой сбра-
сывают с некоторой высоты на неподвижную плоскость и замеряют по-
лученные при этом нагрузки и деформации.
Итак, расчет конструкции самолета на прочность производится по
расчетным нагрузкам
Y'^=fY9=tivG.
Полученные напряжения сравниваются с разрушающими (для дан-
ного элемента) напряжениями.
59
Величина коэффициента безопасности для современных конструк-
ций самолетов находится в пределах 1,5—2,0 и устанавливается для
каждого расчетного случая.
При высоких температурах и ползучести материала допустимые
остаточные деформации и разрушающие напряжения в конструкции
определяются еще сроком службы самолета, т. е. суммарным временем
действия нагрузок.
НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК
Конструкция самолета в зависимости от условий и режимов поле-
та самолета испытывает различные по направлению и величине на-
грузки.
Естественно, что из всего многообразия случаев нагружения необ-
ходимо определить такие, которые соответствовали бы наиболее тяже-
лым условиям работы основных частей самолета. Такие случаи назы-
ваются расчетными и они определяются для каждого агрегата самолета
по нормам прочности, представляющим собой свод обязательных поло-
жений, регламентирующих для расчета на прочность и испытаний внеш-
ние нагрузки на самолеты и его агрегаты.
Нормы прочности непрерывно изменяются и уточняются на основе
опыта эксплуатации самолетов, экспериментальных исследований спек-
тров нагрузок и испытаний конструкций, а также теоретических и эк-
спериментальных исследований в различных областях авиационных
наук.
15. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Назовите основные летные характеристики самолета и дайте их
определение.
2. Назовите последние мировые рекорды скорости, высоты и даль-
ности полета.
3. Приведите классификацию современных военных самолетов по
назначению.
4. Приведите классификацию современных гражданских самолетов
по назначению.
5. Назовите аэродинамические требования, предъявляемые к само-
летам.
6. Что значит достаточная прочность и жесткость конструкции?
7. Почему масса конструкции является одним из основных критериев
их совершенства?
8. Назовите основные требования, предъявляемые эксплуатацией.
9. Что понимают под технологичностью конструкции?
10. Какова характеристика требований, предъявляемых к сборке
самолета?
11. Как влияет масштаб производства на конструкцию и себестои-
мость изделия?
12. Назовите требования, предъявляемые к авиационным мате-
риалам.
13. Что такое удельная прочность, как она влияет на выбор ма-
териала?
14. Назовите физико-механические свойства основных материалов^
применяемых в самолетостроении.
15. Какие материалы применяются для самолетов, летающих на.
сверхзвуковых скоростях?
16. Какие нагрузки действуют на самолет в горизонтальном и кри-
волинейном полете, а также при посадке?
60
17. Как определяются коэффициенты эксплуатационной и расчетной
перегрузок?
18. При каких траекториях полета достигается наибольшая эксплу-
атационная перегрузка?
19. Назовите основные расчетные случаи норм прочности.
20. Назовите основные части самолета и их назначение.
21. Какие самолеты называются бипланами?
22. Какие самолеты называются монопланами?
23. Назовите преимущества и недостатки самолетов — низкопланов,
среднепланов и высокопланов.
24. Назовите основные схемы самолетов.
25. Что такое самолет вертикального взлета и посадки?
26. По каким основным направлениям развиваются самолеты вер-
тикального взлета и посадки?
27. Назовите характерные особенности гидросамолетов.
28. По каким основным направлениям совершенствовалась схема
самолета?
29. Назовите существующие основные классы управляемых снаря-
дов, укажите их особенности.
Г лава II
КРЫЛО
1. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ
Основное назначение крыла — создание подъемной силы, потреб-
ной для осуществления полета самолета.
Кроме того, крыло обеспечивает поперечную устойчивость самоле-
ту и несет на себе органы поперечного управления—элероны. К крылу
крепятся средства механизации и нередко главные ноги шасси, гондолы
двигателей, установки для крепления ракет, бомб и подвесных топлив-
ных баков.
Внутренние объемы крыла используются для размещения топлива,
различного оборудования с коммуникациями. В носке крыла часто уста-
навливают противообледенительную систему.
Внешние формы, величина площади, материалы, конструктивно-си-
ловые схемы, весовые показатели и другие параметры крыла определя-
ются на основе соответствующих расчетов (аэродинамического, прочно-
стного, весового и др.) при проектировании самолета.
Наряду с общими требованиями (см., гл. I) к крылу предъявляются
специфические требования, вытекающие из его назначения:
1) возможно меньшая величина cxS на эксплуатационных режимах
полета, включая трансзвуковую зону;
2) возможно большее значение коэффициента подъемной силы
Су max, а следовательно, и произведения с^тахЗкр, что позволяет само-
лету совершать посадку на безопасных скоростях, а также летать на
больших высотах;
3) высокое значение аэродинамического качества k = cvicx, что весь-
ма необходимо для повышения несущей способности крыла.
Сопротивление крыла составляет примерно 30—40% общего лобо-
вого сопротивления самолета.
Уменьшение коэффициента лобового сопротивления сх крыла до-
стигается рациональным выбором внешних форм, уменьшением относи-
тельной толщины крыла, уменьшением шероховатости и т. п.
Основными весовыми характеристиками крыла являются: удель-
ный вес (<?кр) —отношение веса конструкции (GKP) к площади крыла в
плане (S), т. е. <7kp=Gkp/S, и относительный вес (feKp) — отношение веса
конструкции крыла к весу самолета (G), т. е. &kp=Gkp/G.
Для крыльев современных дозвуковых самолетов ^«20—35 кГ/м2,
6кР«0,12—0,16, околозвуковых и сверхзвуковых соответственно 35—
45 кГ/м2 и 0,08—0,16.
62
Рациональный выбор материала, конструктивно-силовой схемы, раз-
мещения на крыле двигателей, шасси и других грузов, увеличение су-
жения и т. п. снижают вес конструкции крыла.
2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА
ФОРМА В ПЛАНЕ
Форма крыла в плане оказывает существенное влияние на аэроди-
намические, весовые и конструктивно-технологические характеристики
всего самолета.
Форма в плане в основном определяется удлинением X = Z2/S, суже-
нием т] = бкорн/бконц и углом стреловидности % (угол между линией, сое-
Рис. 2.1. Различные формы крыльев в плане:
а — прямые крылья (прямоугольное, трапециевидное без прямоугольного
центроплана н с центропланом); б — эллиптическое крыло; в — пара-
болическое крыло; г—стреловидные крылья с прямой стреловидностью
(стреловидность по размаху постоянная, переменная и изменяющаяся в
полете); д-—треугольные крылья (с постоянной и переменной стреловид-
ностью, оживальной формы)
линяющей точки, лежащие на расстоянии 0,25 хорды от носка профиля,
или линией фокусов и перпендикуляром к плоскости симметрии само-
лета).
Возможные формы крыльев в плане приведены на рис. 2.1. Из всего
разнообразия форм крыла в настоящее время применяются главным
образом прямые, стреловидные и треугольные крылья.
Прямоугольное крыло (х=0, ri = l) применяется преимущественно
на самолетах-бипланах и подкосных монопланах. Оно удобно в произ-
водстве вследствие простоты формы. При использовании одинаковых
по размаху профилей срыв потока на больших углах атаки возникает
раньше всего ib средней части крыла, поэтому элероны, расположенные
63
на концах крыла, сохраняют эффективность даже в некоторой области
закритических углов атаки (рис. 2.2).
Однако такое крыло имеет и существенные недостатки: низкое зна-
чение критического числа М, резкое изменение аэродинамических харак-
теристик в трансзвуковой области, более высокое значение коэффициен-
та ^индуктивного сопротивления (cxi), чем у крыльев с сужением т]> 1,
и больший вес конструкции по сравнению с весом крыльев другой фор-
мы. Кроме того, у такого крыла неэффективно используются внутренние
объемы.
Прямые трапециевидные крылья имеют малый угол (от 5° до 15°)
стреловидности определяемый обычно по условиям обзора, необходи-
мого летчику, и обеспечения требуемого диапазона центровки самолета.
Основным преимуществом такого крыла по сравнению с прямо-
угольным является меньший вес конструкции. С весовой точки зрения
Прямоугольное
прямое крыло
Трапецевидное
прямое крыло
Трапецевидное
стреловидное
крыло
-ПР-П*
-15°-7S°
-20-25°
Области
срыва,
потока
Рис. 2. 2. Области срыва потока на крыльях различной формы в плане при
больших углах атаки
трапециевидному крылу выгодно придавать большое сужение т], так как
в этом случае при сохранении одинакового удлинения величина макси-
мального изгибающего момента у корня будет уменьшаться вследствие
перемещения к корню центра давления. Кроме того, хорда в направле-
нии к корню увеличивается, а вместе с ней при той же относительной
толщине профиля увеличивается и строительная высота крыла, что дает
возможность более эффективно использовать силовые элементы и, сле-
довательно, уменьшить вес конструкции крыла.
Иногда применяются трапециевидные крылья с прямоугольным цен-
тропланом, конструктивно более удобным для крепления двигателей и
шасси, размещения в нем топливных баков и более простым в изготов-
лении.
При наличии центроплана большие хорды и большая строительная
высота у корня дают возможность более полно использовать внутрен-
ние объемы отъемной части крыла (ОЧК) и центроплана, а также
упрощают размещение в крыле ног шасси и гондол двигателей. При вы-
боре сужения следует учесть, что при т]=2 индуктивное сопротивление
минимально и почти равняется по величине индуктивному сопротивле-
нию эллиптического крыла, а иаивыгоднейшее с точки зрения увеличения
-tj/max сужение q = 24-2,5; дальнейшее увеличение сужения снижа-
ет Су max-
К недостаткам трапециевидных крыльев следует отнести уменьшение
эффективности элеронов на больших углах атаки вследствие срыва по-
тока, возникающего на концах крыла (см. рис. 2.2), причем область сры-
ва потока увеличивается с увеличением сужения.
В прошлом на самолетах-применялись эллиптические крылья, об-
ладавшие, как уже указывалось, минимальным индуктивным сопротив-
лением. Однако это их преимущество по .сравнению с трапециевидными
крыльями практически не влекло за собой улучшения летных характе-
ристик самолета. Конструктивные и производственные сложности, с ко-
торыми связано изготовление эллиптических крыльев, являются основ-
ными причинами отказа от их применения на современных самолетах.
64
На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета широкое при-
менение нашли стреловидные крылья, которые позволяют «затянуть»
начало волнового кризиса в область более высоких скоростей, т. е. боль-
ших значений числа Мкр.
Стреловидные крылья могут быть с прямой стреловидностью, когда
концевое сечение отнесено назад по полету относительно корневого, и
обратной, когда концевое сечение вынесено вперед. Наибольшее распро-
странение получили крылья с прямой стреловидностью.
Особенности обтекания такого крыла (разложение скорости потока
на составляющие) и изменение числа МЕр в зависимости от угла / иллю-
стрируются на рис. 2.3 и 2.4.
Рис. 2.3. Составляющие скоро-
сти потока у стреловидного
крыла
Рис. 2.4. Влияние угла стре-
ловидности крыла на кри;
вые изменения коэффициен-
та сх по числу М
Как показали экспериментальные исследования,
о
т. е. стреловидное крыло увеличивает Мкр в 2/(l+cosx) раза по срав-
нению с прямым крылом.
Самолеты со стреловидными крыльями обладают избыточной попе-
речной устойчивостью, особенно на малых скоростях полета, что ухуд-
шает характеристики поперечной управляемости самолета и нарушает
нормальное соотношение между поперечной и путевой устойчивостью.
Для устранения этого недостатка стреловидным крыльям придают отри-
цательный угол поперечного V или отгибают вниз их концы.
Обратная стреловидность крыла применяется реже и главным об-
разом для обеспечения потребной центровки самолета. Влияние ее на
развитие волнового кризиса аналогично влиянию прямой стреловид-
ности.
Стреловидные крылья, как показал опыт проектирования, оказались
вполне удовлетворительными по аэродинамическим характеристикам для
околозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростей (М=0,84-2,0). Но
они обладают и существенными недостатками: несущие характеристики
крыла обусловлены не скоростью полета V, а ее составляющей V cos
поэтому подъемная сила стреловидного крыла меньше, чем прямого (при
прочих равных условиях), коэффициент сутах и производная dcy/da. так-
же меньше. Существенно снижается эффективность средств механиза-
ции крыла на больших углах атаки и, следовательно, ухудшаются взлет-
но-посадочные характеристики самолета. У стреловидных трапециевид-
ных крыльев с увеличением угла атаки срыв потока с крыла начинается
3 3062 65
на его внешних концах ранее, чем самолет достигает критического угла,
т. е. на сравнительно небольших углах атаки.
Этому явлению способствует скольжение потока вдоль размаха
крыла со скоростью Уг, как это видно из рис. 2.3. Концевые срывы по-
тока ухудшают устойчивость и управляемость самолета на больших уг-
лах атаки вследствие падения подъемной силы крыла и снижают
эффективность элеронов. Влияние срывных явлений на концах крыла
можно ослабить установкой на верхней поверхности крыла аэродинами-
ческих «гребней», уменьшающих перетекание пограничного слоя вдоль
крыла, применением на передней кромке ступенчатых наплывов («зубь-
ев», «запилов»), геометрической и аэродинамической круткой крыла
и т. д.
Другим существенным недостатком стреловидного крыла является
его большой вес по сравнению с прямым (при равных удлинении, су-
жении и относительной толщине). Увеличение веса стреловидного крыла
объясняется увеличением его размаха с ростом угла % при неизменном
удлинении, необходимостью обеспечить для него большую изгибную
жесткость в целях сохранения эффективности элеронов и сложностью
конструкции в зоне крепления крыла к фюзеляжу.
Треугольные крылья начали применяться в СССР и за рубежом
еще в 30-х годах на экспериментальных самолетах. В настоящее время
они получили широкое распространение на сверхзвуковых самолетах.
В 1937 г. в СССР конструктором Москалевым А. С. был создан и успешно испы-
тан прототип современного сверхзвукового самолета. Самолет назывался «Стрела»
и имел крылья треугольной формы с большой стреловидностью и малым удлинением.
Обычно такие крылья имеют (см. рис. 2.1, д) большую стреловид-
ность по передней кромке (60° и более) и малое удлинение (1,5—2,0).
Основные преимущества треугольного крыла по сравнению с пря-
мым:
1) меньшее повышение коэффициента сх при переходе от дозвуко-
вой к сверхзвуковой скорости, что обусловлено большой стреловидно-
стью и малым удлинением этого крыла;
2) сравнительно меньшее лобовое сопротивление на крайсерских
режимах полета;
3) возможность применения тонких профилей с относительной тол-
щиной порядка 2—3% для уменьшения волнового сопротивления;
4) достаточно эффективное использование внутренних объемов в
отсеке крыла, непосредственно примыкающем к фюзеляжу;
5) существенно меньший вес конструкции (при одинаковой с пря-
мым крылом площади)..
Наряду с указанными преимуществами треугольному крылу при-
сущи и серьезные недостатки:
1) максимальная подъемная сила получается при таких больших
углах атаки (рис. 2.5), которые практически не могут быть достигнуты,
так как для этого необходимо очень высокое шасси. Если подъемную
силу прямого крыла принять за 100%, то подъемная сила треугольного
крыла составляет примерно 70%;
2) при равных удлинениях и относительных толщинах у самолета с
треугольным крылом аэродинамическое качество меньше, чем у само-
лета с прямым крылом, как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых
скоростях;
3) существенно ограничена возможность применения и эффективно-
го использования средств механизации.
О влиянии формы крыла в плане на поляру самолета можно судить
по графику на рис. 2.6.
66
ФОРМА ПРОФИЛЯ
Поперечное сечение крыла вертикальной плоскостью, совпадающей
с хордой, называют его профилем, или дужкой. Аэродинамические ха-
рактеристики профиля, зависящие от его геометрических параметров,
в значительной степени определяют и аэродинамические характеристи-
ки всего крыла.
Рис. 2.5. Возможности использования
су при посадке самолетов различных
схем
Рис. 2.6. Типичные поляры самоле-
тов с крыльями различной формы
в плане
К основным геометрическим параметрам профиля относятся: раз-
мер хорды (Ь), относительная толщина (с=стах/&), относительная
стрела прогиба, или кривизна (/=fmax/&), координаты положения
с и / от носка профиля (рис. 2.7).
Относительная толщина профиля с оказывает существенное влия-
ние на аэродинамические характеристики профиля. На рис- 2.8 показана
зависимость коэффициента лобового сопро-
тивления сх прямого крыла от числа М для
различных значений относительной тол-
щины профиля с. Из этого рисунка видно,
что при уменьшении с коэффициент сх
уменьшается, а Мкр возрастает.
Значения Мкр и сх зависят также от
кривизны профиля, формы его носка и по-
ложения максимальной толщины профиля
по хорде.
Рис. 2.8. Зависимость сх пря-
мого крыла от числа М для
различного значения отно-
сительной толщины про-
филя с
Рис. 2.7. Геометрические параметры про-
филя крыла
При полете на сверхзвуковых скоростях волновое сопротивление
приблизительно пропорционально квадрату относительной толщины про-
филя. Это обстоятельство обусловило широкое применение тонких про-
филей с острыми кромками для сверхзвуковых самолетов.
3*
67
В зависимости от величины с профили подразделяются на тонкие
(с<6%), средней толщины (с = 6-М2%) и толстые (с> 12%).
Применение на самолете крыльев с тонкими профилями встречает
ряд затруднений: уменьшается внутренний объем крыла и, следователь-
но, количество размещаемого в крыле топлива; возникают значитель-
ные конструктивные трудности с уборкой в крыло главных ног шасси
(на ряде самолетов для этой цели под крылом сделаны специальные
гондолы). Кроме того, при тонких профилях сложно обеспечить крылу
необходимую прочность и простую технологию его сборки. Наконец, у
тонких профилей величина коэффициента Сушах меньше, чем у средних
и толстых, .а это влечет за собой увеличение посадочной скорости са-
молета.
Рис. 2.9. Типовые профили крыла:
а—двояко-выпуклые (несимметричные и симметричные); б—чечевицеобразные; в—
ромбовидные, г—клиновидные, д—выпукло-вогнутые, плоско-выпуклые; е — s-об-
разные
На рис. 2.9 приведены различные формы профилей крыла. Рассмот-
рим общие характеристики этих профилей.
Двояковыпуклый несимметричный профиль (/#=0) наиболее часто
применяется на крыльях дозвуковых самолетов, так как обладает ма-
лым профильным сопротивлением и дает сравнительно высокие значе-
ния Сушах- _
Двояковыпуклый симметричный профиль (/ —0) применяется для
крыльев самолетов, летающих на околозвуковых скоростях и, как пра-
вило, для горизонтального и вертикального оперения.
Чечевицеобразный, ромбовидный и клиновидный профили с острой
кромкой (с<6% на 40—50% хорды) применяются для крыльев сверх-
звуковых самолетов. Основное преимущество этих профилей — малое
волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях.
S-образный профиль (средняя линия имеет форму буквы S благо-
даря отогнутому вверх хвостику) сохраняет постоянным положение цент-
ра давления на различных углах атаки крыла. Значение Сушах у такого
профиля меньше, чем у других профилей.
Плоско-выпуклый профиль удобен в конструктивном отношении и
обладает средними аэродинамическими характеристиками.
Выпукло-вогнутый профиль обладает большим профильным сопро-
тивлением и неудобен в конструктивном отношении из-за малой строи-
тельной высоты и вогнутости в хвостовой части. У такого профиля, кро-
ме того, положение центра давления аэродинамических сил изменяется
в зависимости от утла атаки. В настоящее время выпукло-вогнутые про-
фили на самолетах не применяются.
68
ФОРМА КРЫЛА В ВИДЕ СПЕРЕДИ
Форма крыла в поперечной плоскости самолета (вид спереди на са-
молет) определяются углом Т — углом поперечного V, т. е. углом между
плоскостью хорд консоли крыла и горизонтальной плоскостью, перпен-
дикулярной к плоскости симметрии самолета (рис. 2.10). Угол Т на
различных самолетах может изменяться в пределах от +7° до —7°.
Поперечное V крыла обеспечивает поперечную устойчивость само-
лета, причем величина угла Ч*’ выбирается из условия необходимого со-
отношения между степенью поперечной устойчивости и степенью устой-
чивости пути. При слишком большой поперечной устойчивости крыла
самолету свойственны незатухающие колебания рыскания и крена (ко-
Рис. 2.10. Положение крыльев самолета в вертикальной пло-
скости (вид иа самолет спереди):
а—с положительным поперечным углом "ф; б—с положительным
поперечным углом ф типа «чайка»; в—то же, что н «б», ио с от-
рицательным углом типа «обратная чайка»; г—с отрицательным
поперечным углом *ф
лебательная неустойчивость), а при недостаточной — вхождение в кру-
тую спираль при возникновении скольжения на крыло (спиральная не-
устойчивость). Придание крылу положительного V увеличивает его попе-
речную устойчивость, отрицательного — уменьшает.
Необходимая величина поперечного V крыла будет зависеть от стре-
ловидности крыла, положения крыла относительно фюзеляжа (по высо-
те) , величины площади вертикального оперения и величины его плеча до
центра тяжести самолета.
Крылья типа «чайка» и «обратная чайка» уменьшают сопротивле-
ние в результате благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем,
но более сложны в производстве.
3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
Нагрузки, испытываемые крылом, весьма разнообразны. Правиль-
ное определение этих нагрузок позволяет конструктору выбрать наибо-
лее рациональную конструктивно-силовую схему крыла и определить
напряжения в элементах конструкции.
На крыло в полете, при взлете и посадке самолета действуют сле-
дующие внешние нагрузки:
1) распределенные по поверхности аэродинамические нагрузки qy
от аэродинамических сил (рис. 2. И и 2.12);
2) распределенные по поверхности массовые нагрузки <7кр от веса
(массы) конструкции (см. рис. 2. 12);
3) сосредоточенные нагрузки Рг$ от веса (массы) агрегатов и грузов,
размещенных в крыле и подвешенных под крылом (см. рис. 2.12);
4) сосредоточенные нагрузки от немассовых сил (тяги двигателей,
нагрузки от шасси при посадке самолета и др.).
69
На неустановившихся режимах полета при выполнении маневра, во
время взлета и посадки самолета на крыло будут действовать допол-
Рис. 2.11. Аэродинамиче-
ские силы, действующие
иа крыло в полете:
qy и qx—составляющие по-
гонной аэродинамической на-
грузки <7; ЦД-—центр давле-
ния нли точка приложения
погонной нагрузки
нительно еще и инерционные массовые силы. Для расчета крыла на
прочность необходимо определять -по нормам прочности для сосредото-
ченных нагрузок их величину, направление действия и точку приложе-
Рис. 2. 12. Схема нагружения крыла;
<7кр и <7у — погонные массовые н аэродинамические нагрузки; Рш и
Рв у — массовые силы шасси и силовой установки; 7?ф—сила ре-
акции фюзеляжа
ния, для распределенных — кроме упомянутых данных, еще и распреде-
ление по размаху и хорде крыла.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ
Величина равнодействующей распределенной воздушной нагрузки
(-Раэр), для различных расчетных случаев определяется по известной
формуле
-Ра9р = ^/С08е = (п7С)/С08б,
где 6 — угол между векторами подъемной силы Y и равнодействующей
Раар, 9 =arctg(cx/cu);
пэ — эксплуатационная перегрузка;
f — коэффициент безопасности.
Коэффициенты су и сх определяются по поляре крыла для угла ата-
ки, соответствующего расчетному случаю. В инженерных расчетах, учи-
тывая, что cos 9 — 1 при малых 0, можно принимать <Раэр —К
7Q
Погонная воздушная нагрузка qy — это нагрузка на единичную по-
лоску 1 (см. рис. 2.11) площади крыла от аэродинамических сил. Она
определяется по формуле
_ h №V2 А
Чу СуеечОсеч J I’
где су сеч — коэффициент подъемной силы рассматриваемого сечения
крыла;
&сеч — хорда крыла в том же сечении.
С достаточной для инженерных расчетов точностью можно принять
Су сеч = Су = const, тогда
пэ fG ,
Чу о ^сеч’
О
так как cy=2naG/SQV2.
Эта формула для трапециевидных крыльев с сужением т]<3 и стре-
ловидностью до 60° дает приближенные значения qy, незначительно отли-
чающиеся от точных.
В прикидочных расчетах для треугольных крыльев можно погон-
ную нагрузку считать величиной постоянной по хорде и, следовательно,
Чу~ (n9fG)/l,
где I — размах крыла.
Вектор, изображающий погонную нагрузку qy, направлен перпен-
дикулярно скорости полета, как и подъемная сила Y.
Следует учитывать, что, кроме Раэр, имеется вторая составляющая
полной аэродинамической силы Q — сила лобового сопротивления, ко-
торая может дать свою составляющую на нормаль к хорде сечения
крыла.
Нормальную к хорде крыла погонную нагрузку qn можно разло-
жить на составляющие qy и qx, тогда
Чп=Чу cos а qx sin а,
где а — угол атаки крыла.
Для малых углов, какими являются летные углы атаки, можно при-
нимать, что sina~0, cosa~l и, следовательно qn^qv.
Координата точки приложения нагрузки qv, т. е. положение центра
давления
v Ст сеч д
-Гцд =--------о,
Су сеч
где Сщ сеч — коэффициент момента относительно носка профиля.
Значение су сеч берется соответственно рассматриваемому расчетно-
му случаю.
Коэффициент ст сеч определяется в зависимости от су сеч по данным
продувок модели крыла. Если в нескольких сечениях по размаху крыла
нанести положение центров давления и затем через них провести ли-
нию, то получим близкую к прямой линию центров давления.
МАССОВЫЕ НАГРУЗКИ
Погонные массовые силы конструкции крыла q^ по размаху
распределяются так же, как вес крыла. Приближенно можно считать, что
вес крыла распределяется по размаху пропорционально хордам, т. е.
*7кр
пэл?кр .
------- О.
s
71
Точка приложения погонной нагрузки qKV> находится в центре тя-
жести сечения крыла, т. е. примерно на 40—50% хорды крыла. Направ-
ление массовых сил qKV> принимают параллельным погонным аэродина-
мическим нагрузкам qy.
Нагрузка Рагр от сосредоточенных масс агрегатов, размещенных в
крыле.
р —n?G
1 агр—warp’
где Garp — вес агрегата;
пр — расчетный коэффициент перегрузки.
ПОПЕРЕЧНЫЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ СИЛ
Крыло при расчетах на прочность рассматривается как двухопор-
ная балка с консолями, причем опорами являются узлы крепления кры-
ла к фюзеляжу (рис. 2.13).
Рис. 2. 13. Эпюры поперечных сил (Q) и изги-
бающих моментов Мизг, действующих на крыло
самолета (см. схему нагружения на рис. 2. 12)
Для расчета крыла надо знать поперечную силу Q, изгибающий мо-
мент Л1Изг и крутящий момент Л4кр, действующие в рассматриваемом се-
чении крыла.
Строим по размаху крыла эпюру погонных нагрузок q—qy—<?кр,
создающих поперечную силу Q и изгибающий момент Мизг. Отнеся рас-
пределенную погонную нагрузку на участке фюзеляжа к самому фюзе-
ляжу, получим
п(р — Окр) ,
’=—5—”
Действующие в сечениях крыла поперечная сила
Z
О
72
а изгибающий момент
Рис. 2.14. К пояснению положения центра жест-
кости (ЦЖ) сечення крыла:
а—прямое крыло; б—стреловидное крыло
переднего и заднего лонжеронов;
cos3x
z
•^изг== § Q dz ’
где z — текущая координата сечения от конца крыла.
Для построения эпюры крутящих моментов необходимо сначала оп-
ределить положение линии центров жесткости сечений — ось жесткости
крыла, относительно кото-
рой крыло будет закручи-
ваться.
Положение центра жесткости
сечення зависит от жесткостей
лонжеронов и продольных стенок.
Величины а и Ь, являющиеся ко-
ординатами ЦЖ, приближенно
определяются из следующих урав-
нений (рнс. 2. 14):
а) для двухлонжеронного
прямого крыла (рис. 2. 14, а), а
также для двухлонжеронного
стреловидного крыла (рис. 2. 14, б)
в сечениях, отстоящих от сечения
ВС на расстоянии :>с,
J залн
а =-----------с,
J nep + I задн
J пер
Ь = ----------С,
Jпер 4" Jзадн
где /пер, /задн — моменты инерции
б) для двухионжеронного стреловидного и треугольного крыльев в сечении ВС
^задн (1 4- ^х)
а =-----=-------------с,
Jпер ч 4- /задн (4 4" ^х)
, /пер ^х
0 =-----=---------С,
Jnep + /задн (1 4"
1
tgx ’
где х — угол стреловидности по линии 1/4 хорд.
На участке длиной с от сечения ВС линия центра жесткости приближенно может
быть получена плавным сопряжением линии центра жесткости заштрихованного участ-
ка крыла (см. рнс. 2.14,6) с центром жесткости в сечении ВС. Для однолонжеронных
прямых и стреловидных крыльев центр жесткости находится на оси лонжерона.
Для кессонных прямых и стреловидных крыльев положение центра жесткости оп-
ределяется методом, аналогичным описанному для двухлонжеронных крыльев.
Если при расчетах отсутствуют конкретные данные по моментам инерции и пло-
щадям стенок лонжеронов крыла (например, когда расчет понадобился на стадии
эскизного проектирования самолета), можно в первом приближении считать, что мо-
мент инерции лонжерона пропорционален квадрату его высоты Н2, а площадь стен-
ки — высоте лонжерона Н.
Погонный крутящий момент, действующий на единицу длины кры-
ла, как это видно из рис. 2.15, будет
fnKp=qyc-\-qKfd,
где с —расстояние от центра давления (ЦД) до центра жесткости
(ЦЖ) сечения;
d — расстояние от центра тяжести (ЦТ) до центра жесткости
сечения.
73
Кроме погонного крутящего момента ткр, на крыло действует еще
крутящий момент ДЛ1кр от агрегатов и грузов, расположенных в крыле
(рис. 2.16). Этот момент определяется по формуле
д7Икр=л.₽6агр/,
где / — расстояние от центра тяжести агрегата или груза до центра
жесткости соответствующего сечения.
Рис. 2.15. Погонные нагрузки и крутящие моменты,
действующие на крыло
В результате суммарный крутящий момент крыла
'г
^кр= J ^кр^'2' “Ь А^КР‘
О
Для стреловидных крыльев построение эпюр удобно вести для ис-
тинной. длины полукрыла //2cosx, заменяя стреловидное крыло равно-
великим по площади прямым (рис. 2.17, а). Точно так же поступаем с
треугольным крылом (рис. 2. 17,6).
Рис. 2.16. Схема сил и
эпюра крутящих моментов крыла
Строить эпюры удобно методом графического интегрирования, для
чего крыло по размаху разбивают на равные полоски шириной Az.
Приращение поперечной силы AQ для каждой г-й полоски.
где qi и — ординаты погонной нагрузки в начале и конце полоски.
74
Суммирование приращений силы AQ, производят в направлении от
наружного конца крыла к его корню, получая при этом поперечную силу
в каждом расчетном сечении в виде
На эпюре поперечных сил сосредоточенные силы
соответствии с положением точек приложения этих сил.
учитываются в
Рис. 2.18. Эпюры Q, Мизг и AfKp для
однолоижеронного стреловидного крыла
с внутренним подкосом 2—4
Рис. 2.17. Распределение аэродинами-
ческой нагрузки по размаху стрело-
видного (а) и треугольного (б)
крыльев
Построив эпюру поперечных сил, можно описанным методом най-
ти по сечениям (по i-м полоскам) приращения изгибающего момента,
пользуясь формулой
дМг=9'+9г+1Дг.
Полный изгибающий момент в любом расчетном сечении определится
как сумма приращений ДМИЗГ в сечениях справа от расчетного сечения,
т. е.
м,зг=2д/^-
По аналогии с описанным методом строится эпюра крутящего мо
мента.
Для стреловидных и треугольных крыльев метод построения эпюр
тот же, что и для двухлонжеронного крыла.
Рассмотрим особенности построения эпюр для однолонжеронного стреловидного
крыла с внутренним подкосом (рис. 2. 18).
Эпюру погонной нагрузки qv строим по оси лонжерона, являющейся осью жест-
кости. Из условия равновесия сил, приложенных к лонжерону, находим силу реакции
Ri в узле 1 фюзеляжа и силу реакции Rt в узле 4 лонжерона. Момент аэродинамиче-
75
ских снл qv относительно оси жесткости уравновешивается реакцией фюзеляжа Ri в
узле 2, откуда
h
J dz'
Я2 = _0--------------
^2—3
Рассматривая внутренний подкос как балку, опертую на фюзеляже н нагружен-
ную силами и J?2, находим его реакцию
Яподк = — /?4 + На-
строим эпюры Q, А1изг для лонжерона и для внутреннего подкоса.
4. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ КРЫЛЬЕВ
Конструктивно-силовую схему крыла обычно образуют продольные
и поперечные элементы и обшивка.
Крыло самолета с точки зрения строительной механики представ-
ляет собой балку, нагруженную распределенными и сосредоточенными
силами, под действием которых оно может изгибаться и закручиваться.
Требованиям прочности, жесткости и минимума веса наиболее пол-
но удовлетворяет тонкостенная конструкция крыла, состоящая из про-
дольного и поперечного наборов и обшивки (рис. 2.19).
Рнс. 2.19. Конструкция
однолонжеронного стреловидного крыла:
1—лонжерон; 2—стрингеры; 3—нормальные нервюры; 4—передняя продольная стенка;
5—обшивка; 6—усиленная нервюра; 7—задний (хвостовой) стрингер; 3—задняя про-
дольная стенка; 9—стыковые узлы; 10—аэродинамический «гребень»
К продольному н а б о р у относятся лонжероны, продольные
стенки и стрингеры.
Лонжероном называется мощная с верхним и нижним поясами про-
дольная балка или ферма, воспринимающая полностью или значитель-
ную часть изгибающего момента крыла и поперечной силы. Один из
поясов каждого лонжерона при этом работает на растяжение, второй —
на сжатие (рис. 2.20, а). Стенки лонжеронов воспринимают поперечную
силу и часть крутящего момента крыла (рис. 2.20, б), работая при этом
на сдвиг. Пояса, стойки и раскосы ферменного лонжерона работают на
растяжение и сжатие от изгибающего момента, поперечной силы и кру-
тящего момента.
Продольной стенкой называют элемент конструкции, менее мощ-
ный, чем лонжерон, и расположенный по размаху на всей длине крыла
или только на некоторой его части. Продольные стенки воспринимают
поперечную силу и частично крутящий момент крыла.
По конструкции и расположению продольные стенки аналогичны
лонжеронам крыла, но с весьма слабыми поясами, поэтому их часто
называют дополнительными лонжеронами или лонжеронами-стенками.
Продольные стенки в лонжеронных и кессонных крыльях обычно ста-
вятся как в хвостовой, так и в носовой частях крыла. Соединяя верхнюю
и нижнюю обшивку крыла, лонжероны и стенки совместно с обшивкой
76
образуют в поперечном сечении крыла замкнутые контуры, восприни-
мающие кручение. Кроме того, лонжероны и стенки служат опорами для
нервюр и совместно с остальным набором крыла обеспечивают его об-
щую прочность и жесткость.
Стрингер — продольный элемент, воспринимающий вместе с пояса-
ми лонжеронов и обшивкой изгибающий момент. Кроме того, стрингеры
передают местную аэродинамическую нагрузку с обшивки на нервюры
и подкрепляют обшивку повышая ее критические напряжения и умень-
шая деформации от местной аэродинамической нагрузки. Стрингер обыч-
но представляет собой профиль в виде уголка, швеллера, тавра и других
форм в сечении.
Иногда вместо стрин-
геров, особенно между
лонжеронами, для под-
крепления обшивки при-
меняются гофрированные
листы, причем волны гоф-
ра располагаются вдоль
размаха крыла. В конст-
рукциях крыльев, образо-
ванных из монолитных
панелей, стрингеры отсут-
ствуют. Их заменяют реб-
ра жесткости на панелях.
Поперечный на-
бор крыла обычно со-
стоит из нервюр, пред-
ставляющих собой тонко-
Рис. 2.20. Силы, нагружающие элементы конструкции
крыла:
а—силы и их моменты, уравновешивающие Л^изг и попе-
речную силу Q; б—силы и их моменты, уравновешивающие
Мкр
стенную балку или фер-
му. Нервюры создают
форму крыла заданного
профиля. Они передают
местные аэродинамиче-
ские нагрузки на лонже-
роны и продольные стенки, усиливают стрингеры и обшивку, увеличивая
их критические напряжения.
Расстояние между нервюрами определяется из данных расчета на
прочность крыла и зависит от величины скорости самолета, величины
удельной нагрузки на крыло, толщины обшивки и конструктивной схе-
мы крыла. На стрингерных конструкциях крыльев с обшивкой, работа-
ющей при изгибе и кручении крыла, нервюры обычно ставятся на рас-
стоянии 200—300 мм друг от друга, на бесстрингерных конструкциях —
на расстоянии 120—200 мм.
Обшивка герметизирует конструкцию крыла и образует задан-
ную для него форму. Неровности на внешней поверхности обшивки дол-
жны быть сведены к минимуму. Обшивка воспринимает местную аэро-
динамическую нагрузку. Она может работать в зависимости от конст-
рукции крыла на сдвиг и на сжатие или растяжение от общего изгиба
и кручения крыла.
Конструктивные схемы крыла разнообразны. В качестве основного
признака, характеризующего тип конструкции крыла, можно принять
характер работы и степень использования обшивки и продольного на-
бора при изгибе и кручении крыла. По этим признакам различают лон-
жеронные, кессонные и моноблочные конструктивные схемы крыльев
(рис. 2.21).
Если изгибающий момент в основном воспринимается лонжеронами,
имеющими мощные пояса, то такое крыло называют лонжеронным.
77
В зависимости от количества лонжеронов различают однолонже-
ронные, двухлонжеронные и многолонжеронные крылья.
Кессонным крылом называют такое крыло, обшивка которого сов-
местно с подкрепляющими ее продольными элементами воспринимает
все виды нагрузок, действующих на крыло. В такой конструкции может
быть один, два и более лонжеронов с ослабленными поясами. Кессонные
крылья представляют собой сочетание двух конструктивно-силовых схем,
а именно: лонжеронных и моноблочных.
С одним лонжероном
С одним лонжероном
мо но блочные
без продольных стенок
с двумя лонжеронами
1 3 1
ч
2 3 Z
* С двумя продольными
стенка ми
С двумя лонжеронами
С тремя а долее С тремя и долее с тремя а долее
лонжеронами лонжеронами продольными стенками
Рис. 2.21. Конструктивно-силовые схемы крыльев:
1—лонжероны; 2—продольные стенки; 3—стрингеры; 4—обшивка
Для моноблочного крыла как конструктивной схемы характерно
использование обшивки в качестве основного силового элемента, рабо-
тающего при изгибе и кручении. Таким образом, моноблочным крылом
называют крыло, в конструкции которого продольные силы при изгибе
воспринимаются обшивкой и стрингерами по всему поперечному конту-
ру крыла. Лонжероны в моноблочных конструкциях отсутствуют, а вме-
сто них ставятся продольные стенки.
Встречаются случаи, когда конструкция крыла выполнена по сме-
шанным конструктивным схемам. Например, у корня применена двух-
лонжеронная схема, переходящая затем в моноблочную. Такие крылья
будем называть крыльями смешанной силовой схемы.
ЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
Такие крылья имеют лонжероны и сравнительно тонкую обшивку,
подкрепленную стрингерами и нервюрами. Толщины обшивки и под-
крепляющего ее набора определяются из условий работы на сдвиг от
кручения. При изгибе крыла тонкая обшивка в сжатой зоне имеет низ-
кое значение критического напряжения (Окр). В результате участие об-
шивки в восприятии изгибающего момента ограничивается работой ее
в растянутой зоне, где она лишь разгружает нижние пояса лонжеронов.
Количество лонжеронов в крыле определяется размерами и формой
крыла в плане. Чаще всего применяются одно- и двухлонжеронные кры-
лья, однако при большой хорде крыла может оказаться целесообразной
многолонжеронная конструкция.
В однолонжеронном крыле лонжерон обычно расположен в месте
максимальной строительной высоты профиля (у нескоростных самоле-
78
тов это будет на 30—40% хорды, у скоростных — на 45—60% хорды).
Для получения контура, способного воспринимать кручение, и базы для
крепления элеронов и средств механизации на однолонжеронном крыле
на 65—70% его хорды от носка располагается продольная стенка. Ино-
гда ставится также передняя продольная стенка.
Конструкции однолонжеронных крыльев имеют простые стыковые
узлы для крепления к центроплану и позволяют хорошо использовать
внутренние объемы. Этим объясняется сравнительно широкое примене-
ние их на современных самолетах.
I
Рис. 2.22. Однолоижеронное крыло:
1—лонжерон; 2—передняя продольная стенка; 3—пояса лонжерона; 4—задняя про-
дольная стенка; 5—элерон; 6—нервюры; 7—стрингер; 3—ниша размещения колеса
На рис. 2.22 показана типовая конструкция однолонжеронного кры-
ла. Лонжерон 1 расположен на 40% хорды крыла. Такое размещение
его вызвано необходимостью уборки шасси в носовую часть крыла. Пло-
щадь сечения поясов лонжерона <9 уменьшается к наружному концу
крыла за счет изменения ширины полок профилей. Стенка лонжерона
выполнена из алюминиевого сплава и подкреплена штампованными
стойками, одновременно служащими базой для крепления нервюр.
Лонжерон является основным силовым элементом, воспринимаю-
щим изгиб, слабые стрингеры открытого профиля служат лишь для под-
крепления обшивки. На участке от стыкового разъема до купола 8 раз-
мещения колеса установлена передняя продольная стенка 2.
В хвостовой части крыла расположена продольная стенка 4, замы-
кающая верхнюю и нижнюю обшивку и служащая для крепления эле-
ронов 5 и закрылков.
Характерной особенностью этого крыла является широкое исполь-
зование открытых гнутых профилей.
В двухлонжеронном крыле передний лонжерон обычно располагает-
ся на 15—25% хорды, задний — на 60—70%. Максимальная строитель-
ная высота профиля у такого крыла не используется для рационального
79
распределения материала в конструкции, поэтому вес двухлонжеронно-
го крыла при равных параметрах всегда более однолонжеронного. На
кручение работает контур, образованный обшивкой и стенками перед-
него и заднего лонжеронов.
Типовая конструкция двухлонжеронного крыла с тонкой обшивкой
приведена на рис. 2.23. Крыло не имеет стрингеров. Как показали испы-
тания конструкции такого крыла, слабые .стрингеры при наличии силь-
ных поясов лонжеронов уже при нагрузке около 50—60% от разруша-
Рнс. 2.23. Двухлонжеронное бесстрннгерное крыло с тонкой обшивкой (внд снизу):
а—конструкция; б—схема сил и моментов; /—лонжероны; 2—нервюра
ющей теряют устойчивость и поверхность крыла так сильно искажается,
что после снятия нагрузки наблюдаются местные остаточные деформа-
ции обшивки и стрингеров.
Пояс лонжерона составлен из полосы и мощного профиля таврово-
го сечения, площади которых к концу размаха уменьшаются. Такая фор-
ма профиля очень выгодна, так как он будет работать на сжатие с кри-
тическим напряжением, близким к пределу прочности материала.
На рис. 2.23, б изображена схема, иллюстрирующая работу элемен-
тов конструкции двухлонжеронного крыла. Можно считать, что у такого
крыла поперечная сила Q создает поток уравновешивающих ее каса-
тельных напряжений xq в стенках лонжеронов. Эти напряжения можно
определять по формуле
где //Д —площадь сечения стенки переднего лонжерона;
//282 — площадь сечения стенки заднего лонжерона.
Крутящий момент Л4кр, возникающий из-за несовпадения линий дей-
ствия равнодействующей касательных сил в стенках лонжерона и силы Q
в сечении, уравновешивается моментом касательных усилий в контуре,
образованном обшивкой и стенками лонжеронов.
о
*
Касательные напряжения от кручения (тмкр ) в элементах контура
определяются по формуле Бредта
Л1Кр
Тд< =--------,
к₽ 2ЛК„„Т3
где /\онт — площадь контура;
8 —толщина элемента (обшивки или стенки), для которого опре-
деляется напряжение.
Если в крыле имеются два контура, воспринимающие кручение, то
крутящий момент распределится между контурами пропорционально их
жесткостям на кручение.
В стенке лонжерона возникает суммарное касательное напряжение
Т = Tq + Тм
кр
Знак напряжения тмкр определяется знаком крутящего момента.
Так как обшивка и стрингеры очень слабые, то весь изгибающий
момент воспринимается поясами двух лонжеронов и распределяется
между ними пропорционально их жесткостям. Для прикидочных расче-
тов можно заменять два лонжерона одним со средней строительной
высотой
и Н\ + Н2
с₽ — 2
При этом условии 5= + араст = f - <°ь', Дсж = <
Нс? Л + Pi Pi +Р2
где 5 —осевые усилия в поясах лонжеронов;
и Ej —площади поясов переднего и заднего лонжеронов, работаю-
щих на растяжение;
Е1 и Р'2~ площади поясов переднего и заднего лонжеронов, работают
щих на сжатие;
%-критическое напряжение сжатия.
В СССР металлические многолонжеронные крылья были впервые применены на
самолетах (ТБ-1 и ТБ-3) А. Н. Туполева. Крыло имело несколько мощных лонжеро-
нов, воспринимавших полностью изгибающий момент, и тонкую гофрированную об-
шивку (с расположением гофра по потоку) из алюминиевого сплава, обеспечивавшую
прочность и жесткость крыла при кручении.
Для того времени конструкпия с тонкой гофрированной обшивкой, работавшей
только на сдвиг при кручении крыла, была достаточно выгодной, так как при срав-
нительно малых скоростях (220—300 кл/час) гофрированная обшивка незначительно
увеличивала сопротивление крыла; в то же время благодаря легкости и высокой проч-
ности она была использована достаточно эффективно. С ростом скоростей полета кры-
ло с гофрированной обшивкой, обладавшее большой поверхностью трения, оказалось
аэродинамически невыгодным, и это послужило причиной перехода к крылу с глад-
кой обшивкой.
Типовой конструкцией многолонжеронного крыла может служить
трехлонжеронное крыло, изображенное на рис. 2.24. Лонжероны пред-
ставляют собой тонкостенные балки двутаврового сечения переменных
размеров. Пояса лонжеронов имеют сложный профиль 7, у которого с
внешней стороны сделаны пазы для крепления обшивки 6. Стенки 8 лон-
жеронов в местах крепления к ним нервюр подкреплены стойками 9.
В корневой части крыла на лонжеронах имеются стыковые узлы 10.
К заднему лонжерону крепится хвостовая часть крыла, узлы под-
вески элеронов и закрылков. Профиль стрингеров—открытый, заклепоч-
ный шов — однорядный. Хвостовой стрингер 11 соединяет хвостики нер-
вюр, верхнюю и нижнюю обшивки.
У нервюр, выполненных из листов, верхняя и нижняя кромки ото-
гнуты для крепления обшивки. Нервюры состоящие из четырех частей,
81
в стенках имеют отверстия облегчения с отбортовками и зиговки для
увеличения жесткости. В местах расположения сосредоточенных грузов
полки нервюр усилены уголками.
Обшивка крепится заклепками к поясам лонжеронов, нервюрам и
стрингерам. Достаточно малая клетка, образованная продольным и по-
перечным набором, позволила применить тонкую обшивку. Для увели-
чения жесткости корневого отсека крыла в зоне расположения ног шас-
си между лонжеронами обшивка подкреплена гофрированным ли-
стом 13.
Рис. 2.24. Трехлонжеронное крыло с тонкой обшивкой:
1, 2, 3—лонжероны-. 4—стрингер; 5—нервюра; 6—обшивка; 7—профиль
пояса лонжерона; 3—стенка лонжерона; 9—стойка стенки лонжерона;
10—стыковые узлы; 11—задний (хвостовой) стрингер; 12—усиленная
нервюра; 13—гофр
Болты стыковых узлов крыла при изгибе работают на растяжение.
Крыло, изображенное на рис. 2.25, представляет собой однолонже-
ронную конструкцию с тонкой металлической обшивкой, воспринима-
ющей только аэродинамические нагрузки. В таком крыле лонжероном
является труба.
Нормальные напряжения в лонжероне при изгибе крыла
’=<зг/^<4,
где W — момент сопротивления сечения лонжерона.
При соотношении £)/8>8, (где О—диаметр трубы, 8 —толщина
стенки) можно принять, что lF?«0,8O3p8 и, следовательно, а^Л/изг/0,8£Рр8<
или a = 44mr/0,l(D3-rf3) <aft.
Касательные напряжения в стенках лонжерона-трубы:
от поперечной силы
tq = 2Q
от крутящего момента тКр = Л1кр/0,2 (D3 — cP).
82
Суммарное касательное напряжение и условие прочности
ТЕ=Т(Э4-'ГКр<'Г4.
Из формул, определяющих напряжения а и тКр, следует, что труба
хорошо работает на кручение и значительно хуже на изгиб из-за недо-
статочного удаления в се-
чении внешних слоев ма-
териала от нейтральной
оси трубы.
Учитывая эту особенность
работы лонжерона-трубы при
изгибе английской фирмой
Блекборн (Blackburn) в 1935—
1938 гг. был предложен лонже-
рон-труба, верхняя и нижняя
части которого усилены про-
дольным гофром (рис. 2.26).
Такая конструкция лонжерона
была применена на толстом
крыле, причем трубы-лонже-
роны использовались как баки
и заполнялись топливом.
Аналогичные конструкции
крыла в начале 30-х годов по-
явились в СССР и других стра-
нах.
Другим примером ис-
пользования труб в кон-
Рис. 2.25. Однолонжеронное крыло с тонкой обшив-
кой, воспринимающей только аэродянамическую на-
грузку
струкции крыла может служить крыло отечественного самолета-моно-
плана И-16 (рис. 2.27). Это крыло представляло собой двухлонжерон-
ную ферменную конструкцию, состоящую из лонжеронов 1, нервюр 2 и
накрест расположенных в двух плоскостях расчалок 3. При такой кон-
струкции крыла изгиб воспринимается лонжеронами, пояса которых из-
готовлены из хромомолибденовых термически обработанных труб.
К поясам лонжеронов приклепаны две стенки 4, между которыми в ме-
стах подхода к лонжеронам усиленных нервюр поставлены диафрагмы.
Кручение воспринимается пространственной фермой, образованной лон-
Рис. 2.26. Лонжерон крыла с про-
дольным гофром на верхней и ниж-
ней поверхности
жеронами, усиленными нервюрами
и двумя парами расчалок, установ-
ленных между нервюрами в верх-
ней и нижней плоскостях. Попереч-
ная сила от общего изгиба крыла
воспринимается, главным образом,
стенками лонжеронов.
Так как в передней части кры-
ла обшивка более нагружена, то
носок крыла сверху на 44,5% и сни-
зу на 14,5% хорды обшит листами
из алюминиевого сплава 0,6 мм.
Листы обшивки крепятся к усилен-
ным и нормальным нервюрам.
Кроме того, для лучшего сохране-
ния формы в носовой части крыла имеются еще дополнительные нер-
вюры 6.
Характерным примером многолонжеронного крыла с обшивкой,
воспринимающей только воздушные нагрузки, может служить крыло
геодезической конструкции.
Особенностью крыльев подобной конструкции является отсутствие
стрингеров и нервюр, функции которых выполняет сетка из диагональ-
ных элементов, расположенных по геодезическим линиям, т. е. по лини-
83
ям кратчайшего расстояния между двумя точками на криволинейной
поверхности. Таким образом, основными силовыми элементами в таком
крыле являются лонжероны и геодезическая сетка. На рис. 2.28 пока-
зана такая конструкция трехлонжеронного крыла. Главный лонже-
рон 1 расположен в месте максимальной высоты профиля и восприни-
мает значительную часть изгибающего момента. Два дополнительных
лонжерона 4 воспринимают кручение и лобовые нагрузки. Обшивка
крыла полотняная.
Рис. 2.27. Двухлонжерониое крыло с тонкой обшивкой, воспринимающей только аэро-
динамическую нагрузку:
а—конструктивная схема: б—конструкция; /—лонжероны: 2—нервюры; 3—металлические расчалки;
4—стенки лонжерона; 5—накладки крепления нервюр к поясам лонжерона: 6—неполная носовая
нервюра (диафрагма); 7—стрингер; 8—пояс лонжерона: 5—стыковые узлы; 10—косынка: //—кон-
цевая дуга; 12—элерон
Система диагональных стержней образует решетки 2 и 3. Каждый
из диагональных элементов изогнут по геодезической линии, причем
направлен под углом 45° к оси крыла (между собою диагональные эле-
менты составляют угол 90°).
Внутренний объем крыла полностью используется для размещения
топлива, так как нервюры, за исключением нескольких силовых, отсут-
ствуют. Основное преимущество геодезической конструкции — малый
вес крыла, а основной недостаток—полотняная обшивка, что не позво-
ляет использовать такие крылья на скоростных самолетах из-за недо-
статочной прочности обшивки. Замена полотна металлической обшив-
кой открывает новые перспективы совершенствования и применения гео-
дезических конструкций.
Наряду с металлическими на некоторых самолетах сохранились деревянные од-
нолонжеронные крылья с жестким носком (рис. 2.29). У такого крыла гладкая фанер-
ная обшивка подкреплена нервюрами. Лонжерон крыла работает на изгиб в вертн-
84
калькой плоскости, а жесткий носок совместно с лонжероном (его стенкой), образуя
замкнутый контур, воспринимает крутящий момент. Следует заметить, что деревянное
однолонжеронное крыло с жестким носком может быть заменено металлическим.
Рис. 2.28. Крыло геодезической конструкции:
1—главный лонжерон; 2, 3—элементы геодезической решет-
ки; 4—дополнительный лонжерон; 5—распорки
В таком крыле благодаря расположению единственного лонжерона в месте мак-
симальной толщины профиля и применению на значительной части поверхности очень
тонкой обшивки материал будет использован рационально и эффективно.
На самолетах первоначального обучения и легких туристских самолетах, и тем
более на планерах широко применяются однолонжеронные крылья с жестким носком
Рис. 2.29. Деревянное однолонжеронное крыло с же-
стким носком
и полотняной обшивкой в хвостовой части, как наиболее рациональные. Так, француз-
ская фирма Девуатин (Dewoitine) в течение нескольких лет (1930—1940 гг.) приме-
няла на ряде самолетов одиолонжеронные металлические конструкции крыльев с уси-
ленным жестким носком.
КЕССОННЫЕ КРЫЛЬЯ
С увеличением скоростей полета тонкая гладкая обшивка крыла
оказалась недостаточно жесткой и прочной и, как следствие этого, воз-
85
никла необходимость существенно увеличить толщину обшивки и уси-
лить ее продольным набором. Такая обшивка, получившая название
панели, обладала уже высоким критическим напряжением Сткр, т. е. она
способна была эффективно работать совместно с лонжеронами при из-
гибе крыла.
Применительно к двухлонжеронным крыльям подобная обшивка
усиливалась между лонжеронами стрингерным набором или гофриро-
ванным листом с таким расчетом, чтобы она при уменьшении сечений
поясов лонжеронов могла воспринимать существенную часть изгибаю-
щего момента. Такой тип конструкции получил название кессонного
крыла.
Рис. 2.30. Отъемная часть крыла кессонной конструкции:
/—съемная панель; 2—носок; 3—бак — топлнвоотсек; 4—транспортировочные узлы; 5—передний
лонжерон; б—лючки; 7—концевой обтекатель; 8—люк; 9—торцевая нервюра бака-отсека; 10—зад-
ний лонжерон; 11—нервюра; 12—люкн; 13—узлы подвески элерона; 14—уплотнительная пленка;
15—противообледенитель; 16—кольцо; 17—прокладка; 18—уплотнительная замазка: J9—самокон-
трящаяся гайка; 20 — болт; 21 — разъемная нервюра; 22 — соединительные леитьь 23 — стрингер'
В таком крыле, благодаря тому, что элементы, работающие на сжа-
тие и растяжение при изгибе, достаточно удалены от нейтральной оси>
сечения, материал используется рационально и вес крыла получается
небольшим. Кроме того, внутренний объем рассматриваемой конструк-
ции крыла свободен и может быть хорошо использован для грузов.
На рис. 2.30 показана типовая конструкция кессонного крыла, у ко-
торого лонжероны с уменьшенными сечениями поясов располагаются-
так же, как у двухлонжеронных обычных крыльев. Верхняя и нижняя
обшивки или панели подкреплены большим количеством стрин-
геров.
Учитывая, что верхняя панель крыла в наиболее тяжелых случаях
нагружения сжата и что воспринимаемая ею сжимающая сила опре-
деляется критическими напряжениями в стрингерах и обшивке, она
86
делается более мощной, чем нижняя. Иногда стрингерный набор верхней
«панели заменяют гофрированным листом.
Съемная верхняя панель, крепящаяся винтами с анкерными гай-
ъами, позволяет осматривать конструкцию крыла и производить необ-
ходимые работы.
Конструкция кессонного крыла была осуществлена на советском
-самолете Йл-18.
Характерными особенностями крыла кессонной конструкции
(рис. 2.31) является наличие разъема, делящего крыло на верхнюю и
нижнюю панели, и применение большого количества штампованных де-
талей. Возможность отдельного изготовления верхней и нижней пане-
Рис. 2.31. Кессонное крыло с разъемом по хорде (цифры в кружках — поря-
док сборки)
лей значительно облегчает производство крыла и повышает точность
воспроизведения заданного профиля крыла с гладкой поверхностью.
Верхняя и нижняя монолитные панели между лонжеронами могут
«состоять из полос, соединенных между собой двухрядными заклепочны-
ми швами (рис. 2.32).
Применение монолитных конструкций позволяет снизить трудоем-
кость сборки крыла, улучшает гладкость поверхности и герметизацию
конструкции.
В рассмотренных выше примерах кессонных крыльев лонжероны
еще имеют достаточно мощные пояса. Дальнейшее совершенствование
таких конструкций привело к применению более толстой обшивки и
мощного стрингерного набора. В результате лонжероны трансформиро-
вались в продольные стенки. Обшивка становится основным конструк-
тивно-силовым элементом, что характерно уже для моноблочных
крыльев.
Таким образом, кессонное крыло можно рассматривать как проме-
жуточную конструкцию между лонжеронным и моноблочным крыльями.
Работа элементов конструкции кессонного крыла поясняется схе-
мой, приведенной на рис. 2.33. Изгибающий момент Л1ИЗг воспринимает-
ся поясами лонжеронов, стрингерами и обшивкой, т. е. верхней и ниж-
ней панелями, которые аналогично поясам лонжеронов будут растяги-
ваться и сжиматься.
87
Осевое усилие S, растягивающее или сжимающее панель, воспри-
нимается всей площадью сечения панели, т. е.
F — + -^2 +^/7CTp + #80бш,
где — площадь сечения пояса переднего лонжерона;
F2—площадь сечения пояса заднего лонжерона;
^"стр — площадь сечения одного стрингера;
га —число стрингеров в растянутой или сжатой панелях;
80бш —толщина обшивки;
В — расстояние между лонжеронами.
Рис. 2.32. Монолитные панели
кессонного крыла, составлен-
ные из отдельных полос, сое-
диняемых заклепками
Рис. 2.33. Схема, иллюстрирующая рабо-
ту элементов конструкции кессонного
крыла
Площади сечений этих элементов в панели, работающей на растя-
жение, можно определить из формулы *
о =-------------< ah.
раст Fj + F2 + пГстр + В?обш
В сжатой панели обшивка из-за потери устойчивости будет обла-
дать малым критическим напряжением сгкр. Поэтому площадь Вбобш сле-
дует умножить на коэффициент <р<1. Этот коэффициент называется
редукционным, он показывает степень участия обшивки в работе па-
нели **.
Если все продольные элементы панели изготовлены из одного мате-
риала, то площади сечений этих элементов в панели, работающей на
сжатие, определяются из условия ***
°СЖ + + пГстр + «рВ^обш <’КР'СТР‘
При подкреплении обшивки стрингерами редукционный коэффици-
ент <р будет увеличиваться. Следовательно, чем чаще стоят стрингеры,
тем лучше работает обшивка на сжатие.
* Пояса лонжеронов, стрингеры и обшивка выполнены из одного материала.
** Редукционный коэффициент представляет собой отношение истинного на-
пряжения к его фиктивному значению или редукцированной площади сечеиия к его
действительной площади. Этот коэффициент учитывает совместную работу элементов
конструкции из разнородных материалов или разнотипных элементов из одного и то-
го же материала.
*** Полагаем, что в кессонном крыле жесткость пояса лонжерона и стрингера при-
мерно равны, а следовательно, равны и их критические напряжения. Поэтому площади
стрингеров и поясов просто суммируем, не вводя редукционных коэффициентов.
88
Теоретически и экспериментально установлено, что если расстояние
между стрингерами д<40д (д — толщина обшивки), то обшивка рабо-
тает полноценно и редукционный коэффициент <р= 1. При &>406
Ф*^4О8/й —для обшивки, скрепленной со стрингерами однорядным за-
клепочным швом (рис. 2. 34, а} и
tp*~40B/(b —д?) —для обшивки, скрепленной со стрингерами двухрядным
швом (рис. 2. 34, б).
Рис. 2. 34. К выбору редукционно-
го коэффициента обшивки крыла
(<Р):
•а — однорядный шов; б — двухрядный
шов
Касательные напряжения в стенках лонжеронов и в обшивке верх-
ней и нижней панелей вызываются поперечной силой (Q) и крутящим
моментом (Л1Кр). Элементы конструкции работают так же, как у двух-
лонжеронного крыла.
МОНОБЛОЧНЫЕ КРЫЛЬЯ
В моноблочном крыле отсутствуют мощные продольные элементы
крыла — лонжероны, поэтому изгиб и кручение воспринимаются обшив-
кой и стрингерами.
Вместо сравнительно толстой обшивки и частого продольного и
поперечного наборов в конструкции крыла можно использовать
жесткие панели, эффективно работающие при изгибе и кручении крыла.
Поперечная сила воспринимается двумя, тремя и более продольны-
ми стенками, и частично обшивкой.
Рис. 2.35. Конструкция моноблочного тонкого кры-
ла без стрингеров и нервюр
Крутящий момент воспринимается обшивкой и продольными стен-
ками, образующими совместно с обшивкой замкнутые контуры. Послед-
ние обеспечивают крылу жесткость на кручение. В моноблочном крыле
эффективно используется строительная высота профиля крыла, кроме
того, такое крыло обладает высокой живучестью в случае частичных
повреждений.
У тонкого моноблочного крыла может оказаться целесообразным
применение мощных панелей без стрингеров и нервюр (рис. 2.35).
Напряжения в сечениях моноблочного крыла рассчитываются так
же, как у кессонного крыла.
* Если величина <р получится более единицы, то следует в расчете прини-
мать (0= 1.
89
5. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ СТРЕЛОВИДНЫХ
И ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
СТРЕЛОВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ
Существенной особенностью стреловидного крыла является наличие-
в корневой его части конструктивных элементов, образующих треуголь-
ник АВС (рис. 2.36), и изменение направления (или, как говорят, пере-
лом) осей элементов продольного набора (лонжеронов и стрингеров)»
в зоне фюзеляжа.
Корневая часть стреловидного крыла может иметь следующие кон-
структивные варианты: с переломом осей продольных силовых элемен-
тов у борта фюзеляжа или в плоскости симметрии самолета и с внут-
ренним подкосом (при однолонжеронной конструкции). При одном лон-
жероне часть крыла вне указанной зоны работает на изгиб, сдвиг и кру-
Рис. 2.37. Расположение нервюр в одно-
лонжерониом стреловидном крыле:
а—по потоку; б—перпендикулярно осн жест-
кости
Рис. 2.36. К расче-
ту на прочность
одиолонжеронного
стреловидного
крыла
чение, как прямое крыло. Стреловидные крылья по конструкции могут
быть однолонжеронными, двухлонжеронными, кессонными и моно-
блочными.
Эпюры Q, Л1ИЗГ и Л1кр можно строить относительно осей Oz' или Oz,
показанных на рис. 2.36.
В стреловидном крыле нервюры могут ставиться параллельно по-
току (рис. 2.37, а) или перпендикулярно линии фокусов — линии, сое-
диняющей четверти хорд (рис. 2.37,6). В первом случае лучше воспро-
изводится форма профиля, однако для крепления нервюр к лонжеро-
нам и продольным стенкам необходимо производить малковку полок,
нервюр, что существенно усложняет производство.
Наряду с этим следует отметить и некоторые особенности в усло-
виях работы обшивки при нагружении ее крутящим моментом и различ-
ном расположении нервюр. Так, например, при расположении нервюр
по потоку обшивка крыла теряет устойчивость при меньших напряже-
ниях сдвига от действия крутящих моментов, уменьшающих угол атаки.
Это объясняется большей длиной диагонали, работающей на сжатие
(d'>d) (см. рис. 2.37, а).
Особенности конструкции стреловидных крыльев определяют способ
передачи внешних нагрузок с крыла на фюзеляж и влияют на условия
работы конструктивно-силовых элементов. Рассмотрим эти особенности
применительно к указанным основным конструктивно-силовым схемам
стреловидных крыльев.
90
Стреловидные крылья с переломом осей элементов продольного набора
Остановимся прежде всего на однолонжеронном стреловидном кры-
ле с переломом осей продольных элементов у борта фюзеляжа
(рис. 2.38). Если в нестреловидном крыле изгибающий момент Мизг пол-
ностью уравновешивается в подфюзеляжной части крыла, то в стрело-
видном крыле Мизг отъемной части в узле D дает составляющие:
Л1рс’== Мкг sin/ и MDD'=M„3T cos %.
Составляющий момент Mod1 уравновесится моментом сил, возникаю-
щих в подфюзеляжной части крыла, а составляющий момент MDC' вос-
примется моментом сил, возникающих на бортовой нервюре DC. Эта
нервюра передает действующий на нее момент на узлы D и С в виде
лары сил. Момент MDC тем более, чем больше стреловидность крыла,
вследствие чего бортовая нервюра DC делается усиленной.
Рис. 2.38. Схема сил и моментов, нагружающих корне-
вую часть стреловидного крыла:
Поперечная сила Q вызывает реакции в узлах D и D' фюзеляжа,
т. е. такие же реакции, как в нестреловидном крыле.
Крутящий момент крыла передается обшивкой на нервюры CFB и
DE, в то время как в прямом крыле — на борт фюзеляжа через борто-
вую нервюру.
Нервюра CFB передает крутящий момент на опоры С (на фюзе-
ляже) и F (на лонжероне) в виде пары сил Rc и RF (см. рис. 2.38).
Силу Rc=MKP/B воспримет узел С фюзеляжа, а сила Rf=Rc будет до-
полнительно нагружать лонжерон и вызывать его изгиб.
Нервюра DE представляет собой консольную балку, также нагру-
женную распределенными силами со стороны обшивки и заделанную в
плоскости борта фюзеляжа.
В итоге передача внешних нагрузок с крыла на фюзеляж сопро-
вождается вследствие излома оси лонжерона в стреловидном крыле
тем, что изгибающий момент крыла Мизг частично становится крутящим,
91
а крутящий момент крыла Л1кр дополнительно нагружает лонжерон из-
гибом.
На рис. 2.39 показана конструкция стреловидного крыла с нервю-
рами, направленными по потоку. Продольный набор у этого крыла со-
стоит из лонжерона, передней и задней продольных стенок и нескольких.
Рис. 2.39. Одиолонжеронное стреловидное крыло с двумя продольными стен-
ками и с расположением нервюр по потоку:
а—конструктивная схема крыла; б—конструкция крыла в зоне крепления к фюзеляжу;
1, 4—передняя н задняя продольные стенки; 2—лонжерон; 3—силовая нервюра (ВС); 5—
бортовая нервюра (АС): б—цапфа для болта крепления
стрингеров. Лонжерон не имеет разъема у борта фюзеляжа, поэтому
полки бортовой нервюры ADC и косой нервюры ВС усилены.
Двухлонжеронное стреловидное крыло с нервюрами, расположенны-
ми перпендикулярно оси жесткости, представлено на рис. 2.40. В этом
крыле изгибающий момент Л1ИЗГ, действующий на передний лонжерон,
уравновешен моментом пары сил S. Оба момента действуют в одной
Рис. 2.40. Схема сил и моментов, нагружающих элементы конструк-
ции двухлоижеронного стреловидного крыла:
а—конструктивная схема; б—силы и моменты; в—силы на нервюре ВА; г—
сиды иа нервюре ВС
плоскости. Разложив силу S на составляющие по оси лонжерона под-
фюзеляжной части крыла (5Л0Нж) и по бортовой нервюре (SHepB), полу-
чим, что момент сил 5Л0нж будет изгибать подфюзеляжную часть лон-
жерона, а момент сил 5нерв будет нагружать бортовую нервюру ВА, так
92
как действует в ее плоскости (так же можно разложить и изгибающий
момент Л1ИЗГ у борта фюзеляжа по заднему лонжерону). В результате
этого бортовая нервюра ВА стреловидного крыла нагружается боль-
шим изгибающим моментом, в отличие от прямого крыла. Стре-
ловидность оказывает влияние также на распределение изгибающих
моментов между лонжеронами. Так как точка В находится на борту фю-
зеляжа, а точка С—на некотором расстоянии от него, то при деформа-
ции крыла положение точки С будет изменяться и деформация перед-
него лонжерона будет больше, чем заднего. Это обстоятельство приво-
дит к увеличению изгибающего момента, нагружающего задний лон-
жерон.
Крутящий момент Л1кр с обшивки крыла передается на нервюру ВС,
замыкающую обшивку крыла. Эта нервюра передает крутящий момент
на узлы В и С (см. рис. 2.40, г) в виде пары сил. Сила Rc вызовет до-
полнительный изгиб переднего лонжерона, сила RB воспримется узлом В
фюзеляжа. Перелом осей продольных элементов в плоскости симметрии
самолета требует установки корневой силовой нервюры, что обычно
нежелательно.
Стреловидные крылья с внутренним подкосом
Рассмотренные схемы стреловидных крыльев обладают тем недо-
статком, что из-за необходимости установки усиленной бортовой нервю-
ры затрудняется уборка главных ног шасси внутрь фюзеляжа. Этот
недостаток устранен в крыле с внутренним
подкосом, конструктивно-силовая схема ко-
торого изображена на рис. 2.41.
Лонжерон этого крыла представляет
собой двухопорную балку с шарнирной
опорой в узле 5 крепления крыла к фюзе-
ляжу и опорой в узле 6 на внутреннем под-
косе. Изгибающий момент, действующий на
лонжерон, нарастает до узла 6, а дальше
уменьшается, обращаясь в нуль в шарнир-
ном узле 5.
Внутренний подкос нагружен сосредо-
точенной силой в узле 6. Длина подкоса до
борта фюзеляжа меньше лонжерона (а<Ь),
что существенно влияет на величину макси-
мального изгибающего момента.
Сравнивая однолонжеронные стрело-
видные крылья рассмотренных схем, сле-
дует отметить, что в весовом отношении
схема с внутренним подкосом может ока-
заться выгоднее. Это обусловлено отсутст-
вием усиленной бортовой нервюры и раз-
грузкой лонжерона.
Рис. '2.41. Схема стреловид-
ного крыла с внутренним
подкосом:
1—лонжерон; 2—продольная
стенка; 3 — внутренний под-
кос; 4—стыковой узел; 5—шар-
нирный узел; 6—узел подкоса
Конструкции однолонжеронных стреловидный крыльев с внутренним подкосом
были разработаны и применены на отечественных самолетах в 50-е годы. На рис. 2.42
изображено крыло самолета советского конструктора А. И. Микояна.
Стреловидные крылья кессонной конструкции
У таких крыльев характер нагружения элементов конструкции до
борта фюзеляжа (или до места перелома осей лонжеронов) при изгибе,
кручении и сдвиге аналогичен прямому крылу.
В крыле с нервюрами, расположенными по потоку (рис. 2.43), уси-
лия в верхней и нижней панелях от действия изгибающего момента в
плоскости перелома осей продольных элементов можно разложить на
93
составляющие вдоль этих элементов D'D или СС' и по направлению
бортовой нервюры CD. Крутящие моменты и поперечные силы переда-
ются на фюзеляж в плоскости бортовой нервюры.
Рис. 2.42. Каркас однолонжеронного стреловидного крыла с внутренним под-
косом (нервюры перпендикулярны лонжерону):
/—нервюра; 2—внутренний подкос; 3—лонжерон; 4—рельсы закрылка; 5—узел крепле-
ния основной стойки шасси; 6—продольная стенка; 7—узлы подвески элерона; 8—про-
тивофлаттериый груз; 9—концевой обтекатель; 10—передний узел крепления крыла к
фюзеляжу; //—средний узел крепления крыла к фюзеляжу; 12—главный узел крепления
крыла к фюзеляжу
Д-й
Рис. 2.43. Стреловидное крыло
кессонной конструкции с нер-
вюрами, расположенными по
В кессонном крыле с нервюрами, перпендикулярными оси жесткости
крыла (рис. 2.44), передача изгибающего момента в плоскости пере-
лома осей продольных элементов происходит так же, как и в конструк-
ции с нервюрами, направленными по потоку. Передача же крутящего
момента происходит на нервюрах ВС и DE.
Нервюра ВС опирается на борт фюзеляжа
(узел С) и на передний лонжерон (узел F).
Реакция RF даст дополнительный изгибаю-
щий момент, который догружает пояса пе-
реднего лонжерона и прилегающие к нему
обшивку и стрингеры. Нервюра DE заде-
лана на бортовой нервюре.
На рис. 2.45 приведена конструкция
отъемной части кессонного стреловидного
крыла советского самолета Ту-104.
Общий недостаток двухлонжеронных,
кессонных и моноблочных стреловидных
крыльев заключается в том, что в них не
представляется возможным рационально
использовать передний лонжерон или пе-
реднюю часть кессона в наиболее нагру-
женной части крыла, т. е. вблизи фюзеляжа,
потоку поэтому в весовом отношении такие
крылья менее выгодны, чем однолонжерон-
ное крыло с лонжероном, поставленным в месте наибольшей высоты
профиля крыла.
94
г
Рис. 2.44. Стреловидное крыло кессонной конструкции с нервюрами, расположенными
перпендикулярно оси жесткости или линии фокусов (лонжероны с ослабленными поя-
сами, нервюры DE, CD и СВ — усиленные):
а—конструкция; б—конструктивная схема
Рис. 2. 45. Отъемная часть кессонного стреловидного крыла:
1 кессон; 2—носок; 3—аэродинамическая перегородка (гребень); 4—верхняя панель; 5—
стрингер; о—нервюра; 7—передний лонжерон; 8—задний лонжерон; 9—стеклотекстолито-
вая облицовка; 10—стрингеры; //—лента; 12—такелажный узел; 13—концевой обтекатель;
14—элерон; /5—закрылок; 16— хвостовой отсек
95
ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ
Треугольные крылья по конструкции могут быть лонжеронными,
кессонными и моноблочными.
В треугольных крыльях нервюры чаще всего ставятся по потоку.
Силовые элементы треугольных крыльев работают так же, как соответ-
ствующие элементы ранее рассмотренных крыльев.
Треугольные крылья с продольным набором, перпендикулярным к
оси фюзеляжа (рис. 2.46 и 2.47), получаются более легкими, чем крылья
с переломом осей продольного набора в плане (рис. 2.48), так как у
первых крыльев лонжероны, продольные стенки и стрингеры получаются
меньшей длины и узлы стыковки крыла с фюзеляжем конструктивно
проще. Крылья с переломом осей продольного набора имеют и другой
Рис. 2.46. Однолонжеронное треугольное крыло с продольным набором, перпен-
дикулярным оси фюзеляжа:
/—продольные стенки; 2—носовая стейка; 3—нервюры; 4—лонжерон; 5—обшивка; 6—зад-
няя продольная стенка; 7—шарнирные стыковые узлы; 5—стыковой узел лонжерона; 9—
стыковая нервюра; 10—усиленная нервюра
существенный недостаток, а именно: в месте перелома их осей в плане
требуется силовая бортовая нервюра (как и у стреловидных крыльев).
В настоящее время встречаются однолонжеронные треугольные
крылья с внутренним подкосом (рис. 2.49), аналогичные по конструк-
ции стреловидным крыльям такой же схемы.
В двухлонжеронных, а тем более многолонжеронных конструкциях
треугольных крыльев значительная часть фюзеляжа оказывается за-
нятой центральным отсеком крыла, что затрудняет использование внут-
реннего объема фюзеляжа.
Многолонжеронное треугольное крыло со сходящимися лонжерона-
ми или продольными стенками и стрингерами (см. рис. 2.48) по срав-
нению с крылом, у которого продольный набор перпендикулярен оси
фюзеляжа, выгоднее в технологическом отношении, ибо пояса лонже-
ронов и стрингеры, следуя по образующим крыла, получаются с посто-
янной малкой. В весовом отношении такие конструкции крыльев менее
выгодны вследствие большой длины продольного набора и необходи-
мости усиленной бортовой нервюры.
Кессонные и моноблочные конструкции треугольных крыльев с
переломом осей продольных элементов панели у борта фюзеляжа
(рис. 2.50,а), как указывалось, менее выгодны по сравнению со схемой,
в которой перелом осей продольных элементов отсутствует
(рис. 2.50, б).
Основной недостаток моноблочных конструкций треугольных крыль-
ев состоит в том, что большая часть фюзеляжа занята центропланом.
96
Рис. 2.47. Треугольное двухлонжеронное крыло с продольным набором, перпендику-
лярным оси фюзеляжа:
/, 4—продольные стенки:
2—лонжероны; 3—стыковые узлы лонжеронов; 5—стыковые узлы про-
дольных стенок
Рис. 2.48. Конструктивная схема трехлонжеронно-
го треугольного крыла со сходящимся продоль-
ным набором:
Г—продольная стенка; 2—лонжероны; 3—закрылок; 4—
элерон
4 3062
97
з i г
Рис. 2.49. Треугольное однолонжеронное крыло с внутренним подкосом:
1 — лонжерон: 2 — внутренний подкос; 3 — стенка
Рис. 2.50. Конструктивные схемы кессонных тре-
угольных крыльев:
а — со сходящимся продольным набором; б—с продольным
набором, перпендикулярным оси фюзеляжа
98
В конструкциях треугольных крыльев касательные напряжения в
обшивке от действия крутящего момента получаются незначительными
по величине, так как обшивка образует контур большой площади. При
большом сужении можно применить обшивку с постоянной толщиной по
размаху.
6. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ КРЫЛЬЕВ
С ИЗМЕНЯЕМОЙ СТРЕЛОВИДНОСТЬЮ В ПОЛЕТЕ
Создание самолета со стационарной геометрией, обладающего вы-
сокими летными данными в широком диапазоне скоростей и высот и
удовлетворительными взлетно-посадочными характеристиками, является
очень сложной задачей. Применение крыла с изменяемой в полете стре-
ловидностью (геометрией) обеспечивает решение этой задачи. При про-
ектировании самолетов с таким крылом возникли новые аэродинамиче-
ские, конструктивно-компоновочные и прочностные трудности, основ-
ными из которых являются увеличение веса конструкции на 4—6%
взлетного веса самолета и обеспечение устойчивости и управляемости,
удовлетворительной маневренности и малого значения потерь качества
на балансировку.
Рис. 2.51. Кинематические схемы изменения стреловидности крыла в полете:
а — со сдвигом крыла вперед; б — с выдвижением передней корневой части; в — с центропланом
большой стреловидности; J — стреловидный центроплан; 2 — малая стреловидность; 3 — узлы поворо-
та крыла; 4— шарнир поворота передней части центроплана
Представляется возможным на основе накопленного опыта сделать
некоторые выводы по различным конструктивным решениям крыла из-
меняемой стреловидности. Рассмотрим прежде всего кинематические
схемы механизма поворота такого крыла. При расположении шарнира
механизма поворота вблизи оси симметрии самолета с увеличением
стреловидности центр давления крыла будет сдвигаться назад к задней
кромке, вследствие чего излишне увеличится степень продольной устой-
чивости самолета. В этом случае для увеличения стреловидности сле-
дует при повороте перемещать крыло вперед (рис. 2.51, а) или выдви-
гать переднюю корневую его часть (рис. 2.51, б). Конструктивные реше-
ния таких кинематических схем получаются весьма сложными. Располо-
жение шарнира поворота на неподвижном стреловидном центроплане
(рис. 2. 51, в) и изменение для увеличения стреловидности положения
консоли крыла позволяют получить более удачную конструкцию и ком-
поновку. Считается, что увеличение веса при такой конструкции будет
наименьшим.
Одной из основных проблем, возникающих при проектировании кры-
ла с изменяемой стреловидностью, является выбор рациональной кон-
струкции узла, обеспечивающего поворот крыла. Такой узел должен
передавать нагрузки с поворотной части крыла на фюзеляж во всем
диапазоне изменения углов стреловидности и иметь малые габариты
для установки внутри крыла.
4*
99
Приведем некоторые соображения, которые следует учитывать при
конструировании узла.
Прежде всего в узле должен быть подшипник, который восприни-
мал бы изгибающий и крутящий моменты и поперечную силу, действу-
ющие на поворотную часть крыла. Такой подшипник будет большого
диаметра, что обусловливает необходимость для его размещения делать
значительный вырез в поворотной части крыла. Нагрузки, действующие
на поворотную часть крыла (при изгибе и кручении), будут передавать-
ся подшипником на центроплан. Подшипник большего диаметра позво-
лит применить тонкое крыло, а это может оказаться решающим при
проектировании самолета с крылом изменяемой стреловидности.
Рис. 2.52. Конструкция узла поворота крыла с изменяемой в полете стреловидностью:
/—центроплан; 2—поворотная часть крыла (ПЧК); 3—шарнир-узел поворота: 4—механизм измене-
ния стреловидности крыла; 5—тяга механизма; 6—вилка центроплана; 7—вилка поворотной части
крыла; 8—тефлоновые прокладки; 9—внешний фланец; /0—средний фланец; //—внутренний фла-
нец; 12 — набор годшипников скольжения; 13 — обшивка
В качестве примера на рис. 2.52 показана конструкция поворотного
узла с подшипником, установленным в горизонтальных проушинах на
неподвижной и подвижной частях крыла. Изгибающий и крутящий мо-
менты, действующие на поворотную часть крыла, воспринимаются проу-
шинами, являющимися опорами подшипника. Величины реакций опор
являются функциями расстояния по вертикали между верхней и ниж-
ней опорами, следовательно, они зависят от толщины профиля крыла.
На рис. 2.53 представлена другая конструкция поворотного узла.
Узел состоит из подшипника, направляющих и ползунов.
В такой конструкции упрощается передача нагрузок с поворотной
части крыла на центроплан. Наличие направляющих существенно раз-
гружает подшипник и позволяет применить тонкое крыло. Однако при
такой кинематической схеме поворота понижается жесткость узла, уве-
личивается трение в направляющих и ограничивается возможность пол-
ного использования внутреннего объема центроплана.
юо
Одна из возможных конструкций поворотного узла крыла изобра-
жена на рис. 2.54. В этом узле две полуоси 4, закрепленные в вилке 9
поворотной части крыла и зафиксированные специальными гайками 6,
соединены муфтой 5.
В вилке 10 центроплана
установлен подшипник сколь-
жения 7 с кольцевой канавкой
для смазки, подаваемой из
масленки 8. Подшипник опи-
рается на сферические поверх-
ности 13. Кроме подшипника,
конструктивным элементом
для передачи нагрузок могут
быть ползуны 11 (один или
несколько), перемещающиеся
в специальных направляю-
щих 3. Для разгрузки ползуна
применен сферический под-
шипник 12. Следует иметь
в виду, что подобные шарнир-
ные соединения будут испыты-
вать большие сосредоточенные
нагрузки, что обусловливает
необходимость применения вы-
Рис. 2.53. Схема узла поворота крыла:
/—передний лонжерон; 2— задний лонжерон; 3—
подкос; 4—направляющая; 5—узел поворота; 6—
сокопрочных материалов.
ползуны
Конструктивные схемы по-
воротной части крыла изменяе-
мой геометрии такие же, как у стреловидных крыльев, с той лишь разни-
цей, что в зоне поворотных узлов считается более рациональным приме-
нять однолонжеронные и кессонные конструкции.
Рис. 2.54. Конструктивная схема узла пово-
ротного крыла (см. рис. 2.53, поз. 1):
/—внутренний подкос; 2— лонжерон; 3—направляющая;
4—полуоси; 5—муфта; 6—гайки; 7—подшипники; 8—мас-
ленка; 9—вилка поворотной части крыла (ПЧК); /0—
вилка центроплана; И—ползун; 12—сферический подшип-
ник; 13—сферические поверхности
101
В конструкции центроплана (неподвижной части крыла) должно
быть предусмотрено место для той части подвижного крыла, которая
входит в центроплан при повороте крыла. Основными силовыми элемен-
тами центроплана являются внутренний подкос 1, расположенный пер-
пендикулярно оси симметрии самолета, лонжерон 2 с шарнирным креп-
лением у борта, направляющая 3 и толстая обшивка (см. рис. 2.54).
На крыле изменяемой геометрии не исключается применение
средств механизации.
При конструировании привода крыла обязательно предусматрива-
ются синхронизирующие устройства, обеспечивающие одинаковый пово-
рот левой и правой частей крыла. Кроме того, предусматриваются ава-
рийные устройства для поворота крыла в посадочное положение при
отказе основного привода.
7. СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА КРЫЛЬЕВ РАЗЛИЧНЫХ
КОНСТРУКТИВНЫХ СХЕМ
Рассмотрим, в какой степени крылья различных конструктивных
схем удовлетворяют предъявляемым к ним требованиям.
ТРЕБОВАНИЯ, ОПРЕДЕЛЯЕМЫЕ АЭРОДИНАМИКОЙ КРЫЛА
Такие дефекты крыла, как неровности его поверхностей, отклонения
от заданной теоретической формы и др., существенно снижающие аэро-
динамические его характеристики, связаны с конструктивными особен-
ностями того или иного типа крыла.
Например, тонкая (порядка 0,5—0,6 мм) металлическая обшивка,
даже если она не получила деформаций (выпучин и складок) в процес-
се производства, чего избежать полностью при тонком листе довольно
трудно, в полете, под действием аэродинамических нагрузок деформи-
руется (образуются хлопуны, выпучивания и волны). Вследствие этого
тонкая обшивка в конструкциях крыльев современных скоростных са-
молетов не применяется.
Толстая металлическая обшивка наилучшим образом удовлетво-
ряет требованиям аэродинамики, предъявляемым к поверхности крыла.
Вместе с тем следует заметить, что малейшая неточность в форме
нервюры или в положении стрингера может вызывать вмятину или вол-
ну на обшивке.
Применение продольных элементов в конструкции крыла увеличи-
вает число продольных заклепочных швов по размаху. Чем больше та-
ких швов, тем значительнее их влияние на аэродинамику крыла. Кроме
того, при склепывании обшивки с продольными элементами всегда воз-
можны нарушения формы крыла. Поэтому, например, в бесстрингерных
однолонжеронных крыльях, гладкая обшивка приклепывается к нервю-
рам только швами, расположенными по потоку.
Конструкции крыльев из монолитных панелей с минимальным ко-
личеством заклепок в наибольшей мере удовлетворяют требованиям
аэродинамики.
ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КОНСТРУКЦИЙ КРЫЛЬЕВ
В однолонжеронном крыле с работающей обшивкой материал
используется наиболее эффективно, поэтому весовые характеристики это-
го крыла являются наиболее высокими. При равных нагрузках, разме-
рах, одинаковом материале и других параметрах вес однолонжеронно-
го крыла будет меньше веса двухлонжеронного крыла. Применяя без-
102
моментный профиль, можно значительно уменьшить вес однолонжерон-
ного крыла. Несмотря на то, что в таком крыле нервюры, закрепленные
консольно на лонжероне, работают в более тяжелых условиях, это не
вызывает заметного увеличения веса.
Вообще применение работающей подкрепленной обшивки при лон-
жеронах с мощными поясами невыгодно в весовом отношении, так как
влечет за собой недогрузку поясов лонжеронов. Именно по этим при-
чинам в крыле, изображенном на рис. 2.30, отсутствуют стрингеры и
применена тонкая гладкая обшивка, работающая только на сдвиг при
кручении крыла. Кроме того, в двухлонжеронном крыле один из лон-
жеронов в полете всегда остается недогруженным и, следовательно,
часть материала используется нерационально.
В моноблочных крыльях распределение материала в конструкции
более рационально, чем в двухлонжеронном, но благодаря небольшим
толщинам продольного набора приходится снижать допускаемые напря-
жения сжатия материала примерно в полтора раза по сравнению с до-
пускаемыми напряжениями в толстостенных профилях и поясах одно-
лонжеронных крыльев. Это снижает достоинства моноблочных крыльев
и ухудшает их весовые характеристики, что справедливо лишь для тол-
стых и средних по толщине крыльев; в случае же тонких крыльев моно-
блочные конструкции имеют лучшие весовые показатели.
Жесткость конструкции крыла на кручейие достигается уве-
личением величины GJKp путем усиления обшивки. С этой точки зре-
ния весьма целесообразна однолонжеронная конструкция с толстой об-
шивкой. Хорошую жесткость на кручение имеют кессонные и моноблоч-
ные крылья, так как обшивка, работающая совместно со стрингерами
или гофрированным листом, обладает большой жесткостью на сдвиг.
Рассмотрим конструктивный фактор, влияющий на величину крити-
ческой скорости, при которой возникают самовозбуждающиеся коле-
бания крыла типа флаттер, — положение линии центров тяжести сече-
ний крыла по хорде. Чем ближе к носку крыла расположены центры
тяжести сечений, тем выше значение критической скорости. Из рассмот-
ренных выше схем наилучшей в этом отношении является кессонная
конструкция крыла, у которой ЦТ сечений лежат на 35—38% хорды.
В двухлонжеронном крыле ЦТ сечений располагаются на 43—
45% хорды, а в моноблочных конструкциях — на 41—44%.
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ТРЕБОВАНИЯ
С эксплуатационной точки зрения лучшими являются однолонже-
ронные и двухлонжеронные крылья. Они наиболее удобны для система-
тического осмотра конструкции. В них же сравнительно просто осущест-
вляются вырезы в обшивке. Однако при использовании внутренних
объемов для размещения запасов топлива наиболее целесообразной
конструкцией будет кессонная.
Взаимозаменяемость отъемных частей крыльев, средств механиза-
ции и элеронов лучше всего достигается на лонжеронных крыльях с до-
вольно жесткими лонжеронами. Тонкостенные конструкции крыльев с
обшивкой, работающей на изгиб и кручение, обладают повышенной жи-
вучестью в случае частичного их повреждения.
Кессонные крылья по сравнению с другими конструкциями облада-
ют более высокой усталостной прочностью.
ПРОИЗВОДСТВЕННО-ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ
С точки зрения технологии более целесообразными конструкциями
крыльев являются кессонные и моноблочные. В производстве такие кры-
103
лья сравнительно легко расчленять на отдельные сборочные единицы,
что позволяет повысить производительность труда за счет расширения
фронта работ, применять механизированные технологические процессы
и улучшить условия труда. Кроме того, расчленение крыла на отдель-
ные панели и использование толстой обшивки создают условия для ос-
воения монолитных панелей и применения наиболее производительных и
экономически целесообразных процессов изготовления крыла.
Для лонжеронных крыльев с тонкой обшивкой возможности изготов-
ления монолитных панелей крайне ограничены.
В заключение заметим, что было бы неправильно предполагать, что
из рассмотренных конструктивных схем крыльев можно выбрать какую-
то одну, наилучшую во всех отношениях для всех самолетов. При про-
ектировании самолета приходится каждый раз искать более целесооб-
разную конструкцию крыла, основываясь на имеющемся опыте.
8. КОНСТРУКЦИИ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА
ЛОНЖЕРОНЫ И ПРОДОЛЬНЫЕ СТЕНКИ
По весу лонжероны составляют 25—50% веса крыла или 4—5%
взлетного веса самолета, т. е. примерно равны весу шасси и в 2—3 раза
больше веса оперения.
Основную часть веса лонжерона составляют его пояса, в которых
при изгибе крыла возникают осевые усилия S (рис. 2.55). Приближенно
“* раст == -44из1./А,
где h — расстояние между центрами тяжести сечений поясов.
Рис. 2. 56. Распределение нормальных (а) и касательных (Tq)
напряжений в сечении двутаврового лонжерона крыла
Потребная площадь сечения поясов лонжерона
^пл = 5/а,
где о — допускаемое напряжение в поясах (при растяжении <тв, при сжа-
тии (ТКр) •
Эпюра нормальных напряжений о в сечении лонжерона при изгибе
приведена на рис. 2.55.
Формы и размеры поперечных сечений поясов лонжерона могут быть
различными. Идеальным сечением лонжерона является сечение с наи-
большим моментом сопротивления изгибу W.
Лонжерон с одинаковыми верхним и нижним поясами, удаленными
на максимальное расстояние от нейтральной оси, будет теоретически
обладать наибольшим моментом сопротивления
1Гга„=— FH,
где F — площадь сечения поясов;
Н ~ максимальная высота лонжерона.
104
Для реального лонжерона момент сопротивления будет меньше и
его можно определять по формуле где ц—коэффициент
утилизации сечения (отношение момента сопротивления реальной балки
к моменту сопротивления идеальной, W^max)- Для характерных про-
филей, применяемых в самолетостроении, этот коэффициент равен
0,70-4-0,75.
Коэффициент утилизации характеризует лишь рациональность при-
нятой геометрической формы сечения лонжерона, площадь которого оп-
ределена по закону Гука, и не учитывает свойств применяемого мате-
риала. Для сравнительного анализа различных профилей поясов лон-
Стенка
Пояса. «мико.
: °-)
Рис. 2.56. Конструктивные схемы лонжеронов крыла:
а—балочная; б—ферменная; в—смешанная (ферменно-балочная)
жерона иногда применяется отношение h/H, где h — расстояние между
центрами тяжести поясов (см. рис. 2.55). Но и эта величина также ха-
рактеризует только форму сечения лонжерона.
В конструкциях крыльев современных самолетов обычно применя-
ются лонжероны балочного типа, реже — ферменного и ферменно-ба-
лочного (рис. 2.56).
Балочные лонжероны состоят из верхнего и нижнего поясов, жест-
ко связанных одной или двумя стенками. Для повышения устойчиво-
сти стенки усиливаются стойками или диафрагмами. Лонжероны с не-
большой строительной высотой, характерные для современных крыльев
самолетов, имеют обычно балочную конструкцию.
Ферменные лонжероны в отличие от балочных имеют верхний и
нижний пояса, соединенные между собой стойками и раскосами. Такой
лонжерон применяется при большой строительной высоте.
Ферменно-балочные лонжероны обычно имеют ферменную конст-
рукцию в корневом отсеке крыла и балочную — в концевом.
Продольные стенки представляют собой тонкостенные балки с поя-
сами, сечения которых мало отличаются от сечений стрингеров.
Балочные лонжероны
В современных конструкциях крыльев балочные лонжероны изго-
тавливаются из алюминиевых сплавов и высококачественных сталей, а в
последние годы — из сплавов на магниевой основе и титана.
Пояса лонжеронов изготавливаются большей частью из прессован-
ных и катаных толстостенных профилей.
Некоторые формы сечений поясов представлены на рис. 2.57. Для
уменьшения веса пояса делаются переменного по длине лонжерона се-
чения.
Пояса 1 и 2, образованные из прессованных угольников, часто при-
меняются на концевых отсеках лонжеронов и на продольных стенках.
Пояс 3 усилен за счет полосы, расположенной по краям лонжерона, пло-
щадь которой вдоль по размаху меняется, обеспечивая равнопрочность
пояса.
В поясах 4 и 5 применены монолитные тавровые профили. Такие
профили существенно упрощают конструкцию лонжерона, а при нали-
чии «усиков» для крепления обшивки устраняется ослабление пояса
105
отверстиями под заклепки. Двутавровое монолитное сечение 7 пояса
применяется при малой строительной высоте лонжерона.
Выравнивающая накладка, показанная в сечении 6, обеспечивает
форму профиля крыла.
Для достижения минимального веса поясов при заданной высоте
лонжерона следует стремиться к максимальному расстоянию между
центрами тяжести поясов.
С уменьшением строительной высоты лонжеронов на тонких кры-
льях скоростных самолетов потребовались пояса из толстостенных про-
филей. В современных конструкциях для поясов лонжеронов применя-
ют открытые профили, преимущественно таврового сечения.
Рис. 2.57. Сечения поясов лонжеронов:
/, 2 — с уголками; 3—с уголками и полосой; 4—с тавром; 5— монолитное; 6—
с накладкой; 7 — двутавровое
Касательное напряжение в стенке лонжерона
'г=т<?+'Пикр,
где xQ и —касательные напряжения от действия поперечной силы
и крутящего момента.
Очевидно, чтобы стенка не потеряла устойчивости, необходимо вы-
полнить условие
Т ТКр,
где тКр — критическое напряжение.
Критическое касательное напряжение в стенке определяется по из-
вестной формуле
1 + V
1 + V + V2 ’
где
, 0,9feE
v=xhx- xs=—----------
w ’’ э / ь \2’
\ 8 /
3 8
^=0,65^; Л=5,6-|— -----------для шарнирно опертой пластины;
/ а \2
а и b — соответственно длинная и короткая стороны пластины
(а/6>1).
При потере устойчивости на стенке образуются волны, гребни кото-
рых наклонены под углом 40°—45° к оси лонжерона (рис. 2.58). Потеря
устойчивости толстой * стенки приводит к ее разрушению.
* Стенка считается толстой, если она теряет устойчивость при напряжениях, боль-
ших или равных пределу пропорциональности. Если стенка теряет устойчивость при
напряжениях, меньших предела пропорциональности, то она считается тонкой. Поня-
тие тонкой и толстой стенок зависит и от отношения 6/5, где Ь — длинная сторона стен-
ки; 5 — толщина стенки.
106
Тонкая стенка, работающая на сдвиг, сохраняет работоспособность
и после потери устойчивости, причем избыточное касательное напряже-
ние г — ткр преобразуется в растягивающее напряжение <гст, направлен-
ное вдоль образовавшихся волн.
Можно приближенно считать, что разру-
шение стенки наступает при напряжениях
^разр
Использование полной работоспособности
стенки после потери ею устойчивости практи-
чески может не принести выигрыша в весе,
так как пояса лонжеронов и стойки при этом
догружаются изгибом. Поэтому толщину
стенки следует выбирать из условия
Рис. 2.58. Характерная
деформация при потере
устойчивости тонкой
стенки
Ткр
где q — суммарная погонная касательная сила на стенке.
Для повышения ткр стенки лонжерона подкрепляют стойками, при-
чем наиболее выгодными оказываются стойки с отношением /i/б поряд-
ка 80—100, не теряющие устойчивости при эксплуатационных нагрузках.
При подборе сечений стоек можно исходить из условия
FCT/3Z==0>5,
где FCt — площадь сечения подкрепляющей стойки;
I — расстояние между стойками.
Лонжерон крыла типовой конструкции, изображенный на рис. 2.59,
состоит из поясов 1 переменного по размаху сечения и стенки 2. Пояс
Рис. 2.59. Балочный лонжерон с поясами, составленными из угольников, и
одной стенкой:
/—пояса; 2—стенка; 3—уголковые профили; 4—швеллерный профиль; 5—стыковые уз-
лы; 6—стойки; 7—накладка на стенку
таврового сечения образован двумя уголковыми профилями 3. Уголки
крепятся к стенке двухрядным заклепочным швом с расположением за-
клепок в шахматном порядке. У внешнего конца крыла лонжерон пере-
107
ходит в балку швеллерного сечения 4 с отогнутыми краями. Пояса лон-
жерона у стыковых узлов 5 усиливаются.
Двухтавровое сечение 6, в средней части лонжерона переходящее в
швеллерное сечение, в настоящее время широко применяется в конст-
рукциях крыльев. В корневой части крыла пояса лонжеронов усилены
сверху накладками 1. В местах прохождения нервюр на лонжероне уста-
новлены профилированные штампованные стойки 6, которые одновре-
менно являются усилением стенки и элементом крепления нервюр к лон-
жерону. Ослабление стенки вырезом в средней части лонжерона ком-
пенсируется установкой массивных накладок 7.
Рис. 2.60. Конструкция лонжерона с монолитными поя-
сами и стенкой:
/—пояса; 2—профиль пояса; 3—«усики> для крепления обшив-
ки; 4—-стыковой узел
Характерной особенностью конструкции лонжерона, приведенного
на рис. 2.60, является применение цельнофрезерованных поясов перемен-
ного по размаху сечения. Пояса 1 лонжеронов — таврового профиля с
большим утолщением полки 2 в средней ее части. Для крепления об-
шивки на поясах лонжеронов сделаны пазы 3 глубиной, равной толщи-
не обшивки. В стыковых узлах 4 болты работают на растяжение.
При малой строительной высоте лонжерон часто делается монолит-
ным, т. е. пояса и стенка представляют собой одно целое (рис. 2.61).
На рис. 2.62 изображен лонжерон, стенка которого по хорде име-
ет разъем, причем верхняя и нижняя части лонжеронов соединяются
при помощи уголков.
Деревянные лонжероны выполняются преимущественно балочной конструкции
коробчатого сечения с двумя фанерными стенками.
Коробчатый лонжерон крыла советского самолета Як-1 представляет собой цель-
ную по размаху балку (рис. 2.63). Лонжерон состоит из верхнего 1 и нижнего 2 поя-
сов, двух стенок 3 и внутреннего набора.
Площадь сечения верхнего пояса значительно больше нижнего, так как верх-
ний пояс при изгибе крыла нагружается сжимающими силами, а дерево, как изве-
стно, на сжатие работает хуже, чем на растяжение. Пояса набраны и склеены из
большого числа сосновых реек, чем достигается большая однородность и прочность
поясов. Замена сплошных склеенными из реек поясами удешевляет лонжероны, ибо
крупные заготовки авиационной древесины без пороков встречаются редко. Кроме того,
это уменьшает возможность коробления и образования трещин.
Стыки реек, из которых набирается пояс, располагают вразбежку, а их соеди-
нения выполняют на ус или встык.
108
Рис. 2.61. Лонжерон монолитной конструкции
Рис. 2.62. Лонжерон с
уголками-поясами и
разъемной (по линии
хорд) стенкой:
/—верхний пояс; 2—ниж-
ний пояс; 3—стыковые
профили разъема: 4—•
стенка
Рис. 2.63. Коробчатый деревянный лонжерон:
/—верхний пояс; 2—нижний пояс; 3—стеики; 4—узлы крепления крыла;
5—узлы крепления ноги шасси; 6—бобышка; 7—диафрагма; 8—уголок; 2—
дренажное отверстие; 10, 11—стыки реек пояса лонжерона; 12—стыки сте-
нок лонжеронов
109
Фанерные стенки переменной по длине толщины стыкуются на ус. Волокна на-
ружного слоя фанеры располагают под углом 45° к оси лонжерона для повышения
сопротивления фанерной стенки срезу.
В местах пересечения нервюрами лонжеронов на последних установлены диаф-
рагмы 7 с отверстиями облегчения. Диафрагмы приклеиваются к лонжерону с помощью
сосновых уголков 8. Узлы 4 крепления крыла к фюзеляжу и узлы 5 крепления ног
шасси к крылу усилены бобышками 6, вклеенными между стенками лонжерона. Дренаж
лонжеронов в этих местах осуществляется через отверстия 9 в стенках лонжерона и
отверстия в диафрагмах 7.
Продольные стенки в деревянных крыльях образуют с обшивкой замкнутый кон-
тур, воспринимающий крутящий момент крыла.
Ферменные лонжероны
При большой строительной высоте крыла применяются ферменные
лонжероны.
Ферменные лонжероны принято разделять на раскосные и раскос-
но-стоечные.
Раскосные фермы в лонжеронах применяются сравнительно редко
из-за того, что они получаются более тяжелыми, так как часть раскосов
всегда работает на продольный изгиб. Кроме того, в местах крепления
нервюр к лонжерону обычно приходится ставить дополнительные стой-
ки, а это неизбежно увеличивает вес конструкции.
Рис. 2.64. Ферменный лонжерон, изготовленный из профилей:
Г—пояс; 2—ребро жесткости; 3—подкос; 4—болты
Раскосно-стоечные фермы применяют более широко, так как стой-
ки облегчают крепление нервюр к лонжерону. Раскосы у такого лонже-
рона следует ставить так, чтобы они работали преимущественно на рас-
тяжение в наиболее тяжелых случаях нагружения и чтобы угол между
поясом и раскосом составлял 40°—45°.
На рис. 2.64 показан типовой ферменный раскосно-стоечный лонже-
рон из толстостенных профилей. Пояса 1 представляют собой прессо-
ванные Т-образные профили, причем ребро жесткости 2 нижнего пояса
имеет срезы облегчения. При Т-образном профиле с высоким ребром
жесткости и срезами облегчения можно в узлах крепления раскосов обой-
тись без книц, что упрощает конструкцию узла и уменьшает вес лонже-
рона. Раскосы 3 выполнены из швеллерных профилей с бульбовыми
ребрами и крепятся к поясам болтами 4 или заклепками.
При использовании труб раскосы и стойки крепятся к поясам с по-
мощью косынок или непосредственно к поясу. В современных конструк-
циях лонжеронов для раскосов и стоек применяются большей частью
профили открытого типа, но в этом случае, разумеется, невозможно до-
биться унификации узлов крепления. Ферменные лонжероны считаются
в’технологическом отношении более сложными, чем балочные.
ПО
Характерным примером ферменно-балочного лонжерона с элементами, выполнен-
ными из труб, является лонжерон крыла отечественного самолета ДБ-3 (рис. 2.65).
Трубчатые пояса 1 переменного сечения по размаху крыла состоят из четырех частей,
Рис. 2.65. Ферменно-балочный лонжерон, изготовленный из труб:
1—пояс; 2—узел соединения отсеков пояса; 3—раскос; 4—стенка; 5—стыковые узлы
соединенных телескопически на заклепках, причем на торце трубы большого диаметра
вырезаны два языка для плавного перехода от одного сечения к другому. Раскосы 3
приварены к поясам. На внешнем конце лонжерона ферменная решетка заменена
стенкой.
ПРОДОЛЬНЫЕ СТЕНКИ
Продольные стенки по конструкции аналогичны лонжеронам кры-
ла с весьма слабыми поясами (рис. 2.66).
Конструкция стенок не претерпела за последнее время больших
изменений. Результаты исследования таких стенок показали, что наибо-
Рис. 2.66. Конструктивные варианты продоль-
ных стенок:
а—швеллер с уголками; б—пластина с уголками; в—
швеллер
Рис. 2.67. Монолитные конст-
рукции продольной стенки
лее легкой и одновременно наиболее жесткой на сдвиг является сплош-
ная тонкая стенка (без вырезов и облегчающих отверстий), подкреп-
ленная стойками.
В настоящее время часто применяются монолитные продольные
стенки. На рис. 2.67 показан профиль переменного сечения, который с
успехом может быть использован в качестве продольной стенки.
Расчет на прочность продольной стенки аналогичен расчету на проч-
ность стенки лонжерона.
111
СТРИНГЕРЫ
Стрингеры являются простейшими конструктивными элементами
продольного набора крыла. Вес набора стрингеров в зависимости от
конструкции крыльев составляет 5—20% веса крыла.
Стрингеры крыльев с работающей обшивкой используются:
— для повышения устойчивости обшивки путем увеличения ее кри-
тических нормальных и касательных напряжений при изгибе и кручении
Рис. 2.68. Схема сил, нагружающих стрингер
крыла;
— для передачи сов-
местно с обшивкой попереч-
ной нагрузки на нервюры,
при этом сами стрингеры
работают на поперечный
изгиб (рис. 2.68).
Стрингеры усиливают
обшивку, работающую на
сдвиг и на сжатие, и в то же
время обшивка, в свою оче-
редь, усиливает стрингеры,
работающие на сжатие. Об-
шивка и стрингеры, рабо-
тающие совместно, должны обладать высокими критическими напря-
жениями. Исходя из этих напряжений определяется рациональная форма
сечения стрингера и расстояние между стрингерами.
В современных крыльях в качестве стрингеров применяются профи-
ли самых разнообразных сечений (рис. 2.69). При одинаковых толщинах
и габаритах катаные или гнутые из листов стрингеры профилей 1, 4, 5
скорее теряют устойчивость (сгкр~16—18 кГ/мм2), чем стрингеры про-
филей 2 и 3, образующих совместно с обшивкой замкнутый контур.
Подкрепленная профилями типа 2 и 3 обшивка работает лучше, чем
неподкрепленная. Однако такие профили неудобны в производстве, так
как требуют для крепления обшивки двойного количества заклепок.
Кроме того, при стрингерах этого типа труднее избежать искажения
поверхности обшивки
крыла при клепке из-за
наличия двухрядного шва.
Прессованные про-
фили 6, 7, 8, 9, 10 и 11 до-
пускают без потери устой-
чивости большие напря-
жения сжатия (окр^26—
28 кГ/мм2), чем катаные
из листов профили подоб-
ных же сечений. Поэтому
Профили гнутые или катанные из листов
Профили прессованные или катанные из болванок и брусков
Рис. 2.69. Типовые сечения стрингеров
в современных конструк-
циях крыльев с работаю-
щей обшивкой предпочи-
тают применять прессованные стрингеры. Местная устойчивость про-
филя повышается применением толстых стенок и бульбообразными
утолщениями на его кромках. Экспериментальными данными установ-
лено, что профиль 8 с утолщением («бульбой») работает лучше при
малых длинах стрингеров (примерно до 150—200 мм), чем при больших
длинах.
Выбор профиля стрингера следует производить исходя из условий
его нагружения. В лонжеронных крыльях стрингеры усиливают обшив-
ку в случае ее поперечного изгиба под действием аэродинамической на-
грузки и сами работают на поперечный изгиб между нервюрами, при-
112
конструкции крыла,
Рис. 2.70. Форма се-
чений стрингеров,
соединяющих хвости-
ки иервюр с обшив-
кой
чем возникающие в них напряжения обычно незначительны. Одновре-
менно с этим стрингеры входят в опорный контур, работающий с об-
шивкой на сдвиг от крутящего момента. В моноблочных конструкциях
стрингеры воспринимают большие осевые силы от изгибающего момен-
та крыла. В этом случае стрингеры не следует разрезать в местах сты-
ковки отъемной части крыла с центропланом.
Рациональный профиль и размеры стрингера определяются прежде
всего особенностью требований, предъявляемых к
и степенью участия обшивки и лонжеронов в вос-
приятии нагрузок крыла.
Кроме обычного стрингерного набора, в крыле
могут быть использованы силовые стрингеры, пе-
редние и задние стрингеры, стрингеры местного
усиления.
Силовые стрингеры — продольные элементы,
проходящие по всему размаху крыла или по его ча-
сти между несколькими нервюрами. В последнем
случае стрингер ставится для увеличения местной
прочности или жесткости конструкции.
Передний стрингер иногда ставят для соедине-
ния носков нервюр и придания формы передней
кромке крыла. В современных конструкциях вместо
переднего стрингера обычно ставится стенка, а в монолитных конструк-
циях предусматривается ребро жесткости.
Задний стрингер представляет собой продольный элемент, соединя-
ющий вдоль размаха хвостики нервюр и обшивку (рис. 2.70). Наличие
такого стрингера обеспечивает жесткость задней кромки крыла.
В монолитных панелях крыла функции стрингеров выполняют спе-
циальные ребра жесткости, изготовленные заодно с обшивкой.

НЕРВЮРЫ
По конструкции и выполняемым функциям в крыле различают нер-
вюры нормальные и усиленные. Первые из них служат для сохранения
формы профиля, а также для восприятия и передачи местной воздуш-
ной нагрузки на обшивку и продольные элементы, вторые наряду с вы-
полнением функций нормальных нервюр являются элементами местного
усиления конструкции крыла, воспринимающими сосредоточенные на-
Рис. 2.71. Конструктивные схемы нервюр:
а—балочная: б—рамная; в—ферменная; г—смешанная (ферменно-балочная)
грузки от шасси, силовых установок, вооружения и пр. Кроме того, уси-
ленные нервюры ставятся в местах больших вырезов, в разъемах и в
местах перелома осей продольного набора.
Вес набора нервюр составляет в зависимости от конструкции кры-
ла ю—14% его веса, а в бесстрингерных конструкциях — около 25%.
По конструктивной схеме различают балочные с одной или двумя
стенками (рис. 2.71), рамные, ферменные и ферменно-балочные нер-
вюры.
Балочные нервюры состоят из полок и стенки.
из
Рамные нервюры выполняются из двух половин по хорде, не свя-
занных друг с другом.
Ферменные нервюры представляют собой плоскую ферму, элемен-
тами которой являются полки, стойки и раскосы.
Конструкции нервюр, применяемых в крыльях современных само-
летов, достаточно однотипны.
Балочные и рамные нервюры
Нормальные балочные нервюры, как правило, изготавливаются
штампованными из металлических листов. Стенки нервюр при сравни-
тельно малой толщине (0,8—1,5 мм) имеют большой -запас прочности,
и поэтому для уменьшения веса в нервюрах делаются вырезы облегче-
ния, которые можно использовать для монтажа проводки управления
элеронами, средствами механизации крыла и пр. Для повышения устой-
чивости стенок края отверстий облегчения отбортовываются, ставят
стойки, а иногда в стенках делают зиговку. Отогнутые края стенок об-
разуют полки нервюр, к которым крепится обшивка. В усиленных нер-
вюрах полки выполняются из прессованных или катаных профилей.
Рис. 2.72. Конструкция типовой нормальной балочной нервюры:
/—вырезы для стрингеров; 2—отбортованное отверстие облегчения; 3—зиговка; 4—гайки
крепления съемной панели; 5—подсечка полки; 6—усиливающие профили
Типовая балочная нервюра, изображенная на рис. 2.72, состоит из
носовой, двух средних и хвостовой частей. Каждая часть изготовлена
из листов с отогнутыми по кромке краями, которые образуют полки для
крепления обшивки. На контуре нервюры имеются вырезы 1 для стрин-
геров, что характерно для современных конструкций. У каждого выре-
за (кроме вырезов для съемных панелей) установлены накладки, к ко-
торым крепятся стрингеры. Для повышения устойчивости стенок, кроме
отбортовок отверстий облегчения 2, имеются зиговки 3. С внутренней
стороны полок, в местах крепления съемных панелей, установлены спе-
циальные гайки 4. В местах крепления к лонжеронам полки нервюр
имеют подсечки 5, а в хвостовой части для усиления пояса нервюры при-
клепаны уголковые профили 6.
На рис. 2.73 показана конструкция нервюры с разъемом по верти-
кали и по хорде. Она выполнена из пяти частей. Носовая и средняя ча-
сти состоят из штампованных половин, склепанных между собой. Хвостик
Z-образного сечения по нижней полке имеет профилированный вырез
для выдвижного закрылка. Полки нервюр образованы из отогнутых
краев стенок.
114
Рамные нервюры представляют собой плоские рамы, состоящие из
двух половин, не связанных между собой. Отсутствие стенок у таких
нервюр позволяет лучше использовать внутреннее пространство в отсеке
крыла для размещения топлива.
Рис. 2.73. Нервюра крыла с
разъемами по вертикали и по хорде
По весу рамные нервюры получайотся более тяжелыми, чем балоч-
ные. Это объясняется тем, что каждая половина рамной нервюры рабо-
тает самостоятельно, как двухпоясная балка с небольшой строительной
высотой.
Усиленные нервюры по конструкции аналогичны нормальным, но
средняя их часть и реже носовая — усилены.
Рис. 2.74. Усиленная нервюра балочной конструкции:
/—узел крепления подкоса гондолы двигателя; 2—узлы крепления раскосов; 3—кни-
цы крепления нервюры с панелью; 4—стенка; 5—полки
На рис. 2.74 показана усиленная нервюра крыла советского само-
лета Ан-10, полки которой изготовлены из прессованных профилей тав-
рового сечения.
Ферменные нервюры
Ферменные нервюры применяются редко и преимущественно в
крыльях с большой строительной высотой профиля. Фермы нервюр мо-
гут быть образованы посредством различного сочетания стержней.
115
Иногда встречаются ферменные конструкции нервюр, полученные
из металлических листов при помощи штамповки, при этом для повы-
шения жесткости раскосов и стоек их края отбортовывают.
При большой высоте нервюр и малой удельной нагрузке на крыло
ферменные нервюры удается получить более легкими по весу, однако
технологически они существенно сложнее балочных.
Характерная конструкция разъемной ферменной нервюры показа-
на на рис. 2.75. Носовая и средняя части — штампованные из листов с
отогнутыми краями, которые образуют полки для крепления обшивки.
Ферма носовой и средней частей образована из листового материала с
треугольными отбортованными отверстиями облегчения. Такой принцип
образования ферменной конструкции резко сокращает количество дета-
лей и дает возможность применить наиболее прогрессивные процессы
изготовления.
Рис. 2.75. Ферменная штампованная нервюра
Расстояние между нервюрами крыльев изменяется в широких пре-
делах (120—400 мм) и зависит от толщины обшивки, шага и сечения
стрингеров. Приближенно шаг нервюр определяется из соотношения
а/^~ 14-1,5 для лонжеронных крыльев и а/6~2-:-4 — для моноблочных,
где а — расстояние между нервюрами; Ь — шаг стрингеров. В случае
бесстрингерного крыла нервюры ставят чаще (а^ 1204-150 мм).
В носовой части крыла иногда ставят дополнительные носовые нер-
вюры (диафрагмы), так как на носок крыла действуют большие аэро-
динамические нагрузки.
Нормальная нервюра в основном нагружается распределенными
аэродинамическими силами. При этом она работает как тонкостенная
балка на изгиб в своей плоскости. Опорами нервюры являются стенки
лонжеронов, продольные стенки и обшивка, касательные потоки нагру-
зок в которых уравновешивают нагрузку нервюры.
Основной нагрузкой усиленной нервюры являются сосредоточенные
силы, вызывающие изгиб и срез нервюры.
Методы расчета на прочность элементов нервюр аналогичны мето-
дам расчета на прочность лонжеронов.
В деревянных крыльях самолетов преимущественно применяются балочные нер-
вюры, у планеров же — ферменные.
Балочные деревянные нервюры состоят из верхней и нижней полок, выполненных
из реек прямоугольного сечения, фанерной стенки, соединяющей полки, и стоек, под-
крепляющих стенку.
Характерное клеевое соединение полок нервюры со стрингерами показано на
рис. 2.76, а. Крепление разъемной нервюры с лонжероном осуществляется по стенкам
с помощью стоек треугольного сечения, по поясам—с помощью фанерных книц
(рис. 2.76,6).
Усиленные нервюры отличаются от нормальных более мощными сечениями полок
и наличием двух стенок.
Нервюра крыла советского самолета МиГ-3 состояла из сосновых полок 1, стоек 2
и фанефной стенки 3 (рис. 2.77). В полках с наружной стороны сделаны вырезы 4
для стрингеров. Возникающее из-за таких вырезов ослабление полок компенсируется
установкой с внутренней стороны бобышек 5 и стоек. Вдоль полок с обеих сторон
116
установлены фанерные полоски 6. В местах крепления нервюры к лонжерону н про-
дольным стенкам поставлены более мощные фрезерованные стойки 7. Хвостовая часть
нервюры 8 — двухстеиочиая.
Рис. 2.76. Узлы крепления конструктивных элементов дере-
вянных балочных нервюр:
а—крепление стрингера к полке нервюры; б—крепление иервю-
' ры к лонжерону
Ферменные деревянные нервюры при небольших нагрузках, действующих' на
крыло, можно сделать достаточно простой конструкции и малого веса. В этом случае
для элементов ферм (полок, раскосов и стоек) не требуются металлические узлы.
Рис. 2.77. Конструкция деревянной балочной нервюры:
1—полка; 2, 7—стойки; 3—стейка; 4—вырез для стрингера; 5—бобышка; 6—фанерная
полоска; 3—хвостовая часть нервюры
ОБШИВКА КРЫЛА
Основное назначение обшивки — образование и сохранение внеш-
ней формы крыла, а также восприятие воздушной нагрузки. Обшивка
участвует в работе крыла на изгиб и кручение.
На сверхзвуковых самолетах обшивка изготавливается чаще всего
из алюминиевых, титановых сплавов и жаропрочных сталей.
Поверхность обшивки должна быть очень гладкой (шероховатость
не более ~5 мкм) и полированной. Обшивка под действием нагрузок
не должна в полете деформироваться.
Следует иметь в виду, что на пыльных аэродромах шероховатость
поверхности крыла может увеличиться в два-три раза. Причинами же
появления на обшивке волнистости могут быть вмятины в местах ее
соединения с каркасом, а также остаточные деформации от местных на-
грузок в полете. В случае нарушения герметичности крыла в местах сое-
117
Г ъ Г ъ Г ь Г
цинения листов обшивки и в местах вырезов в обшивке под действием
перепада давлений внутри крыла и снаружи воздух из крыла будет
перетекать на его поверхности, что увеличит сопротивление крыла. Для
герметизации крыла в местах, где возможны щели (например, под
крышками лючков и пр.), применяются специальные уплотнители.
Обшивка составляет от 30 до 60% веса крыла, а в моноблочных
конструкциях — еще больше.
Толщина обшивки вдоль по размаху и по хорде изменяется. Сту-
пенчатое изменение толщины обшивки не является рациональным, так
как не обеспечивает равнопрочности конструкции и неизбежно приводит
к увеличению веса. Наилучшим решением является применение обшив-
ки переменной толщины.
Листы обшивки соединяются между собой одним из следующих
способов: внахлестку со снятой на ус кромкой, внахлестку, встык, вна-
хлестку с подсечкой одного ли-
ста. Соединения внахлестку со
снятой кромкой и без снятия
кромки применяются для крыль-
ев нескоростных самолетов, а со-
единение встык — для скорост-
ных самолетов. Листы обшивки
склепывают одно- и двухрядными
заклепочными швами. ;
Раскраивают листы обшивки i
так, чтобы соединения листов \
приходились на нервюрах, лон- j
жеронах или стрингерах. I
На рис. 2.78, а показаны
эпюры распределения напряже-
ний в панели, состоящей из об-
шивки и стрингеров. Нагрузим
панель равномерно распределен-
ными сжимающими внешними силами такой величины, при которой
обшивка между стрингерами не теряла бы устойчивости. В этом случае
напряжение сжатия стСж будет одинаковым как в обшивке, так и в стрин-
герах. Если теперь увеличивать внешние силы, то при некотором их зна-
чении обшивка потеряет устойчивость. Если обшивка не прикреплена
к стрингерам, то она будет нести только нагрузку, соответствующую ее
критическому напряжению.
В действительных конструкциях обшивка и стрингеры соединены
между собой и, следовательно, работают совместно. Заменим действи-
тельную эпюру напряжений в панели условной эпюрой (рис. 2.78,6),
в которой напряжение равно напряжению в стрингере сгСТр. а действи-
тельная ширина обшивки заменена приведенной шириной 6Пр- В этом
случае можно считать, что с каждым стрингером работает только часть
ОбШИВКИ ШИРИНОЙ &пр.
Приведенная ширина 6Пр панели для случая, когда обшивка и стрин-
геры выполнены из одинакового материала,
б)
Рис. 2.78. Распределение напряжений сжа-
тия в панели, состоящей из обшивки и
стрингеров:
а—эпюра напряжений в обшивке и стрингерах;
б—приведенная к стрингеру ширина обшивки
Е
*яр=1,98
°кр. стр
где 8 —толщина обшивки;
Е — модуль упругости;
°кр.с1р—критическое напряжение стрингера.
118
При разных материалах обшивки и стрингера приведенная шири-
на обшивки
98^обш. Г
/-СТО г ®ко. сто
стрингеры следует располагать на расстоя-
Рис. 2.79. Типовые соединении обшивки с профи-
лями-стрингерами:
а—точечной сваркой; б—склеиванием
*ОР=1>
где £Обш и £стР — модули упругости материала обшивки и стрингера.
Расстояние между стрингерами, работающими вместе с обшивкой,
выбирается таким, чтобы обшивка в сжатой зоне использовалась наи-
лучшим образом.
Результаты исследований подкрепленных пластин показали, что при
толщине обшивки 2—3 мм
нии 120—150 мм. В весо-
вом отношении наиболее
рациональной является
панель, состоящая из тон-
кой обшивки и часто по-
ставленных стрингеров.
При проектировании
панели следует учитывать
влияние заклепочного шва
на прочность панели. Шаг
заклепок оказывает влия-
ние на величину разру-
шающих напряжений па-
нели при сжатии. Под действием внешних нагрузок обшивка начинает
терять устойчивость между заклепками, после чего и вся панель разру-
шается преждевременно. Шаг заклепок следует выбирать исходя
из условия
а * а
кр.обш кр.стр*
По данным экспериментальных исследований обшивка при сжатии
не теряет устойчивости между заклепками, если шаг заклепочного шва
(t) удовлетворяет условию
/<25 8,
где б — толщина обшивки.
Если материалы обшивки и стрингеров хорошо свариваются, то
можно применять для их соединения точечную или роликовую сварку
(рис. 2.79, а).
В последние годы нашли широкое распространение конструкции,
в которых применяются клеевые и клеесварные соединения (рис. 2.79, б),
позволяющие получить гладкую поверхность крыла и значительно умень-
шающие трудоемкость изготовления.
Монолитная обшивка
На рис. 2.80 показаны образцы монолитных панелей, в которых
стрингеры выполнены за одно целое с обшивкой. Такие панели дают
возможность более эффективно использовать механические свойства ме-
талла, а следовательно, осуществить легкую по весу конструкцию. При
этом улучшается качество поверхности, уменьшается количество соеди-
няющих швов, что очень важно для герметичных соединений, так как
уменьшается вес герметизирующих материалов и трудоемкость работ
по уплотнению конструкции.
На тонких крыльях, имеющих малые строительные высоты, клепа-
ные панели становятся нерациональными вследствие уменьшения момен-
та инерции при изгибе (полки стрингеров приближаются к нейтраль-
ной оси). В этом случае монолитные конструкции позволяют более эф-
119
фективно использовать материал. Как известно, при полете на больших
скоростях, обшивка сильно нагревается. Монолитная конструкция с ча-
стым оребрением будет в этом случае более выгодна, так как умень-
шаются температурные деформации и улучшается отвод тепла.
Монолитные панели (обшивка) могут быть изготовлены прокаткой,
литьем, штамповкой, прессованием, химическим травлением и механиче-
Рис. 2.80. Монолитные панели обшивки крыла:
а—крыло, образованное верхней и нижней монолитными панелями*, б—кон-
струкция, состоящая нз нескольких панелей
ской обработкой. При механической обработке толстых монолитных па-
нелей возрастают затраты рабочего времени и значительная часть ме-
талла переходит в стружку. Химическое травление панели также сопро-
вождается большими отходами металла. По этим соображениям штам-
повка, прессовка и прокат являются более прогрессивными способами
изготовления монолитных панелей.
Трехслойная обшивка
В последнее время трехслойная обшивка широко используется в
крыле. Она состоит из двух листов, между которыми расположен запол-
нитель (рис. 2.81). В качестве заполнителя применяются легкие мате-
риалы сотовой или пористой структуры, а также гофрированные листы.
Необходимые механические качества заполнителя можно получить ар-
мированием (соответствующим образом расположенными слоями из.
более прочного материала).
2
Сотовый,
заполнитель
Пористый
заполнитель-
-пенопласт
Заполнитель-
легкий госрриро-
? ванный материал
Заполнитель -
-пенопласт
армированный
Рис. 2.81. Трехслойная обшивка:
а—сотовые заполнители; б—пористые заполнители: в—-гофрированный заполнитель
Создание многослойных конструкций высокой прочности из листов
стали, алюминиевых и титановых сплавов, стеклотекстолитовых и тек-
столитовых сот, пенопласта или бальзы в качестве заполнителя стало
возможным после разработки новых сортов клея, склеивающего разные
материалы, и новых способов соединения листов с заполнителем.
Легкий заполнитель, имеющий сравнительно низкие механические
характеристики, только предохраняет приклеенные или припаянные с
обеих его сторон тонкие листы от потери устойчивости.
120
Разделение обшивки на два несущих слоя существенно увеличивает
ее поперечную жесткость, так как критические напряжения сжатия и
сдвига в этом случае увеличиваются.
Погонный момент инерции такой трехслойной панели:
Jnop—8й2/2,
где б — толщина несущего слоя;
h — расстояние между несущими слоями (рис. 2.82).
Отношение погонных моментов
инерции трехслойной и одно-
слойной обшивок толщиной 26
будет 3(й/2б)2; при /г/26 = 10
оно равно 300.
Критическое напряжение
сжатия трехслойной панели
2,7££
°кп =-----•
к₽ (*/А)2
При отношении сторон панели
a/b> 1
Рис. 2.82. к расчету на прочность трехслой
ной обшнвки
(1 + О2 ’
где £ = 5,4 ———--------коэффициент, учитывающий влияние дефор-
62 Озап мации заполнителя на напряжение вкр(03ап —
модуль сдвига заполнителя).
Трехслойная обшивка обладает высокими критическими напряже-
ниями сжатия, поэтому для нее не требуется подкрепляющего продоль-
ного набора стрингеров и расстояния между нервюрами могут быть уве-
личены.
При среднем удельном весе заполнителя у3ап=0,05—0,10 Г1смъ у
трехслойной обшивки алюминиевый сплав — заполнитель — алюминие-
вый сплав при 2—=10 вес заполнителя достигает 18—30% суммарного
ь
веса несущих листов. Увеличение критических напряжений обшивки
слоеной конструкции оказывается достаточно большим, и такие пане-
ли даже при относительно тонких обшивках в весовом отношении вы-
годнее, чем подкрепленные стрингерным набором одинарные обшивки.
Применение толстых обшивок, имеющих высокую собственную жест-
кость, в слоеных конструкциях с заполнителем неоправдано.
Рациональные способы заделки торцов панелей (рис. 2.83) зависят
от конструкции стыковых узлов, соединяющих панели между собой или
с другими элементами крыла.
Из приведенных на рис. 2.83 различных вариантов заделки торцов
трехслойной панели более технологичными являются варианты а, б, в,
в которых устраняется фрезерование в сотах уступов для прокладок; в
вариантах е и ж устраняется операция гибки обшивки, предусматри-
ваемая вариантом ж, и исключается необходимость подгонки вклады-
шей к профилям, как это имеет место в вариантах г, д.
Заделка законцовок сваркой (вариант з) или при помощи пере-
гиба обшивки считается целесообразным конструктивным решением.
При таком способе крепления законцовок не применяются концевые
стрингеры, отсутствуют заклепочные соединения, что снижает вес кон-
струкции, повышает качество поверхности и снижает трудоемкость из-
готовления панели.
121
В местах соединения элементов многослойной конструкции между
собой заполнитель обычно не применяется (рис. 2.84, узлы I, II, III и
рис. 2.85). Необходимая прочность и жесткость на таких участках до-
стигается установкой вкладышей, профилей и втулок.
Многослойная обшивка по сравнению с одинарной имеет следую-
щие преимущества:
Накладки
а.)
вкладыш
Профиль
Двухсторонняя
потайная клепка
и)
Рис. 2.83. Конструктивные варианты заделки кромок и закоицовок при трехслойиой
обшивке:
а, б, в, г, д, е, ж, з, и—различные варианты заделки
— способна воспринимать все нагрузки, лежащие в плоскости па-
нели и нормальные к ней. Общая потеря устойчивости такой панели
практически исключается, а критические напряжения местной потери
устойчивости существенно выше, чем несущего слоя;
— обладает более высоким качеством поверхности благодаря от-
сутствию заклепочных швов;
— дешевле в производстве и менее трудоемка благодаря примене-
нию однотипного сортамента материалов и более дешевой технологии;
— обладает хорошими термо- и звукоизоляционными свойствами.
Рис. 2.84. Соедииеиия трехслойной обшивки:
/—стыковка по контуру; //—клеевое соединение панелей с поясом лонжерона: ///—клеевое
соединение панелей с профилем носка крыла
К недостаткам многослойных обшивок следует отнести:
— сложность контроля качества склейки;
— трудность осуществления стыковых соединений;
— необходимость усиления заполнителя при передаче поперечных
сил, нормальных плоскости панели;
— конструктивная сложность передачи местных сосредоточенных
нагрузок.
В настоящее время конструкции обшивок с заполнителями для раз-
личных агрегатов широко применяются не только на опытных, но и на
122
серийных самолетах. Например, на самолете В-58 (США), летающем
со сверхзвуковыми скоростями, около 90% обшивки крыла, фюзеляжа,
оперения и гондол двигателей выполнены из трех слоев (рис. 2.86).
Рис. 2.85. Типовые соединения многослойных панелей:
а, г, д, е—профилем; б—вкладышем; в—втулкой
В тех случаях, когда крылья и оперение имеют весьма малые стро-
ительные высоты, может оказаться целесообразным наружную верхнюю
и нижнюю обшивки соединить при помощи заполнителя. Такая конст-
рукция показана на рис. 2.87.
На современных самолетах обшивка с заполнителем широко при-
меняется в конструкции элеронов и рулей. На рис. 2.88 приведена кон-
струкция элерона с применением заполнителя в хвостовой части.
Рис. 2.86. Элементы конструкции са-
молета В-58, в которых применяется
обшивка с заполнителем
Рис. 2.87. Конструкция крыльев с заполни-
телем:
а—однолонжеронное; б—двухлонжеронное; в—бес-
каркасное
Полотняная обшивка. Наиболее легким материалом для обшивки крыльев являет-
ся полотно (так называют обычно не только чисто льняное полотно, но и хлопчато-
бумажную ткань). Кроме малого веса, полотняная обшивка дешева и ее можно быстро
и просто ремонтировать. Вместе с тем такая обшивка может воспринимать лишь малые
воздушные нагрузки.
Основа полотна должна составлять угол 45° с хордой крыла, так как в этом слу-
чае полотно провисает между нервюрами меньше, чем если бы основа располагалась
по хорде. Внешнюю поверхность полотна для получения хорошей гладкости и необ-
ходимого натяжения покрывают специальными лаками.
123
Рис. 2.88. Конструкция
элерона с заполнителем:
/—лонжерон; 2—нервюра; 5—
заполнитель; 4—обшивка; 5—
хвостовой профиль
Рис. 2.89. Механизированный способ пришивки полотняной об-
шивки проволокой;
1—полотно; 2— проволока; 5—лента; 4—подкрепляющая лента; 5—нервюра
Рнс. 2.90. Заделка полотна на нервюрах:
/—зубчатая полотняная лента; 2—основное полот-
но (обшивка); 3—нервюра; 4—профиль; 5—лента
Рис. 2.91. Соединение фанерной обшивки
склейкой листов на ус
124
Оригинальная механизированная пришивка полотняной обшивки к нервюре пока-
зана на рис. 2.89. Полотно пришивается к нервюрам тонкой проволокой. Для этого в
нервюрах сделаны канавки и прорези, в которые пропускается проволока, образующая
с внутренней стороны петли. Эти петли после их разделки и держат проволоку.
На рис. 2.90 показано крепление полотна к нервюрам с помощью приклепанных
профилей и вставляемых в эти профили лент. Такое крепление является надежным и
простым в производстве, кроме того, оно позволиет быстро снять полотно с каркаса,
вытаскивая ленту из профиля.
Для доступа воздуха, а также для стока воды, которая может попасть внутрь
крыла, в каждом отсеке между нервюрами иа нижней поверхности должны устанав-
ливаться пистоны.
Фанерная обшивка применяется в деревянных конструкциях крыльев, на плане-
рах и маломощных легких самолетах.
Исследования фанерных обшивок, подкрепленных стрингерами, показывают, что
общая прочность их повышается с увеличением площади стрингеров в общей пло-
щади сечения. Увеличение же толщины обшивки приводит к понижению удельной
прочности. Таким образом, относительный вес панели тем меньше, чем тоньше обшивка
и чем чаще расположены подкрепляющие ее стрингеры.
Для рациональной конструкции фанерной обшивки необходимо применять
тонкую фанерную обшивку с частым стрингерным подкреплением, либо толстую
обшивку без стрингерного подкрепления, выполненную из фанеры с меньшим удель-
ным весом, чем у обычной березовой фанеры, либо двойную обшивку с заполните-
лем из легкого материала.
Для увеличения жесткости крыла на кручение волокна обшивки по размаху крыла
располагают так, чтобы в наружном слое шпона они были направлены под углом 45°
к нервюрам. К каркасу крыла фанерная обшивка приклеивается клеем. В фанерной
обшивке листы склеиваются на ус (рис. 2.91).
Элементы каркаса, к которым приклеивается обшивка, должны быть достаточно
жесткими, чтобы получить хорошее качество склеивания.
Для того чтобы фанера прилегала плотно ко всем элементам каркаса крыла,
необходимо тщательно воспроизводить контуры всех нервюр. Если нервюры нераз-
резные, то на пояса лонжеронов между нервюрами ставятся выравнивающие накладки.
В настоящее время обшивку изготовляют из пропитанной смолами переклейки
и бакелитовой фанеры, которые обладают большей прочностью, чем обычная фанера,
и дают хорошую поверхность.
9. РАЗЪЕМЫ КРЫЛЬЕВ И КОНСТРУКЦИИ СТЫКОВЫХ
СОЕДИНЕНИЙ
Разъемные соединения крыла с центропланом или фюзеляжем
обычно называются стыковыми. Наличие таких соединений существен-
но усложняет конструкцию крыла и технологию его изготовления. В уз-
Рис. 2.92. Расположение конструктивных разъемов
крыла;
а, б—разъемные соединения; в—неразъемное соединение
лах соединений возникают концентрации напряжений, которые трудно
учесть при расчетах. Все это обусловливает необходимость увеличения
расчетных нагрузок, что и предусматривается в нормах прочности, а это
ведет к неизбежному увеличению веса конструкции.
Расположение таких разъемов по размаху крыла может быть раз-
личным и зависит от назначения самолета и требований, предъявляе-
мых к нему (рис. 2.92).
Если крыло имеет центроплан, то разъем целесообразно делать в
месте соединения центроплана с отъемной частью крыла (рис. 2.92, а).
125
При расположении двигателей на крыле, как правило, делается один,
а иногда и два разъема с каждой стороны.
Крыло может иметь разъем у борта фюзеляжа (рис. 2.92, б). В этом
случае центральная часть крыла конструктивно представляет собой од-
но целое с фюзеляжем. Такое расположение разъема у стреловидного
крыла обусловлено переломом осей его продольных элементов у фюзе-
ляжа.
Допускается разъем крыла в плоскости симметрии, если будет обес-
печен осмотр стыковых узлов для периодической проверки их состояния.
В частности, такое расположение разъема встречается на небольших
самолетах с низким расположением крыла относительно фюзеляжа.
Неразъемное (сплошное) крыло (рис. 2.92, в) не имеет центроплана
и отъемных частей. Его вес меньше, чем вес разъемного крыла одина-
ковой площади. Несмотря на это преимущество, неразъемное крыло
применяется только на небольших самолетах, так как при больших га-
баритах такое крыло нетранспортабельно, неудобно в эксплуатации и в
производстве.
Решение вопроса о количестве разъемов и наиболее целесообразном
расчленении крыла всегда связано с известными трудностями.
КОНСТРУКЦИИ стыковых УЗЛОВ
По конструкции различают шарнирные (безмоментные) стыковые
узлы, воспринимающие только силы, и жесткие стыковые узлы, воспри-
нимающие моменты и силы.
б)
Лонжероны с ослабленными,
поясами

"I.
е)
Рис. 2.93. Принципиальные схемы
расположения стыковых узлов:
а—однолонжеронное крыло (три точки
крепления); о—двухлонжеронное крыло
(четыре точки крепления); в—тонкое
однолонжеронное крыло (четыре точки
крепления); г—кессонное крыло (креп-
ление по контуру); д—моноблочное
крыло (крепление по контуру); е—кры-
ло с трубчатым лонжероном (крепле-
ние по фланцу); яс—крыло с подкоса-
ми (крепление двумя шарнирными
узлами)
Выбор того или иного типа стыкового узла и их количества опре-
деляется в основном конструктивной схемой крыла. На рис. 2.93 при-
126
ведены принципиальные схемы расположения стыковых узлов для раз-
личных конструктивных схем крыльев.
Стыковые соединения лонжеронных крыльев имеют узлы на лонже-
ронах и продольных стенках крыла. Таких узлов может быть три, четы-
ре и больше. Типовые конструкции стыковых узлов приведены в табл. 2.1.
На лонжеронных крыльях наиболее распространены вильчатые и
гребенчатые * узлы. В этом случае прочность стыковых болтов, работа-
ющих на срез, мало зависит от усталостной прочности материала.
Рис. 2.94. Стыковое соединение однолонжеронного крыла с передним шар-
нирным узлом:
1—передний шарнирный узел: /Л HI—ннжннй и верхний задние жесткие узлы;
/—проушина переднего узла; 2, 3, 5—болты; 4, /0—шаровые вкладыши; 5—насечка
на поверхности; 6—узел фюзеляжа; 7—палец; 9—ушко
В качестве примера на рис. 2.94 приведена конструкция стыкового
соединения, характерного для однолонжеронных крыльев. Соединение
состоит из переднего шарнирного узла / и двух задних жестких узлов //
и ///. Передний узел крыла соединяется с узлом фюзеляжа болтом 2 и
представляет собой литое ушко 1, прикрепленное к нервюре и передней
стенке четырьмя болтами 3. В отверстие ушка вставлены обойма и шаро-
вой вкладыш 4. На опорных поверхностях ушка и накладки нервюры
имеется насечка 5.
Верхний задний узел /// представляет собой стальную штампован-
ную вилку, приклепанную к верхнему поясу лонжерона. Ушки вилки
расположены в горизонтальной плоскости и имеют отверстия с верти-
кальными осями. Этот узел соединяется с ушком фюзеляжа 6 пальцем 7.
Стальной штампованный нижний задний узел // крепится к нижне-
му поясу лонжерона болтами 8 и заклепками. Узел состоит из одного
мощного ушка 9, в отверстие которого впрессована обойма 10 с шаро-
* Гребенки позволяют уменьшить размеры ушков н диаметр стыкового болта за
счет того, что последний работает на срез в нескольких плоскостях.
127
Таблица 2.1
Типовые конструкции стыковых соединений (узлов) лонжеронных крыльев
Название Эскиз стыкового узла
Соединение вилка—
ухо
Соединение гребен-
Соединение на ус
128
вым вкладышем. Ось вкладыша совпадает с осью переднего узла, поэто-
му крыло может вращаться вокруг этой оси после расстыковки верхнего
узла III.
Особенностью рассматриваемого соединения является четкое разгра-
ничение функций узлов в отношении воспринимаемых ими сил и момен-
тов. Изгибающий момент 7Иизг воспринимается только узлами лонже-
рона II и III (силы S в поясах лонжерона) (см. рис. 2.94). Поперечные
силы и крутящий момент воспринимаются узлами I и II.
Другим примером стыкового соединения являются узлы крепления
однолонжеронного стреловидного крыла с задним шарнирным узлом 1,
Рис. 2.95. Стыковое соединение однолоижеронного стреловидного крыла с
задним шарнирным узлом:
/—задний шарнирный узел; 2—внлкн стыковых узлов лонжерона; 3—пояс лонжерона-.
4—стенка; 5—усиленная бортовая нервюра
установленным на продольной стенке (рис. 2.95). Стыковой узел лонже-
рона состоит из верхней и нижней вилок 2, прикрепленных к поясам 3 и
стенке 4 лонжерона. В плоскости стыковых узлов установлена усиленная
нервюра 5, которая должна воспринять часть изгибающего момента
вследствие излома оси лонжерона крыла.
Стыковые узлы в тонких крыльях с малой строительной высотой
иногда делаются со сквозными вертикально расположенными стыковыми
болтами (рис. 2.96).
Для очень тонких крыльев применяется узел с горизонтальной базой
(рис. 2.97). В этом случае можно значительно увеличить базу I узла и
гем самым уменьшить силу 5=7Иизг/7, приходящуюся на стыковые болты.
На рис. 2.98 изображена конструкция стыкового соединения крыла, имеющего
только один силовой элемент — трубчатый лонжерон. В этом случае изгибающий и кру-
тящий моменты и поперечная сила воспринимаются трубой. Соединение труб осу-
ществляется при помощи фланца 1.
Конструкции стыковых узлов двухлонжеронных и многолонжерон-
пых крыльев аналогичны конструкциям стыковых узлов однолонжерон-
ных крыльев. Схема, иллюстрирующая нагружение стыковых узлов двух-
лонжеронного крыла, представлена на рис. 2.99.
На этой схеме:
впереди, 5задн~осевые силы от Л4ИЗГ, нагружающие узлы перед-
него и заднего лонжеронов;
фпергд„ <23алн~ поперечные силы, приходящиеся на передний и
задний узлы;
,Qm —поперечные силы от 714.'..
л,кр.перели’ л1кр.зади 1 кР
5 3062 129
Рис. 2.97. Стыковой узел лонжерона тонкого крыла с горизон-
тальной базой:
/—лонжерон; 2—передняя продольная стенка; 3—задняя продольная стен-
ка; 4—узел фюзеляжа; 5—силовой шпангоут
Рис. 2.98. Стыковое соединение
крыла с лонжероном круглого
сечения:
/—фланец; 2—стыковые болты
130
Силы S, действующие на стыковой узел в направлении пояса лон-
жерона,
р -Мперелн ~ ^задн
впереди== Lf' > *^задн ~77' •
впереди “задн
Здесь впереди, Мзядн — изгибающие моменты соответственно по
переднему и заднему лонжеронам в месте стыка *,
Нпереы , /У задн —расстояние между стыковыми болтами лонжеронов.
Так как ^мкр.передн = ^л1кр.задн=Рдгкр =Л4кр/В, то суммарная попе-
речная сила Q’ действующая на каждый стыковой узел, например
передний,
1 / Л4кр \
j впереди” 2 ( впереди — )’
где Фиерэдн и <?Жк|1 - поперечные силы;
В — расстояние между лонжеронами.
Знак перед Мкр/В зависит от направления крутящего момента.
Таким образом, суммарная сила, передаваемая через проушину сты-
кового узла,
Стыковые соединения кессонных и моноблочных крыльев осуще-
ствляются при помощи узлов, расположенных по контуру работающей
части обшивки (см. рис.
2.93, д,г). Наиболее харак-
терной конструкцией стыко-
вого соединения кессонных
крыльев является соедине-
ние при помощи фитингов
(рис. 2.100), которые на
торцовых участках панелей,
примыкающих к разъему
(рис. 2.101), крепятся к
стрингерам 1 и обшивке 2,
а иногда к гофру 4. В случае
применения монолитных па-
нелей в них делаются специ-
альные законцовки, называ-
емые монолитными фитин-
гами (рис. 2.102).
Для равномерной пере-
дачи сжимающих СИЛ опор- Рис. 2.99. Схема нагружения стыковых узлов
ные поверхности фитингов, двухлонжероиного крыла
особенно в верхней панели,
должны быть плотно подогнаны друг к другу.
Растягивающие силы в нижней панели передаются посредством бол-
тов, соединяющих фитинги. Благодаря специальным углублениям в фи-
тинге стыковые болты закладываются снаружи в паз или вставляются
в отверстие (рис. 2.103).
Стыковые соединения нижних панелей могут осуществляться при
помощи накладок (лент) без фитингов (см. рис. 2.30). При таком соеди-
нении усталостная прочность элементов соединения повышается.
* При расчете стыковых узлов вводится коэффициент &=1,25, т. е. М„зг. ст =
1,25 А1изг-
5*
131
Рис. 2.100. Типовая конструкция фитинга для стыковых
узлов кесоиных и моноблочных крыльев
Рис. 2.101. Стыковые узлы на панелях1 крыльев:
/—стрингеры; 2—обшивка; 3—фитинги; -/—продольный гофр
Рис. 2.102. Торцевая часть (законцовка) моно-
литной панели крыла со стыковым болтовым
соединением
13 2
щи
Наряду с фитингами применяются стыковые соединения при помо-
угольников (рис. 2.104).
При расположении угольников
на наружной
стороне обшивки
(рис. 2.104, а) существенно увеличивается лобовое сопротивление кры-
ла.
В этом случае ребро
стыка 3 для
вается
лентой 4.
уменьшения
сопротивления закры-
профилированной
Рис. 2.103. Стыковое болтовое сое-
динение крыльев по контуру про-
филя
а—при помощи фитингов; б—при помо-
щи специального профиля

Стыковой угольник, поставленный
увеличивает лобового сопротивления,
обеспечить доступ к болтам для выполнения стыковки и для периодиче-
под обшивку (рис. 2.104,6), не
но в этом случае необходимо
ских их осмотров.
Встречаются конструкции стыковых соединений, осуществляемых
при помощи монолитных полос на болтах, работающих на срез
(рис. 2.105).
133
Большое количество фитингов и стыковых болтов, а также необхо-
димая высокая точность обработки торцевых поверхностей значительно
усложняют изготовление и эксплуатацию контурных стыковых соедине-
ний.
Рис. 2.104. Стыковое соединение крыла по контуру его профиля с помощью угольников:
а—угольники на наружной поверхности; б—угольники под обшивкой; /—угольники; 2—болт: 3—реб«
ро стыка; 4—профилированные ленты; 5—стыковые узлы
Нагрузки, действующие на контурное стыковое соединение, можно
определять по результатам расчета прочности крыла в сечении около
стыка. Зная силу и моменты в сечении, можно определить нагрузки, при-
кодящиеся на каждый стыковой болт.
Рис. 2.105. Конструкция стыкового соединения кессонного крыла
(болты работают на срез):
/—стыковочная полоса центроплана с ушками; 2—стыковочная полоса крыла с внлкамн; 3—кони-
ческий болт; 4—втулка; 5—шайба; б—кольцо; 7—корончатая гайка: 8—шплинт
10. КРЫШКИ ЛЮКОВ И СПЕЦИАЛЬНЫЕ
ОБТЕКАТЕЛИ (ЗАЛИЗЫ)
Люки (вырезы) в работающей обшивке неизбежны, так как иным
способом невозможно обеспечить подход и необходимые условия работы
по обслуживанию оборудования, размещенного в крыле, для монтажа уз-
лов управления, а также для осуществления сборки крыла. Большинство
крыльев имеют на верхней и нижней обшивке технологические и эксплу-
атационные люки.
134
Люки в обшивке крыла закрываются крышками, устанавливаемыми
заподлицо с обшивкой, а отверстия для них с внутренней стороны крыла
усиливаются окантовками.
Конструкции силовых крышек, работающих при нагружении об-
шивки, аналогичны конструкциям обычных подкрепленных обшивок
Рис. 2.106. Конструкция крышки с замком для смотрового лючка в обшив-
ке крыла
Силовые крышки крепятся по контуру отверстия люка большим коли-
чеством винтов для того, чтобы крышка могла работать совместно с об-
шивкой.
Кроме люков больших размеров, в обшивке крыла имеются неболь-
шие лючки для осмотра, смазки или монтажа внутренних механизмов,
размещенных в крыле. Крышки таких лючков должны иметь легко и
быстро закрывающиеся и открывающиеся замки. Имеется много самых
разнообразных конструкций крышек и замков. На рис. 2.106 представ-
Рис. 2.107. «Зализ» крыла в месте его соединения с фюзеляжем:
/—носовая съемная часть; 2—верхняя съемная часть; 3—лючкн; 4—нижняя съемная
часть; 5—задний обтекатель
1‘Лена одна из таких конструкций, у которой замок открывается и закры-
вается нажимом пальца.
[ Как уже говорилось в гл. I, на крыльях для улучшения их обтека-
|ния часто ставятся специальные обтекатели (зализы).
I На рис. 2.107 показана установка зализа на стыке крыла с фюзе
кляжем, состоящего из четырех частей. Носовая 1 и средние верхняя 2
|и нижняя 4 части съемные, крепление их к борту фюзеляжа и крылу ©су-
135
ществляется винтами. Хвостовая часть зализа 5 несъемная и закреплена
на фюзеляже при помощи заклепок.
Зализы обычно изготовляются из листов алюминиевого сплава. Для
сохранения контура и жесткости зализа с внутренней его стороны ста-
вятся специальные диафрагмы и уголки. В зализе имеются лючки 3 со
съемными крышками для осмотра состояния стыковых болтов.
11. НОСКИ КРЫЛА И ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ
УСТРОЙСТВА
Носок крыла испытывает большие аэродинамические нагрузки, и
это предъявляет особые требования к его конструкции. Для обеспече-
ния достаточной прочности и жесткости носка крыла его усиливают,
устанавливая дополнительные нервюры-диафрагмы и увеличивая тол-
щину обшивки.
Рис. 2.108. Конструкция съемного носка крыла:
1—окантовывающий профиль; 2—диафрагмы; 3—обшивка; 4—анкерные
болты
На рис. 2.108 показана конструкция съемного носка крыла, который
крепится к поясам переднего лонжерона анкерными болтами. Послед-
ние применяются в тех случаях, когда нет доступа для постановки за-
клепок или нельзя осуществить соединение сваркой.
При сверхзвуковых скоростях полета происходит интенсивное на-
гревание конструкции крыла. У тонкого носка температура особо резко
возрастает, поэтому для него необходима теплозащита.
Обязательным оборудованием крыла и оперения на современных
околозвуковых и сверхзвуковых самолетах являются противообледени-
тельные средства защиты передних кромок, на которых образуется слой
льда при определенных метеорологических условиях полета.
Отложение льда происходит быстро и распространяется от носка на
значительную часть хорды крыла и оперения. Толщина льда на перед-
них кромках может достигать 5—8 см.
Отложения льда на передней кромке крыла и оперения искажают
форму профиля и нарушают спектр обтекания. В результате ухудша-
ются характеристики профиля и при особо тяжелых метеоусловиях по-
лет самолета становится невозможным.
Известны следующие способы защиты крыла от обледенения: тер-
мический, химический и механический.
136
Термический способ, наиболее широко применяющийся в настоя-
щее время, заключается в том, что носки профилей крыла и оперения
в необходимых случаях периодически обогреваются подводимым к ним
горячим воздухом или воздухом, нагреваемым электрическими нагрева-
тельными элементами.
На рис. 2.109 показана воздушно-термическая противообледенитель-
ная система самолета, в которой используется горячий сжатый воздух
от компрессора двигателя для обогрева носков крыла и оперения. Го-
Рис. 2. 1'09. Воздушно-термическая противообледенительная система самолета:
/—заборник горячего воздуха от компрессора двигателя; 2—крыльевые выходные насадки; 3—от-
верстия для вывода обогревающего воздуха в атмосферу; выходные иасадки оперения
рячий воздух циркулирует внутри носка по специальным каналам, обра-
зованным волнами гофрированного листа и обшивкой.
Конструкция носка крыла с термическим противообледенителем со-
стоит из обшивки 1, склепанной с -гофрированным листом 2, продоль-
ной стенки 3, расположенной вблизи носка,, внутренней облицовки 4,
верхнего и нижнего окантованных профилей 5 и поперечного набора
диафрагм 6 (рис. 2.110).
Волны гофрированного листа направлены вдоль носка. Каналы и
камеры внутри носка образуются рейками 8 между гофрированным ли-
стом и бортами балочки. Возможные щели между рейками, гофриро-
ванным листом я балочкой герметизируются лентой 9.
Электротермический противообледенитель для крыла и оперения,
представляющий собой многослойную ленту, приклеенную заподлицо с
обшивкой вдоль передней кромки, приведен на рис. 2.111. Электриче-
ский ток по особым шинам подводится к токопроводящей обмазке, на-
несенной на прессованный картон. Тепло от нагреваемой током обмазки
передается обшивке носка.
137
Рис. 2.110. Конструкция носка крыла с воздушно-термическим проти-
вообледенителем:
/—обшивка; 2—гофр; 3—продольная балочка; 4—облицовка; 5—окантовочный
профиль; 6—диафрагма; 7-—патрубок для соединения с гибкой гофрированной
трубкой; в—рейка; 9—герметизирующая лента; 10—стойка для крепления диа-
фрагмы; //—уголок
Рис. 2.111. Конструкция носка крыла с элек-
трическим противообледенителем:
/—внутренняя обшивка; 2, 6—стеклоткань; 3—обогре-
вательный слой; •/—медная шина; 5—медные соедини-
тельные планки; 7—наружная обшивка
Рис. 2.112. Конструкция носка крыла с механическим противооб-
леденителем:
а, б, в—нейтральное положение и последующие стадии действия;
/—обшивка носка крыла; '2—камерный протектор; 3—средняя камера; 4—
боковые камеры; 5—слой льда
138
Химический способ борьбы с обледенением заключается в нанесе-
нии на наружную поверхность носка крыла слоя специальной жидко-
сти, замерзающей при низких температурах.
Для того чтобы жидкость в полете не могла быть смыта дождем
и не сдувалась потоком воздуха, ею пропитывается накладка из пори-
стого материала (например, кожи), проложенная по передней кромке
крыла.
Химический способ используется и для защиты от обледенения ло-
пастей воздушных винтов.
Механический способ борьбы с обледенением предусматривает использование ре-
зиновых протекторов на передних кромках крыла и оперения с продольными каме-
рами, в которые подается в необходимых случаях сжатый воздух. Камеры, расширяя;!
под давлением воздуха, разрушают образующийся слой льда, а наружный поток воз-
духа сбрасывает его с крыла.
Конструкция носка крыла с трехкамерным протектором показана на рис. 2.112
Сжатый воздух подается в камеры протекторов и выпускается из них периодически
12. СРЕДСТВА МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Средствами механизации крыла называются устройства, которые
дают возможность изменять его аэродинамические характеристики в по-
лете, при взлете и на посадке.
Впервые идея механизации крыла была предложена академиком С. А. Чаплыги-
ным еще в 1910 г. Он предложил сделать в крыле несколько щелей по размаху. На
больших углах атаки через такие щели должен проходить поток обтекающего крыло
воздуха для сдувания пограничного слоя. В этом случае критический угол атаки и
соответствующее значение с„ тах значительно увеличиваются.
Применение на крыле различных средств механизации, как показал
опыт эксплуатации самолетов с такими крыльями, позволило сущест-
венно улучшить несущие способности крыла, что Особенно важно на
углах атаки, соответствующих режимам взлета и посадки самолета.
Преимущества, которые создают средства механизации крыла, сво-
дятся к следующему:
1) уменьшается площадь крыла в результате повышения коэффи-
циента Сушах, что на режимах посадки не влечет за собой увеличения
посадочной скорости;
2) сокращается длина разбега при взлете и пробега после посадки
самолета в результате повышения коэффициента су на углах атаки,
соответствующих этим режимам.
При использовании некоторых видов механизации крыла одновре-
менно с ростом су увеличивается сопротивление крыла; это использует-
ся для увеличения угла планирования.
К средствам механизации крыла обычно прибегают в целях:
а) возможно большего увеличения су max при незначительном изме-
нении критического угла атаки аКг>; б) повышения качества на режиме
взлета при неполном использовании средств механизации; в) улучшения
поперечной устойчивости и управляемости на больших углах атцки;
г) улучшения маневренных свойств самолета в полете.
Как и крыло, средства механизации должны быть легкими, проч-
ными, жесткими и надежными в действии.
ВИДЫ СРЕДСТВ МЕХАНИЗАЦИИ I
Различают два вида средств механизации (рис. ,2413) по выполняе-
мым ими функциям: . . - !
1) средства механизации для увеличения несущей способности’крьь
ла (Су5);
139
Наименование механизации
Эскиз
Для увеличения несущей способности крыла (CyS)
Закрылок с хордой 0,3 b отклонен на 45° 1 _ b 145-155 12

Щиток с хордой 0,3 b отклонен на 45° 2 X 165—175 14
к
О)
о
в?
Предкрылок по все- му размаху 135—140 26
S
2
X
О’
X
as
Сдун погранйчного
слоя
Отсос пограничного
слоя
300—400
(при большом
секундном
расходе газа)
• Закрылок ср сдувом пограничного слоя 250—300
ю О) Си и О) 3 X X С5 а Щелевой закрылок с хордой 0,3 b откло- нен на 45° 150-160 12
о Си X X X ю 5S о Щиток со скодьзя- щей осью вращения с хордой 0,3 Ь откло- нен на 45° 8 : 175—185 13
1
Продолжение
Наименование механизации Эскиз ДСу + Су тах ИСХ 0, IV Су шах исх Ч СО CQ М Я S ""о о о Q
Комбинированные средства Выдвижной закры- лок с хордой 0,3 Ь отклонен на 40° 9 ~ 215—225 13
Двухщелевой вы- движной закрылок отклонен на 40° 1,п Дефлектор 240—250 13
Трехщелевой вы- движной закрылок (разрезное крыло) 11 С=~— 300—400
Комбинированные средства (с предкрылком или отклоненным носком) Предкрылок и за- крылок с хордой 0,3 Ь отклонен на 45° 12 155-165 20
Предкрылок и ще- левой закрылок с хордой 0,3 Ь откло- нен иа 45° 13 175—185 18
Предкрылок и вы- движной закрылок с хордой 0,3 b откло- нен на 40° /4 255—265 16
Предкрылок и двух- щелевой выдвижной закрылок отклонен на 40° 15 ' 280—320
Закрылок с хордо! 0,3 b отклонен на 45е и носок отклонен на 10°—15° ~1Гп—* 16 150-160
Реактивные закрылки Реактивный закры лок Z7 800—1000 (при большом расходе газа)
141
Продолжение
Наименование механизации
Эскиз
Закрылок с реак-
тивным закрылком
800—1000
(при большом
секундном
расходе газа)
I
Для увеличения лобового сопротивления*^ х)
Щиток-закрылок
Щиток „крокодил"
Рис. 2.113. Классификация устройств (средств) механизации крыльев:
2) средства механизации для увеличения лобового сопротивления
крыла (Сд;).
Кроме того, средства механизации крыла различаются по физиче-
скому принципу действия (см. рис. 2.113):
а) увеличение кривизны профиля;
б) увеличение площади крыла;
в) управление пограничным слоем;
г) управление пограничным слоем с одновременным изменением
кривизны профиля или изменение кривизны профиля с одновременным
увеличением площади крыла и т. д.
Изменение кривизны профиля достигается применением на крыле
закрылков или щитков. При отклонении их вниз кривизна профиля воз-
растает, что влечет за собой увеличение подъемной силы и силы лобо-
вого сопротивления крыла; вместе с тем критический угол атаки не-
сколько уменьшается (рис. 2.114). При взлете закрылки и щитки обычно
отклоняются на 15°—20°, при посадке — на 40°—50°.
Управление пограничным слоем осуществляется , при помощи
предкрылка, который в нейтральном положении плотно прижат к носку
крыла, а при отклонении образует с носком крыла профилированную
щель (см. рис. 2.113). Воздушный поток, выходящий из щели, обладая
большой скоростью, направленной по касательной к верхней поверх-
ности крыла, смещает точку отрыва пограничного слоя к задней кромке
крыла. Это увеличивает Cj,max, а также акр (см. рис. 2.114). Предкрылок,
установленный на концах крыла (концевой предкрылок), используется
для улучшения работы элеронов на больших углах атаки (рис. 2.115).
142
Предкрылки могут управляться летчиком или автоматическими
устройствами. В последнем случае выдвижение предкрылка (отвод от
носка крыла) происходит под действием аэродинамических сил. При
этом на малых углах атаки такие силы прижимают предкрылок к но-
ску крыла, на больших — наоборот, отводят его вперед от носка крыла
(рис. 2.116).
Рис. 2.114. График cv=f(a) для крыла
со щитком и предкрылком:
/—крыло, не имеющее средств механизации; 2—кры-
ло со щитком; 3 — крыло с предкрылком
Рис. 2.115. Конмевой предкрылок
Сдувание пограничного слоя может быть осуществлено струей газа,
выпускаемой через щели, расположенные на верхней поверхности крыла
(см. рис. 2.113).
Отсасывание пограничного слоя дает тот же эффект, что и сдувание
его. Сущность этого средства заключается в создании разрежения на
верхней поверхности крыла и отсасывании пограничного слоя через
щели в обшивке с помощью специальных вентиляторов (см. рис. 2.113, 5).
Особого внимания заслуживает закрылок со сдуванием погранично-
ю слоя (см. рис. 2.113,6). В этом случае может быть достигнут более
значительный эффект, но потребуется большой секундный расход газа.
В комбинированных средствах механизации обычно используются
различные принципы действия.
Щелевой закрылок (см. рис. 2.113,7) увеличивает подъемную силу
как в результате увеличения кривизны профиля, так и путем отсасывания
пограничного слоя благодаря профи-
лированной щели между крылом и за-
крылком. Выходящий из щели с боль-
шой скоростью поток воздуха создает
разрежение в задней части профиля и,
отсасывая пограничный слой, сме-
щает к задней кромке точку отрыва
потока от крыла.
Щиток со скользящей осью вра-
щения (,см. рис. 2.113,8) изменяет
кривизну профиля и одновременно
Рис. 2.116. Схема действия автома-
тического предкрылка:
а—большие углы атаки; б—малые углы
атаки
может увеличить площадь крыла.
Выдвижной закрылок (рис. 2.113,9) представляет собой профилиро-
ванное крылышко, расположенное в задней нижней части крыла. За-
крылок изменяет кривизну профиля, увеличивает площадь крыла, и со-
здает «щелевой эффект», т. е. смещает точку отрыва пограничного слоя
к задней кромке.
Выдвижные закрылки в настоящее время получили наибольшее рас-
пространение. Для повышения эффективности выдвижных закрылков на
них стали устанавливать дефлекторы (см. рис. 2.113,10, 11). Такой вид
механизации называют двухщелевыми и многощелевыми выдвижными
закрылками.
143
Для увеличения эффективности механизации крыла иногда приме-
няют одновременно предкрылок и закрылок или предкрылок и выдвиж-
ной закрылок (см. рис. 2.113, 12, 13, 14, 15).
На острых и тонких крыльях для предотвращения раннего срыва
потока потребовалось отклонять
Отклоняемый
носок

Закрылок
Рис. 2.117. Отклоняемый носок
носок крыла на взлете и посадке (см.
рис. 2. 113,16). При отклонении
носка крыла вниз cyraax увеличи-
вается (рис. 2. 117). Хорда откло-
няемого носка составляет обычно
около 15% хорды крыла. Так как
отклоняющийся носок дает боль-
шое увеличение акр, то его стали
применять в комбинации с за-
крылком.
Дальнейшие работы по повы-
шению эффективности средств
механизации крыльев предусматривают применение системы сдува с
закрылков (рис. 2. 118 и 2.113,17, 18). В таких системах чаще всего ис-
пользуется сжатый воздух от компрессора турбореактивного двигателя
или отвод части его выхлопных газов.
Как показали экспериментальные исследования, наибольшее увели-
чение подъемной силы крыла достигается выпуском струи газов через
узкую щель, расположенную у задней кромки крыла или закрылка, вниз
под некоторым углом к набегающему потоку (см. рис. 2.113, 17, 18^. Дей-
ствие этой мощной плоской струи подобно действию обычного закрылка.
Такая система увеличения, подъемной силы получила название реактив-
ного закрылка.
Применяя реактивные закрылки, можно увеличить сутах в 10 и бо-
лее раз, но для этого, как было сказано, требуются большие расходы
газа.
Эффективность средств ме-
ханизации зависит от относи-
тельной длины занимаемого
ИМИ участка (/Мех = ^мех/% от-
носительной длины их хорды
(5мех = Ьмех/^), ОТНОСИТеЛЬНОЙ
толщины профиля и стрело-
видности крыла, места распо-
ложения на крыле.
Закрылки и щитки обыч-
но занимают 60—70% размаха
крыла* и располагаются меж-
ду элеронами и фюзеляжем.
Относительная хорда таких
средств механизации состав-
Рис. 2.118. Система управления погранич-
ным слоем на закрылке с помощью сжатого
воздуха, отбираемого от компрессоров дви-
гателей
ляет 25—30% хорды крыла.
При сдуве и отсосе пограничного слоя прирост коэффициента
подъемной силы Дсу будет зависеть от коэффициента импульса струи
Рсек%
еЦ с
О ° Мех
где QceK — секундная масса выдуваемого (отсасываемого) воздуха;
5Мех — площадь механизированной части крыла;
Vj — .скорость истечения через щель струи воздуха.
Включая и подфюзеляжную часть крыла.
144
Приращение коэффициента подъемной силы
Дс4, = АС|1,
где А = 18-4-20 для стреловидных крыльев (при углах отклонения за-
крылков 50°—60°).
В настоящее время широко применяется сдув пограничного слоя с
закрылков.
При Ср. —0,044-0,05 считается возможным прирост подъемной силы
почти вдвое по сравнению с обычным закрылком.
В целях увеличения сутах вместо обычных элеронов применяются
элероны-закрылки (зависающие элероны), которые могут одновременно
отклоняться вниз как закрылки и работать как элероны.
Первые самолеты с механизированными крыльями были построены в конце 20-х
и начале 30-х годов. С 1935—1937 гг. механизированные крылья стали устанавливать
почти на всех самолетах.
До второй мировой войны наиболее широко применялись закрылки и щитки, а в
настоящее время преимущественно ставятся выдвижные закрылки.
Эффективность механизации на стреловидных и треугольных
крыльях значительно ниже, чем на прямых трапециевидных крыльях.
К средствам механизации, позволяющим увеличивать только лобо-
вое сопротивление самолета, относятся тормозные щитки (см.
рис. 2.113,19, 20). Такие щитки применяются для быстрого гашения ско-
рости при горизонтальном полете и сокращении длины пробега после
посадки самолета.
КОНСТРУКЦИЯ СРЕДСТВ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Средства механизации крыла по конструкции представляют собой
тонкостенные балки, . опорами которых служат узлы подвески их к
крылу. Они в полете нагружены аэродинамическими силами, вызываю-
щими их изгиб и кручение.
Для восприятия изгиба и кручения в конструкции средств механи-
зации предусматривается один, а иногда два и более лонжеронов, на
которых устанавливаются узлы подвески и качалки управления. Встре-
чаются конструкции, в которых узлы подвески ставятся на усиленных
нервюрах.
Кручение воспринимается замкнутым контуром обшивки, трубча-
тым лонжероном или лонжероном с обшивкой, образующими замкну-
тый контур.
Ввиду значительных нагрузок средства механизации имеют жест-
кую обшивку, работающую на кручение и воспринимающую аэродина-
мические силы.
Таким образом, конструкции различных средств механизации до-
статочно однотипны.
Рассмотрим конструкции и характер нагружения элементов различ-
ных средств механизации.
Предкрылок состоит из лонжерона 1, переднего стрингера 2 и зад-
ней стенки 3, нервюры 4 и обшивки 5 (рис. 2.119). Все элементы конст-
рукции и предкрылка выполнены из тонкостенных профилей и листов.
Узел подвески предкрылка представляет собой кулисный механизм
(рис. 2.120, а). На шарнирном четырехзвеннике, установленном в вер-
тикальной плоскости, предкрылок выдвигается (не перемещаясь по раз-
маху крыла). Конструкция этого механизма довольно проста и не тре-
бует пояснения. Он полностью размещается внутри крыла даже при
сравнительно тонком крыле.
На рис. 2.120,6 показан предкрылок, установленный на штанге, ко-
торая по направляющему устройству, расположенному в носке крыла,
перемещается при помощи винтового домкрата. На этом же рисунке
145
изображена схема противообледенительного устройства предкрылка и
носка крыла.
Закрылок представляет собой хвостовую часть крыла (рис. 2.121).
Каркас его состоит из трубчатого продольного лонжерона 1, нервюр 2
и обшивки 3. Лонжерон располагают вблизи носка, и он является
основным силовым элементом конструкции, к которому крепятся узлы
Рис. 2.119. Конструкция предкрылка на
крыле с механическим приводом:
/— лонжерон; 2—передний стрингер; 3—задняя
стенка; 4—нервюра; 5—эбшивка
подвески 4 и нервюры. Иногда в
конструкцию закрылков вводят
стрингеры, которые по назначе-
нию и форме аналогичны стрин-
герам, применяемым в крыльях,
но только меньшего сечения. Нер-
вюры— балочного типа, штампо-
ванные из листового материала.
Они устанавливаются пер-
пендикулярно оси лонжерона.
Щитки являются простейшим
устройством механизации крыль-
ев. Имеются два типа щитков —
простой щиток и щиток со сколь-
зящей осью вращения.
На рис. 2.122 показана ти-
пичная конструкция щитка. Кар-
кас его состоит из лонжерона 1,
разрезных нервюр 2, переднего
стрингера 3 и заднего стрингера 4\ с наружной стороны щиток зашит
обшивкой. Лонжерон является основным продольным элементом, к ко-
торому крепятся шарниры тяг управления щитком. Жесткая об-
шивка из листового материала крепится к продольному и поперечному
наборам. Щиток подвешивается к крылу при помощи петель 5, вклепан-
ных в переднюю кромку.
При отклоненном положении щитка на него будут действовать аэро-
динамические нагрузки. Под влиянием этих нагрузок щиток будет ра-
ботать как многоопорная балка на сдвиг, изгиб и кручение.
Рис. 2. 120. Механизмы подвески предкрылка:
а — кулисный механизм; б —предкрылок на направляющих; 1 — предкрылок; 2— шаровой шарнир;
3—качалкн; 4—крыло; 5—траверсы; 6—шарикоподшипник
Напряжения в обшивке получаются малыми, поэтому применяется
обшивка толщиной 0,6—0,8 мм на нескоростных самолетах и 1—1,2 мм
на скоростных самолетах.
Нервюры щитка следует рассчитывать на прочность под действием
местной аэродинамической нагрузки. Сила, действующая на щиток,
Рщ==3,56схщ$щ-^,
146
Рис. 2. 121. Конструкция закрылка
В-3
Рис. 2. Г22. Конструкция щнтка:
/—лонжерон; 2—разрезная нервюра; 3, 4—передний н задний стрингеры; 5—петли;
6—вилка
147
где схщ — коэффициент, зависящий от угла отклонения щитка 6Щ (при
6щ~50° схщ~1,2);
Зщ — площадь щитка;
Vmin — наименьшая скорость горизонтального полета самолета.
Погонная нагрузка на щиток
Яш ^щ/Ац»
где — длина щитка.
Отсюда нагрузка на одну нервюру
Рк=Яш.а,
где а — расстояние между нервюрами.
Рис. 2. Г23. Конструкция выдвижного закрылка:
/—выдвижной закрылок; 2—тяга к замку закрылка; 3—цилиндр управления закрыл-
ком; 4—тяга управления закрылком; 5—трос синхронизации закрылка; 6— каретка;
7—рельс; 8—ролнк; 9—обойма
Нагрузка по хорде щитка распределяется по закону прямоугольни-
ка, тогда
Р ~ fynjb щ,
где — хорда щитка;
р — давление на щиток.
Выдвижные закрылки по своей конструкции аналогичны крыльям.
На рис. 2.123 показан выдвижной закрылок, получивший широкое
применение. Конструкция его состоит из двух лонжеронов швеллерного
сечения и разрезных, кроме торцовых, нервюр. Закрылок подвешен к
крылу при помощи специального механизма, установленного на нервю-
рах крыла. Механизм состоит из направляющего рельса и движущейся
по ним каретки, к которой крепится закрылок. Рельс состоит из двух
стальных профилей швеллерного сечения.
Двухщелевые закрылки или закрылки с дефлекторами бывают не-
выдвижные (рис. 2.124) и выдвижные (рис. 2.125). Дефлекторы жестко
прикреплены к носовой части закрылка. Между дефлектором и закрыл-
148
3
Рис. 2.124. Узел подвески невыдвижнсго двухщелевого закрылка на
крыле:
1—кронштейн; 2—фитинг; 3—дефлектор; 4—закрылок
Рис. 2.125. Конструкция выдвижного двухщелевого закрылка:
1 лонжерон; 2—нервюра; 3—стенка; 4—'Обшивка; 5—диафрагма; 6—дефлектор
149
ком имеется профилированная щель, улучшающая аэродинамику крыла
при отклоненном закрылке.
Средства механизации для увеличения только лобового сопротив-
ления (воздушные тормозы) конструктивно разнообразны.
На рис. 2.126 приведен воздушный тормоз, устанавливаемый на
крыле реактивного самолета. При посадке самолета такой тормоз вы-
полнял функции щитка.
Рис. 2.127. Тормоз типа «крокодил»
Если на крыле имеются другие средства механизации, то тормозные
щитки устанавливаются по бортам на хвостовом отсеке’ фюзеляжа, а
иногда — на крыльях перед закрылками (рис. 2.127).
13. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Какие требования предъявляются к крыльям современных само-
летов?
2. Какие внешние формы имеют крылья самолетов в зависимости
от скорости полета?
3. Какие нагрузки действуют на крыло в полете и при посадке?
4. Как определяются расчетные нагрузки, погонные нагрузки, попе-
речные силы, изгибающие и крутящие моменты?
5. Как нагружаются основные конструктивные элементы крыла?
6. Какие конструктивные особенности имеют лонжеронные, кессон-
ные и моноблочные крылья?
7. Какие преимущества имеют стреловидные и треугольные (в пла-
не) крылья по сравнению с прямыми? Назовите их основные недостатки.
8. Как рассчитывается кессонное крыло на изгиб и кручение?
9. Как осуществляются стыковые соединения лонжеронных, кессон-
ных и моноблочных крыльев?
10. Каковы особенности конструкции лонжеронов, продольных сте-
нок, нервюр, носков и хвостиков крыла, обшивки крыла?
11. Какие нагрузки действуют® стыковом узле лонжеронного крыла?
12. Поясните функции и назовите современные средства механиза-
ции крыла.
Глава III
ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ
1. НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ И ЭЛЕРОНОВ
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ
Оперением самолета называются несущие поверхности, предназна-
ченные для обеспечения продольной (относительно оси Oz) и путевой
(относительно оси Оу) балансировки, устойчивости и управляемости са-
молета (рис. 3.1).
Элероном называется рулевая поверхность, представляющая собой
часть крыла и предназначенная
летом относительно оси Ох.
Балансировкой самолета назы-
вается уравновешивание моментов
всех сил, действующих на самолет,
относительно его центра тяжести.
Устойчивость есть способность
самолета возвращаться к заданному
режиму полета после прекращения
действия сил, вызвавших отклонение
самолета от этого режима.
Управляемостью самолета назы-
вается его способность отвечать на
отклонения рулей соответствующими
перемещениями в пространстве или,
как обычно выражаются летчики,
«ходить за ручкой». Управление са-
для балансировки и управления само-
Рис. 3. 1. Оперение самолета нормальной схемы
молетом в этом смысле имеет целью
заставить самолет выйти из одного
режима полета и перейти в другой
режим.
В 90-х годах прошлого века наш соотечественник С. С. Неждаиовский исследо-
вал на воздушных змеях и планерах продольную и путевую их устойчивость и пред-
ложил на самолетах применять горизонтальное и вертикальное оперение.
Самолет нормальной (классической) аэродинамической схемы и
схемы «утка» имеет горизонтальное и вертикальное оперение.
Горизонтальное оперение представляет собой часть оперения само-
лета (см. рис. 3.1), предназначенную для обеспечения продольной ба-
лансировки, устойчивости и управляемости. .
У самолетов с дозвуковой скоростью полета горизонтальное опе-
рение обычно состоит из неподвижного или ограниченно подвижного ста-
билизатора и подвижного руля высоты.
Подвижные стабилизатор и руль высоты могут поворачиваться от-
носительно своих осей. При отклонении (повороте) на какой-то угол ру-
ля высоты на горизонтальном оперении появляется дополнительная аэро-
динамическая сила, а следовательно, и дополнительный момент относи-
тельно центра тяжести. В области дозвуковых скоростей руль высоты
достаточно эффективен и обеспечивает самолету управляемость. В тех
151
случаях когда во время полета значительно изменяется центровка и эф-
фективность руля высоты недостаточна, применяется управляемый ста-
билизатор.
На дозвуковых скоростях полета отклонение руля высоты приводит
к появлению дополнительной силы на горизонтальном оперении не
только за счет самого руля, но и в результате перераспределения давле-
ния на стабилизаторе (рис. 3.2,а).
При полете на сверхзвуковых скоростях эффективность руля высо-
ты снижается. Это объясняется тем, что изменения давления, вызывае-
мые отклонением руля, не выходят за область скачка уплотнения (см.
линию БАС на рис. 3.2,6) и, таким образом, не достигают стабилизатора.
Следствием этого является то, что отклонение руля высоты не оказывает
влияния на величину и характер распределения давления по стабилиза-
тору. Поэтому на самолетах, имеющих
при. М < 7
Рис. 3.2. Эпюры давлений на
поверхности горизонтального
оперения при различных чис-
лах М:
а—при дозвуковой скорости полета;
б—при сверхзвуковой скорости по-
лета

сверхзвуковую скорость полета, нашло при-
менение цельноповоротное горизонтальное
оперение. Переход к цельноповоротному
горизонтальному оперению позволил повы-
сить его эффективность на околозвуковых
и сверхзвуковых скоростях полета, особенно
на больших высотах.
В настоящее время иногда цельнопово-
ротное горизонтальное оперение исполь-
зуется и для поперечного управления са-
молетом, т. е. его консоли отклоняются сов-
местно при продольном управлении и диф-
ференциально— при управлении креном.
Вертикальное оперение представляет
собой часть оперения самолета (см.
рис. 3.1), предназначенную для обеспечения
самолету путевой балансировки, устойчиво-
сти и управляемости. Обычно оно состоит
из неподвижного киля и подвижного руля
направления. На самолетах, совершающих
полет на больших сверхзвуковых скоростях
и больших высотах, применяют цельно-
поворотное вертикальное оперение.
При определении размеров и компоновке
оперения необходимо учитывать следующее:
— оперение во всем диапазоне скоростей и высот на всех режимах
полета должно обладать достаточной эффективностью. Кроме того, оно
должно обеспечивать балансировку при возникновении несимметрич-
ной нагрузки в случае односторонней остановки двигателей на какой-
либо стороне, посадке с боковым ветром и т. д.;
— в конструкции и при компоновке оперения должны быть исклю-
чены причины, способные вызвать вибрации типа флаттер и баф-
тинг при обтекании воздушным потоком.
2. ФОРМА И РАСПОЛОЖЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ
Форма горизонтального оперения, как и крыла, характеризуется
видом в плане (рис. 3.3), видом спереди (рис. 3.4) и профилем.
Преимущества и недостатки различных форм крыла в плане, при-
веденные в гл. II, стр. 63, в равной мере относятся и к аналогичным
формам горизонтального оперения.
На самолетах наибольшее распространение получило прямое и стре-
ловидное горизонтальное оперение трапециевидной формы в плане.
152
Форма горизонтального оперения в виде спереди (см. рис. 3.4) ха-
рактеризуется углом фг о поперечного V. Этот угол изменяется от
— 10° до +10°.
Прямоугольное Трапецевидное
Руль высоты
Рис. 3.3. Форма горизонтального оперения в плане
На некоторых самолетах устанавливалось V-образное оперение с
большими углами фт. 0 (рис. 3.5). Такое оперение заменило горизонталь-
ное и вертикальное оперения, так как оно способно одновременно вы-
полнять их функции.
В СССР V-образное оперение появилось впервые в начале 30-х годов. Оно было
разработано конструктором Д. II. Григоровичем на самолете Р-5.
Оперение представляет собой две симметричные несущие поверхности, располо-
женные под углом к плоскости симметрии в хвостовой части фюзеляжа. Каждая из
поверхностей состоит из непо-
движной стабилизирующей ча-
сти и подвижной — руля. При
отклонении рулей в какую-либо
сторону (только вверх или
только вниз) они действуют как
рули высоты (рис. 3.5,6). Воз-
никающие при этом на каждом
руле дополнительные аэроди-
намические силы R дают со-
ставляющие: вертикальную У и
горизонтальную Р. Горизон-
тальные составляющие взаимно
уравновешиваются, а верти-
кальные направлены в одну
сторону и на плече от точки их
приложения до центра тяжести
создают продольный момент
самолета относительно оси Oz.
При отклонении рулей
в разные стороны они дейст-
Рис. 3.4. Форма горизонтального оперения при ви-
де на самолет спереди
вуют как рули направления
(рис. 3.5, в). В этом случае горизонтальные составляющие Р направлены в одну сторону
и создают момент относительно оси Оу. Вертикальные составляющие У, направленные
в разные стороны, дают пару сил, момент которой кренит самолет и должен париро-
ваться моментом от элеронов. Значительные крутящие моменты, передающиеся с опере-
Рис. 3.5. V-образное оперение:
а—размещение оперения на самолете; б—создание продольного момента; в—создание путевого
момента
нпя на фюзеляж, сложность осуществления кинематики управления и сложность кон-
струкции узлов крепления к фюзеляжу, а также увеличение интерференции стали при-
чинами весьма ограниченного применения такого оперения на самолетах.
153
Относительная толщина профиля горизонтального оперения колеб-
лется в пределах 4—10% (меньшая величина относится к скоростным
самолетам). Следует заметить, что дальнейшее уменьшение относитель-
ной толщины профиля становится неоправданным, так как получаемое
при этом незначительное уменьшение лобового сопротивления не ком-
пенсирует конструктивных трудностей при размещении осевой компен-
сации руля, понижения жесткости конструкции и увеличения ее веса.
Профили горизонтального оперения обычно симметричные.
Угол стреловидности горизонтального оперения определяется так
же, как и крыла, т. е. из условия смягчения волнового кризиса на опе-
рении и более позднего его начала.
Пряное Тралецевид- Эллиота.- Стреловидное Треугольное Стреловидное
ное ческое с bt 0= const
J
Рис. 3.6. Форма вертикального оперения при виде сбоку
Форма вертикального оперения характеризуется его видом сбоку
(рис. 3.6) и формой профиля.
Форма вертикального оперения в виде сбоку определяется так же,
как и форма горизонтального оперения в плане.
Основными параметрами, характеризующими форму вертикального
оперения, являются его сужение т)в. о и стреловидность %в. о- Иногда на
верхней части фюзеляжа делается надстройка (форкиль), переходящая
в киль. В этом случае площадь SB. 0 и удлинение кв. 0 вертикального опе-
рения могут быть уменьшены. Кроме того, эта надстройка используется
для размещения в ней элементов управления и электрорадиооборудова-
ния самолета.
Относительная толщина профиля вертикального оперения составля-
ет 4—8%, выбирается профиль всегда симметричным.
Для определения размеров оперения и рулей пока еще нет мето-
дов расчета. Ими задаются на основе имеющихся статистических данных
и технических условий, а затем проверяют при испытании модели са-
молета в аэродинамической лаборатории. Размеры рулей устанавлива-
ют на основе критериев устойчивости и управляемости.
Обычно в первом приближении задаются относительными величи-
нами площади оперения и рулей, а именно:
а) для горизонтального оперения 5r.0=5r.0/S и 5B = SB/Sr0,
где Sr. о — полная площадь горизонтального оперения;
S — площадь крыла;
SB — площадь руля высоты;
б) для вертикального оперения SB.0=SB.0/S и 5н = 5р.н/5в.о,
где SB. о — полная площадь вертикального оперения;
SH — площадь руля направления.
Величины относительных площадей оперения следует проверить по
зеличине коэффициентов статических моментов Лг. 0 и Ав. 0:
Sr.o£r.o и А
Sba в0 SI
где Лг. о — коэффициент статического момента горизонтального
оперения. У самолетов с прямым крылом Лг. 0 = 0,50ч-
0,55; со стреловидным и треугольным крыльями —
0,354-0,45;
154
Лв. о—коэффициент статического момента вертикального
оперения. У самолетов с прямым крылом Ав. 0 =
=0,040-4-0,055; со стреловидным и треугольным крыль-
ями — 0,075—0,14;
Ьа — величина средней аэродинамической хорды крыла;
Z-г. о и LB. о — плечи горизонтального и вертикального оперения —
расстояния от центра давления оперения (можно при-
нять от шарниров рулей или центра тяжести плоской
фигуры) до центра тяжести самолета (рис. 3.7). Обыч-
но Лг. o~LB. о— (0,20-4-0,34)Ьа.
Для самолетов с треугольными
крыльями малого удлинения LTO=
= (1,2-е-1,.5) Ьа.
Стреловидность горизонтально-
го и вертикального оперения увели-
чивает Lr 0 и LB 0.
В табл. 3.1 и 3.2 приведены
основные параметры горизонталь-
ного и вертикального оперения.
Важное значение имеет положе-
ние горизонтального оперения отно-
сительно крыла. Дело в том, что Рис- 3 7- определению плеч £г. о
спутная завихренная струя, сходя- и °'0
щая с крыла (рис. 3.8) на больших
углах атаки, попадая на горизонтальное оперение, может привести к по-
тере самолетом продольной устойчивости и возникновению на оперении
вибрации типа бафтинг. Чтобы избежать вредного влияния спутной струи
крыла, горизонтальное оперение должно быть либо поднято над крылом,
либо опущено ниже его.
Центр давления
горизонтального опе-
рения Lrt
1-г.о
Центр давления вер-
тикального оперения
Таблица 3.1
Статистические данные об основных параметрах горизонтального оперения
Диапазон скоро- стей самолетов ^в/^г.о Лг.о ^г.о Хг.о ^г.о
Дозвуковой 0,15—0,20 0,35—0,45 1,0—3,0 3,0—5,0 0°—15° 8—10%
Околозвуковой и сверхзвуковой 0.20—0,30 0,30—1,0* 2,0—3,0 1,5—3,0 30°—60°** 4-6%
* Цельноповоротное гори?онтальное оперение.
** Треугольное горизонтальное оперение.
Таблица 3.2
Статистические данные об основных параметрах вертикального оперения
Диапазон скоро- стей самолетов 'Sb.o Лв ,0 ^в.о ^в.0 ^В.О
Дозвуковой 0,08—0,12 0,35—0,45 2—2,5 1,2—1,5 0°—25° 6-8%
Околозвуковой и сверхзвуковой 0,15—0,20 0,20—0,30 1,5—3,0 1,0—2,0 350—6О0 * 4-6%
* Треугольное вертикальное оперение.
155
При расположении горизонтального оперения наверху на верти-
кальном оперении очень усложняется конструкция узлов крепления
(из-за малой базы крепления) и существенно увеличивается их вес.
Однако при таком расположении горизонтального оперения повышает-
ся эффективность вертикального оперения и увеличивается плечо гори-
зонтального оперения LF_ 0.
Рис. 3.8. К размещению горизонтального оперения нс высоте
Вертикальное оперение обычно устанавливается непосредственно на
хвостовой части фюзеляжа (см. рис. 3.6 и 3.8). Этим достигается про-
стота конструкции, высокая ее жесткость и малый вес узлов крепления
оперения к фюзеляжу.
На многих современных самолетах по тем или иным соображениям
удлиняется носовая часть фюзеляжа, что ухудшает их путевую устой-
чивость. На таких самолетах относительная площадь вертикального опе-
Рис. 3.9. Разнесенное вертикальное оперение
вертикальное
оперение
Крыло
Горизонталь-
ное оперение
Рис. 3.10. Расположение разнесенного
вертикального оперения на крыле
рения увеличена: 5В.О~0,25. Значительные дестабилизирующие момен-
ты рыскания могут создавать гондолы двигателей, особенно если они
установлены на пилонах.
На многомоторных самолетах с поршневыми или турбовинтовыми
двигателями, расположенными на крыле, часто устанавливают в зоне
потока от винта так называемое разнесенное вертикальное оперение, со-
стоящее из двух или трех ча-
стей (рис. 3.9).
У самолетов схемы «ле-
тающее крыло» или «утка»
вертикальное оперение может
устанавливаться на крыле
(рис. 3.10), причем на само-
лете схемы «утка» двухкилевое
оперение обеспечивает лучшие
характеристики путевой устой-
чивости при полете на малых
скоростях, чем однокилевое.
На самолетах со сверхзву-
ковыми скоростями и боль-
шими высотами полета часть вертикального оперения иногда распола-
гают под хвостовой частью фюзеляжа.
У самолетов с хвостовыми балками разнесенное вертикальное опе-
рение ставится на концах каждой балки.
156
На самолете схемы «утка» горизонтальное оперение (см. рис. 3.10),
помимо своих прямых функций — обеспечения продольной балансиров-
ки, устойчивости и управляемости, создает положительную подъемную
силу практически на всех режимах полета.
Вертикальное оперение на таких самолетах располагается в хвосто-
вой части фюзеляжа или на крыле.
На самолетах схемы «летающее крыло» горизонтальное оперение
отсутствует, а обычное или разнесенное вертикальное оперение устанав-
ливается на фюзеляже или на крыле. Продольная устойчивость на та-
ких самолетах достигается передней центровкой, а управляемость —
отклонением специальных закрылков или элеронов, отклоняющихся
асимметрично и симметрично. В первом случае они играют роль элеро-
нов, во втором — рулей высоты. Элероны, выполняющие обе эти функ-
ции, называются элевонами.
Элероны — органы поперечного (относительно оси Ох) управления
самолетом. Наиболее широко на самолетах используются нормальные
элероны, представляющие собой отклоняющиеся части крыла, располо-
женные на его концах вдоль задней кромки (см. рис. 3.11).
— £
Относительная площадь элеронов 5ВЛ= — = 0,050,08, относитель-
ный размах /эл=/эл//=0,30-<-0,40 и относительная хорда элерона Ь5Я —
= ^Эл/^=0,25—0,30. Кинематически оба элерона связаны так, что при
движении ручки (штурвала) управления самолетом влево или вправо
элероны на левом и правом полукрыле отклоняются в разные стороны.
Например, при движении ручки влево правый элерон отклоняется вниз,
а левый — вверх. У крыла с опущенным элероном подъемная сила У0.э
увеличится, а у крыла с поднятым элероном подъемная сила Уп.э умень-
шится. Разность подъемных сил создаст кренящий момент Мх относи-
тельно оси Ох, под действием которого самолет начнет вращаться в сто-
рону поднятого элерона.
Практика эксплуатации показывает, что самолет обладает хоро-
шей поперечной управляемостью только на малых углах атаки. По мере
увеличения угла атаки крыла поперечная управляемость ухудшается и
при некоторых условиях нарушается.
157
Рис. 3. 12. Контуры носка элерона
современных самолетов
На больших углах атаки лобовое сопротивление Хо. э крыла с опу-
щенным элероном увеличится на большую величину, чем лобовое сопро-
тивление крыла с поднятым элероном А'п. э- Вследствие разности лобо-
вых сопротивлений крыльев возникнет момент Му, который будет раз-
ворачивать самолет в сторону крыла с опущенным элероном, т. е. в
сторону, противоположную крену.
Для уменьшения момента Му приме-
няется дифференциальное управление
элеронами.
Дифференциальное управление эле-
ронами имеет такую кинематику, при ко-
торой отклонение одного элерона вверх
происходит на больший угол, чем другого
вниз при постоянном соотношении между
углами. Элероны с дифференциальным
управлением отклоняются вверх на 20°—
25°, а вниз — на 10°—15°.
На рис. 3. 12 показан элерон с выступающим вниз носком. Чтобы
избежать значительного увеличения разности лобовых сопротивлений
при отклонении элеронов и, следовательно, уменьшить величину разво-
рачивающего самолет момента из обвода нижней поверхности кры-
ла выступает носок, увеличивающий лобовое сопротивление крыла, на
котором элерон отклоняется вверх.
Для улучшения поперечной управляемости на больших углах ата-
ки применяются специальные устройства на крыле, к которым относят-
ся концевые предкрылки, аэродинамические гребни, «запилы» на перед-
ней кромке крыла и интерцепторы.
Концевые предкрылки располагаются на передней части крыла в
зоне расположения элеронов. Предкрылки на больших углах атаки затя-
гивают срыв потока, а следовательно, улучшают характер обтекания той
Рис. 3.13. Интерцептор на крыле
части крыла, к которой крепятся элероны, вследствие чего эффектив-
ность элеронов на больших углах атаки значительно увеличивается.
Аэродинамические гребни и запилы препятствуют перетеканию по-
граничного слоя к концевым сечениям крыла, предотвращая раннее раз-
витие срыва потока на концевых частях крыла и увеличивая эффектив-
ность элеронов.
Интерцептор представляет собой пластинку или щиток, отклоняе-
мый или выдвигаемый из крыла (рис. 3.13). При выдвижении или от-
клонении интерцептор вызывает интенсивный срыв потока, вследствие
чего происходит резкое снижение подъемной силы крыла.
Однако вследствие значительного запаздывания срыва потока ин-
терцепторы не получили распространения как самостоятельный орган
поперечного управления и обычно применяются в комбинации с эле-
ронами.
158
Интерцепторы при нейтральном положении элеронов убраны за-
подлицо с обшивкой, при отклонении же элеронов вверх интерцептор
также отклоняется вверх. В результате синхронизации отклонения ин-
терцептора с отклонением элерона их действия как органов управления
суммируются.
3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ
В полете на оперение и элероны действуют аэродинамические и мас-
совые силы, величина и распределение которых по размаху и хорде
оперения зависят от режима полета.
Массовые силы сравнительно невелики, и в расчетах прочности
оперения ими можно пренебречь.
Аэродинамические нагрузки на оперение определяются в соответст-
вии с расчетными случаями норм прочности.
Нагрузки на горизонтальное оперение можно разделить на нагруз-
ки уравновешивающие, нагрузки маневренные и нагрузки при полете
в турбулентной (неспокойной) атмосфере. Нагрузки уравновешивающие
определяются из условия равенства моментов относительно оси Oz са-
молета с горизонтальным оперением и без него, т. е. из условия
г.О А4г б.г.ол
Тогда эксплуатационная нагрузка на горизонтальное оперение
Р* = m'Sr oq
Г. О Z 1 • ° 1 г ’
ьг.о
где тг — коэффициент продольного момента, определяемый для рас-
четного случая по продувкам модели самолета без горизонтального опе-
рения при наиболее неблагоприятной центровке.
При отклонении рулей высоты возникает дополнительная нагрузка
на горизонтальном оперении, называемая маневренной. Эта нагрузка
неуравновешенна и пропорциональна величине скоростного напора q и
площади горизонтального оперения Sr. 0.
При маневре могут иметь место два следующих случая нагружения:
уравновешивающая нагрузка велика или она мала по сравнению с ма-
невренной нагрузкой и ею можно пренебречь. В первом случае эксплу-
атационная нагрузка на оперение
/Ээ = рэ дрэ
г.о ур 1 ман’
где дР’ан —приращение нагрузки вследствие маневра (изменения режима
полета), причем
Д^ман = ± ^l^max ^г.о!
«’пах — максимальная перегрузка для рассматриваемого маневра;
— коэффициент, учитывающий особенности маневра.
Во втором случае
рэ — рэ — I Ь пЭ £L. С
г.о- мак— t «2«тах 5
причем k2^> ky.
Нагрузка при полете в неспокойном воздухе
рэ =рэ I дрэ
н.в ур 1 н.в’
где ДРн.в — приращение нагрузки при порыве ветра. Обычно
Д/Зн.в=1,5 Vomax'Sr.o»
где I/Oinax —скорость потока, набегающего на горизонтальное оперение.
159
Нагрузки на вертикальное оперение. Уравновешивающая (демпфи-
рующая) нагрузка обусловлена равновесием моментов рыскания (отно-
сительно оси Оу) самолета с вертикальным и без вертикального опере-
ния. Эта нагрузка определяется аналогично уравновешивающей нагруз-
ке горизонтального оперения.
Маневренная эксплуатационная нагрузка
^MaH= ± ^Ман^в.о,
где ^ман — коэффициент, учитывающий особенности маневра и опреде-
ляемый по нормам прочности.
При односторонней остановке двигателя, расположенного на кры-
ле, на вертикальном оперении возникает асимметричная нагрузка.
Предусматривается случай одновременного нагружения вертикаль-
ного и горизонтального оперения, который может оказаться расчетным
для фюзеляжа.
Обычно принимается, что на каждое оперение действует 75% его
максимальной эксплуатационной нагрузки. Нагрузка по размаху опере-
ния распределяется пропорционально его хордам.
Аэродинамическая нагрузка на элерон определяется по формуле
PL-=kfS3]lq,
где k — коэффициент, устанавливаемый нормами прочности;
f — коэффициент безопасности.
Распределенная аэродинамическая нагрузка, приходящаяся на
единицу площади элерона, может определяться приближенно по формуле
Рэл = >64<? max i
где qman — максимальный скоростной напор.
По хорде элерона нагрузка распределяется по закону трапеции.
Погонная нагрузка по размаху элерона распределяется пропорцио-
нально хордам:
, Д_
Рчл Т „ Рэл с.
О п Л
Я ЗА 2
Рули и элероны при расчетах их прочности можно рассматривать
как многоопорные балки, нагруженные распределенными аэродинами-
ческими силами.
Количество опор и конструкция узлов подвески зависят от формы
и размеров оперения и элеронов.
Стабилизатор обычно представляет собой двухопорную балку, на-
груженную распределенными аэродинамическими силами и реакциями
опор в узлах подвески руля высоты. Киль—консольная балка, защем-
ленная в фюзеляже и нагруженная аналогично стабилизатору распре-
деленными аэродинамическими силами и реакциями опор в узлах под-
вески руля направления.
Примерные схемы нагружения элерона, горизонтального и верти-
кального оперения приведены на рис. 3.14 и 3.15.
Для расчета на прочность элементов конструкции оперения и эле-
ронов необходимо построить эпюры поперечных сил Q изгибающих 7Иизг
и крутящих моментов Л4кр.
На рис. 3.16 приведены типичные для элерона эпюры Q и Мизг эле-
рона. Такие эпюры для горизонтального и вертикального оперения без
учета упругости опор строятся так же, как и для крыла.
160
Хорда, элерона.
Рис. 3.14. Схема нагружения элерона
Рис. 3.15. Нагружение оперения самолета
Рис. 3.16. Эпюры Q и ЛГнзг
элерона
6 3062
161
При построении эпюры крутящих моментов по элерону вычисляется
погонный крутящий момент относительно оси вращения элерона
tn = qr,
где q — погонная нагрузка;
г — расстояние между осью вращения и линией центра давления в
данном сечении.
Нагружение элементов конструкции элерона или руля высоты при
кручении (рис. 3.17) следует рассматривать при условии защемления их
в сечении, к которому подходит рычаг управления. В этом сечении кру-
тящий момент будет наибольшим. Суммарный момент всех нагрузок
относительно оси вращения элерона (руля) называется шарнирным
Рис. 3.17 Кручение элерона (руля)
моментом; этот момент уравновешивается моментом силы в тяге управ-
ления:
где S и h — сила, создаваемая движением рычага управления, и ее
плечо.
Эпюры крутящих моментов стабилизатора приведены на рис. 3.18.
Остановимся кратко на построении эпюр Q и ЛАИЗГ для цельнопово-
ротного горизонтального оперения, схема нагружения которого пред-
ставлена на рис. 3.19.
Имея эпюру расчетных погонных нагрузок q и рассматривая опе-
рение как балку с опорами в точках С и D, находим реакции опор:
Rc=p^y
Далее строим эпюры Q и Л4ИЗГ наложением соответствующих эпюр
от воздушной нагрузки и от опорных реакций (см. рис. 3.19). Ось рас-
сматриваем как балку, опирающуюся в узлах А и В и нагруженную си-
лами, равными и противоположными реакциям Rc, Rd-
Цельноповоротное оперение может крепиться на оси жестко. В этом
случае ось вместе с оперением поворачивается в подшипниках, установ-
ленных в фюзеляже.
При жестком креплении оперения на оси (см. рис. 3.37) все нагруз-
ки с него на ось передаются через болты, соединяющие оперение с осью.
Изгибающий и крутящий моменты передаются вертикальными болта-
ми, работающими при этом на срез. Поперечная сила со стенок через
силовые нервюры передается на ось горизонтальным болтом.
Эпюры ЛГкр для цельноповоротного оперения строятся так же, как
для руля высоты.
162
Рис. 3.18. Эпюры Af„P на стабилизаторе
Рис. 3.19. Нагружение цельноповоротного
горизонтального оперения
6*
163
Передача нагрузок на элементы оперения и расчет на прочность
сечений стабилизатора (киля), рулей и элеронов производятся так же,
как для крыла.
Рис. 3.20. Схема нагружения ручки
управления
4. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ
РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
При управлении самолетом усилия летчика, потребные для пере-
мещения рычагов управления (ручки, штурвала и ножных педалей),
создаются шарнирными моментами аэродинамических сил относитель-
но осей вращения рулей (рис. 3.20). Эти усилия, возрастающие с уве-
личением отклонения руля, опреде-
ляются из условия равенства произ-
водимой летчиком работы работе,
производимой аэродинамическими
силами руля при его отклонении.
Например, усилие Р на рычаге
управления при перемещении пос-
леднего на величину dx по направ-
лению усилия совершит работу
Pdx. Аэродинамические же силы на
руле при его отклонении совершат
работу Мшб/6, где — шарнирный
момент или момент аэродинамиче-
ских сил относительно оси враще-
ния руля и df> — элементарное угло-
вое перемещение руля.
Из равенства этих работ следует, что усилие на рычаге управления
Как видно из формулы, чем больше шарнирный момент, тем боль-
ше усилие Р.
Величина dbjdx называется передаточным числом управления.
Шарнирный момент органа управления самолетом
Mal = maiSvb9
где пгш — коэффициент шарнирного момента;
Sp и Z»p —соответственно площадь и хорда руля;
е^2
---скоростной напор потока, набегающего на оперение.
С увеличением размеров руля и увеличением скорости полета шар-
нирный момент возрастает, и при том довольно интенсивно. Следова-
тельно, возрастает и усилие на рычагах управления Р. В конечном сче-
те на скоростных самолетах величина этого усилия может превысить
мускульные возможности человека при ручном управлении самолетом.
Усилие Р можно уменьшить применением аэродинамической ком-
пенсации рулей и элеронов, сводящейся к тому, что часть аэродинами-
ческой силы на руле создает момент, противоположный Мш.
Существует несколько видов аэродинамической компенсации: рого-
вая, осевая, внутренняя, сервокомпенсация и серворуль.
Роговая аэродинамическая компенсация осуществляется с помощью
компенсатора, представляющего собой часть рулевой поверхности, рас-
положенной впереди оси вращения (шарнира) у внешнего края руля
(рис. 3.21). Нагрузка, приложенная к компенсатору, дает относитель-
но оси вращения руля момент, знак которого противоположен знаку
164
шарнирного момента. Площадь рогового компенсатора обычно состав-
ляет 8—12% площади всего руля.
При роговой компенсации с отклонением руля образуется щель,
которая вызывает значительные завихрения и увеличение лобового со-
противления. Несмотря на этот недостаток, роговые компенсаторы при-
меняются на нескоростных самолетах благодаря их конструктивной
простоте.
Рис. 3-21. Схема роговой и осевой аэродинамической компенсации рулей
Осевая аэродинамическая компенсация осуществляется с помощью
осевого компенсатора, расположенного перед осью вращения руля на
всей длине руля (см. рис. 3.21). Относительная площадь осевой ком-
пенсации S0.K=S0,K/Sp колеблется от 0,1 до 0,3. Большее увеличение
относительной площади компенсаторов быстро уравнивает моменты ру-
ля и компенсатора и приводит к «перекомпенсации», которая недопу-
стима в управлении самолетом.
При больших углах отклонения руля с осевой компенсацией перед-
няя его кромка может выйти за очертания профиля стабилизатора или
киля. В этом случае возникает дополнительный компенсирующий мо-
мент, тем больший, чем острее носок компенсирующей части рулевой
поверхности. Этого можно избежать при правильном подборе очертаний
носка руля, толщины профиля оперения и величины компенсатора. Нор-
мальной считается такая конфигурация руля, при которой его носок не
выходит за очертания профиля при углах отклонения до ±20°.
Рис. 3.22. Схема внутреннего аэродинамического компенсатора элерона
а—схема устройства компенсатора; б—принцип действия компенсатора
Осевая аэродинамическая компенсация является наиболее распро-
страненным видом компенсации рулей и элеронов.
Внутренняя аэродинамическая компенсация применяется преиму-
щественно на элеронах и представляет собой осевой компенсатор боль-
шой относительной площади, помещенный в камеру 1 с узкими щеля-
ми 2 (рис. 3.22, а). Камера 1 разделена герметической гибкой перего-
родкой 3, прикрепленной с одной стороны к носку элерона, а с другой —
к стенке 4 камеры (продольной стенке или стенке лонжерона). Носок
165
^элерона находится под действием разности статических давлений, ко-
торые устанавливаются на данном режиме полета в обеих полостях
: камеры 1. Для достижения необходимой степени компенсации площадь
•компенсатора может составлять до 40% площади элерона, что умень-
шает диапазон углов его отклонения. Преимущество.м подобного типа
компенсации является ничтожный прирост лобового сопротивления
крыла.
Сервокомпенсатор является частью руля, расположенной у задней
его кромки и отклоняющейся одновременно с отклонением руля
<рис. 3.23).
Рис. 3.23. Схема сервокомпенсатора руля:
1—сервокомпенсатор, 2—рычаг сервокомпенсатора; 3—тяга; 4-~кронштейн
Сервокомпенсатор 1 имеет рычаг 2, который тягой 3 соединен с не-
подвижным кронштейном 4. Шарнирный четырехзвенник abed при от-
клонении руля меняет свою конфигурацию таким образом, что серво-
компенсатор отклоняется в сторону, противоположную отклонению руля.
• Площадь сервокомпенсатора составляет 6—8% площади руля,
а отношение угла его отклонения к углу отклонения руля составляет
обычно 0,5—0,6. Максимальный угол отклонения сервокомпенсатора
должен быть не более 15°. Для выполнения этого требования соответ-
ствующим образом подбирают размер cd четырехзвенника, т. е. опре-
деляют нужное расстояние от шарнира на рычаге до оси вращения
компенсатора.
У сервокомпенсаторов наряду с их преимуществами (эффективная
компенсация и весьма малое добавочное лобовое сопротивление) име-
ются следующие недостатки:
1) уменьшается эффективность руля, так как усилие на сервоком-
пенсаторе противоположно усилию на руле;
2) сервокомпенсатор может служить иногда причиной возникнове-
ния вибраций руля.
Из-за этих недостатков сервокомпенсатор обычно применяется в ка-
честве не основного, а дополнительного устройства для повышения сте-
пени компенсации рулей, когда это требуется. В этом случае приме-
няется осевая аэродинамическая компенсация (до 18—20%) с серво-
компенсацией.
Оригинальной разновидностью сервокомпенсации является пружин-
ная сервокомпенсация. Сервокомпенсатор 1 тягой 2 соединен с дву-
плечим рычагом 3, к которому присоединена тяга управления 4
(рис. 3.24). Рычаг 3 имеет возможность вращаться относительно оси О,
которая является одновременно и осью руля или элерона. К одному пле-
чу рычага 3 присоединяется тяга 4, идущая к рычагу (ручке или педа-
лям) управления, а второе плечо рычага зажато между двумя пружи-
166
нами 5, имеющими некоторую предварительную затяжку. Таким образом,,
пока усилие в тяге 4 не превышает усилия предварительной затяжки
пружин, двуплечий рычаг 3 вращаться не будет и компенсатор 1 откло-
няется одновременно с рулем на тот же угол, что и руль. Когда же уси-
лие в тяге превысит усилие предварительной затяжки пружин, двупле-
чий рычаг повернется, тяга 2 отклонит компенсатор в сторону, проти-
воположную отклонению руля, и тем самым уменьшит шарнирный
момент руля.
Разгрузка, создаваемая пружинным сервокомпенсатором, пропор-
циональна не углу отклонения руля, а усилию в системе управления.
Это качество пружинного сервокомпенсатора особенно ценно для само-
летов, у которых усилия на ручке или педалях сильно возрастают с уве-
личением скорости полета даже при малых углах отклонения рулей и
элеронов.
Рис. 3.25. Конструктивная схема управления пружинным серво-
компенсатором:
/—пружина; 2—вал; 3—руль направления; 4—сервокомпенсатор; 5—рычаг;
6—тяга
Единственным недостатком такого компенсатора является чувстви-
тельность его к вибрациям оперения при малой затяжке пружин. На
рис. 3.25 показана конструктивная схема управления пружинь, ым серво-
компенсатором руля направления.
Устройство, аналогичное сервокомпенсатору, но управляемое летчи-
ком, называется серворулем.
167
Летчик для отклонения соответствующего руля отклоняет серворуль,
который затем отклоняет весь руль до тех пор, пока шарнирные моменты
серворуля и основного руля не станут равными.
Таким образом, управляя серворулем, летчик управляет всем рулем,
а следовательно, и самолетом.
5. СРЕДСТВА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
БАЛАНСИРОВКИ САМОЛЕТА
На установившихся режимах полета для снятия усилий в управле-
нии самолетом необходима его аэродинамическая балансировка, кото-
рая осуществляется:
1) изменением угла установки стабилизатора (балансировка отно-
сительно оси Oz);
2) отклонением триммеров (балансировка относительно осей Ох,
Оу, Oz).
Триммер отличается от описанного ранее сервокомпенсатора тем,
что он непосредственно управляется летчиком.
Для балансировки самолета триммер отклоняется в противополож-
ную рулю или элерону сторону до тех пор, пока давление на ручку (штур-
Рис. 3.26. Кинематическая схема
управления триммером
мером обычно снабжается
вал) или педали станет равным нулю или
близким к нему, т. е. пока шарнир-
ный момент руля (элерона) не уравно-
весится шарнирным моментом триммера.
Кинематическая схема управления
триммером (рис. 3.26) может быть полу-
чена преобразованием кинематической
схемы управления сервокомпенсатором.
Для этого необходимо шарнирный четы-
рехзвенник abed (см. рис. 3.23) превра-
водом.
тить в трехзвенник совмещением шарни-
ров а и Ь. Отклонить триммер можно
изменением длины звена шарнирного
трехзвенника. Система управления трим-
механическим и электрическим при-
На рис. 3.27 показан механизм управления триммером элерона, осу-
ществляемого при помощи тросовой механической проводки. Механизм
состоит из корпуса 8, в подшипниках которого покоится валик 10, сое-
диненный с барабаном 9 при помощи болта. На барабане закрепляются
я наматываются к середине два троса. На одном конце валика имеется
универсальный шарнир 11 с гайкой 12. Гайка, вращаясь, навинчива-
ется на винт 13, к которому болтами присоединена тяга 14, снабженная
вилкой 15. При помощи этой вилки механизм соединяется с поводком 4,
закрепленным на элероне. С противоположной стороны к поводку
подходит тяга 3, другой конец которой прикреплен к кронштейну
триммера.
На современных самолетах применяется преимущественно электри-
ческое управление триммером. В этом случае электромеханизм кинема-
тически связывается с триммером.
Функции триммера и сервокомпенсатора могут быть объединены в
одном агрегате — триммере-сервокомпенсаторе (рис. 3.28). Кинемати-
ческая схема его получается из обычной схемы сервокомпенсатора, в ко-
торой шарнир b (см. рис. 3.23) делают передвижным вдоль хорды и
управляемым. При фиксированном положении шарнира b и отклонении
руля триммер-сервокомпенсатор работает как сервокомпенсатор; при
перемещении шарнира b и неподвижном руле — как триммер. При од-
новременном перемещении шарнира b и руля триммер-сервокомпенса-
166
Рис. 3.27. Механизм управления триммером элерона:
/—триммер элерона; 2—элерон; 3, 14—тяги; 4—поводок; 5—механизм винтовой; 6—«ры-
ло; 7—трос; 8—корпус барабана; 9—барабан; 10—валик; //—шарнир; 12—труба-гайка;
13—труба-внит; /5—вилка
Рис. 3.28. Кинематическая схема триммера-
сервокомпенсатора
169
тор может отклониться на большой угол, что снижает его эффектив-
-ность.
Площадь триммера обычно составляет 4—8% площади руля.
Элероны и рули должны иметь весовые балансиры.
Весовая балансировка руля, заключающаяся в совмещении его цен-
тра тяжести с осью вращения, достигается грузом, расположенным в
.носовой части руля или элерона (рис. 3.29, а) или перед ней
(рис. 3.29, б). Если ось вращения руля расположена за лонжероном, то
последний можно использовать в качестве весового балансира
(рис. 3.29, в).
Весовая балансировка рулей и элеронов предотвращает вибрации
крыла и оперения типа флаттер (см. гл. IX).
6. КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ
Оперение, как и крыло, в общем случае нагружается распределен-
ными и сосредоточенными силами.
Внешние формы и характер нагружения оперения и крыла анало-
гичны, поэтому и конструкции их весьма похожи.
СТАБИЛИЗАТОРЫ И КИЛИ
Конструкции стабилизаторов и килей состоят из продольного набо-
ра (лонжеронов, стенок и стрингеров), поперечного набора (нервюр) и
обшивки.
Стабилизаторы и кили имеют обычно двухлонжеронную или кес-
сонную конструкцию; при этом сравнительно просто обеспечивается их
прочность и жесткость.
Изгиб воспринимается либо поясами лонжеронов, либо стрингера-
ми и обшивкой, поперечная сила — в основном стенками лонжеронов;
кручение — замкнутым контуром, образованным обшивкой, стенками
лонжеронов и продольными стенками.
Стабилизаторы могут быть разъемными или неразъемными по раз-
маху.
170
При небольшой площади и малом удлинении горизонтального опе-
рения стабилизаторы чаще всего делаются неразъемными, поэтому кон-
струкция их получается более простой и легкой.
На рис. 3.30 показана конструкция неразъемного стабилизатора
треугольного горизонтального оперения, установленного на вертикаль-
ном оперении.
Разъемы по размаху стабилизатора, вызванные требованиями тех-
нологии и эксплуатации, располагаются в плоскости симметрии само-
лета, у борта фюзеляжа или у киля.
На рис. 3.31 показано стреловидное оперение с разъемом стабили-
затора по оси симметрии самолета. Стыковое соединение стабилизато-
ра осуществляется болтами 1 по кон-
туру профиля при помощи угольни-
ков 2, установленных сверху и снизу
на левой и правой половинах стабили-
Рис. 3.31. Стыковка стабилизатора
по оси симметрии:
1—болт; 2—угольники
Рис. 3.30. Конструкция неразъемного стабили-
затора треугольной формы
затора. На этом же рисунке показано стыковое соединение оперения
с фюзеляжем.
Конструкция стреловидного кессонного стабилизатора самолета
Ту-104 с разъемом по бортам фюзеляжа представлена на рис. 3.32..
Отъемные части стабилизатора стыкуются с помощью угольников 3 и
фитингов на лонжеронах к центральной части 1, соединенной жестко с
фюзеляжем. В месте излома направления лонжеронов ставится мощная
бортовая нервюра 4. Соединение стабилизатора с фюзеляжем осущест-
вляется двумя передними и двумя задними стыковыми узлами.
В двухлонжеронных конструкциях стабилизатора стыковое соедине-
ние осуществляется стыковыми узлами на лонжеронах центральной ча-
сти или на усиленных шпангоутах.
Горизонтальное оперение современных самолетов часто распола-
гается на киле самолета и образует с последним Т-образную конст-
рукцию (рис. 3.33).
Конструкция стабилизатора, показанного па рис. 3.34, состоит из-,
лонжеронов 1, 2, двух усиленных нервюр 3, типовых нервюр 4 и стрин-
геров 5. Соединение стабилизатора с килем осуществляется специаль-
ными стыковыми узлами.
На некоторых самолетах предусматривается регулирование угла
установки стабилизатора в полете, что обеспечивает возможность балан-
сировки самолета при различных вариантах его загрузки и изменении
центровки.
. Кили прямые или с малой стреловидностью выполняются преиму-
щественно двухлонжеронной и кессонной конструкции.
171';
На рис'. 3.35 показан киль двухлонжеронной конструкции. Наличие
Довольно мощных панелей между лонжеронами существенно разгру-
жает пояса лонжеронов, сближает рассматриваемую конструкцию с кес-
/—центральная часть стабилизатора; 2—съемный иосок; 3 — стыковые угольники; 4 — опорная нер-
вюра; 5— передний лонжерон; 6—нервюра; 7—концевой обтекатель; 8 — кронштейны подвески руля
высоты; Р—хвостовая часть; 10—диафрагмы; //—кронштейн карданного вала; 12— карданный вал
сонными. Соединение киля с фюзеляжем осуществляется при помощи
узлов на лонжеронах. Усиленная бортовая нервюра в данном случае
воспринимает нагрузки, действующие на панели.
При малой относительной толщине профиля вертикального опере-
ния лонжероны имеют недостаточную строительную высоту для крепле-
ния киля к фюзеляжу. В этом случае может быть применена конст-
Рнс. 3.33. Схема горизонтального оперения, рас-
положенного на киле вертикального оперения
самолета
рукция, показанная на
рис. 3.36. В ней лонже-
рон киля крепится к двум
усиленным шпангоутам
фюзеляжа.
Как указывалось ра-
нее, на сверхзвуковых ско-
ростях применяются цель-
ноповоротные рулевые
поверхности.
На рис. 3.37 пока-
зана, например,конструк-
ция цельноповоротного
горизонтального оперения
с жестким креплением его
на оси вращения. Ось
представляет собой балку,
лежащую на двух опорах.
На одном конце балки
имеется радиально-упор-
ный подшипник 1 и на некотором расстоянии от него — игольчатый под-
шипник 2. Оба подшипника установлены на усиленных шпангоутах 3 и
4 хвостовой части фюзеляжа.
Для устранения продольных люфтов на конце балки имеется гай-
ка 5, а для устранения радиальных люфтов игольчатый подшипник 2
172
посажен на разрезную конусную втулку, которая затягивается специ-
альной гайкой 6.
Между подшипниками на балке жестко закреплен рычаг 7 привода
горизонтального оперения, к которому крепится тяга управления, пере-
дающая нагрузки на гидроусилитель.
Узел крепления балки к оперению показан на рис. 3.37. Это креп-
ление позволяет передать на балку все нагрузки с горизонтального
оперения.
Рис. 3.34. Конструкция двухлонжеронного стреловидного стабилизатора:
1, 2 — лонжероны; 3 — осевая усиленная нервюра; 4 — нервюры; 5 — стрингеры
Конструкция цельноповоротного горизонтального оперения состоит
из одного лонжерона 8, передней 9 и задней 10 продольных стенок, не-
скольких стрингеров 11 и тонкостенных нервюр 12. Торцевая нервюра
является усиленной.
На рис. 3.38 представлена конструкция цельноповоротного горизон-
тального оперения с шарнирным креплением его на оси вращения на
двух подшипниках, размещенных в усиленных нервюрах оперения.
Заделка оси осуществляется при помощи шкворня, который крепит-
ся в узлах Л и В к фюзеляжу.
РУЛИ ОПЕРЕНИЯ И ЭЛЕРОНЫ КРЫЛА
Рули и элероны по конструкции однотипны. Они представляют собой
консольные балки, заделанные в узлах подвески и нагруженные аэроди-
намическими силами.
По конструктивной схеме это преимущественно однолонжеронные
балки с работающим на кручение носком. Лонжерон обычно представ-
ляет собой тонкостенную балку швеллерного или двутаврового сечения,
которая может воспринимать изгиб и поперечную силу. Для того чтобы
руль работал на кручение, в его конструкцию вводится достаточно жест-
кая обшивка носка, образующая совместно с лонжероном замкнутый
контур.
Типовая конструкция руля высоты стреловидного оперения тяже-
лого самолета показана на рис. 3.39. Лонжерон 1 двутаврового сечения
в месте стыка соединяется с трубой 2, заканчивающейся карданной вил-
кой, с помощью которой осуществляется соединение каждой половины
173
руля с карданным валом. Кроме лонжеронов, в конструкции имеется
набор штампованных нервюр, состоящих из носков 3 и хвостовиков 4.
Подвеска каждой половины руля осуществляется при помощи узлов 8,
установленных на лонжероне и нервюре. Руль высоты имеет весовую,
балансировку 5, 6, аэродинамическую осевую компенсацию и трим-
мер 7.
Рис. 3.35. Конструкция двухлонжеронного стреловидного кнля
Конструкция руля высоты стреловидного горизонтального оперения
представлена на рис. 3. 40. Она .состоит из лонжерона 3 швеллерного»
сечения, нервюр И, узлов подвески 4 и металлической обшивки. Соеди-
нение двух половин осуществляется при помощи карданов 8.
Подвеска стреловидных рулей высоты и управление ими отличают-
ся некоторыми особенностями, которые обусловливаются наличием боль-
ших углов стреловидности % (рис. 3.41).
Нередко управление рулями высоты, оси вращения которых пересе-
каются под углом, осуществляется рычагом 3, расположенным в плоско-
174
Рис. 3.36. Схема и конструкция киля с очень малой относительной
толщиной профиля
ким креплением его на оси
175
Рис. 3.38. Конструкция цельноповоротного горизонтального оперения с шар'
нирным креплением его на оси:
а — конструкция; б—схема крепления оперения
Рис. 3.39. Конструкция руля высоты стреловидного горизонтального оперение
тяжелого самолета
176
сти симметрии самолета. В этом случае требуется шарнир-кардан 1 в уз-
ле соединения лонжеронов рулей 2 с рычагом 3 (см. рис. 3.41).
Угловая скорость вращения рычага 3 относительно оси 4 может быть
представлена вектором 0, который можно разложить на составляющую
Рис. 3.40. Конструкция руля высоты:
1, в—балансиры; 2—серьга подвески руля высоты к стабилизатору; 3—лонжерон швеллер-
ного сечення; 4—узел подвески руля высоты к стабилизатору; 5—узел крепления лонже-
рона; 7—вилка крепления лонжерона; 8—кардан; 9—кница; W—триммер; 11—нервюры
01 — вектор угловой скорости относительно оси вращения половины ру-
ля и составляющую 02 — вектор угловой скорости относительно оси
кардана А.
Рис. 3.41. Схема карданной подвески руля высоты:
а—схема подвески; б—узел карданной подвески
Аналогичное разложение вектора угловой скорости вращения име-
j ет место и для другой половины руля высоты, в результате чего обе по-
i ловины руля могут вращаться относительно пересекающихся осей.
177
ста симметрии самолета. В этом случае требуется шарнир-кардан 1 в уз-
ле соединения лонжеронов рулей 2 с рычагом 3 (см. рис. 3.41).
Угловая скорость вращения рычага 3 относительно оси 4 может быть
представлена вектором 0, который можно разложить на составляющую
Рис. 3.40. Конструкция руля высоты:
1, 6—балансиры; 2—серьга подвески руля высоты к стабилизатору; 3—лонжерон швеллер-
ного сечения; 4—узел подвески руля высоты к стабилизатору; 5—узел крепления лонже-
рона; 7—вилка крепления лонжерона; 8—кардан; У—кница; 10—триммер; //—нервюры
01 — вектор угловой скорости относительно оси вращения половины ру-
ля и составляющую 02 — вектор угловой скорости относительно оси
кардана А.
Рис. 3.41. Схема карданной подвески руля высоты:
а—схема подвески; б—узел карданной подвески
Аналогичное разложение вектора угловой скорости вращения име-
ет место и для другой половины руля высоты, в результате чего обе по-
i ловины руля могут вращаться относительно пересекающихся осей.
177
На рис. 3.42 показан узел соединения двух половин руля высоты для
случая, когда горизонтальное оперение расположено на фюзеляже.
Малые относительные толщины профилей оперения обусловили необ-
ходимость применения в его конструкции специальных заполнителей.
Для повышения жесткости таких конструкций в заполнителе ста-
вятся нервюры-стенки, а в целях уменьшения веса заполнителя в нем
между нервюрами сделаны отверстия облегчения. Обшивка всей своей
поверхностью приклеивается к заполнителю специальным клеем. В кор-
невом сечении по оси лонжерона поставлена труба, на которой уста-
новлен рычаг управления рулем. Наряду с применением пористых за-
полнителей в конструкции оперения все чаще встречаются сотовые за-
полнители. На рис. 3.43 показана конструкция руля, в которой приме-
нена слойчатая обшивка, образованная наружной и внутренней тонкими
обшивками и сотовым заполнителем между ними. Данная конструкция
по сравнению с клепаной при одной и той же прочности оказывается на
12—16°/о легче.
Рис. 3.43. Конструкция руля со слойчатой обшивкой
Конструкции узлов навески рулей, за исключением центральных
опор, однотипны и состоят из кронштейнов, установленных на нервюрах
и лонжероне стабилизатора или киля, серег навески и болтов. Количе-
ство узлов зависит от длины руля и величины аэродинамических нагру-
178
зок, действующих на руль. Рули подвешиваются на шариковых подшип*
никах.
На рис. 3.44 показана конструкция центральной опоры руля высоты
с кронштейнами 1 и 2, установленными на лонжероне стабилизатора.
На конце кронштейна 1 имеется отверстие для оси вращения руля. Цен-
тральная опора руля высоты и нижняя опора руля направления, кроме
опорных реакций, воспринимают нагрузки, действующие вдоль оси
вращения.
В носке рулей делаются вырезы для размещения кронштейнов на-
весок, что уменьшает в данном сечении жесткость руля на кручение,
поэтому в сечениях с вырезами конструкция руля усиливается. В тех
Рис. 3. 44. Центральный узел
навеоки руля высоты:
1,2 — кронштейн; 3, 4 — болты
случаях, когда рули имеют большую длину, во избежание заклинива-
ния их при изгибе они делаются разрезными, при этом части руля соеди-
няются карданным валом.
Для удовлетворения требований технологичности конструкции го-
ризонтального и вертикального оперения они расчленяются на отдель-
ные панели и узлы (рис. 3.45).
Элероны обычно имеют жесткую обшивку по всей их поверхности
(рис. 3.46). Продольный набор такого элерона состоит из одного лон-
жерона /, продольной стенки 2, расположенной впереди лонжерона, и
хвостового стрингера 3. Поперечный набор состоит из большого коли-
чества разрезных нервюр 4. На лонжероне установлены три узла под-
вески элерона, а к продольной стенке крепятся балансирные грузы 5.
В местах вырезов в носках для узлов подвески и в хвостовой части ста-
вятся кницы для усиления контура. Элерон имеет осевую аэродинами-
ческую компенсацию.
На рис. 3.47 показана несколько измененная конструкция элерона.
Каркас его состоит из двутаврового лонжерона 1, носков 2 и хвостиков 3
нервюр и задней стенки 4. Часть носка элерона, расположенная перед
осью вращения, выполняет функции внутреннего аэродинамического
компенсатора. По передней кромке прикреплена прорезиненная воздухо-
непроницаемая ткань 5. Вдоль передней кромки компенсатора распо-
ложены балансировочные грузы 6.
179
74
Рис. 3.45. Схема расчленения горизонтального оперения:
/—продольная стенка; 2—носки нервюр: 3—съемный носок стабилизатора; 4—ннжняя па-
нель; 5—верхняя панель; 6—узлы подвески; 7—часть лонжерона стабилизатора; S—кор-
невая хорда; 9—хвостовая часть стабилизатора; 10—руль высоты; И—триммер; 12—часть
лонжерона руля; 13, 14—панели руля; 15—концевой обтекатель
3^12
Рис. 3.46. Конструкция элерона современного скоростного самолета:
/ — лонжерон; 2 — стенка; 3— хвостовой стрингер; 4 — нервюра; 5 — балансировочный груз
180
ТРИММЕРЫ
Триммер представляет собой рулевую поверхность малой площади
с тонким поперечным сечением.
На рис. 3.48 показана типовая конструкция триммера, состоящая
из двух металлических пластин 1, 2, соединенных при помощи закле-
Рис. 3.47. Конструкция элерона:
/—лонжерон; 2—носок нервюры; 3—хвостовик нервюры: 4—задняя
груз; 7, 8—узлы подвески элерона; 9—рычаг управления; 10—узел
стенка; 5—ткань; 6—
подвески триммера
пок 3. В целях уменьшения веса внутренние полости пластин выфрезеро-
ваны. Навеска триммера осуществляется серьгами 4, расположенными в
вырезах носка.
Рис. 3.48. Конструкция триммера:
1, 2—металлические пластины; 3—заклепки; 4—серьга
Простейший триммер клепаной конструкции показан на рис. 3.49, а.
Юн состоит из двух обшивок 1, концевого стрингера 2, петли 3 и перед-
Рис. 3.49. Клепаная конструкция (а) и монолитная конструкция (б) триммера
181
ней продольной стенки 4. На рис. 3.49, б показан прессованный профиль,
который после некоторой механической доработки может служить трим-
мером монолитной конструкции.
7. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Для чего служит оперение и какие общие требования к нему
предъявляются?
2. Какие формы оперения применяются на современных самолетах?
3. Поясните устройство, преимущества и недостатки V-образного
оперения.
4. Как располагается оперение на самолетах различных схем (нор-
мальной, «утки» и «летающего крыла») ?
5. Поясните назначение аэродинамической компенсации рулей и на-
зовите ее разновидности.
6. Что такое триммер и как он работает?
7. Какие нагрузки действуют на оперение?
8. Как определить нагрузки и построить эпюры поперечных сил, из-
гибающих и крутящих моментов для стабилизатора?
9. Какие конструктивные схемы применяются для стабилизатора и
киля?
10. Какие конструктивные схемы характерны для рулей высоты,
направления и элеронов?
11. Поясните особенности конструкции цельноповоротного горизон-
тального оперения.
12. Какие конструктивные схемы характерны для сервокомпенсато-
ра и триммера?
Глава IV
ФЮЗЕЛЯЖ
1. НАЗНАЧЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ
Фюзеляж (рис. 4.1, а) является основной частью сухопутного са-
молета. Он предназначен для размещения экипажа, пассажиров, грузов
и оборудования. К фюзеляжу крепятся крылья, оперение, часто сило-
вая установка и другие агрегаты самолета.
На некоторых самолетах оперение устанавливается на специальных
балках и фюзеляж превращается в гондолу (рис. 4.1, б).
Рис. 4. 1. Различные корпусы са-
молетов;
а—фюзеляж: б—гондола: в—лодка
Фюзеляж гидросамолетов выполняется в виде лодки (рис. 4.1,в),
которая служит для осуществления взлета с воды и посадки на воду.
Лодка существенно отличается от фюзеляжа внешними формами, обес-
печивающими ей мореходные качества.
К фюзеляжу обычно предъявляются следующие специфические тре-
бования:
— минимальное увеличение, лобового сопротивления интерферен-
ции, что достигается плавным сопряжением поверхностей фюзеляжа
с крылом и оперением;
— рациональные формы, размеры и конструкция фюзеляжа, позво-
ляющие удобно разместить в нем экипаж, пассажиров, оборудование и
грузы; следует учитывать и необходимость обеспечения хорошего
обзора для экипажа, а также возможность механизации работ по за-
грузке и выгрузке самолета;
— в конструкции фюзеляжа должна быть предусмотрена гермети-
зация ,и теплозвукоизоляция для создания нормальных условий экипа-
жуи пассажирам;
Т83
— компоновка грузовых кабин должна предусматривать размеще-
ние основных грузов, сохраняющее заданный диапазон центровок са-
молета.
2. ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ФЮЗЕЛЯЖА
Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа необходимо’
уменьшать площадь миделевого сечения и совершенствовать его формы.
Однако эти требования обычно противоречат необходимым условиям;
размещения в фюзеляже грузов, топлива и пассажиров. Кроме того,
длина фюзеляжа часто определяется размерами плеч оперения Lr.o.
и Lb. о для обеспечения устойчивости и управляемости самолета.
Как показал опыт, наивыгоднейшей формой фюзеляжа является
осесимметричное тело, геометрические параметры которого зависят от
скорости полета.
Форма фюзеляжа в некоторой степени характеризуется его удли-
нением
^Ф==^-ф/^Ф>
где £ф — длина фюзеляжа;
Дф — диаметр круглого фюзеляжа в миделевом сечении.
Если сечение фюзеляжа не круглое, то удлинение
^'ф == ^ф/^рави)
где Дравн — диаметр круга, равновеликого по площади миделевому се-
чению.
У современных самолетов Хф=«84-15.
В табл. 4.1 приведены типовые сечения фюзеляжей.
Рассмотрим преимущества и»
недостатки каждого из представ-
ленных в табл. 4.1 сечений фюзе-
ляжа.
Прямоугольное сечение с точ-
ки зрения аэродннамнкн невыгод-
но из-за большого лобового со-
противления, но удобно ДЛЯ1
размещения экипажа и грузов.
При таком сечении поверхности'
фюзеляжа имеют кривизну только
в одном направлении, что сущест-
венно упрощает изготовление об-
шивки.
Сечение овальное с плоскими/
бортами н сечение прямоуголь-
ное с закругленными углами при-
меняются в настоящее время для
фюзеляжей на некоторых транс-
портных самолетах.
Овальное симметричное (эл-
липтическое) сеченне сочетает
в себе преимущества прямоуголь-
ного н круглого сеченнй. Эллипти-
ческое сеченне с большой осью,
направленной вертикально, имеет
небольшое лобовое сопротивление
и позволяет эффективно исполь-
зовать внутренние объемы.
При овальном сечении, сужи-
вающемся кверху (яйцевидном),
боковые поверхности фюзеляжа
образуют с верхней поверхностью крыла (низкопланов н среднепланов) тупые углы,,
что уменьшает взаимное влияние крыла н фюзеляжа. Двойная кривизна поверхности
способствует повышению устойчивости обшивкн. В кабине, имеющей такое сеченне,
удобно разместить экипаж н обеспечить необходимый обзор.
Круглое сечение с точки зрения размещения экипажа, пассажиров н грузов не счи-
тается наилучшим, однако оно является наиболее рациональным для фюзеляжей
184
Таблица 4.1
Типовые формы поперечных
сечений фюзеляжей
Прямоугольные с верхним
сводом
Обильные с плоскими
Вортами
Эллиптические
Обильные с сужением
кверху
Круглое
Сечение, образованное
двумя окружностями
< герметическими отсеками, подверженными значительным нагрузкам при полетах на
больших высотах. Под действием внутреннего давления обшивка фюзеляжа круглого
•сечения работает на растяжение. Иногда сечение фюзеляжа образуется двумя окруж-
ностями разного диаметра. Такая форма сечения позволяет уменьшить площадь миделя
по сравнению с круглым.
Форма фюзеляжа зависит от назначения самолета, от расположе-
ния двигателей и воздухозаборников.
Фюзеляжи с выступающими из общего контура фонарями кабины
экипажа широко применяются на современных самолетах, причем фю-
зеляжи с острым носком и более плавными контурами фонаря применя-
ются на сверхзвуковых самолетах. В этом случае образующиеся на фю-
зеляже косые скачки уплотнения уменьшают волновое сопротивление
самолета.
На некоторых сверхзвуковых самолетах в целях уменьшения лобо-
вого сопротивления фонарь кабины экипажа вписывается в контур фю-
зеляжа.
3. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ФЮЗЕЛЯЖ
Различные силы, действующие на фюзеляж в полете или при по-
садке самолета, можно объединить в следующие группы (рис. 4.2):
1) силы, передающиеся фюзеляжу от соединенных с ним агрегатов
самолета (крыла, оперения, шасси и др.);
Рис. 4.2. Силы, действующие на
фюзеляж:
at б—симметричные нагрузки при вы-
ходе самолета из пикирования и при
посадке; в—несимметричная нагрузка
при полете со скольжением
2) массовые силы агрегатов, грузов и оборудования, расположен-
ных в фюзеляже;
3) погонная нагрузка от массовых сил конструкции фюзеляжа;
4) аэродинамические силы, распределенные по поверхности фюзе-
ляжа;
5) силы внутреннего давления в герметических отсеках фюзеляжа.
Действие этих сил рассматривается в плоскости, параллельной пло-
скости симметрии самолета (симметричная нагрузка), и в плоскости,
перпендикулярной плоскости симметрии самолета (несимметричная на-
грузка). Примерами симметричного нагружения фюзеляжа могут слу-
жить нагрузки при выходе самолета из пикирования (рис. 4.2, а) или
при посадке самолета (рис. 4.2,6), несимметричного нагружения — на-
грузки в полете с отклоненным рулем направления (рис. 4.2, в).
В установившемся полете силы, приложенные к фюзеляжу, опреде-
ляются из условия статического равновесия; так, силы, приложенные, на-
185
пример, к оперению, определяют из условия равновесия моментов отно-
сительно центра тяжести самолета.
При резком отклонении рулей высоты или при действии вер-
тикального порыва воздушного потока к уравновешивающей на-
грузке добавляется маневренная нагрузка, вызывающая вращение само-
лета относительно оси г с угловым ускорением со. На рис. 4.3 приведены
схемы нагружения фюзеляжа уравновешивающей (а) и маневренной
Рис. 4.3. Схема сил, действующих на фюзеляж в полете:
а—при уравновешивающей нагрузке на горизонтальное опере-
ние; б—при маневренной нагрузке на горизонтальное оперение
(б ) нагрузкой на горизонтальное оперение. При отсутствии маневрен-
ной нагрузки перегрузка в центре тяжести самолета
Гкр ± Гг.о Гг.о
«Т1Т =------------- п -I----,
цт G ~ G
где Укр и Кг/0 — подъемные силы крыла и горизонтального оперения;
Q—вес самолета;
« — перегрузка от подъемной силы крыла.
Уравновешивающая нагрузка на горизонтальное оперение
Рур.г.о б.г.о/^г.о,
где A1Z6. г. о — момент самолета без горизонтального оперения;
Lv, о — >плечо горизонтального оперения.
При выполнении самолетом маневра появляется дополнительная
перегрузка, обусловленная линейными поступательными и угловыми
ускорениями. Эта дополнительная перегрузка на i-м расстоянии от цент-
ра тяжести самолета
- Д^манг.о , шг1х1
п1 лоп=-------------------
G ~ g
где ДРмаиг о —дополнительная нагрузка на оперении при выполнении
маневра;
186
ш2[ — угловое ускорение в точке на Z-м расстоянии от центра
тяжести самолета;
xt — координата точки на i-м расстоянии от центра тяжести
самолета;
g— ускорение силы тяжести.
Суммарная перегрузка в направлении оси Оу в любой точке фюзе-
ляжа на i-м расстоянии от центра тяжести самолета
Передняя Средняя Задняя
Рис. 4.4. Схема нагружения фюзеляжа (слу-
чай
! ^кр , Рур.г.о 4" &Рман.г.о ( шгIхI
==^'i noct t П-i враш i i g ’
где пост и «г вращ — перегрузки при поступательном и вращательном
движении.
Массовая сила любого груза, находящегося на i-м расстоянии от ЦТ,
^Гр I
Силы, действующие в плоскости, параллельной плоскости симмет-
рии самолета, изгибают фюзеляж в вертикальной плоскости, силы же,
действующие в плоскости, пер-
пендикулярной плоскости сим-
метрии, изгибают фюзеляж
в горизонтальной плоскости и
закручивают его. Таким обра-
зом, в общем фюзеляж рабо-
тает на изгиб в вертикальной
и горизонтальной плоскостях и
кручение — в горизонтальной
плоскости.
Для построения эпюр по-
перечных сил, изгибающих и
крутящих моментов необхо-
димо определить расчетную
схему фюзеляжа. В подавляю-
щем большинстве случаев фю-
зеляж рассматривается как
балка, опирающаяся на узлы
(опоры) в месте соединения
его с лонжеронами крыла.
При расчете на прочность
фюзеляж условно расчленяют
на переднюю (от носка до пе-
реднего лонжерона крыла),
среднюю (от переднего до зад-
него лонжерона крыла) и зад-
нюю (от заднего лонжерона
до конца фюзеляжа) части
(рис. 4. 4).
Согласно нормам прочно-
сти фюзеляж рассчитывается
на все случаи, установленные
для агрегатов самолета, крепящихся к нему и передающих ему усилия.
Нормами предусматривается также ряд расчетных случаев, специфиче-
ских для фюзеляжа.
Кроме того, при расчетах проверяются прочность фюзеляжа в ава-
рийных случаях, возможных при посадке самолета, и на местные воз-
душные нагрузки, которые могут оказаться достаточно большими (на-
пример, в зоне фонаря).
187
4. КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ФЮЗЕЛЯЖА
И ХАРАКТЕР НАГРУЖЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ
По конструктивно-силовой схеме фюзеляж представляет собой
балку, состоящую из продольного и поперечного наборов и обшивки,
или ферму.
Несмотря на некоторое различие конструктивных схем, фюзеляжи
можно объединить в следующие группы:
1) балочные фюзеляжи, образованные из продольного и попереч-
ного наборов и работающей обшивки;
Ферменный
Форменно-Вилочный
Рис. 4.5. Различные конструктивно-силовые схемы фюзеляжей:
/—лонжероны; 2—стойки; 3—раскосы (диагонали); 4—распорки; 5—расчалки; б—стрин-
геры; 7—шпангоуты; <8—обшивка
2) ферменные фюзеляжи, состоящие из каркаса пространственной
фермы и легкой неработающей обшивки.
На рис. 4.5 приведены различные конструктивно-силовые схемы фю-
зеляжей.
На некоторых самолетах фюзеляжи имеют смешанную конструк-
тивную схему, например передняя часть представляет собой ферменную,
а задняя — балочную конструкцию.
Наибольшее распространение на самолетах получили фюзеляжи
балочной схемы, но встречаются еще и ферменные фюзеляжи, а также
ферменно-балочные.
При балочной конструкции фюзеляжа основными силовыми его
элементами являются: лонжероны и стрингеры; шпангоуты; обшивка.
В фюзеляжах ферменной конструктивной схемы такими элементами
являются: лонжероны (пояса ферм); стойки и раскосы, расположенные
в вертикальных плоскостях; распорки и раскосы, расположенные в го-
ризонтальных плоскостях; расчалки — гибкие стальные ленты, которые
во многих фермах заменяются раскосами; обшивка.
Кроме перечисленных основных конструктивных элементов, в фю-
зеляже имеются различные конструктивные элементы вспомогательно-
го назначения, например полы в кабинах, кронштейны, двери, гермети-
188
ческие и противопожарные перегородки, всевозможные крышки люков
и пр.
Характер и степень нагружения элементов конструкции зависят от
конструктивной схемы фюзеляжа.
В балочном фюзеляже изгибающие моменты воспринимаются лон-
жеронами, стрингерами и обшивкой, поперечные силы и крутящий мо-
мент — обшивкой.
В ферменном фюзеляже на изгиб работают в основном пояса лон-
жеронов; поперечные силы воспринимаются стойками, распорками и рас-
косами; крутящий момент — пространственной фермой, образованной
из четырех плоских ферм, соединенных в замкнутый контур.
Балочные и ферменные фюзеляжи имеют ряд разновидностей, обу-
словленных конструктивным выполнением.
Например, в ферменных фюзеляжах могут применяться расчалочные, раскосные,
раскосно-расчалочные (обычно раскосные в вертикальных плоскостях и расчалочные в
горизонтальных) и раскосные с подкрепленной обшивкой фермы.
ФЮЗЕЛЯЖИ БАЛОЧНОЙ СХЕМЫ
Различают три конструктивные схемы балочных фюзеляжей:
— балочно-лонжеронная с мощными лонжеронами, слабыми стрин-
герами, шпангоутами и тонкой обшивкой, работающей на сдвиг от попе-
речных сил и крутящего момента;
— балочно-стрингерная с работающей обшивкой, с развитой сетью
стрингеров одинакового сечения и шпангоутами;
— балочно-обшивочная с толстой обшивкой, подкрепленной только
шпангоутами.
В конце 30-х годов советскими конструкторами Д. П. Григоровичем, Н. И. Поли-
карповым и А. Н. Туполевым на ряде отечественных самолетов были успешно приме-
нены фюзеляжи балочной конструкции.
Приведем несколько типовых фюзеляжей балочной конструкции.
Балочно-лонжеронные фюзеляжи были разработаны первоначаль-
но для самолетов с одним поршневым двигателем, расположенным в но-
совой части фюзеляжа. Наличие лонжеронов в верхнем и нижнем сво-
дах сечения фюзеляжа позволило создать рациональную конструкцию
фюзеляжа. Такая конструкция фюзеляжа оказалась применимой и для
самолетов с турбореактивными двигателями, расположенными внутри
хвостовой части фюзеляжа.
На рис. 4.6 приведена типовая конструкция балочно-лонжеронного
фюзеляжа, состоящая из четырех лонжеронов 1, нескольких стринге-
ров 2, усиленных 3 и нормальных 4 шпангоутов.
В некоторых балочно-лонжеронных фюзеляжах устанавливаются
продольные бимсы (балки) для местного усиления конструкции. Напри-
мер, такие бимсы имеются на днище лодки гидросамолета и на днище
грузовых отсеков фюзеляжа транспортных самолетов. Кроме того, боль-
шие вырезы в фюзеляже также требуют местного усиления в виде мощ-
ных продольных бимсов (рис. 4.7).
Балочно-лонжеронный фюзеляж рассчитывается на прочность так
же, как лонжеронное крыло.
Приведем такой расчет для сечения, расположенного в хвостовой
части фюзеляжа. В общем случае это сечение будет нагружаться сле-
дующими силами и моментами:
— изгибающим моментом от вертикальных нагрузок на горизонталь-
ное оперение (Л1изг. в);
— поперечной силой от вертикальных нагрузок на горизонтальное
оперение (QB);
189
— изгибающим моментом от горизонтальных нагрузок на верти-
кальное оперение (Л4Изг.г);
— поперечной силой от горизонтальных нагрузок на вертикальное
оперение (Qr);
Рис. 4.6. Конструктивная схема балочио-лоижерониого фюзеляжа:
/—лонжерон; 2— стрингер; 3—усиленные шпангоуты; 4, 5—нормальные шпангоуты, об-
разованные из обшивки
— крутящим моментом от горизонтальной нагрузки на вертикаль-
ное оперение и от несимметричной нагрузки на горизонтальное опере-
ние (А1кр).
Схема нагружения хвостовой части фюзеляжа в рассматриваемом
сечении при изгибе от вертикальных и горизонтальных нагрузок приве-
Рис. 4. 7. Отсек фюзеляжа балочио-стриигерной
конструкции с бимсами, усиливающими вырез
(люк) на нижней поверхности
дена на рис. 4.8. Принимаем, что возникающие на фюзеляже изгибаю-
щие моменты воспринимаются только его лонжеронами, в котооых появ-
ляются осевые силы 5Л. в.
190
При изгибе в вертикальной плоскости осевые силы в лонжероне
5л.в~^нзг.вЖЛ,
при изгибе в горизонтальной плоскости.
^>л.г ~ ^нзг.г/2^л-
Здесь Нл и Вл— плечи осевых сил в лонжеронах.
Растягивающие и сжимающие напряжения в лонжеронах
Зраст=='^л/^7раст И Зсж ^л/^сж»
где Враст и Веж — площади сечений растянутого и сжатого лонжеронов..
Сопоставление полученных действующих напряжений в лонжеро-
нах с пределом прочности на растяжение <тв материала лонжерона и с
его критическим напряжением на сжатие <ткр позволяет оценить проч-
ность и устойчивость лонжеронов.
Очевидно, что напряжения в лонжероне должны удовлетворять сле-
дующим условиям прочности:
О хС <3 И <3
расти в Г1 сж кр*
Критическое напряжение общей потери устойчивости лонжерона оп-
ределяется по графикам (ТКр=/(^), где h=lli— гибкость лонжерона,
/ — шаг шпангоутов, i — радиус инерции сечения лонжерона.
Кроме этого, необходимо проверить лонжерон на местную потерю
устойчивости.
Рис. 4.8. Схемы нагрузок, действующих на хвостовую часть балочно-лонжеронного
фюзеляжа
а—от горизонтального оперения; б—от вертикального оперения
' Сдвиг и кручение воспринимаются обшивкой, подкрепленной лон-
жеронами, стрингерами и шпангоутами. Так, например, сдвиг от верти-
кальных поперечных сил QB воспринимается в основном боковыми па-
стелями на базе Нл (см. рис. 4. 8, а), при этом касательные напряжения
ст обшивке
» Qb ____ Qb
^пан 2// л8
191
где FnaH — площадь сечения панели;
6 — толщина обшивки панели.
Полученные действующие напряжения должны удовлетворять ус-
ловию
ТВ траз,
где Траз — разрушающие касательные напряжения сдвига (15—18 кГ1мм2
для алюминиевых сплавов).
Действующие напряжения сдвига от горизонтальной нагрузки Qr
(см. рис. 4.8,6), возникающие в верхнем и нижнем сводах или панелях
обшивки,
Q
2ВЛ«
где Вл — ширина свода.
К касательному напряжению тг необходимо добавить касательное
напряжение в обшивке от кручения, вызванного силой Рв. 0, на плече h:
ткр=Жкр/2Д08.
Здесь Fo — площадь сечения, ограниченная средней (или наруж-
ной) линией контура.
В результате совместного действия изгиба и кручения в одной из
панелей напряжение тКр суммируется с касательными напряжениями от
изгиба tq, а в другом — вычитается (см. рис. 4.8,6).
Для результирующего касательного напряжения условия прочности
имеют вид
г "Г<2 4“ Гкр раз -
Представляет интерес до сегодняшнего дня деревянный балочно-лонжеронный
фюзеляж, конструкция которого показана на рис. 4. 9. Продольный набор в таком фю-
зеляже состоит из четырех сосновых лонжеронов 1 и нескольких стрингеров 2 пере-
менного по длине фюзеляжа сечения. Лонжероны и стрингеры изготовлены из реек,
склеенных по длине иа ус.
Поперечный набор образуют шпангоуты и полушпан-
гоуты 3. К усиленному полушпаигоуту 4 и лонжеронам 1 кре-
пится моторная рама. Верхняя часть усиленного шпангоута 5
капотярова-
К усилен-
к усилен-
а
предохраняет фюзеляж от разрушения в случае
ния (переворачивания через нос) самолета,
ным шпангоутам 6 и 7 крепится стабилизатор,
иому шпангоуту 8 — задний лонжерон крыла.
Рис. 4. 9. Деревянный балочно-лонже-
ронный фюзеляж
J92
Все деревянные детали фюзеляжа, включая обшивку, соединены специальным
клеем. Обшивка выклеена из березового шпона толщиной 0,5 мм. Толщина обшнвкп
переменна по длине фюзеляжа. Снаружи фюзеляж оклеен тканью.
Деревянные балочно-лонжеронные фюзеляжи широко использовались на совет-
ских истребителях И-16, ЛАГГ-3 и ЛА-5 постройки 1935—1945 гг.
Балочно-стрингерные фюзеляжи получили наибольшее распростра-
нение на современных самолетах (рис. 4.10). Отсеки в таких фюзеляжах
герметизированы, за исключением хвостовой части. Наличие эксплуа-
тационного разъема обеспечивает возможность раздельного изготовле-
ния герметизированного и негерметизированного отсеков с последую-
щей стыковкой их между собой.
Нормальные шпангоуты отштампованы из листов и имеют z-образ-
ное сечение. Усиленные шпангоуты имеют узлы для крепления крыла,
оперения и передней ноги шасси. Каждый шпангоут герметичного отсека
имеет поперечную горизонтальную балку, которая служит опорой для
пола кабины.
Стрингеры представляют собой прессованные профили уголкового
сечения, а в нижней части фюзеляжа — частично таврового сечения.
Обшивка крепится к стрингерам и шпангоутам заклепками, при-
чем в герметическом отсеке фюзеляжа — на уплотняющей ленте, про-
ложенной между склепываемыми элементами. Помимо этого, изнутри
фюзеляжа на заклепочные швы наносится слой герметика.
В балочных фюзеляжах очень важно сосредоточенные нагрузки
передать на обшивку в виде распределенной по ней нагрузки. В этом
случае в балочно-стрингерных фюзеляжах значительно повышаются
характеристики усталостной прочности материала. Конструкция фюзе-
ляжа разработана с учетом панельной сборки и широкого применения
прессовой клепки.
Лонжероны центроплана несут на себе узлы для соединения с уси-
ленными шпангоутами фюзеляжа (см. рис. 10,7).
Герметический отсек фюзеляжа оканчивается сферическим днищем,
хорошо воспринимающим избыточное давление при полетах на эксплуа-
тационных высотах. Широко применяется членение фюзеляжей балочно-
стрингерной конструкции на панели. В местах стыка панелей ставятся
усиленные стрингеры (рис. 4.11), для которых широко используются
прессованные профили таврового сечения. Кроме того, усиленные стрин-
геры ставятся в местах расположения стыковых узлов и вырезов в об-
шивке для смотровых окон, дверей и люков.
Хвостовая часть фюзеляжа балочно-стрингерной конструкции состо-
ит из нормальных и усиленных стрингеров и шпангоутов (рис. 4.12).
Лонжерон киля крепится к наклонному усиленному шпангоуту 6, рас-
положенному в плоскости лонжерона киля. Это соединение позволяет
передавать усилия, возникающие в поясах лонжерона киля непосредст-
венно на наклонный шпангоут, а с него — на обшивку фюзеляжа. Если
исключить наклонный шпангоут 6, необходимо ставить усиленный вер-
тикальный шпангоут АВ и мощную горизонтальную балку АС, которые
воспринимали бы на себя составляющие Sy и Sx усилия S, как это видно
из схемы на рис. 4.12.
Напряжения и деформации в конструктивных элементах балочно-
стрингерного фюзеляжа зависят от характера действия и способов при-
ложения внешних нагрузок.
Обычно изгибающий момент в вертикальной плоскости восприни-
мается стрингерами и обшивкой, расположенными в верхней и нижней
зоне сечения, вызывая в них растяжение и сжатие (рис. 4.13).
В стрингерах и обшивке, расположенных вблизи нейтральной оси
сечения фюзеляжа, напряжения от изгиба малы. Пренебрегая ими, мож-
но принять для приближенного расчета, что парные силы S с плечом
2/377 нагружают верхний и нижний своды, состоящие из стрингеров и
обшивки (здесь 2/3/7—расстояние между центрами тяжести сводов).
7 3062
193
7
8
Рис. 4.10. Балочно-стрингерный фюзеляж современного пассажир-
ского самолета:
продольная балка пола-, 2—шпангоут; 3—поперечная балка пола: 4—
панель пола; 5—стрингер; &— обшивка; ‘ 7—фитинг крепления: 5—сфериче-
ское днище герметической кабины; 9— профиль жесткое!и; /0—усиленный
шпангоут; // — контурный уголок; /2—стыковой узел на шпангоуте; /5—
средний лонжерон центроплана
*
Рис. 4.11. Конструкция клепаного
соединения панелей:
/—технологические разъемы», 2—усилен-
ные стрингеры
Рис. 4.12. Конструкция хвостовой части балочно-стрингерного фюзеляжа:
/—усиленные стрингеры; 2—стыковые узлы; 3—стыковой шпангоут; 4—нормальные шпангоуты; 5—
усиленные шпангоуты; 6—наклонный усиленный шпангоут; 7—кожух выхлопной трубы двигателя;
8 —полушпангоуты
ю
Qt
Рис. 4.13. Схема нагружения конструктив-
ных элементов балочно-стрингерного фюзе-
ляжа
Высота свода для эллиптических и круглых сечений фюзеляжа состав-
ляет примерно 0,25/7.
Тогда для растянутого свода напряжение и условия прочности
ра Лсв пЛстр +ЛоСш " ”
где Дсв—площадь сечения свода;
Дстр, Л.6Ш-площадь одного стрингера, обшивки;
п — число стрингеров свода.
Для сжатого свода сечения
S S .
астр а.гах обш р ~п(Р J-mF. . < акр.стр,
'ирив.св п V стр Т т2 оСш/
где «стр, атахобш —девствующее напряжение в стрингере и максимальное
напряжение в обшивке;
Л.рИв.с-пРиееденная (редуцированная) площадь сечения свода;
— редукционный коэффициент обшивки, учитывающий
потерю устойчивости обшивки (<р» 408/6, здесь 8-—
толщина обшивки; Ь — шаг стрингера);
До6ш-площадь обшивки на шаге b стрингера (ДОбш = ^°);
Зкр.стр~ критическое напряжение стрингера.
Сдвиг и кручение воспринимает обшивка, подкрепленная стринге-
рами и шпангоутами.
При сдвиге в вертикальной плоскости касательные напряжения в
боковых панелях, воспринимающих поперечные вертикальные силы
__ Qb _____ Qb 3Qb
Лпан 2’ТШ
где Н и 8 — размеры панели.
При сдвиге в горизонтальной плоскости касательные напряжения в
верхнем и нижнем сводах или панелях обшивки от поперечных горизон-
тальных сил Qr
Qr ,__ Qr
Т^пан 2BS
где В — ширина сводов или панелей (для круглых сечений фюзеляжа
5—2/3Z), где D — диаметр сечения).
Касательные напряжения в обшивке от кручения и суммарные на-
пряжения от сдвига и кручения определяются так же, как и для балоч-
но-лонжеронных фюзеляжей.
Балочно-обшивочный фюзеляж состоит из толстой обшивки, нор-
мальных и усиленных шпангоутов.
В рассматриваемой конструкции фюзеляжа обшивка воспринимает
все виды нагрузок, действующих на фюзеляж. В целях повышения
устойчивости обшивки на сжатие и сдвиг обычно ее толщину увеличи-
вают, что ведет к увеличению веса конструкции. Применение многослой-
ной обшивки с заполнителем повышает ее устойчивость, а следователь-
но, и критические напряжения в ней (рис. 4.14).
На некоторых самолетах встречаются фюзеляжи смешанных конст-
руктивных схем, представляющие собой сочетание, например, балочно-
обшивочной и балочно-стрингерной схем. На рис. 4.15 изображен фюзе-
ляж, у которого носовой отсек имеет балочно-обшивочную конструкцию
196
с толстой обшивкой до кабины летчика, а вся остальная часть фюзе-
ляжа — балочно-стрингерную конструкцию. Осмотр и обслуживание
двигателя осуществляется через
большой люк, занимающий около
одной трети периметра сечения
фюзеляжа между шпангоутами
2—4 и закрываемый легкосъем-
ной крышкой. Передний люк
(между шпангоутами 1 и 2) слу-
жит для осмотра и обслуживания
баков и трубопроводов топливной
системы.
Основным силовым шпангоу-
том фюзеляжа является шпан-
гоут 2, несущий на себе передние
узлы крепления крыла. Задние
узлы крепления крыла располо-
жены на шпангоуте 3.
Рис. 4. 14. Балочно-обшивочиая кон-
струкция отсека фюзеляжа с много-
слойной обшивкой и заполнителем:
/—заполнитель; 2—тонкая обшивка; 3—шпан-
гоут
Толщина обшивки балочно-обшивочного фюзеляжа
так же, как и для балочно-стрингерного фюзеляжа.
определяется
Рис. 4.15. Фюзеляж смешанной конструкции
Конструкция основных элементов балочных фюзеляжей
Основные конструктивные элементы балочных фюзеляжей: лонже-
роны *, бимсы, стрингеры, шпангоуты, обшивка.
Форма сечения продольных элементов представляет собой про-
филь сортамента, изготовляемого промышленностью (уголок, зет,
швеллер, тавр и т. д.), или сочетание двух-трех профилей.
Лонжероны по их роли в обеспечении прочности конструкции фю-
зеляжа разделяются на основные, воспринимающие нагрузку от изгиба
фюзеляжа, и вспомогательные, служащие для местного усиления.
Основные лонжероны воспринимают растягивающие и сжимающие
силы от изгиба. Вспомогательные лонжероны ставятся для усиления
конструкции в местах больших вырезов в кабинах, грузовых отсеках и
т. д. Такие элементы называются продольными балками, или бимсами.
Бимсы в районе вырезов воспринимают осевые силы при изгибе, а так-
же работают на поперечный изгиб, передавая крутящий момент.
Стрингеры, как и лонжероны, разделяются на силовые, воспринима-
ющие совместно с обшивкой нормальные силы от изгиба и являющиеся
элементами основного силового набора (обычно они проходят по всей
* При большом числе продольных? элементов различного сечения лонжеронами
считают лишь те элементы, которые способны нести существенную часть нагрузки при
изгибе фюзеляжа.
197
длине фюзеляжа), и вспомогательные, служащие для окантовки смотро-
вых бортовых окон и люков, для крепления элементов оборудования и
прочих целей.
Для стрингеров применяются одинарные простые стандартные про-
фили, чаще всего уголкового сечения.
Шпангоуты по своей конструкции и роли в обеспечении прочности
могут быть нормальными, т. е. придающими только форму фюзеляжу
и подкрепляющими обшивку, и усиленными, выполняющими те же функ-
ции, что и нормальные, но дополнительно еще воспринимающими сосре-
доточенные силы, приложенные к фюзеляжу.
Нормальные шпангоуты составляют основной поперечный набор
фюзеляжа, их количество и расположение определяются из соображе-
ний более эффективного использования обшивки для обеспечения проч-
ности фюзеляжа.
Нормальные шпангоуты пассажирских самолетов (рис. 4.16) изго-
товляются из прессованных или гнутых по контуру сечения фюзеляжа
профилей и состоят обычно из нескольких частей.
Усиленные шпангоуты устанавливаются в местах разъемов фюзе-
ляжа, в местах крепления к фюзеляжу крыла, оперения и других агре-
гатов самолета.
Конструкция узлов крепления крыла к фюзеляжу зависит от кон-
структивной схемы крыла, конструкции стыкового соединения и взаим-
ного расположения лонжеронов и шпангоутов. При низком или высоком
расположении крыла лонжероны центроплана могут либо проходить
насквозь через фюзеляж, либо замыкать конструкцию усиленного шпан-
гоута, являясь как бы его частью (рис. 4.17).
При среднем расположении крыла роль лонжерона центроплана
обычно выполняет кольцевой шпангоут, однако иногда эти лонжероны
могут быть пропущены через фюзеляж (рис. 4.18).
Во всех этих конструктивных вариантах стыков изгибающие мо-
менты от двух консолей крыла уравновешиваются на центроплане, а
сами узлы крепления лонжеронов центроплана к шпангоутам нагружа-
ются только поперечной силой, которую они передают с лонжеронов на
шпангоуты фюзеляжа.
Количество усиленных шпангоутов не должно быть большим во
избежание увеличения веса самолета. Поэтому рациональной конструк-
цией фюзеляжа будет такая, в которой каждый силовой шпангоут вос-
принимает несколько сосредоточенных сил от различных агрегатов.
Обшивка балочных фюзеляжей изготовляется из металлических ли-
стов и является силовым элементом конструкции. Поэтому в местах вы-
резов (для люков, окон, дверей, фонаря кабины экипажа) обшивка дол-
жна иметь местные подкрепления.
Крепление обшивки к продольному и поперечному наборам зависит
от расположения лонжеронов и стрингеров относительно шпангоутов,
а именно:
— стрингеры проходят над шпангоутами — обшивка крепится толь-
ко к стрингерам (рис. 4.19,а);
— стрингеры проходят под шпангоутами — обшивка крепится толь-
ко к шпангоутам (рис. 4.19,6). Такой каркас встречается редко, так
как он усложняет условия работы обшивки;
— стрингеры врезаны в шпангоуты заподлицо, и обшивка крепится
и к шпангоутам, и к стрингерам (рис. 4.19, в, г).
В первом и втором вариантах обшивка нерационально использует-
ся как силовой элемент. Однако первый вариант может оказаться ра-
циональным при аэродинамическом нагреве обшивки на больших ско-
ростях полета.
198
со
«О
Рис. 4.16. Типовые нормальные шпангоуты:
а, б—различные конструктивные варианты; /—нижняя часть шпангоута; 2—порог двери; 3—секция шпангоута; 4—соединяющая на-
кладка; 5—обод; 6—стыковая накладка; 7—опорная балка настила пола; 8—стойка; 9—балка пола багажника
Чаще применяется третий вариант — обшивка крепится к стринге-
рам и шпангоутам. В этом случае обшивка, имея продольные и попе-
речные элементы усиления, работает под нагрузкой более эффективно.
Рис. 4.17. Стыковка фюзеляжа и крыла
Если обшивка крепится к каркасу—шпангоутам и стрингерам, то в
местах, где стрингеры врезаны в шпангоуты, необходимо (из техноло-
гических соображений) иметь элементы связи между ними. В конст-
рукциях, состоящих из панелей,
в таких связях нет необходи-
4
МОСТИ.
Нередко для уменьшения на-
пряжений, обусловленных темпе-
ратурной деформацией обшивки,
она крепится к шпангоуту с по-
мощью компенсаторов (см. рис.
4.19).
Для упрощения технологии
изготовления фюзеляж обычно
расчленяется на несколько частей
технологическими разъемами.
Каждая из таких частей соби-
рается отдельно при сборке фю-
зеляжа и затем все части соби-
раются в единую конструкцию.
Рис. 4.18. Усиленный шпангоут фюзеляжа
для стыковки крыла с фюзеляжем:
/—профиль; 2—узлы крепления двигателя;
3—лонжерон центроплана; 4—узлы соединения
стрингеров; 5 — стыковые узлы
200
У самолетов с двигателями, расположенными в хвостовой части фю-
зеляжа, последний имеет эксплуатационный разъем для установки, сня-
тия и обслуживания двигателя.
Конструкция стыкового соединения частей фюзеляжа определяет-
ся его конструктивной схемой. В балочно-лонжеронных фюзеляжах сое-
динение осуществляется стыковыми узлами, установленными на лонже-
ронах (рис. 4.20), в балочно-стрингерных и балочно-обшивочных — по
контуру сечения посредством стыковых угольников, фитингов и фланцев
(рис. 4.21 и 4.22).
Рис. 4.20. Стыковые узлы фюзеляжа балочно-лонжеронной конструкции:
а, б—различные варианты конструкций; /—стыковой узел; 2—лонжероны; 3—усиленные
шпантоуты; 4—накидной болт; 5—прорезь в стыковом узле
В лонжеронных конструкциях продольные нагрузки лонжеронов
передаются с одной части фюзеляжа на другую при помощи стыковых
узлов; нагрузки, действующие в стрингерах и обшивке, передаются на
стыковые шпангоуты. В балочно-стрингерных и балочно-обшивочных
конструкциях действующие нагрузки передаются при помощи контур-
ного стыка.
201
Рис. 4.21. Стыковые узлы фюзеляжа балочно-
стрингерной конструкции:
/, 2—усиленные шпангоуты; 3—дннще герметической ка-
биИЫ; 4—стрингер; 5—фнтннг
Рис. 4.22. Фланцевый
стыковой узел фюзеля-
жа балочно-обшивочной
конструкции
Рис. 4.23. Фюзеляж ферменной конструкции:
а—конструкция фюзеляжа; б—узлы крепления крыла; /—ленточные расчалки (двойные);
2, 3—'ленточные расчалки (одинарные); 4—рама крепления двигателя; 5—распорка кры-
ла; 6—каркас фонаря; 7—кронштейн крепления приборной доскн; 8—кронштейн крепле-
ния прицела; 9—усиленная поперечная ферма для крепления сиденья; /0—узлы крепле-
ния стабилизатора; //—узел крепления заднего лонжерона киля; /2—труба для подъема
хвостовой части фюзеляжа; 13 — нижние лонжероны; /4 —верхние лонжероны
202
Общая характеристика фюзеляжей балочной конструкции
В балочных фюзеляжах наиболее ясно выражена идея целесообраз-
ного распределения материала по периметру сечения и, следовательно,
максимально эффективного его использования при различных нагруз-
ках. Идеальный балочный фюзеляж представляется в виде тонкостен-
ной круглой или овальной трубы переменной по длине фюзеляжа тол-
щины и обтекаемой формы.
Больше всего к этой идеальной конструкции подходит балочно-об-
шивочный фюзеляж, в котором главным силовым элементом является
обшивка. Для повышения жесткости и подкрепления обшивки и, сле-
довательно, сохранения формы фюзеляжа ставятся шпангоуты, позво-
ляющие получить и сохранить внешнюю форму любых очертаний. Внут-
ренний объем в таком фюзеляже может быть эффективно использован,
и, кроме того, фюзеляжи такого типа обладают хорошей живучестью.
Ферменные фюзеляжи старых самолетов сначала были заменены ба-
лочно-лонжеронными. Наличие в таких фюзеляжах мощных лонжеро-
нов, работающих совместно со слабой обшивкой, не позволяли рацио-
нально использовать обшивку. Вместе с тем в балочно-лонжеронном
фюзеляже конструктивно проще осуществлялось усиление больших вы-
резов в обшивке и проще получались стыковые узлы.
Сопоставление преимуществ и недостатков различных конструктив-
ных схем балочных фюзеляжей привело конструкторов к комбиниро-
ванным схемам, например к балочно-лонжеронной в отсеках, имеющих
большие вырезы в обшивке, и балочно-стрингерной в остальной части
фюзеляжа. Балочно-обшивочные фюзеляжи не получили широкого рас-
пространения из-за необходимости для повышения прочности и жестко-
сти конструкции увеличения толщины обшивки, а также применения
различных элементов для упрочнения неизбежных вырезов в фюзеляже.
Освоение производства в последние годы слоистой обшивки с за-
полнителем вновь привлекло внимание конструкторов к балочно-обши-
вочной схеме фюзеляжа.
ФЕРМЕННЫЕ ФЮЗЕЛЯЖИ
В период первой мировой войны в самолетах применялись только ферменные
фюзеляжи. Даже много позднее, с появлением балочного фюзеляжа, ферменный еще
долго использовался как основной тип конструкции, несмотря на явные преимущества
балочного.
С конца ЗО-х годов началось быстрое вытеснение ферменной конструкции, и в
настоящее время такие фюзеляжи применяют лишь для небольших самолетов, лета-
ющих на малых дозвуковых скоростях. Иногда делают ферменными отдельные отсек»
фюзеляжа. Высказываются мнения, что конструкторы могут возвратиться к фермен-
ным фюзеляжам, учитывая их преимущества в отношении возможности компенсации
температурных напряжений, возникающих в условиях аэродинамического нагрева.
В качестве типовой конструкции может быть рассмотрен ферменный фюзеляж
отечественного самолета Як-1 (1940—1945 гг.), сваренный из стальных термически обра-
ботанных труб (рис. 4.23). Моторная рама составляла одно целое с фюзеляжем. Ниж-
ние лонжероны на участке, где соединялся фюзеляж с крылом, отсутствовали и были
заменены трубчатыми распорками. К верхним лонжеронам в месте расположения ка-
бины был приварен трубчатый каркас фонаря.
Стабилизатор крепился к фюзеляжу в четырех узлах, а задний лонжерон киля —
к последней поперечной перегородке—плоской ферме фюзеляжа.
Верхний и нижний обтекатели (гаргроты) хвостовой части фюзеляжа представ-
ляли собой деревянные каркасы, обшитые фанерой. Обшивка на бортах хвостовой части
фюзеляжа — полотно, в передней части — листы алюминиевого сплава.
Наиболее нагруженными были плоские бортовые фермы раскосной конструкции,
менее нагруженными — верхняя и нижняя плоские фермы с расчалочнымн диагоналя-
ми из стальных лент. Такие же расчалочные диагонали имеются и в поперечных пере-
городках-фермах. Раскосные фермы сделали фюзеляж весьма прочным и жестким.
На рис. 4.24 изображен ферменный фюзеляж геодезической конструкции. Каркас
фюзеляжа состоит из шпангоутов 1—6, которые соединены лонжеронами 7 н геодези-
ческой сеткой 8, составленной из криволинейных элементов (узлы / и II). Эти элементы
различной длины и кривизны получаются фасонной прокаткой металлических 'полос. ’
203
Рис. 4.24. Фюзеляж геодезической конструкции
Особенность фюзеляжа геодезической конструкции состоит в замене работающей
обшивкн геодезической сеткой, обтянутой полотняной или тонкой металлической об-
шивкой.
Разработка геодезической конструкции и ее совершенствование способствовали
дальнейшему развитию ферменных конструкций и переходу к балочным тонкостенным
конструкциям.
В табл. 4.2 приведены данные для сравнительной оценки балочного
и ферменного фюзеляжей по основным предъявляемым к ним требо-
ваниям.
Таблица 4.2
Характеристика балочного и ферменного фюзеляжей по предъявляемым к ним
требованиям
№ по Предъявляемые Тип фюзеляжа
пор. требования балочный ферменный
1 Обеспечение ной формы задан- Любая форма создается самими силовыми элемента- ми Заданная форма достига- ется лишь при помощи до- полнительных надстроек (гаргротов, обтекателей) к силовой части фюзеляжа
2 Достаточная ность проч- Обеспечивается теми эле- ментами конструкции, кото- рые создают и форму (ма- териал используется рацио- нально) Обеспечивается фермой, слабо используемой для придания обтекаемой формы (материал используется ме- иее рационально)
3 Достаточная кость жест- В процессе эксплуатации не изменяется. Создается не только силовыми, но и вспомогательными элемента- ми Изменяется в процессе эксплуатации из-за наличия гибких элементов (расча- лок). Необходима их пери- одическая регулировка
4 Минимальный конструкции вес Рациональное нагружение всех конструктивных эле- ментов позволяет получить конструкцию мало, о веса Большое количество кон- структивных элементов не нагружено, что неблагопри- ятно влияет на вес. С увеличением размеров самолета этот недостаток сказывается сильнее
5 Живучесть Сохраняется прочность при местных повреждениях и разрушениях конструкции Прочность не сохраняет- ся при разрушении даже одного, а тем более несколь- ких элементов фермы
6 Оптимальное ис- пользование внутрен- него объема Используется наиболее полно, так как в конструк- ции отсутствуют попереч- ные перэгородкн Используются неполно- стью из-за необходимости установки поперечных пло- ских ферм х для повышения жесткости
Из данных таблицы видно, что по большинству предъявляемых тре-
бований балочный фюзеляж имеет преимущества, что и объясняет его
широкое распространение.
5. КАБИНЫ
Кабинами в фюзеляже называются отдельные его отсеки, предназ-
наченные для размещения экипажа, пассажиров и различных грузов
для бытовых нужд (буфеты-кухни, туалетные, гардеробы, камеры руч-
ного багажа и пр.).
205
Конструкция кабины может быть негерметической (невысотной) и
герметической (высотной). На современных самолетах кабины обычно
герметические. К кабинам экипажа предъявляются следующие требо-
вания:
— хороший обзор для экипажа. В частности, летчику рекоменду-
ются обеспечивать следующие углы обзора при положении самолета в
линии полета: вперед — вниз —15°, вперед—вверх +30°, в сторо-
ны ±90°;
— рациональная компоновка рабочих и пассажирских мест и обо-
рудования в кабинах, наибольшие удобства во время полета;
— рациональное размещение дверей и специальных люков для по-
кидания самолета при его авариях;
— применение системы кондиционирования воздуха для обеспече-
ния нормальных условий жизнедеятельности экипажа и пассажиров;
— обеспечение необходимой «высотности» кабины (давления, тем-
пературы и влажности воздуха);
— применение защитных средств на аварийный случай разгерме-
тизации.
К пассажирским кабинам, кроме перечисленных, предъявляются и
следующие специфические требования:
— определенный (не менее 0,9 л«3) объем на каждого пассажира,
рациональная компоновка кресел, достаточное освещение, предоставле-
ние каждому пассажиру возможности пользоваться вентиляцией;
— хорошая отделка интерьера;
— достаточная звукоизоляция от шума двигателей и защита от ви-
браций;
— наличие хорошо оборудованных помещений для туалетов, буфе-
та-кухни, гардероба и пр.
Требования к грузовым кабинам и багажным помещениям преду-
сматривают:
— устройство люков таких размеров, чтобы было возможно при-
менение средств механизации для загрузки и выгрузки грузов;
— выделение помещений для ручного багажа пассажиров в таких
местах, чтобы соблюдалась заданная центровка самолета, особенно при
полете с неполным чиблом пассажиров;
— устройство специальных приспособлений для фиксирования по-
ложения грузов.
КАБИНА ЭКИПАЖА
В кабине экипажа размещаются рабочие места членов экипажа,
командные посты управления и различное оборудование.
На одно- и двухместных самолетах долгое время кабина была от-
крытой в верхней части и имела козырек для отклонения воздушного
потока. С повышением скорости полета открытая кабина уже не могла
обеспечивать экипажу необходимых условий для работы и создавала
большое дополнительное лобовое сопротивление. Появилась закрытая
кабина с остекленными бортами и верхом, называемым фонарем, устра-
нившая воздействие воздушного потока на экипаж.
Фонарь кабины представляет собой надстройку, несколько высту-
пающую из контура фюзеляжа, что увеличивает лобовое сопротивле-
ние самолета. Изыскание наилучшей формы фонаря кабины, позволив-
шей вписать его в наружные обводы фюзеляжа, является сложной кон-
структорской задачей, пока еще не решенной полностью.
На современных самолетах применяются закрытые кабины с фона-
рями, обводы которых достаточно плавно сопрягаются с контурами фю-
зеляжа. На сверхзвуковых самолетах для увеличения обзора экипажа
206
при планировании или посадке передняя часть фюзеляжа отклоняется
вниз, как это показано на рис. 4.25.
Остекление фонаря кабины выполняется из органического или си-
ликатного стекла, физико-механические свойства которого не изменя-
ются при аэродинамическом нагреве.
На основе долголетнего опыта эксплуатации и практики проекти-
рования самолетов установлены рекомендации по размерам кабин и по
расположению в них приборов, командных рычагов и рукояток, средств
сигнализации и другого оборудования.
Для удобства наблюдения за приборами они группируются по на-
значению и устанавливаются на приборных досках в определенном по-
рядке. Обычно в центре приборной доски располагаются пилотажно-
навигационные приборы, в правой ее части — приборы, контролирующие
работу двигателей.
Рис. 4. 25. Отклонение носка фюзеляжа при посадке
Механизмы управления различными агрегатами в кабине размеща-
ются по группам в соответствии с их назначением и необходимостью
пользования ими в полете.
На правом борту кабины располагаются органы управления, кото-
рыми редко пользуется летчик в полете. Это органы управления запу-
ском двигателя, радиотехническими устройствами, аварийными систе-
мами и пр.
Все рычаги и арматура управления (кнопки, переключатели и пр.)
располагаются так, чтобы экипаж мог ими пользоваться со своих рабо-
чих мест без особых затруднений.
Наиболее ответственные рычаги и тумблеры управления окраши-
ваются в определенные цвета для привлечения к ним внимания эки-
пажа.
Большое количество расположенных в кабине приборов и устройств,
за которыми летчику приходится наблюдать, затрудняет его работу и
быстро утомляет. Поэтому конструкторы самолетов стремятся функции
контроля за различными системами переложить на приборы-автоматы.
Кабина экипажа на больших самолетах значительно отличается от
описанной, так как в ней гораздо больше приборов, и различных рыча-
гов механизмов управления, причем некоторые из них дублируются у
правого и левого летчиков.
На рис. 4.26 показана кабина экипажа, в которой размещаются
два летчика, штурман, радист и бортмеханик.
Метеорологические условия полета на высотах свыше 10 000—
12 000 м благоприятны: незначительная облачность, постоянство направ-
ления и силы ветров, почти отсутствует опасность обледенения. Кроме
того, полет на таких высотах более экономичен, а скорость и давление
существенно увеличиваются.
При полете на высотах свыше 3000—4000 м вследствие понижения
давления парционального кислорода, а следовательно, и уменьшения
содержания кислорода в единице объема воздуха наступает кислород-
ное голодание («высотная болезнь»). При дальнейшем подъеме чело-
век погибает. В связи с этим кабину необходимо герметизировать для
207
сохранения заданных по физико-гигиеническим требованиям для чело-
века давления, температуры, влажности и химического состава нахо-
дящегося в ней воздуха.
Имеются два основных типа герметических кабин: вентиляционные
и регенерационные.
В герметической кабине вентиляционного типа необходимое давле-
ние воздуха поддерживается путем наддува в нее атмосферного возду-
ха, отводимого от компрессора двигателя или подаваемого от специ-
альной установки.
Рис. 4.26. Кабина экипажа современного пассажирского самолета:
/—кресло правого летчика; 2—-правый пульт управления; Я—рабочее место радиста;
4—радиооборудование; 5—радиораспределительный щит штурмана; 6—кресло радиста;
7—кресло штурмана; 8—стол штурмана; 9—кресло левого летчика; 10—центральный
пульт управления; 11—левый пульт управления; 12—левая штурвальная колонка; 13-
доска приборов; 14 — место для установки кресла бортмеханика
На рис. 4.27 приведена принципиальная схема кондиционирования
воздуха в герметической кабине вентиляционного типа. Сжатый и нагре-
тый воздух из компрессоров двигателей 1 проходит контрольный клапан
2 и поступает в кабину 3. Температура воздуха автоматически регулиру-
ется клапаном 2, и, если она высока, воздух направляется для охлаж-
дения в воздушный радиатор 5, откуда по трубопроводу 6 подается в
кабину. Радиатор охлаждается атмосферным воздухом, подаваемым из
заборника 7 и отводимого наружу по трубе 8. Необходимое давление в
кабине обеспечивается автоматически регулятором.
В герметической кабине регенерационного типа (рис. 4.28) необхо-
димое давление и состав воздуха поддерживаются с помощью регене-
рационных устройств и запаса кислорода (газообразного или сжижен-
ного), хранящегося в бортовых баллонах. Для удаления из кабины про-
дуктов дыхания воздух кабины пропускается через регенерационное
устройство, в котором он очищается от углекислого газа и водяных па-
ров. Падение давления в кабине устраняется подачей кислорода из бал-
лонов.
Для самолетов, имеющих высоту полета до 25—30 км, наибольшее
распространение получили герметические кабины вентиляционного ти-
па, а для самолетов, имеющих высоту свыше 30 км, — кабины регенера-
ционного типа.
208
На современных высотных самолетах герметическими кабинами
служат герметические отсеки фюзеляжа (рис. 4.29). В этом случае до-
стигается уменьшение веса, так как конструкция кабины воспринимает,
кроме избыточных давлений, все нагрузки, действующие на данный от-
сек фюзеляжа.
Рис. 4. 27. Принципиальная схема системы кондиционирования
воздуха в герметической кабине вентиляционного типа:
/—компрессоры двигателей; 2—контрольный клапан: 3—кабина экипа-
жа: 4, 6—трубопроводы; 5—радиатор; 7—заборник атмосферного возду-
ха, охлаждающего радиатор; 8—труба для отвода охлаждающего воз-
духа наружу
Герметическая кабина может представлять собой совершенно самостоятельный
агрегат, расположенный внутри фюзеляжа. Такие герметические кабины обычно на-
зываются вставными, они воспринимают нагрузки только от перепада давлений внутри
и снаружи. Вставные герметические кабины в настоящее время применяются крайне
редко.
Наиболее рациональной по условиям прочности формой герметиче-
ской кабины, работающей при перепаде давлений, является сфера или
цилиндр со сферическими днищами.
Для обеспечения герметичности швов крепления обшивки к про-
дольным и поперечным элементам
показанные на рис. 4.30.
Герметические кабины зна-
чительно усложнили конструкцию
остекления фонаря кабины эки-
пажа. Каркас фонаря обычно со-
стоит из отдельных штампован-
ных или литых секций и остеклен
двойными стеклами, каждое из
которых выдерживает полное из-
быточное давление.
На рис. 4.31 показана типо-
вая конструкция фонаря кабины
летчика истребителя. В этой
конструкции особую сложность
представляет крепление стекол и
обеспечение герметизации сдвиж-
ной или откидной части в месте
фюзеляжа применяются соединения,
Рис. 4. 28. Принципиальная схема герме-
тической кабины регенерационного типа:
/—баллон с кислородом; 2— кислородный при-
бор; 3—кислородная маска; 4—баллон с воз-
духом; 5—запорный кран; 6—резервуар; 7—
инжектор; 8—регенеративный патрон; 9—кла-
пан избыточного давления; 10—обратный кла-
пан; //—ручной клапан
ее соединения с неподвижной
частью фонаря. Герметизация остекления обеспечивается обычными
средствами (резиновыми прокладками, жгутами, замазкой и гер-
метиком).
209
Сдвижная часть фонаря герметизируется при помощи резиновых
надувных шлангов, как это показано на рис. 4.31 (сечение Г—Г).
На рис. 4.32 изображена конструкция фонаря кабины экипажа пас-
сажирского самолета. Стекла с герметизирующими прокладками и уп-
лотнениями вставляются изнутри кабины в соответствующие гнезда в
Рис. 4.29. Герметическая кабина летчика на истребителе:
/ — ручка управления; 2 —кран; 3 — регулятор давления; 4 — педали ножного управ-
ления; 5—замок фонаря; 6—правый пульт управления; 7—приборная доска; 8—направ-
ляющие катапультируемого сиденья; 9 — качалки управления; 10 — труба заборника
воздуха.
каркасе фонаря и прижимаются металлической рамкой. Крепление сте-
кол изнутри кабины повышает их герметизацию, так как стекла прижи-
маются внутренним давлением к основным силовым элементам конст-
рукции каркаса фонаря. Для повышения прочности каркаса фонаря его
конструктивные элементы иногда выполняются из сдвоенных профилей,
каждый из которых в состоянии выдерживать расчетные нагрузки.
Трудно обеспечить герметичность различных вводов и выводов из
кабин — трубопроводов, электропроводов и особенно подвижных кине-
Рис. 4.30. Герметические соединения конструктивных элементов фюзеляжа:
а—в растянутой зоне обшивки; б—в сжатой зоне обшивки; в—в продольных стыках обшивки; г—
на днище кабины; /—обшивка; 2—шпангоуты; 3—стрингеры; 4—герметик; 5—уплотнительные леи-
ты; 6—днище гермокабины; 7—усиленные шпангоуты
матических звеньев управления самолетом (тяг, тросов). Герметизиру-
ются трубопроводы специальными переходниками, установленными на
эластичных прокладках (рис. 4.33).
Степень герметичности кабины характеризуется величиной сниже-
ния в ней избыточного давления в результате утечки воздуха, которая
задается по времени в зависимости от назначения самолета и прове-
ряется при испытании. На случай быстрой потери кабиной избыточного
давления предусматривается аварийный агрегат для дополнительного
210
Z7-/7
Рис, 4.31. Фонарь кабины летчика на истребителе:
'“Е"! замок; ’-ручка замка фонаря; 3-роликн; 4-сдвижная часть фонаря- 5 - р
ня стопора, 6 переднее стекло; 7 —рамка; « — уплотняющая пленка; 9— боковое стекло?
кладка
ручка сня-
; 10 — про-
Рис. 4.32. Фонарь кабины экипажа пассажирского самолета;
/—лобовые стекла с электрообогревателем; 2—боковые стекла; 3 — рамки каркаса фо-
наря; 4—бобышка; 5—рамкн крепления стекол; 6—уплотнительная лента; 7—профили-
8 резиновый вкладыш; 9—прокладка; 10—бутварная пленка; 11 — резиновая лента- /2—
кница
211
наддува кабины и аварийный запас кислорода. На военных самолетах
наиболее эффективными средствами спасения экипажа при поврежде-
нии герметических кабин на больших высотах являются специальные
скафандры—воздухонепроницаемые костюмы, снабженные аппарату-
Рис. 4.33. Конструкция герметических вводов и выводов трубопроводов:
а, б, в, г—различные варианты конструкции; /—стенки; 2—накидные гайки; 3—ниппеля;
4—трубопроводы; 5—гайки; б—уплотнительные шайбы; 7—штуцер; S—штуцер с фланцем
рой, которая может до значительной высоты поддерживать необходимое
для жизни давление воздуха и содержание в нем кислорода.
Кабины экипажа оборудуются удобными для работы и отдыха
креслами.
На рис. 4.34 показано кресло летчика на пассажирском самолете.
Рис. 4.34. Кресло летчика на пассажирском самолете;
а—кресло: б—каретка кресла; 7—направляющие рельсы; 2—каретка- 3—тросы к меха-
низму стопорения; 4 — ручка стопорения кресла при продольном перемещении- 5 — по-
душка сиденья; б—кнопка стопорения подлокотника; 7—подлокотник- б—каркас' спинки;
9—подушка спиики кресла; 10—чашка кресла; 11—амортизатор; 12—ролики; 13—меха-
низм стопорения подлокотников; 14—ось крепления амортизатора; 15—двухзвенннк; 76-
ролик; /7—штырь механизма стопорения кресла; 18—ручка подъема кресла
Кресло регулируется по высоте на 100 мм и может перемещаться
ио направляющим вдоль кабины на 270 мм. Спинка отклоняется назад
от вертикали на угол до 15°, вперед—на угол до 5°, обеспечивая лет-
чику удобное положение.
212
Кресло штурмана и радиста (рис. 4.35) регулируется по высоте на
100—150 мм и несколько отличается от кресла летчика; оно делается
вращающимся относительно вертикальной оси, а в некоторых случаях —
складывающимся.
С увеличением скорости полета покидание экипажем самолета в
аварийных ситуациях становится все более затруднительным, так как
человек физически не в состоянии преодолеть действующие на него пере-
грузки и сопротивление воздуха при выходе из кабины.
Рис. 4.35. Кресло штурмана и радиста:
/—пята крепления кресла: 2—кронштейн крепления подлокотника: 3—каркас спин-
ки кресла; 4—подушка спннкн кресла: 5—подлокотник; 6—подушка кресла; 7—
основание чашки; 8—ручка вертикального перемещения кресла; 9—механизм сто-
порения подлокотников; 10—кнопка стопорения подлокотников; //—направляющая
труба; /2—ось
На военных самолетах для повышения безопасности полета при-
меняются катапультируемые* кресла.
Катапультируемое кресло должно при допустимых для человека ус-
корениях при старте защитить его от воздействия воздушного потока и
вывести на безопасную от задевания за оперение самолета траекторию.
Катапультирование человека может производиться вверх или вниз
из фюзеляжа вместе с креслом.
Типовая конструкция катапультируемого кресла приведена на
рис. 4.36.
При катапультировании ноги человека фиксируются на подножках
4 захватами 6. На кресле установлены ограничители положения локтей
* Катапультирование — принудительное выбрасывание кресла из кабины самолета
при помощи специального стреляющего механизма.
213
рук, исключающие задевание рук за борт кабины при катапультирова-
нии кресла.
Движение кресла при старте направляется рельсами. Сзади к верх-
ней части кресла крепится стреляющий механизм, создающий силу
тяги катапультного старта.
Чтобы кресло с человеком не вращалось беспорядочно, попадая в
поток воздуха при выходе из кабины, оно имеет стабилизирующие щит-
Ркс. 4.36. Катапультируемое кресло:
/—каркас сиденья с чашкой; 2—заголовник: 3—стабилизирующие щитки; 4—подножка;
5—винт натяга ремней: 6—захваты; 7—бронеспинка; 8—рукоятки управления стреляю-
щим механизмом; 9 — скоба шторки, закрывающей лицо
Для защиты от воздействия воздушного потока имеется шторка,
надвигаемая на лицо перед стартом.
Наиболее удобным способом спасения экипажа на больших высо-
тах и скоростях полета считается отделение от самолета кабины, из ко-
торой во время спуска на землю катапультируются члены экипажа. В та-
кой кабине проще решать вопросы, связанные с обеспечением условий
жизнедеятельности для экипажа.
ПАССАЖИРСКИЕ КАБИНЫ
Размеры и устройство пассажирских кабин определяются размера-
ми фюзеляжей и назначением самолетов. Так, например, на самолетах,
обслуживающих местные воздушные линии, пассажирские кабины рас-
считаны на 3—8 пассажиров и обычно являются непосредственным про-
должением кабины летчика (рис. 4.37).
На больших самолетах пассажирские кабины, называемые салона-
ми, представляют собой отдельные отсеки фюзеляжа (рис. 4.38), разме-
214
ры которых определяются количеством перевозимых пассажиров и раз-
мерами необходимых бытовых помещений для кухни, туалетов и гарде-
роба.
Пассажирские кабины межконтинентальных и магистральных само-
летов подразделяются на классы (рис. 4.39):
— «люкс», в которых обеспечивается наибольший комфорт; они
рассчитаны на продолжительный полет без посадки (удельный объем на
одного пассажира ~2,0 м3);
— «первый класс», характеризующийся более плотным, чем в «люк-
Пассажирская кабина самоле-
та местных линий
се», размещением пассажиров и возможностью отдыха в креслах в по-
лулежачем положении (удельный
объем ~ 1,80 л/3);
— «туристский» с еще более
плотным размещением пассажи-
ров, причем спинки кресел все же
отклоняются на небольшой угол
(удельный объем ~1,50 м3)\
— «экономический», харак-
теризующийся наиболее плотным
размещением пассажиров (удель-
ный объем 0,9—1,2 м3).
Так как поток пассажиров на
обслуживаемых самолетами воз- Рис- 4-37-
душных линиях сильно меняется
в зависимости от времени года,
экономически оправдывается необходимость перекомпоновки кабины
в условиях аэродрома для использования ее в грузо-пассажирском
варианте.
Пассажирские кабины по длине фюзеляжа обычно делятся на не-
сколько салонов, отделяемых специальными перегородками.
Пассажирские кабины современных самолетов имеют преимущест-
венно балочно-стрингерную конструкцию с шагом шпангоутов 400—
500 мм и стрингеров 120—250 мм. В конструкции кабины применяют
тонкую обшивку (1,0—1,5 мм) и сильный каркас (стрингеры и шпан-
гоуты) и толстую обшивку (1,5—3 мм) со слабым каркасом.
В первом из этих вариантов следует применять специальные меры,
повышающие усталостную прочность материала.
Повышение усталостной прочности материала на современных пас-
сажирских самолетах, а следовательно, увеличение их ресурса имеет
особо важное значение. В настоящее время наряду со статическими ис-
пытаниями конструкции проводят испытания еще и на усталостную
прочность.
Выявлены следующие факторы, повышающие усталостную проч-
ность конструкций:
— снижение напряжений в силовых элементах конструкций;
— распределение сосредоточенных нагрузок в местах крепления к
фюзеляжу крыла, двигателей, шасси и т. д. на возможно большую пло-
щадь обшивки;
— исключение различных концентраторов напряжений в зоне вы-
резов в обшивке.
Исследования показывают также, что усталостная прочность резко
повышается в конструкциях, в которых применяются клеевые или клее-
сварные соединения.
Конструкции каркасов пола в грузовых и пассажирских кабинах
представлены на рис. 4.40 и 4.41. Поперечные и продольные балки в
этих конструкциях играют роль опор. Поперечные балки при большей
длине поддерживаются вертикальными стойками (см. рис. 4.41), а про-
215
Рис, 4-38. Компоновка оборудования и пассажирских мест на самолете Ил-18
Туалет Byipem-кухня
Задняя кабина Спальня
Входная
дверь
пассажирская Салон Входная Туалет
кабина дверь
а)
Передня
пассажирская
кабина
Рис. 4.39. Типовые схемы компоновки пассажирских кабин классов «люкс» (а)
и «туристский» (б)
Рис. 4.40. Каркас пола грузовой кабины пассажирского самолета без вертикальных
стоек:
/—обшивка; 2—шпангоут; 3—стрингеры-, 4—поперечные балки; 5, 6—продольные балкн
217
дольные балки часто выполняются в виде специальных профилей-рель-
сов, на которые устанавливаются кронштейны кресел; кроме того, они
являются опорой для панелей пола.
Рис. 4.41. Конструкция пола в пассажирских кабинах с вертикальными
стойками:
/—обшивка; 2— шпангоуты*. 3—стрингеры*. 4—поперечные балки; 5—вертикальные стой-
ки; 6—продольные балкй (рельсы); 7—панели пола
Полы .имеют несъемные и быстросъемные панели слоистой конструк-
ции. Внешние слои часто выполняются из фанеры, а в качестве запол-
нителя используются пенопласт, бальза и металлические соты.
Под избыточным внутренним давлением в кабине полы претерпева-
ют значительные деформации, а это обусловливает целесообразность
Рис. 4. 42. Шарнирное крепление пола:
а—соединение со шпангоутами; б—соединение с днищем
применения шарнирных связей — в поперечных балках пола в местах
соединения их со шпангоутами (рис. 4.42,а), а в продольных балках в
местах соединения с днищем (рис. 4.42, б).
БАГАЖНО-ГРУЗОВЫЕ ПОМЕЩЕНИЯ
На пассажирских самолетах для перевозки багажа и коммерческих
грузов предусматриваются специальные багажно-грузовые помещения.
На межконтинентальных и магистральных самолетах большой дально-
сти такие помещения имеются под полом пассажирских кабин и в отсе-
ках фюзеляжа, а на самолетах местных линий — в отсеках фюзеляжа.
Каждое багажно-грузовое помещение должно иметь загрузочные люки
и устройства для фиксации положения грузов. К таким устройствам от-
218
носятся поперечные легкосъемные сетки, протянутые через каждый метр,
и швартовые узлы. Грузы перемещаются в багажно-грузовых помеще-
ниях на специальной тележке, для чего в полу проложены направляю-
щие рельсы.
Механизация операций погрузки и выгрузки багажа и грузов — од-
на из актуальных проблем современного воздушного транспорта, при-
влекающая внимание конструкторов.
Рис. 4.43. Советский транспортный самолет
На транспортных самолетах большой грузоподъемности грузовые
кабины представляют собой отдельный отсек фюзеляжа большого раз-
мера (рис. 4.43). Для таких самолетов очень важное значение имеет вре-
мя загрузки и выгрузки.
На рис. 4.44 показаны транспортные самолеты, у которых имеются
устройства для быстрой загрузки и выгрузки грузов, даже крупногаба-
ритных. В конструкциях грузовых отсеков характерным является уси-
ление пола путем установки мощного продольного и поперечного набо-
ров и наличие различного рода швартовочных узлов, трапов и подъемно-
транспортных устройств.
СПЕЦИАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ПАССАЖИРСКИХ КАБИН
Вентиляция и отопление
Для обеспечения нормальной жизнедеятельности экипажа и пас-
сажиров в кабине необходимо поддерживать следующие условия:
— постоянную температуру, равную ~20° С;
— достаточную вентиляцию (20—30-кратную смену воздуха за час).
Кроме того, желательно предусматривать индивидуальную вентиляцию
и регулирование температуры поступающего воздуха;
— изменение избыточного давления внутри кабины в зависимости
от высоты полета по заданному графику;
— заданную относительную влажность воздуха (не менее 40%).
Все перечисленные условия выполняются автоматически комплекс-
ной системой кондиционирования. Для повышения безопасности полета
важнейшие из агрегатов этой системы, поддерживающие нормальные
высотный и тепловой режимы, дублированы.
На рис. 4.45 приведена монтажная схема системы кондиционирова-
ния для пассажирской кабины самолета, совершающего полеты на ма-
лой высоте. Для вентиляции и обогрева кабины используется атмосфер-
ный воздух, который подогревается до температуры 60—80° С в тепло-
обменнике и затем подается в кабину.
Современная система наддува, отопления и вентиляции герметиче-
ской кабины приведена на рис. 4.46. Воздух, отбираемый от компрессо-
ра двигателей, подается в кабину. Система эта является комплексной и
обеспечивает наддув, отопление, вентиляцию и необходимую влажность
воздуха в кабине.
219
1
Рис. 4.44. Устройства на самолете для погрузки и выгрузки
транспортных грузов^
а, б—различные конструктивные варианты
Рис. 4.45. Схема системы кондиционирования воздуха пассажирских кабин на невы-
сотных самолетах:
/—заборное отверстие: 2—радиатор подогрева воздуха: 3—фильтр; 4—труба ввода свежего воз-
духа; 5 — бачок для нагрева воды; 6 — ввод в кабину свежего воздуха; 7 — отводы в атмосферу
использованного воздуха; 8—трубопровод, подающий свежий воздух
220
Циркуляция ^воздуха в
пассажирской кабине
Для индивидуальной
вентиляции
Кабина экипажа
Отопительный короб
"давления
Турбо кол одиль ник
Отопительный
короб
Забор воздуха от ком -
прессоров двигателей ~
индивидуальной
вентиляции
Увлажнитель
Глушитель
Трубопроводы горячего воздуха
Трубопроводы холодного воздуха
Трубопроводы теплого воздуха
Радиатор
Рнс. 4.46. Схема системы кондиционирования воздуха пассажирских кабин на современных самолетах
Индивидуальная
вентиляция
Воздухозаборник
Насадки
Теплозвукоизоляция кабин
Уровень шума в пассажирской кабине современного самолета боль-
шой дальности не должен превышать 90—100 дб, на .самолетах, пред-
назначенных для более коротких рейсов,—-ПО дб. Длительный шум
интенсивностью свыше 100 дб сильно утомляет, а свыше 120 дб — вы-
зывает болевые ощущения.
Основные источники шума на самолете — двигатели, выхлопные
струи ТРД, винты, вибрирующие части самолета и его оборудования.
В кабину шум передается через элементы конструкции и проникает
через щели в фонарях, окнах и дверях, а также через вентиляционные
каналы. Кроме того, шум создают корпус самолета и его оборудование
Рис. 4.47. Конструктивная схема теплозвукоизоляции кабины
на пассажирском самолете
4-4
вследствие вибраций, вызываемых неуравновешенностью двигателей и
винтов. Вибрации заставляют звучать обшивку самолета, стенки шпан-
гоутов, неплотные соединения, плохо закрепленные агрегаты оборудо-
вания.
Для уменьшения шума необходимо подавлять все его источники
одновременно, ибо даже полное уничтожение хотя бы одного из них
лишь незначительно снизит общий шум.
Для уменьшения шума внутри кабин необходимо эластичное креп-
ление двигателей, звукоизоляция вентиляционных каналов, стенок пола
и потолка, устранение щелей и неплотностей во всех соединениях. В сое-
динениях агрегатов, где это возможно, следует для борьбы с шумом
применять амортизирующие прокладки. Стенки перегородок, дверей и
сплошных шпангоутов представляют собой мембраны, воспринимающие
вибрации корпуса и производящие значительный шум. Этот шум можно
уменьшить, если применить эластичное крепление продольного набора.
На современном самолете борьба с шумом ограничивается пока при-
менением звукоизоляции, которая должна одновременно выполнять
функции и теплоизоляции.
В качестве теплоизолирующих материалов применяются капроно-
вая вата с объемным весом ~50 кг!м3, стекловолокно с объемным весом
~25 кг1м?, другие легкие материалы и сотовые конструкции. Несмотря
на применение новых легких материалов, общий вес теплозвукоизоля-
ции, например, на советском самолете Ту-104 достигает 1200 кг.
Схема теплозвукоизоляции на современных самолетах иллюстри-
руется на рис. 4.47.
Приводимые ниже мероприятия, как показывает опыт, способствуют
интенсивному шумоглушению в кабинах: -
222
— применение легких теплоизолирующих материалов с воздушны-
ми прослойками ~25 мм, которые лучше поглощают звуки средних и
высоких частот;
— применение толстой силовой обшивки, поглощающей звуки низ-
ких частот;
— усиление на самолетах с ТВД жесткости фюзеляжа в зоне вин-
тов с помощью дополнительных стрингеров, шпангоутов и увеличение
толщины обшивки. Такое усиление конструкции диктуется также и до-
полнительными акустическими нагрузками от винтов. Считается полез-
ным удалять концы лопастей винтов от обшивки фюзеляжа на расстоя-
ние не менее 400—500 мм\
— применение амортизаторов, поглощающих шумы, для крепления
жестких полов и перегородок к каркасу фюзеляжа;
— применение для окон пассажирских кабин двойных или тройных
стекол с возможно большим воздушным промежутком между ними.
Двери, окна и люки
Фюзеляжи пассажирских и транспортных самолетов имеют много
вырезов для дверей, окон и люков. Такие вырезы особенно усложняют
конструкцию герметических фюзеляжей, так как они являются концен-
траторами напряжений. Поэтому вырезы должны усиливаться. Однако
резкий перепад жесткостей ib зоне выреза вызывает концентрацию на-
пряжений и, следовательно, опасность усталостного разрушения. Вот
почему рекомендуется при усилении вырезов соблюдать плавное изме-
нение толщины сечений.
Входные двери размещаются обычно на левом борту фюзеляжа из
расчета одна дверь на 30—40 пассажиров. Стандартов на размеры две-
рей не существует, но обычно размеры двери (высота Хширина) не ме-
нее 1700x800 мм.
На пассажирских самолетах с негерметическими кабинами дверь
открывается наружу по потоку, а с герметическими кабинами, как пра-
вило,— внутрь, так как избыточное давление будет ее прижимать к гер-
метизирующим прокладкам.
Существует несколько кинематических схем открывания двери:
— дверь отходит внутрь кабины и затем перемещается вперед или
назад (рис. 4.48);
— дверь отходит внутрь и затем перемещается вверх;
— дверь состоит из верхней и нижней частей, одна из них при по-
вороте рукоятки отклоняется внутрь, что позволяет двери выйти из
проема и переместиться наружу (рис. 4.49).
Двери обычно имеют две герметизирующие окантовки: внутреннюю
и наружную. Наружная окантовка имеет более эластичный резиновый
профиль герметизации, что необходимо для предварительной гермети-
зации двери с помощью замков.
На рис. 4.48 показана конструкция входной двери и ее расположе-
ние в открытом виде. Дверь имеет овальную форму, а ее конструкция
состоит из чашки, отштампованной из листа, и продольных и попереч-
ных профилей, подкрепляющих основание чашки. Несколько выше сере-
дины двери установлен двухштыревой замок с двумя ручками — наруж-
ной и внутренней. К нижней кромке двери прикреплена двухшарнирная
панель, при помощи которой дверь направляется при открывании и за-
крывании. Кромка выреза под дверь окантована специальным про-
филем.
На некоторых пассажирских самолетах входные двери являются
одновременно и откидывающимся на землю трапом. В этих случаях
внутренняя сторона двери имеет ступеньки (рис. 4.50). Дверь-трап обыч-
223
Шпангоуты
Рис. 4.48. Входная дверь пассажирского самолета:
/—чашка; 2—каркас двери; 3—балки каркаса; 4—замок; 5—направляющая
трубка; б—лента; 7—шарнирная панель; 3—каретка; 9—направляющий рельс;
10—усиленный шпангоут; //—окантовка выреза; 12, /3—резиновые профили
® б)
Рис. 4. 49. Входная дверь, состоящая из двух
половин:
а — вид изнутри (дверь закрыта); б — вид снаружи
(дверь открыта)
224
но нижней своей стороной крепится к фюзеляжу при помощи шарниров,
относительно которых дверь поворачивается.
Запасные аварийные люки предусматриваются в современных пас-
сажирских самолетах для выхода пассажиров из кабин в аварийных
Рис. 4.50. Дверь — трап:
а, б—различные конструктивные
варианты
случаях. Размещаются аварийные люки в среднем отсеке фюзеляжа
преимущественно по бортам, а иногда вверху. Форма вырезов — оваль-
ная с размерами по осям ~ 450X750 мм. На рис. 4.51 показана конст-
рукция такого люка с крышкой, в
в обшивке фюзеляжа усилены
окантовкой и второй обшивкой
с внутренней стороны. Крышка
представляет собой раму и выни-
мается внутрь кабины. Гермети-
зация осуществляется с помощью
резиновых трубчатых профилей,
которые внутренним давлением
прижимаются к раме.
Люки багажно-грузовых по-
мещений пассажирских самоле-
тов часто размещаются внизу по
правому борту фюзеляжа под по-
лом. Крышки люков в этом слу-
чае обычно подвешиваются на
петлях. Герметизация и замки
выполняются так же, как для
входных дверей. Крышки люков,
расположенные в негерметиче-
которую вмонтировано окно. Вырезы
6
ских отсеках, имеют простейшие
конструкции и открываются на-
ружу. Если пассажирские само-
леты имеют специальные грузо-
вые отсеки, люки располагают
Рис. 4.51. Люк для эвакуации пассажи-
ров в аварийных случаях (аварий-
ный люк):
/—чашка; 2—рама крышки люка; 3—ручка
замка: 4—-упор; 5—резиновый уплотнительный
профиль; 6—шпангоуты; 7—стрингеры; 8—окно
по бортам фюзеляжа.
Окна пассажирских кабин размещаются по левому и правому бор-
там фюзеляжа и могут иметь различную форму (рис. 4;52). Окна рас-
« 3062
225
положены в зоне малых напряжений при изгибе фюзеляжа в вертикаль-
ной плоскости, однако напряжения в обшивке от внутреннего давления
и от сдвига значительны, а наличие вырезов создает большие концентра-
ции напряжений.
Рис. 4.52. Форма смотровых окон в салоне пассажирского самолета (горизонтальные
оси параллельны продольной оси самолета)
На величину концентрации напряжений сильно влияет форма выре-
за. В этом отношении вырезы, имеющие форму круга или эллипса с вер-
тикальной большой осью, создают наименьшую концентрацию напря-
жений. Вообще усилению вырезов для окон уделяется особое внимание.
Так, например, на американском самолете Боинг-707 окантовка каждо-
226
го смотрового окна в пассажирской кабине представляет собой штам-
пованную раму из высокопрочного алюминиевого сплава (рис. 4.53).
Кроме того, на этом самолете применена полоса обшивки у окон боль-
Рис. 4.‘53. Конструкция окантовки выреза для окон:
а, б—различные конструктивные варианты; /—внешняя обшивка фюзеляжа;
2—усиливающая накладка; 3—вторая накладка; 4—рама окна
шей толщины. На самолете Конвэр-880 сверху и снизу окон проходят
мощные лонжероны, соединенные между собой перекрещивающимися
диагоналями-накладками, усиливающими обшивку у окон.
Вырезы для окон делаются в обшивке фюзеляжа между шпангоу-
тами, которые используются в качестве дополнительных элементов жест-
кости к окантовке отверстия
(рис. 4.54).
Окна обычно состоят из
внутреннего и наружного сте-
кол, изготовленных из органи-
ческого стекла с ориенти-
рованными волокнами (рис.
4.55).
Одно из стекол, как пра-
вило, делается более толстым
и рассчитывается на полное
избыточное давление при бо-
лее высоком коэффициенте
безопасности. Такое стекло
работает при небольших на-
пряжениях И, следовательно, Рис. 4 54 Конструкция окон, расположен-
обладает высокой усталостной ных между шпангоутами
прочностью. Толщина второго
стекла определяется из условия выдерживания полной нагрузки, но при
меньшем значении коэффициента безопасности.
Внутренние стекла плоские или сферические.
Герметизация стекол по контуру обеспечивается различными уплот-
нителями.
Кресла для пассажиров
Кресла для пассажиров — важный элемент оборудования пасса-
жирских кабин самолетов, так как пассажир проводит в нем все время
полета. Одним из условий комфорта являются удобные кресла и рацио-
нальное их размещение в кабинах. Утомляемость неподвижно сидящего
в кресле пассажира зависит от размеров сиденья, наклона спинки и
упругости подушки. Поэтому кресло должно быть мягким.
8* 227
Конструкция, размеры и компоновка кресел в кабине для каждого
класса пассажирского оборудования различны:
— кресла -в кабинах класса «люкс» имеют отклоняющуюся назад
на угол 55°—65° от вертикали спинку и выдвигающуюся подножку;
— кресла кабин первого класса имеют отклоняющуюся спинку на
угол до 30°—40°, а вместо подножки иногда делается упор;
— кресла кабин туристского класса снабжены спинкой, отклоняю-
щейся на 25°—30°, а кресла кабин экономического класса — на 15°—20°.
Рис. 4.Q5. Заделка стекол смот-
ровых окон пассажирских ка-
бин:
(различные конструктивные вари-
анты) 1 — подкладной лист; 2 —
наружное стекло; 3—внутреннее
стекло; 4—прижимы; 5—штампован-
ная чаша; 6—диафрагма; 7—обшив-
ка фюзеляжа; 8 — уплотнительная
масса; 9 — окантовка
Наряду с этим у кресел кабин различного класса расстояние меж-
ду подлокотниками изменяется от 400 до 500 мм. Особенно значительно
изменяется расстояние между креслами (шаг) для различных классов,
а именно: от 750 до 1500 мм.
При компоновке кресел в кабине следует предусматривать возмож-
ность оборудовать кабину креслами любого класса. Для этого база креп-
228
ления кресел к полу должна быть стандартной, а конструкция крепле-
ния должна позволять быструю смену кресел.
Рис. 4.56. Конструктивная схема блока пассажирских кресел:
/--труба блока; 2 — кронштейны; 3—узел крепления кресла к трубе;
4 — направляющие рельсы
Кресла обычно представляют собой блоки, состоящие из двух, трех
и более сидений. На рис. 4.56 показана конструкция такого блока. Крес-
ла для кабин туристского и экономического классов делаются с откид-
ными сиденьями.
На рис. 4.57 показана конструкция пассажирского кресла современ-
ного самолета. Основными элементами кресла являются каркас, борто-
вые и средние кронштейны, рамки сиденья, спинка и подлокотники. Кар-
кас кресла и рамки спинки и сиденья выполнены из труб, изготовленных
из алюминиевых сплавов, кронштейны и рамы подлокотников — из маг-
ниевого сплава.
Подушки сиденья и спинки заполняются амортизирующим пласти-
ком-поролоном. На подлокотнике кресла вмонтирована кнопка управ-
ления механизмом, отклоняющим спинку.
Ножки кресел имеют штыри, которые входят в паз рельсов пола.
Положение кресла фиксируется стопором.
6. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Поясните назначение фюзеляжа и приведите требования к нему.
2. Каковы внешние формы фюзеляжей и какими параметрами они
характеризуются?
3. Какие нагрузки действуют на фюзеляж в полете и при посадке?
4. Приведите конструктивные схемы балочных фюзеляжей и их
сравнительные характеристики.
5. Как работают конструктивные элементы балочных фюзеляжей
различных схем?
6. Поясните принцип стыковки частей балочных фюзеляжей различ-
ных конструктивных схем.
229
7. Объясните назначение и назовите типы герметических кабин.
8. Какие нагрузки действуют на герметическую кабину?
9. Какие требования предъявляются к герметическим кабинам?
(профиль каркала пола)
Рис. 4. 57. Конструкция пассажирского кресла:
/—пуховая прослойка; 2—декоративная обшивка; 3—поролон; 4—каркас спиики кресла; 5—пре-
дохранительный пояс-. 6—кожаная обшивка подлокотника; 7—поролон; 8—пенопласт; 9—про-
филь; 10— кнопка отклонения спиики; 11—пепельница; 12—каркас сиденья кресла; 13—передняя
накладка подлокотника; 14—каркас подлокотника; 15—пружина замка; 16—тяга; /7—шарико-
вый замок с рейкой для фиксации спинки в различных положениях: 18—возвратная пружина;
19—наконечник каркаса спиики; 20— рычаг отклонения спинки; 21—кронштейн подлокотника; 22—
наконечник иожки кресла; 23—ушко для поворота болта крепления кресла; 24— болт крепления
кресла; 25—пружинный стопор болта крепления
10. Какие конструктивные мероприятия обеспечивают герметичность
соединений в конструкции?
И. Поясните особенности конструкции отсеков и панелей, имеющих
вырезы для дверей, окон, люков?
12. Как решаются на современном пассажирском самолете вопро-
сы борьбы с шумом в кабинах?
13. Поясните конструктивные особенности сбрасываемых в аварий-
ных ситуациях кабин и катапультируемых сидений экипажа.
Глава V
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
1. НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ
Процесс изменения сил и моментов, необходимых для полета само-
лета по заданной траектории, называется управлением, а совокупность
устройств, обеспечивающих процесс управления, составляет систему
управления.
Система управления может быть неавтоматической, полуавтомати-
ческой и автоматической. Если процесс управления осуществляется не-
посредственно летчиком, т. е. летчик посредством мускульной силы при-
водит в действие органы управления и устройства, обеспечивающие
создание и изменение управляющих сил и моментов, то система назы-
вается неавтоматической. Если процесс управления осуществляется лет-
чиком, а механизмы и устройства системы служат для облегчения и
улучшения качества процесса управления, то система называется полу-
автоматической. Если создание и изменение управляющих сил и момен-
тов осуществляется комплексом автоматических устройств, а роль летчи-
ка сводится к отладке и наблюдению за правильностью их работы, то
система называется автоматической. В зависимости от специфических
особенностей различных самолетов применяется соответствующая си-
стема управления или их сочетание. Например, на современных ско-
ростных самолетах широко применяются полуавтоматическая и автома-
тическая системы управления.
Комплекс бортовых систем и устройств, которые дают возможность
летчику приводить в действие органы управления самолетом для изме-
нения режима полета или для балансировки самолета на заданном ре-
жиме, называют основным управлением самолета. Механизмы, обеспе-
чивающие управление другими объектами (шасси, закрылками, пред-
крылками и т. д.), составляют вспомогательное управление.
Для обеспечения продольного, поперечного и путевого управления
на самолете имеются две независимые системы — ручное управление и
ножное управление.
В кабине летчика размещены рычаги обеих систем—ручка или
штурвал и педали.
Отклоняя ручку (штурвал) на себя или от себя, летчик осуществля-
ет продольное управление (изменяет угол тангажа), отклоняя руль вы-
соты или целиком горизонтальное оперение.
Движением ручки влево или вправо летчик отклоняет элероны, со-
здавая тем самым момент, кренящий самолет.
Для отклонения руля направления, т. е. для изменения курса са-
молета, летчик воздействует на педали.
На рис. 5.1 показано, как связано перемещение командных рычагов
управления с изменением режима полета самолета.
231
Наряду с общими для всех частей самолета требованиями к систе-
ме управления предъявляется ряд специфических требований.
1. При отклонении органов управления (рулей, элеронов, цельно-
яоворотного горизонтального оперения) усилия на ручке, штурвале и
педалях должны возрастать плавно и быть направлены в сторону, про-
тивоположную движению ручки, штурвала и педалей. Величина усилий
не должна превышать пределов, предусмотренных нормами прочности.
Нейтральное положение
педалей'руля направления
Нейтральное
положение ручки
Оучка на
себя
Нейтральное положение ручки
Рис. 5.1. Управление самолетом:
о—движение ручки вперед «от себя»; б—движение ручки назад «на себя»; в—движение левой
ведали вперед; г—движение правой педали вперед; б—движение ручки направо; с—движение
ручки налево
2. Должна быть обеспечена независимость действия рулей высоты
или цельноповоротного горизонтального оперения и элеронов: отклоне-
ние ручки или колонки штурвала при управлении рулем высоты не дол-
жно вызывать отклонения элеронов, и наоборот.
3. При деформациях крыла, фюзеляжа и оперения должна быть
исключена возможность заклинивания (заедания и зажима) проводки
и механизмов управления.
4. Ручки, штурвалы и педали, все рычаги и тяги управления долж-
ны быть удобно размещены в кабине. Механизм ножного управления
должен допускать его регулировку.
5. Углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечивать
возможность полета на всех требуемых полетных и посадочных режи-
232
мах, причем должен быть предусмотрен некоторый запас рулей. Меха-
низмы управления должны иметь ограничительные упоры предельных
углов отклонения.
6. Система управления должна быть надежной на всех режимах
полета.
7. Тяги или тросы проводки не должны попадать в резонансные ко-
лебания.
8. Вся система проводки управления должна иметь минимальное
трение и люфты в сочленениях и возможно меньший износ трущихся
частей.
9. Детали проводки управления, находящиеся в пассажирских и
пилотских кабинах и в багажных помещениях, должны быть защище-
ны от поломки и зажима.
Углы отклонения устанавливаются на основании расчета и в боль-
шинстве случаев находятся в следующих пределах:
Углы отклонения рулей (в град)
Тип самолета Рули высоты Рули на- правления Элероны
вверх ВНИЗ в обе сто- роны вверх ВНИЗ
Маневренные 30—35 15—20 25—30 20—30 8—12
Немаиеврениые 20—25 15—20 20—25 15—20 ! 8—20
Управление самолетом удобно классифицировать по двум призна-
кам: по способу воздействия и по типу Проводки (рис. 5.2).
Рис. 5.2. Классификация системы управления самолетом
По способу воздействия управление, как уже было сказано ранее,
подразделяется на ручное и ножное. В системах ручного управления
различают управление при помощи ручки, штурвала и ручки на колон-
ке, а в системах ножного управления — качающимися, скользящими
педалями и рычажно-параллелограммное управление.
По типу проводки управление подразделяется на гибкое, жесткое и
смешанное.
Система управления самолетом состоит из командных постов руч-
ного и ножного управления, проводки, приводов и механизмов, прибо-
ров и системы сигнализации *.
* Приборы и система сигнализации в учебнике не рассматриваются.
233
2. КОМАНДНЫЕ ПОСТЫ УПРАВЛЕНИЯ
Командными постами называются центральные механизмы управ-
ления, устанавливаемые в кабине экипажа и состоящие из командных
рычагов — ручек, штурвалов и педалей, и элементов их крепления к ка-
бине.
КОМАНДНЫЕ ПОСТЫ РУЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Командный пост ручного управления состоит из ручки или штурва-
ла с колонкой.
Ручка управления представляет собой рычаг, имеющий две степени
свободы. Шарнирное крепление нижней части ручки позволяет ей откло-
няться вперед — назад при управлении рулем высоты или горизонталь-
Рис. 5.3. Кинематические схемы движения ручки управ-
ления:
а, б—различные варианты
леи и элеронов друг от друга достигнута
:_4
Рис. 5.4. Узел крепления ручки управления при
установке ее на поперечной трубе
ным оперением и вправо — влево при управлении элеронами. На
рис. 5.3 показаны кинематические схемы установки ручки управления.
В продольном направлении ручка вращается относительно оси О, а1 в
поперечном вместе с трубой 1 — относительно осей ББ и ВБ. На трубе 1
укреплен рычаг 2 управления элеронами. Независимость отклонения ру-
расположением крепления тя-
ги 4 к качалке 3 в точке А,
лежащей на осях ББ и ВВ.
Ручка в кабине летчика
устанавливается на попереч-
ной или продольной трубе
или на кронштейне.
На рис. 5.4 показан
узел крепления ручки управ-
ления при установке ее на
поперечной трубе. Труба 3
устанавливается в подшип-
никах кронштейнов 1. Ручка
управления 7 имеет шар-
нир 5. На трубу 3 насажен
фланец 2 с рычагом 4, к ко-
торому крепится тяга про-
водки управления рулем
высоты. К ушкам 6 обоймы
присоединяются тяги управ-
ления элеронами.
На рис. 5.5 показан узел крепления ручки управления при установ-
ке ее на продольной трубе. Труба 7 крепится к полу кабины на двух
234
кронштейнах 8 и 9. Посредством болта 3, установленного на подшипйй^
ках, ручка 1 крепится к кронштейну 4, который связывает ручку с уп-
равлением элеронами. С тягой 5 управления рулем высоты нижняя час+ь
ручки 2 шарнирно соединяется болтом 6. 1
На одном конце трубы 7 приклепан вильчатый кронштейн 4, на
другом конце — двойной рычаг 10, с которым соединена тяга управления
элеронами.
Для ограничения угла отклонения ручки на кронштейне 4 установ-
лены регулируемые упоры 11 и 12.
Конструкция ручного управления имеет специаль-
ное приспособление 13 для защемления ручки управле-
ния при стоянке самолета.
На рис. 5.6 показана типичная конструкция ручки
управления самолетом. В верхней части ручка заканчи-
вается специальной рукояткой.
Рис. 5.6. Кон-
струкция руч-
ки управления
самолетом:
/—стандартная
рукоятка; 2—ры-
чажок торможе-
ния колес шас-
си; 3—редукцион-
ный цилиндр: 4—
трубка проводки
к тормозам ко-
лес: 5 — крон-
штейн; (У—хомут
с крючком для
фиксации ручки
в неподвижном
положении; 7—
трос; 8—нижний
стакан (башмак);
ручка управ-
ления
Рис. 5.5. Узел крепления ручки управления при установке ее
на продольной трубе
Все ручки обычно представляют собой неравнопле-
чие рычаги, выполненные из труб. На их рукоятках ча-
сто устанавливают гашетки и кнопки для управления
вооружением, тормозами колес, триммерами и т. д.
На рис. 5. 7, а показана схема жесткого управления
самолетом, на рис. 5.7,6 — центральный узел управле-
ния. В качестве командных рычагов используются руч-
ка 1 и педали 2, смонтированные на кронштейне 17.
Ручка закреплена на вращающейся в подшипниках оси,
заканчивающейся вилкой 3. На этой же оси посажен
рычаг управления элеронами 4, передающий движение
тяги 18. При управлении элеронами тяга 5 управления
рулем высоты описывает коническую поверхность с вер-
шиной в узле А (см. рис. 5.7,а), расположенном на продолжении оси
вращения ручки, чем обеспечивается независимость управления элеро-
нами и рулем высоты. Тяга управления рулем направления присоеди-
нена шарнирно к основному рычагу 9. Тяги управления рулем высоты
и рулем направления выведены из герметической кабины через коробку
герметических выводов 10. Тяги через систему качалок сообщают дви-
235
жение рулю высоты и рулю направления. Рычаги 11 и 12 управления
рулями являются одновременно весовыми балансирами. В проводку
управления элеронами включен гидроусилитель 13. Усилие со штока
гидроусилителя передается на рычаг 14, а от него — на тяги 15 и 16 про-
водки управления правым и левым элеронами.
Рис. 5.7. Схема управления самолетом с жесткой проводкой:
<2—схема управления; б—центральный узел управления; /—ручка; 2—педали;
3—вилка; 4—рычаг управления элеронами, 5, 15, 16, /5—тяги; tf—направляю-
щая педали-. 7—кронштейн педали; 8—кольцо; 9—основной рычаг*. 10—короб-
ка герметических выводов; 11, /2—рычаги управления рулями; 13—гидроуси-
литель; 14—рычаг; 17—кронштейн
Штурвальное управление состоит из колонки 1 и штурвала 2
(рис. 5.8). Колонка может отклоняться только вперед — назад для уп-
равления рулями высоты или цельноповоротным горизонтальным опере-
236
нием. Элероны управляются вращением штурвала, который жестко сое-
динен с зубчатым колесом 3. На зубчатое колесо надета цепь 4, концы
которой соединены с троса-
ми 5. Тросы через ролики 6
подводятся к элеронам. Ко-
лонка обычно крепится вни-
зу к горизонтально располо-
женной трубе 7, несущей ры-
чаги 8 управления рулями
высоты. Независимость от-
клонения рулей высоты и
элеронов достигается рас-
положением роликов 6 так,
что трос 5 совпадает с осью
00' вращения трубы 7.
Штурвальное управле-
ние (рис. 5.9) состоит из
головки штурвала 16, ба-
Рис. 5.8. Схема штурвального управления
ранки штурвала 1 и нижней части — колонки 20, которая представляет
собой вертикальную стоику, связанную при помощи кронштейна с
Рис. 5.9. Штурвальный пост управления
самолетом с вертикальной колонкой:
/—баранка штурвала; 2—цепь Галля; 3—от-
тяжной ролик; 4—трос; 5—ролик-сектор: 6—
•тяга; 7—ось вращения ролика-сектора; 8—ко-
жух оттяжного ролика: 9—гашетка управле-
ния тормозами; /8—трубка; II—боуденовская
оболочка; /2—трос управления редуктором
тормозов; /8—редуктор тормозов; /4—кнопка
сбрасывания; /5—предохранительная скоба;
16—головка штурвала; 17—наконечинк троса:
18—консольный болт; 19—кнопка электроуп-
равления огнем; 20—колонка штурвала; 21—
рычаг управления рулем высоты; 22—ушкн
крепления колонки
горизонтальной трубой. В головке
штурвала установлено зубчатое ко-
лесо, на которое надета цепь 2 с вы-
водом ее концов внутрь трубы
стойки. Концы цепи соединены
с двумя тросами 4. В нижней части
стойки установлены ролики, через
которые тросы выводятся на сек-
тор 5 и закрепляются на этом сек-
торе, для чего на нижних концах
тросов имеются специальные нако-
нечники с резьбой. Наконечники
служат также для регулировки на-
тяжения тросов и цепи. Движение
сектора передается тягой 6 (распо-
ложенной на оси АА' вращения
колонки штурвала 20) системе про-
водки к элеронам. К горизонталь-
ной трубе приварен рычаг 21 управ-
ления рулем высоты и ушки 22
крепления колонки.
Штурвальные колеса редко де-
лаются с полным по окружности
ободом. Обычно часть обода выре-
зается, чаще всего сверху, чтобы
летчику были лучше видны при-
боры, расположенные непосредст-
венно против штурвала. В этом слу-
чае уменьшается вес штурвала.
Колонки штурвала обычно кре-
пятся к основанию, представляю-
щему собой трубу, установленную
на кронштейнах или на специаль-
ных подшипниках, установленных
на полу кабины летчика.
Система передачи движения от
штурвала преимущественно механи-
ческая (см. рис. 5.9 и 5.10,а).
237
Штурвал 1 .связан с зубчатым колесом 3 и находится на одной с ним оси.
На зубчатое колесо надевается цепь Галля 2, а ее концы соединяются с
тросами 4. Встречаются конструкции головки штурвала с передачей дви-
жения при помощи конических шестерен 5 (см. рис. 5. 10,6).
Иногда конструкторы в целях освобождения кабины летчика ко-
лонку 5 штурвального управления располагают впереди за приборной
доской, а вал 11 штурвала—на неподвижной стойке 23 (рис. 5.11).
В этом случае при управлении рулями высоты штурвал 20 вместе с ва-
лом перемещается вперед и назад по направляющей, установленной в
верхней части стойки. Поступательное и вращательное движение штур-
вала передается валом 11 к головке 9 через шарнирную муфту 10. Кон-
струкции головки штурвала, ее колонки и основания аналогичны ранее
рассмотренным (см. рис. 5.8 и 5.9).
Ручка управления на колонке (рис. 5.12) является комбинацией
ручки и штурвала. В верхней части этот командный рычаг выполнен,
как ручка 1 в обычном управлении ручкой, но укороченной длины. На
некотором расстоянии от верхнего конца ручка крепится к нижней части
при помощи шарнира, позволяющего верхней части ручки отклоняться
в поперечной плоскости (вправо — влево) для управления элеронами
подобно штурвальному управлению. Нижняя часть ручки может откло-
няться подобно штурвальной колонке.
Ручка обычно ставится на истребителях, спортивных, учебных
и других небольших самолетах, управление которыми должно об-
ладать возможно более высокой чувствительностью. Штурвал ставится
преимущественно на более тяжелых самолетах.
На самолетах, выполненных по схеме «летающее крыло», функции
отсутствующего горизонтального оперения выполняют элевоны, обес-
печивающие не только поперечное, но и продольное управление*.
В этом случае кинематика звеньев передачи от командного рычага к
* В 1933—1934 гг. конструкторским коллективом ХАИ был разработан механизм
управления элевонами и применен на планере типа «летающее крыло».
238
элевонам должна позволять осуществлять отклонение элевонов в одну
сторону вверх или вниз (движение ручки вперед—назад) и в разные
стороны (движение ручки вправо — влево). На рис. 5.13 изображена
достаточно простая схема механизма ручного управления элевонами.
Рис. 5.11. Штурвальный пост управления самолетом с горизонтальной колонкой:
/—кронштейн^ 2—рычаг управления рулем высоты; 5—основание штурвальной колонки; 4—
крышка основания; 5—труба штурвальной колонки; 6—трос; 7—цепь Галля; 8—крышка го-
ловки; 9—головка штурвальной колонки; 10—вилка шарнирной муфты; //—труба вала; 12—
кронштейн; 13—раскос; И—ограничитель; /5—наконечник; 16—гайка; /7—фиксатор гашетки;
18—гашетка триммера руля высоты; 19—гашетка огня; 20—штурвал; 21—кнопка отключе-
ния автопилота; 22—крышка; 23—стойка; 24—ограничитель троса; 25—ролик; 26—щека; 27—
гайка; 28—стопорное кольцо; 29—звездочка; 30—валик; 31—вкладыш; 32—стопор; 33—фла-
нец; 34—шарикоподшипник; 35—наружное кольцо; 35—внутреннее кольцо; 37—ролик; 38—
промежуточная втулка; 39—цапфа: 40—втулка; 41—стопорная шайба; 42—контргайка; 43—
конусная втулка
Иногда для увеличения сУтах, кроме закрылков, расположенных между элеро-
нами, используют и элероны, применяя элероны-закрылки. Такие элероны после их от-
клонения специальным механизмом вниз как закрылков должны продолжать действо-
вать и как элероны при отклонении ручки управления влево и вправо или соответству-
ющем повороте штурвала.
На рнс. 5.14. представлена кинематическая схема управления элеронами-закрыл-
ками. Механизм управления элеронами в кабине и проводка к ним сохраняются; для
использования элеронов в качестве закрылков добавляются два специальных меха-
239
низма для правого и левого крыльев в отдельности. Специальные механизмы состоят
из пары двуплечих качалок. Основная качалка 1 несет на себе дополнительную ка-
чалку 2, ось вращения которой укреплена на первой качалке.
Чтобы элерон работал как закрылок, поворачивают только дополнительную ка-
чалку 2. Когда же ручку отклоняют в стороны, то поворачивается основная качалка 1,
вместе с ним и ось дополнительной качалкн 2. Дополнительная качалка совершает
сложное движение, зависящее, с одной стороны, от поворота основной качалки, а с
другой стороны — от длины и отклонения
тяги 4, относящейся к проводке управления
элеронами как закрылками.
На самолетах с большой даль-
ностью или продолжительностью
полета, а также на учебных самоле-
тах устанавливается двойное управ-
ление.
На учебных самолетах команд-
ные рычаги двойного управления
Рис. 5.12. Комбинированная ручка Рис. 5.13. Кинематическая схема уирав-
управления: ления элевонами:
/—ручка; 2—труба; 3—ось вращения руч- а—боковой вид; б—вид в плайе
кн; 4—рычажок управления тормозами ко-
лес; 5— кнопка управления вооружением;
6—зубчатое колесо передачи управления
элеронами; 7—шариковые подшипники; 3—
болт; 9—цепь Галля; 10 — сектор тросовой
передачи к элеронам; 11—тяга проводки к располагают ОбЫЧНО ОДИН ЗЭ ДРУГИМ
рулю высоты (рис 5 15 б и 5 16 б) Иногда на та-
ких самолетах ручки и педали уп-
равления ставят рядом (рис. 5 15, а
и 5.16,а). На самолетах первоначального обучения командные рычаги
ручного и ножного управления, расположенные в кабине ученика, дела-
ют выключающимися в полете.
Двойное ножное управление самолетом первоначального обучения
(рис. 5.16, в) выполнено по рычажной схеме. Труба педали 1 входит в
трубу, закрепленную параллельно звену АС параллелограмма, и может
фиксироваться защелкой 5 в нужном положении. Передняя и задняя
системы управления связаны между собой жесткой тягой 8.
На больших самолетах, независимо от их назначения, двойное уп-
равление располагают в одной кабине рядом по ширине кабины и в
этом случае обычно применяют штурвальное ручное управление
(рис. 5.17).
240
Рис. 5.14. Кинематическая схема управления элеронами-закрылками:
1—основная качалка; 2—дополнительная качалка; 3, 4—тяги
Рис. 5.15. Кинематические схемы двойного ручного управления:
а, б—различные варианты
241
Рис, 5.16. Кинематические схемы двойного ножного управления:
а, б, в—различные варианты;
равления; 5—стопор; 6—скоба
1 педали- 2 рычаг; 3—кронштейн; 4—крепление ножного уп-
рычага; 7—штырь; 8—соединительная тяга- 9—звено парал-
лелограмма
К передней
*оге шассц
Рис. 5.17. Двойное штурвальное управ-
ление:
/—штурвалы управления элеронами- 2—колон-
ка; 3—основание колонки; 4—подшипник оси
вращения колонки
242
КОМАНДНЫЕ ПОСТЫ НОЖНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Команндые посты ножного управления представляют собой меха-
низмы различных конструкций: рычажно-параллелограммный механизм,
качающиеся педали и скользящие педали.
Рис. 5. 18. Рычажно-параллелограммный механизм:
/—педаль; 2—ремешок; 5—основной рычаг; 4—кронштейн; 5—ось
Рычажно-параллелограммный механизм (рис. 5.18). Двуплечий ры-
чаг 3 (коромысло) с поступательно движущимися педалями 1 на кон-
цах установлен на вертикальной оси 5. Горизонтальное расположение
рычага требует для получения достаточного плеча довольно широкой
расстановки ног, что необходимо и для того, чтобы ноги не мешали
ручке управления отклоняться в стороны.
Пост управления с качающимися педалями. В командных постах
ножного управления тяжелых самолетов находят широкое применение
Рис. 5.19. Качающиеся педали с верхним расположением оси подвески:
/—рычаг для подсоединения тяги управления рулем направления: 2—тяги; 3—рычаг сек-
тора правой педали; 4—рычаг сектора левой педали; 5—рычаг регулировочного устройства
педали, качающиеся относительно горизонтальных осей 00', располо-
женных вверху (рис. 5.19) или внизу (рис. 5.20).
Педали регулируются по росту летчика. Отклоняя рукоятку 2 (см.
рис. 5.20), летчик поднимает регулировочную гребенку 13, закреплен-
ную на рычаге подножки 5. Штифт на кронштейне 11 заходит в один
из трех пазов на регулировочной гребенке и фиксирует положение пе-
дали. В этом положении гребенка 13 удерживается пружиной 12.
243
Конструкция рассматриваемого командного поста имеет две пары
педалей. Каждая пара педалей состоит из двух качающихся подно-
жек 3.
Все четыре педали связаны друг с другом тягами 6 и валом нож-
ного управления 7. На каждой педали смонтированы тормозные под-
ножки 1 колес главных ног шасси. Нажимая на тормозную подножку
носком ноги, летчик производит торможение.
Рис. 5.20. Качающиеся педали с нижним располо-
жением оси подвески:
/—тормозная подножка; 2—рукоятка регулирования педалей;
3—основная подножка; 4—тормозная тяга; 5—рычаг под-
ножки; 6—тяга педалей: 7—вал; 3—нажимные ролика; 9—
тяга к рулю направления; /б?—качалка; //—кронштейн; 12—
пружина; /3—регулировочная гребенка; 14—регулировочная
тяга; 15 — тормозные клапаны
На одном из отечественных самолетов была применена конструк-
ция ножного управления со скользящими педалями (рис. 5.21). Цент-
ральный узел управления самолетом смонтирован на так называемом
«мостике» и является законченным агрегатом. Мостик 1 управления
сварен из стальных труб. К нему крепится на двух шарнирах штурвал 2,
на горизонтальной оси вращения которого расположен рычаг руля высо-
ты 4. Две каретки 7 на роликах скользят по трубчатым направляю-
щим 6. Движение кареток координируется тросами, переброшенными
через ролики 10 и связывающими обе каретки в одну кинематическую
цепь. На каретках установлены подножки педалей 8, закрепленные во
втулках, в которых они могут перемещаться при регулировании их вы-
соты. От кареток отходят тросы проводки 9, заканчивающиеся на сек-
244
торе 11. Рычаг 12 сектора соединен с тягой 5 управления качалкой 3,
к которой прикреплена тяга 13 проводки управления рулем направ-
ления.
3. ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ
Проводка управления предназначена для связи командных постов
с органами управления (с рулями высоты и направления, с элеронами
и элевонами). Конструкция проводки может быть гибкой, жесткой и
смешанной.
Гибкая проводка управления осуществляется при помощи тросов.
На прямых участках иногда вместо тросов ставят ленты или проволо-
ку. Применение троса позволяет при помощи роликов менять направле-
Рис. 5.21. Центральный узел ножного управления со скользящими педалями:
/—мостик; 2—штурвал; 3—качалки; 4—рычаг управления рулем высоты; 5, 13—тяги; 6—
направляющая; 7—каретка; 8—педали; 9—трос центрального узла; 10—ролик; 11—сектор;
12—рычаг системы управления рулем исправления
ние проводки управления с резкими поворотами (рис. 5.22) и вести про-
водку в удобных и безопасных местах (например, под полом, по борту
и т. д.). Гибкая проводка имеет малый вес; недостатком ее является
трение в местах перегиба тросов и вытяжка троса, неизбежно возника-
ющая, несмотря на предварительное вытягивание его перед установкой.
Кроме того, даже вытянутый трос при большой длине проводки пружи-
нит и вследствие упругой деформации дает на рычаге управления ощу-
щение упругого люфта (движение ручки без отклонения руля), что сни-
жает чувствительность управления.
С последним недостатком можно бороться, увеличивая диаметр
троса, но это приводит к увеличению диаметров роликов и увеличению
веса всей проводки. Чаще вместо одного толстого троса проводку ведут
двумя параллельными тросами, чтобы уменьшить диаметр роликов,
общий вес проводки и трение. При этом повышается живучесть Про-
водки.
245
Рис. 5.22. Тросовая провод-
ка управления эдеронами в
штурвальной колонке:
/—тросы; 2—ролики: 3—тяга;
4—сектор; 5—качалка
К числу недостатков гибкой проводки следует отнести и необходи-
мость частого контроля тросов и их смены.
Так как трос может работать только на растяжение, а усилия долж-
ны передаваться в обоих направлениях, то необходимо иметь два троса.
Гибкая проводка ручного и ножного управления в настоящее время
применяется сравнительно редко (в основном на нескоростных самоле-
тах). Однако она находит применение во вспомогательном управлении
или в тех местах, где жесткую проводку применить невозможно.
Жесткая проводка управления бывает двух типов:
1) с поступательным движением тяг;
2) с вращательным движением тяг.
На современных самолетах наиболее широко применяется жесткая
проводка управления с поступательным движением тяг (рис. 5.23 и
5. 7, а). Элементами жесткой проводки являются тяги, валы, качалки,
рычаги, направляющие устройства и кронштейны.
Рис. 5.24. Конструктивная схема винтового шарикового преобразователя враща-
тельного движения в поступательное:
/—проушины крепления преобразователя к конструкции самолета; 2—радиально-упориые под-
шипники; 3—привод; 4—редуктор; 5—ходовой виит; гайка шарикового преобразователя; 7—
канавка для возврата шариков; 8—кожух; 9—силовой шток; 10—проушина для крепления к ры-
чагу привода руля; 11—шайба; 12—шплинт
Жесткая проводка управления с поступательным движением тяг
имеет меньшее трение в сочленениях, не пружинит и не дает упругого
люфта, что делает управление более чувствительным. С другой сторо-
ны, жесткая проводка обычно тяжелее гибкой и более трудоемка в изго-
товлении.
В жесткой проводке управления с поступательным движением тяг
трудно компенсировать влияние деформации конструкции агрегатов са-
молета при их нагружении и нагреве. В системах же управления с вра-
щательным движением тяг и валов влияние деформации конструкции
агрегатов исключается благодаря установке телескопических тяг-валов
со шпонками и карданных соединений; кроме того, через такую систему
проводки представляется возможным производить передачу больших
мощностей. К преимуществам указанной системы проводки следует от-
нести и компоновочные удобства.
Однако узлы и детали проводки управления с вращательным двь
жением тяг весьма сложны в изготовлении и требуют высокой культуры
эксплуатации.
Для преобразования вращательного движения в поступательное Ис
пользуются винтовые шариковые преобразователи, имеющие достаточно
высокий к. п. д. благодаря замене трения скольжения в винтовых парах
трением качения шариков по винтовым канавкам. Конструктивная схе-
ма винтового шарикового преобразователя показана на рис. 5.24.
Смешанная проводка — сочетание жесткой и гибкой проводок. При-
меняется она с целью компенсации недостатков обеих систем. Обычно
247
гибкую часть проводки применяют у штурвала и в местах больших и
многократных изгибов. Иногда в смешанной проводке жесткие элемен-
ты ставятся на последнем звене проводки — при подходе к органам
управления.
Все вращающиеся части (качалки, втулки, ролики, шарниры и пр.),
как при гибкой, так и при жесткой проводках управления самолетом
ставятся на специальных шарикоподшипниках, чтобы снизить трение,
устранить люфты и повысить живучесть проводки.
ЭЛЕМЕНТЫ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ
К элементам проводки управления относятся тяги, тросы, рычаги,
секторы, качалки, направляющие, ролики, подшипники и т. д.
Тяги обычно выполняются из труб, изготовленных из алюминиевых
сплавов; иногда для тяг используют стальные трубы. Во избежание
вибраций тяги не должны быть длинными. Практически длина тяг, а
также расстояние между их опорами должны быть не более 2 м. На
концах тяг имеются наконечники для присоединения их друг к другу.
Наконечники тяг могут быть фиксированные или регулирующиеся,
представляющие собой стакан, в котором имеется осевое отверстие с
нарезкой для ввинчивания ушкового или вильчатого болта. Таким обра-
зом, создается возможность изменять в известных пределах расстояние
между центрами шарнирных концов тяги, что значительно упрощает ре-
гулирование проводки.
Так как тяги могут в некоторых случаях не только перемещаться
поступательно, но и отклоняться в стороны и вращаться, то наконечники,
тяг делаются трех типов:
1) простой шарнир — с одной осью вращения;
2) двойной шарнир — с двумя осями вращения (вращение в плоско-
сти тяги и вокруг оси тяги);
3) универсальный шарнир — с тремя осями вращения, выполняе-
мый обычно в виде шарового шарнира. При небольших углах отклоне-
ния роль такого шарнира может выполнять ориентирующийся шарико-
подшипник.
На рис. 5.25 показаны конструктивные варианты заделки концов
тяг и типы шарниров. В универсальном шарнире обойма 1 вставляется
в ушко и закрепляется в нем развальцовкой усиков 3. Шаровой вкла-
дыш 2 вставляется в обойму через прорезь 4 в теле обоймы, диаметр и
ширина которой равны диаметру и ширине вкладыша; затем вкладыш
поворачивается в обойме.
Для повышения надежности проводки управления иногда тяги вы-
полняют из двух труб — основной и дублирующей. В случае разрушения
одной из труб система управления остается полностью работоспособной..
На рис. 5.26 показана конструкция регулируемого по длине соеди-
нения концов тяг.
Все соединения тяг должны иметь металлические гибкие перемыч-
ки — металлизацию для устранения разрядов статического электриче-
ства. В качестве соединительных элементов тросовой проводки приме-
няются специальные заклепки или наконечники. Регулировочными эле-
ментами являются тандеры. Все эти детали стандартизированы. На;
рис. 5.27,а показана заделка троса в коуше с помощью наконечника,,
а на рис. 5.27,6 показан тандер, состоящий из втулки и двух ушковых
наконечников, имеющих правую и левую резьбы. Поворотом втулки рас-
стояние между центрами ушков можно изменить.
В системе проводки управления, начиная от командного поста и:
кончая рулями, применяются рычаги и различные качалки.
Рычаги обычно ставятся непосредственно на элеронах и рулях, а
также в командных постах ручного и ножного управления (рис. 5.28). ,
248
I—обойма; 2—вкладыш; 3—усик; 4—-прорезь
Рис. 5.26. Регулируемое соединение концов тяг управления:
/—наружная труба тяги; 2—внутренняя труба тяги; 3—перемычка метал
лизации; 4—шлицевое соединение; 5—шарнирный болт
Рис. 5.27. Заделка и регулировка троса:
а — заделка троса
в коуше; б — тандер
249
Качалки управления бывают двух типов. К первому (рис. 5.29) от-
носятся поддерживающие качалки, служащие лишь для подвески тяг
проводки управления, а ко второму — качалки, служащие для измене-
Рис. 5. 28. Узлы качалок управления:
а, б, в—различные варианты; Z—тяга; 2—рычаг; 3—серьга; 4—качалка
ния усилия и направления движения тяг, а также изменения расположе-
ния тяг проводки управления (см. рис. 5.28).
В смешанной проводке управления обычно при переходе с тросовой
на жесткую применяют секторы, которые представляют собой часть ро-
лика с прорезями или канавками на ободе для троса (рис. 5.30).
При повороте сектора трос, располагаясь в канавке, всегда сбегает
по касательной к окружности канавки.
25С
В качестве направляющих устройств для жесткой проводки управ-
ления применяются ролики (рис. 5.31). Роликовые направляющие со-
стоят из обоймы с тремя (рис. 5.31, а) или четырьмя роликами
Рис. 5.29. Узлы соединения тяг с
помощью качалок управления
Рис. 5.30. Конструкция сектора
для перехода от тросовой провод-
ки к жесткой
(рис. 5.31,6). Иногда жесткую проводку управления выполняют из труб,
работающих на кручение (рис. 5.31, в). Расстояние между направляю-
щими выбирают с таким расчетом, чтобы исключить вибрации тяг и по-
терю ими устойчивости.
Рис. 5.31. Роликовые направляющие для
жесткой проводки управления:
а, б, в—различные конструктивные варианты
Для тросовой проводки в качестве направляющих применяют ро-
лики и втулки (рис. 5.32). Установка роликов может допускать только
ориентировку их в одной плоскости (рис. 5.32, а), или обеспечивать ро-
лику две степени свободы (карданные подвески) (рис. 5.32,6). Для того
251
чтобы трос при случайном ослаблении не сбежал с ролика, ставят пре-
дохранители.
В тех случаях когда нет перегиба троса, но требуется поддержать
его на длинном прямолинейном участке проводки, вместо ролика ста-
вят направляющие втулки. На рис. 5.32, в изображена втулка для тро-
совой проводки, состоящая из двух одинаковых текстолитовых пластин.
Тросы через прорези заводят в отверстия одной пластины, затем дру-
гой, и обе пластины крепят болтами между собой и к конструкции
самолета.
Важным устройством в системе проводки управления на современ-
ных самолетах являются выводы тяг из герметических кабин и отсеков.
На рис. 5.33 показан узел вывода тяг управления из герметической
кабины. Этот гермовывод состоит из корпуса 2 с запрессованными втул-
1—тяги; 2—корпус; 2—уплотнение; 4—резиновое кольцо; 5—втулка
ками 5, в которых перемещаются тяги 1. Между тягами и втулками
имеются войлочное и резиновое уплотнения 3 и 4. Для тяг с поступа-
тельным движением иногда применяется вывод с гофрированным шлан-
гом (рис. 5.34, а), для тросов — вывод с резиновым уплотнением
(рис. 5.34, б).
252
На рис. 5.35 показан узел вывода качалок управления из гермети-
ческой кабины, представляющий собой коробку, внутри которой уста-
новлен вал. Этот вал в местах прохождения через боковые стенки гер-
Рис. 5. 34. Узлы вывода тяг и тросов из герметической кабины:
а—для тяги (детали условно повернуты); б—для троса; I—текстолитовый кор-
пус; 2—накладка; 3—резииовый сердечник; 4—шайба; 5—болт; 6—трос
мокоробки загерметизирован уплотнениями из резины. На валу установ-
лены качалки, находящиеся в герметической кабине, и качалки вне ее.
К качалкам подходят тяги управления рулями.
Рис. 5.35. Узел вывода качалок управления из герметической кабины
Герметизация вывода ручки управления может быть выполнена при
помощи конуса из хлопчатобумажной ткани, оклеенной резиной. Такой
способ герметизации может применяться при малых перепадах дав-
лений.
4. ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ СКОРОСТНЫМИ
САМОЛЕТАМИ
С ростом скоростей полета при сохранении прямой кинематической
связи между командными рычагами управления и рулями (элеронами)
интенсивно увеличиваются усилия, действующие на ручку, штурвал и
педали.
253
Величины потребных углов отклонения рулей для балансировки
самолета сильно изменяются в зависимости от скорости полета.
При переходе к сверхзвуковым скоростям полета потребные углы
отклонения рулей для балансировки самолета нормальной схемы уве-
личиваются вследствие возрастания устойчивости самолета и уменьше-
ния эффективности рулей.
Усилие на ручке (штурвале) и педалях при управлении сверхзвуко-
вым самолетом изменяются в столь широких пределах (по величине и
знаку), что непосредственное управление рулями и элеронами становит-
ся невозможным. Вследствие этого эксплуатация самолетов в области
больших скоростей невозможна без применения специальных механиз-
мов и приводов.
ПРИВОДЫ И МЕХАНИЗМЫ В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
Приводы и механизмы управления включаются в систему проводки
и предназначены для облегчения управления самолетом на всех режи-
мах полета. Они могут быть механическими, гидравлическими, пневма-
Рис. 5.36. Кон-
струкция ручки
управления с
переменной
длиной плеча
рычага
тическими и электромеханическими.
Простейшим устройством, позволяющим в полете
изменять усилие, действующее на рукоятку, является
ручка управления с переменной длиной плеча рычага
(рис. 5.36). Ручка управления 7 оканчивается пусто-
телым наконечником с шаром /, вокруг центра кото-
рого и происходит отклонение ручки. Внутри наконеч-
ника, вдоль его оси, перемещается стержень 2, на
конце которого смонтировано ушко 3; к ушку присо-
единяются тяги управления. Стержень 2 при помощи
рычага 4 и соединительной тяги 5 может опускаться
и подниматься, изменяя тем самым длину плеча тяги
управления относительно оси вращения ручки 6. Из-
менение длины плеча вызывает изменение передаточ-
ного числа *.
Часто бывает необходимо изменять передаточное
число в системе управления в зависимости от хода
(«расхода») командного рычага. В этих случаях в
проводку управления включают специальные меха-
низмы, называемые механизмами нелинейной пере-
дачи, или просто нелинейными механизмами.
На рис. 5.37 показана кинематическая схема
и конструкция механического привода с изменяю-
щимся передаточным числом от ручки к проводке
управления самолетом. Привод представляет собой
плоскую систему, состоящую из пяти подвижных
звеньев, шарнирно соединенных между собой.
Звенья 1, 2 и 3 укреплены на неподвижных осях 8,
9, 10, вокруг которых могут свободно поворачиваться.
К звену 1, представляющему собой двуплечий рычаг,
присоединена проводка 4, идущая к ручке управления
самолетом. Это звено является ведущим. К звену 2
подходит тяга 5 к рулю, и этот рычаг является ведо-
мым. Ведущий и ведомый рычаги механизма кинематически связаны
между собой звеньями 6 и 7. Звено 6 является свободным, а звено 7
имеет дополнительную связь 3, представляющую собой короткую ка-
чалку на неподвижной оси.
* Передаточным числом называется отношение усилия, действующего на рычаге
управления, к усилию в тяге, идущей к рулю, или отношение перемещения рычага к
соответствующему перемещению руля.
'254
На современных скоростных самолетах в системе управления руля-
ми устанавливаются сервоприводы (гидравлические и электрические),
при помощи которых через следящий механизм летчик или автопилот
воздействуют на органы управления. На большинстве современных са-
молетов в качестве основного сервопривода применяют гидроусилители,
или бустеры.
Гидроусилитель (бустер) представляет собой гидравлическую сле-
дящую систему и состоит из исполнительного механизма (силового ци-
линдра), следящего элемента и связи между ними.
В зависимости от характера движения выходного звена различа-
ют гидроусилители поступательного и вращательного действия.
Кинематическая схема и конструкция узла управления рулем высо-
ты с помощью гидроусилителей показана на рис. 5.38.
Рис. 5.37. Кинематическая схема и конструкция механического привода с изменяю-
щим передаточным числом от ручки к проводке управления самолетом
При нейтральном положении золотника гидросмесь не поступает в
силовой цилиндр и система остается неподвижной.
Если сдвинуть золотник, то одна из полостей цилиндра соединится
с питающей магистралью гидросистемы, а другая — со сливной. Под дей-
ствием разности давлений в полостях шток силового цилиндра начнет
перемещаться, отклоняя рулевую поверхность.
Одновременно со штоком будет перемещаться и корпус золотника
(через механическую обратную связь) в ту же сторону, что и шток, стре-
мясь снова перекрыть питающую и сливную магистрали. Если летчик
или автопилот перестают смещать золотник, то он остановится.
Таким образом, каждому положению тяги управления золотником,
а следовательно, и ручки управления, с ним связанной, соответствует
свое положение исполнительного штока.
255
Существуют две схемы включения гидроусилителя в проводку управ-
ления, и в зависимости от этого шарнирный момент руля может воспри-
ниматься гидроусилителем полностью или частично.
Если большая часть шарнирного момента руля воспринимается гид-
роусилителем и некоторая его доля воспринимается летчиком, система
(как и система непосредственного управления) называется обратимой
(рис. 5.39). Усилия, передающиеся на ручку (штурвал) и педали, уве-
Рис. 5.38. Кинематическая схема и конструкция узла управления рулем
высоты с помощью гидроусилителя:
а, б—обратимая система управления: в—необратимая система управления; 1, 9—тя-
ги; 2—шарнир; 3—рычаг; 4—золотник распределительного устройства; 5—рычаг уп-
равления рулем высоты; 6— кронштейн; 7—трубки; 8—напорная трубка; 10, 11—ци-
линдры гидроусилителя
личиваются с увеличением отклонения рулей. Действительно, усилие от
шарнирного момента в тяге привода руля Рш~МтЦ передается к ручке
управления следующим образом:
Pb=pm{adlbc\ljlv).
Здесь Ръ — усилие на ручке управления. В случае отсутствия гидроуси-
лителя (пунктирная проводка) усилие на ручке будет Л>а = Рш-^-. Отно-
шение PbIPa—adlbc называют коэффициентом обратимости схемы.
Рис. 5.39. Кинематическая схема обратимого управления рулем высоты с гид-
роусилителем
Чем меньше этот коэффициент, тем меньшая часть усилия от шарнирно-
го момента передается на ручку управления.
Так как при установке гидроусилителя по обратимой схеме часть
усилия от шарнирного момента передается на ручку управления, то ха-
рактер изменения этих усилий при изменении режима полета опреде-
ляется показателями управляемости. Применять такую систему вклю-
256
чения гидроусилителя можно только на самолетах, не достигающих кри-
тических скоростей полета.
В настоящее время для сверхзвуковых самолетов применяют необ-
ратимую систему управления (рис. 5.40). Усилия, возникающие в про-
водке управления от шарнирных моментов на органах управления, не
передаются на рычаги управления самолетом, так как целиком воспри-
нимаются гидроусилителем. Летчик, управляя рулями, воздействует на
золотник гидроусилителя, что не требует значительных усилий.
При установке цельноповоротного горизонтального оперения приме-
нение гидроусилителя, включенного в систему управления по необрати-
мой схеме, совершенно необходимо, так как при переходе на сверхзву-
Рис. 5.40. Кинематическая схема необратимой системы управ-
ления цельноповоротным горизонтальным оперением

ковую скорость направление в тягах привода цельноповоротного гори-
зонтального оперения и на ручке будет изменяться. Это изменение про-
исходит вследствие того, что ось вращения горизонтального оперения
располагают обычно между центрами давления на дозвуковой и сверх-
звуковой скоростях (рис. 5.41).
Весьма важным требованием, предъявляемым к необратимой систе-
ме управления, является обеспечение летчику условий хорошего сле-
жения при управлении самолетом, а также осуществление с помощью
загрузочных механизмов таких усилий на ручке, штурвале и педалях,
которые не утомляли бы летчика и позволяли бы ему уверенно контро-
лировать всякое отклонение самолета от исходного режима полета.
Для имитации усилий, возрастаю-
щих по мере увеличения угла откло-
нения руля, в систему управления
включается загрузочный механизм.
Таким образом, летчик преодолевает
усилие не от шарнирного момента
руля, а от сжатия или растяжения
пружины загрузочного механизма.
Закон нарастания усилий на руч-
ке, штурвале и педалях с учетом
требований, предъявляемых к управ-
лению самолетом, должен быть нели-
нейным, а именно: при малых пере-
мещениях командных рычагов усилия
нарастают быстро, а затем, по мере
>иш(Л4>7;
№>>
При. Л4<Л4](р
Ось
Вращения
При М>1 Тяга привода.
Рис. 5.41. Схема аэродинамических
нагрузок, действующих на цельиопо-
воротное горизонтальное оперение
при дозвуковой и сверхзвуковой
скоростях:
а — центр давления при М>1; б — центр
давления при М<М _
9-3062
257
увеличения хода, медленнее. Такую характеристику усилий можно
получить, включив в систему управления пружинный загрузочный
механизм с тремя пружинами (рис. 5.42, а). Механизм состоит
из корпуса 1, внутри которого помещены пружины 3, 5, 7. Пружина 5
предварительно затянута, а пружины 3 и 7 являются более жесткими.
Рис. 5.42. Пружинный загрузочный механизм:
а—схема загрузочного трехпружннного механизма; б—характер изменения
усилий (Р) по ходу командного рычага (х); /—корпус; 2, 4. 6, 8—та-
релкн; 3, 5, 7—пружины
Перемещение, например, ручки от себя вызывает сначала сжатие
пружины 7 до полного ее обжатия. Сила предварительной затяжки пру-
жины 5 выбирается так, чтобы сила пружины 7 к концу ее обжатия бы-
ла равна усилию предварительной затяжки пружины 5. При дальней-
шем ходе обжимается пружина 5 и характеристики пружинного меха-
низма получаются такими, как показано на рис. 5.42, б.
Рис. 5.43. Загрузочное устройство:
/—кронштейн; 2—треуплечая качалка управления рулем направления; 3~электро-
механнзм включения загрузочного устройства; 4—тяга управления, идущая к лет-
чику; 5—тяга управления, связанная бустером; 6—загрузочный цилиндр двухсторон-
него действия; 7—нижняя двуплечая качалка; 8—механизм трнммерного эффекта;
9 — рычаг; 10 — срезывающаяся шпилька; 11 — малый рычаг
К загрузочному устройству подсоединяется так называемый
механизм трнммерного эффекта. При включении этого механизма
снимается по желанию летчика при длительном полете усилие с ручки.
Получается эффект, равноценный действию триммера.
На рис. 5.43 показано загрузочное устройство системы управления
рулем направления, установленное на самолете Ил-62. Оно состоит из
кронштейна 1, шарнирно закрепленной на нем трехплечей качалки уп-
равления рулем направления 2, электромеханизма включения 3, тяг уп-
258
равления 4, идущих к летчику, и тяг 5, связанных с бустером, загрузоч-
ного цилиндра двухстороннего действия 6, который нижним концом при-
соединен к двуплечей нижней качалке 7, а верхним концом — к одному
из плеч трехплечей качалки 2. К другому плечу нижней качалки 7 при-
соединен механизм триммерного эффекта 8, который верхним концом
шарнирно связан с рычагом 9, имеющим ось вращения на одном из
рычагов трехплечей качалки 2. Для устранения возможности заклини-
вания управления в случае неисправности загрузочного механизма (на-
пример, заклинивания загрузочного цилиндра) нижняя качалка 7 вы-
полнена из двух рычагов, соединенных между собой специальной срез-
ной шпилькой 10. Срезом шпильки 10 обеспечивается полное отключение
загрузочного устройства от основной системы управления. Шпилька сре-
зается от усилия ноги летчика на
одну из педалей.
На рис. 5.44 показана кине-
матика загрузочного устройства
в выключенном положении, что
соответствует полету с отключен-
90
80
70
Рис. 5.44. Кинематическая
схема загрузочного меха-
низма (позиции см. на
рис. 5.43)
го w во во юо
1ход правой
/ педали
/
/
''''стриммированное
___положение при на-
~ гружении правой
педали
Механизм трим-
___мерного эффекта
8 нейтральном
положении
Отриммированное
___положение при на-
гружении левой
педали.
Рис. 5.45. График нагрузок на педали от
загрузочного устройства
ным бустером. Отклоняя педали, летчик приводит в движение тягу и пе-
ремещает ее конец — точку Ж (Точки Ж[ и Ж.2 соответствуют крайним
положениям органов управления). Качалка 2 поворачивается относи-
тельно оси АА (см. рис. 5.43). В этом случае загрузочное устройство
представляет собой два параллелограмма АБГВ и АДЕВ (см. рис. 5.44),
которые дают возможность свободно (без обжатия пружин) переме-
щаться точке Б, вследствие чего летчик не ощущает нагрузки на педа-
лях. Опусканию или подниманию точки Б соответствует равное по ве-
личине поднимание или опускание точки Г, т. е. ББ2=ГГ2 и ББ^ГЦ,
вследствие чего пружины загрузочного цилиндра 6 не обжимаются.
9*
259
i
i.
При включении бустера автоматически начинает работать механизм
включения 3 (см. рис. 5.43), который переводит точку Д в положение
Дтах. совмещенное с осью вращения качалки 2, образуя из параллело-
грамма АДЕВ треугольник Дтв^ЕВ, препятствующий движению точки
Г при движении педалей. В этом случае при повороте качалки 2 вокруг
оси ее вращения начинают обжиматься пружины загрузочного цилинд-
ра 6. Сопротивление пружин передается на педали, вследствие чего лет-
чик ощущает на педалях нагрузку, пропорциональную ходу педалей и
изменяющуюся, как указано на графике рис. 5.45. При длительном дей-
ствии нагрузки летчик имеет возможность снять ее при помощи меха-
низма триммерного эффекта 8 (см. рис. 5.43), который, сокращаясь в
длине или удлиняясь, передвигает точку Г в сторону уменьшения обжа-
тия пружины, т. е. в сторону уменьшения нагрузки. Педаль, а следо-
вательно, и руль направления в этом случае не меняют своего положе-
ния. Изменение нагрузок на педалях при триммировании также пока-
зано на рис. 5.45.
Описанное выше загрузочное устройство имеет следующие преиму-
щества по сравнению с другими подобными устройствами:
1) позволяет полностью снять нагрузку с педалей без потери рас-
полагаемых углов руля в случае отключения бустера;
2) полностью исключает возможность заклинивания управления по
вине загрузочного устройства;
3) дает возможность включать и выключать бустер в любом поло-
жении руля.
Для имитации изменения усилий на ручке при изменении скорости
и высоты полета в систему включают добавочный загрузочный автомат
(автомат усилий), к которому подводится скоростной напор воздуха.
Автомат усилий реагирует на изменения скоростного напора и в зави-
симости от его величины регулирует нагрузку в загрузочном механизме.
При полете в широком диапазоне скоростных напоров возникает
необходимость включения в систему управления устройств, позволяю-
щих автоматически изменять передаточные отношения в системе.
Как известно, потребные для создания определенной перегрузки
углы отклонения органов управления зависят от скорости и высоты по-
лета, поэтому необходимо регулировать передаточные отношения в си-
стеме управления по скорости и высоте.
Введя в систему управления автомат изменения передаточного от-
ношения, можно обеспечить единообразие управления, т. е. одинаковые
углы отклонения рулевых поверхностей на единицу перегрузки при раз-
личных значениях скорости и высоты полета.
Закон регулирования передаточного отношения в проводке управ-
ления задается конструктором, а автомат кинематически связывается с
загрузочным устройством и обеспечивает регулировку усилий на рыча-
гах управления. Такой автомат представляет собой обычно систему,
состоящую из управляющей и исполнительной частей.
Не следует думать, что переход к бустерным системам управления
снимает вопрос о необходимости и целесообразности использования на
современном самолете средств аэродинамической компенсации шарнир-
ного момента рулей. Аэродинамические средства компенсации шарнир-
ного момента необходимы как для снижения потребных мощностей
устанавливаемых на самолете бустеров (усилителей), так и для повы-
шения безопасности полета в случае аварийного перехода на ручное
управление при выходе бустера из строя.
На рис. 5.46 приведена схема управления‘сверхзвуковым истреби-
телем. В управлении элеронами, цельноповоротным горизонтальным
оперением и рулем направления применены необратимые гидроусилите-
ли 8, 15 и 30. Ручка управления и педали связаны с гидроусилителями
при помощи жестких тяг и качалок.
260

Рис. 5.46. Система управления истребителем-перехватчиком с применением вращательного гидропривода для отклонения цельно-
поворотного горизонтального оперения:
управление элеронами: /—тяга; 2—тяга; 3—механизм триммериого эффекта; 4—гермовыводы; 5, 7—качалки; 6—тяги; 8— гидроусилитель-. 9 —рулевая
машинка; управление цельноповоротным горизонтальным оперением: 10— качалка; 11, 14—тяги; 12—нагрузочный автомат; 13—механизм трнммерного
эффекта; 15— гидромоторы; 16—червячная пара; /7—рулевая машинка; 18— ось цельноповоротного горизонтального оперения; 19—корпус подшипника-.
20— треугольная рама привода горизонтального оперения; 21 — кулиса; управление рулем направления: 22—педали; 23—качалка; 24, 29—тяги; 25—
загрузочный пружинный механизм; 26—нагрузочный автомат; 27—механизм трнммерного эффекта; 28 — рулевая машинка; 30 — гидроусилитель; 31—
тумблер механизма трнммерного эффекта
В проводке управления элеронами между ручкой и триммерным
механизмом установлена тяга 2, которая создает усилия на ручке
управления, пропорциональные ее отклонению.
В проводках управления цельноповоротным горизонтальным опе-
рением и рулем направления установлены гидравлические загрузочные
автоматы, в которых при отклонении поршня от нейтрального положе-
ния создается давление, пропорциональное скоростному напору. В про-
водке управления рулем направления имеется дополнительный пружин-
ный механизм 25, создающий усилия на педалях.
Рис. 5.47. Схемы установки раздвижной тяги в системах управления:
а—раздвижная тяга; б—установка раздвижной тяги с применением двойной качалки;
в—установка раздвижной тяги с применением дифференциальной качалки: /—раздвиж-
ная тяга; 2—двойная качалка; 3—малая качалка; 4—дифференциальная качалка; 5—
цельноповоротное горизонтальное оперение
Триммерный механизм элерона связан с ручкой управления,
а триммерные механизмы цельноповоротного горизонтального оперения
и руля направления расположены в хвостовой части фюзеляжа и связа-
ны с автоматами загрузки.
Широкое применение различных механизмов, устройств и особенно
бустеров в системе управления самолетом обусловило необходимость
обеспечения их высокой надежности.
Надежность современных систем управления обеспечивается надеж-
ностью входящих в нее деталей, узлов и агрегатов, дублированием и ре-
зервированием основных ее элементов, выбором оптимальных режимов
работы и надлежащей эксплуатацией. Повышение надежности при ис-
пользовании бустеров осуществляется тремя способами:
1) резервированием необратимой бустерной системы таким образом,
чтобы полный выход ее из строя был минимально вероятен;
2) созданием дублирующих систем, например электрической;
262
3) использованием ручного управления в аварийном случае при от-
казе бустерной системы управления.
Исследования показывают, что переход на ручное управление тре-
бует от летчика повышенного внимания и достаточно высокой квалифи-
кации.
При полете самолета в околозвуковой зоне изменяются его аэроди-
намические характеристики, что сильно влияет на степень продольной
устойчивости. На балансировочных кривых появляется так называемая
«ложка», усложняющая управление самолетом.
Для обеспечения нормальной управляемости и повышения безопас-
ности пилотирования при разгоне и торможении в околозвуковой зоне
в системе продольного управления устанавливают специальный автомат,
который позволяет летчику отклонять ручку (колонку штурвала) по при-
вычному закону также и в околозвуковой зоне. Такой автомат получил
название автомата балансировки.
Исполнительный механизм автомата балансировки должен, помимо
воли летчика, отклонять цельноповоротное горизонтальное оперение или
рули высоты по заданному закону в зоне неустойчивости по скорости на
определенный угол. Этот механизм может быть выполнен в виде раз-
движной тяги.
На рис. 5.47 показаны схемы установки раздвижной тяги в системах
управления.
Закон изменения длины раздвижной тяги зависит от режима поле-
та и глубины «ложки» на балансировочных кривых. Раздвижная тяга
при изменении длины смещает золотник бустера, который и отклоняет
соответствующие органы продольного управления.
ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
Полет современного самолета в разреженных слоях атмосферы име-
ет характерные особенности. С увеличением высоты при сохранении ско-
рости полета ухудшается ответная реакция самолета на отклонение ру-
лей, самолет становится более вялым в управлении — ухудшается спо-
собность самолета «ходить за ручкой», что затрудняет выдерживание
заданной траектории полета. Одновременно с этим естественное демпфи-
рование колебаний самолета с увеличением высоты полета заметно
ослабевает, вследствие чего эффект от действия возмущения сохраняет-
ся в течение более продолжительного времени. Необходимо предусмат-
ривать специальные меры по искусственной стабилизации движения са-
молета.
В настоящее время для стабилизации полета в разреженных слоях
атмосферы применяют автоматы демпфирования, у которых чувстви-
тельный элемент реагирует на изменение во времени угловой скорости
вращения самолета относительно центра тяжести.
В качестве органов воздействия на возмущенное движение самолета
для его стабилизации в подобных автоматических системах обычно ис-
пользуют рули самолета, отклонения которых в данном случае осущест-
вляются независимо от летчика и даже не контролируются им. Для это-
го имеются две независимо действующие системы управления рулями
самолета: с одной стороны, обычная, необратимая система управления
рулем от ручки (педалей) управления, которой пользуется летчик; с дру-
гой стороны, дополнительная система управления рулями самолета, ра-
ботающая автоматически и меняющая положение рулей сообразно при-
ходящим от чувствительного элемента автомата стабилизации сигналам,
но не оказывающая никакого воздействия на ручку управления. Такое
комбинированное управление осуществляется исполнительным механиз-
мом автомата, который может быть установлен в систему с помощью
специального кинематического звена либо как раздвижная тяга, вклю-
263
ченная в проводку. Длина раздвижной тяги меняется в зависимости от
величины и знака сигнала, приходящего от чувствительного элемента
системы демпфирования. Принципиальная схема подобного комбиниро-
ванного управления рулями самолета представлена на рис. 5.48.
При полетах самолетов на больших высотах (свыше 40—60 км) в
условиях очень малой плотности воздуха использование аэродинамиче-
ских органов управления (рулей и элеронов) невозможно.
Рис. 5.48. Кинематическая схема управления рулем высоты с автоматом
стабилизации и демпфировании:
1—загрузочный механизм; 2—приемник воздушного давления (ПВД); 3—датчик ав-
томата демпфирования и стабилизации; 4—шток управления; 5—бустер; 6 — силовой
шток; 7—раздвижная тяга
В настоящее время наиболее простым и перспективным способом
управления в разреженных слоях атмосферы и вне ее пределов следует
считать способ использования реактивных сил, появляющихся при исте-
чении газов из специальных реактивных сопел управления, т. е. струйных
рулей, устанавливаемых так, чтобы обеспечить при их работе создание
управляющих моментов относительно всех трех осей самолета. Подача
газов к соплам регулируется летчиком (автопилотом) посредством воз-
действия на обычные рычаги управления.
Саппа управления
относительно оси
Сипла управление
атноситепьно оси
07.
Сопло управления —
креном вне атмос-
феры
Злерон
вертикальное оперение
Руль направления
Привод руля
направле-
ния
ЖРД
Привод^
горизонтального
оперения
Цельноповоротное
горизонтальное
оперение
Рис. 5.49. Реактивная система струйного управления на американском
экспериментальном самолете Х-115 при полете в разреженных слоях атмо-
сферы
Реактивная система управления на больших высотах может ис-
пользоваться и для искусственного демпфирования колебаний при от-
сутствии собственного демпфирования.
На экспериментальном гиперзвуковом самолете (ракетоплане) Норт
Америкен Х-15* (рис. 5.49) применена струйная система управления.
* Самолет Норт Америкен Х-15 предназначен для исследований проблем полета
с гиперзвуковой скоростью на различных высотах и входа в атмосферу.
264
Важной особенностью гиперзвукового самолета является необходимость длитель-
ного полета с большими продольными н поперечными перегрузками, когда управле-
ние самолетом с помощью обычной ручки управления сильно затрудняется. Поэтому
для облегчения управления на этих режимах полета предусматривают боковую ручку
управления, которой можно управлять рукой, находящейся на подлокотнике. Такая
ручка применена на самолете Х-15.
Система управления аэродинамическими поверхностями самолета Х-15 — необра-
тимая бустерная, загрузка создается пружинными механизмами. В системе продоль-
ного управления применен ограничитель перегрузки. Система искусственного повыше-
ния демпфирования относительно грех осей имеет в качестве чувствительных элемен-
тов гироскопы с тремя степенями свободы.
Для управления самолетом на больших высотах, кроме струйных
рулей, могут быть использованы газовые рули, дефлекторные решетки,
поворачивающиеся двигатели и другие устройства.
5. КОНСТРУКЦИЯ УПРАВЛЕНИЯ СТАБИЛИЗАТОРОМ
И ТРИММЕРАМИ
УПРАВЛЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРОМ
Изменение угла установки стабилизатора в полете позволяет сба-
лансировать самолет без отклонения руля высоты (управление стабили-
затором не следует смешивать с управлением цельноповоротным гори-
зонтальным оперением). Чаще всего задают 2—3 установочных угла ста-
билизатора, потребных для крейсерского полета и для посадки.
Стабилизатор, поставленный в нужное положение, должен сохра-
нять его и после того, как летчик перестанет воздействовать на команд-
ный рычаг управления. Фиксация стабилизатора в определенном задан-
ном положении достигается установкой специальных стопорных
устройств или применением самотормозящихся механизмов (червяка,
винта, гидравлического цилиндра).
Системы управления стабилизатором бывают механические, элек-
трические и гидравлические.
Механическая проводка в большинстве случаев тросовая. Это объ-
ясняется удобством конструктивного сочетания самотормозящегося меха-
низма — червяка или винта — с барабаном и тросом или зубчатым ко-
лесом и цепью, в которую переходит трос на концевом участке в случае
применения зубчатого колеса. Жесткая проводка применяется редко.
Схема управления подъемом стабилизатора состоит из трех основ-
ных элементов: штурвала или рукоятки, проводки и подъемника.
Стабилизатор с переменным в полете утлом установки обычно име-
ет несколько узлов крепления к фюзеляжу или килю. Конструкция уз-
лов позволяет стабилизатору поворачиваться на заданный угол. Для
увеличения жесткости крепления желательно иметь четыре точки опоры
стабилизатора, из которых две должны быть на подъемнике.
На рис. 5.50 показан стабилизатор с электромеханическим приво-
дом его отклонения. Привод автоматически устанавливает стабилизатор
в положение, необходимое для полета и посадки. Стабилизатор крепит-
ся к фюзеляжу на четырех шарнирах, из которых шарниры 1 установ-
лены непосредственно на шпангоуте 2. Передние шарниры 3 связывают
стабилизатор с фюзеляжем через подъемник. Подъемник состоит из по-
перечной трубы 4, связанной двумя сережками 5 с передним лонжеро-
ном стабилизатора. Силовой привод подъемника представляет собой
эдектромеханизм 6, ходовой винт 7 которого связан шарнирно с тру-
бой 4 и фюзеляжем.
Угол установки стабилизатора при горизонтальном полете самоле-
та обычно равен +(1°—2°), а при посадке —(2°—3°). Электромеханизм
имеет блокировку с закрылком. При отклонении закрылка до некоторой
величины включается электропривод и отклоняет стабилизатор на за-
данный угол.
265
Рис. 5.50. Конструкция узла электромеха-
нического привода стабилизатора:
/—шарнир крепления стабилизатора; 2—шпанго-
ут; 3—передний шарнир; -/—труба подъемника; 5—
серьга; 6—электромехаиизм; 7—ходовой винт
Рис. 5.51. Кинематическая схема и конструкция узла гидравлического привода
стабилизатора:
1—стабилизатор; 2—руль высоты; 3—подъемник; 4—рычаг; 5—серьга
266
На рис. 5.51 показаны конструктивная и кинематическая схемы уп-
равления стабилизатором в полете с применением гидравлического при-
вода. Необходимая для балансировки сила Рг.о создается за счет изме-
нения угла атаки стабилизатора, а руль высоты при этом может зани-
мать положение, соответствующее нулевому усилию на ручке.
УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРАМИ
Системы управления триммерами бывают механические и электро-
механические.
При механической системе управления обычно применяется тросо-
вая проводка, а рукоятки или штурвалы часто устанавливают на ручке
или колонке штурвала основного управления самолетом.
Рис. 5.52. Узел механического привода управления триммером руля высоты:
/—кронштейн; 2—тросовая проводка к кабине летчика; 3—крышка барабана; 4—под-
шипник; 5—барабан для троса; 6—винт; 7—гайка-ползун; 8—качалка; Р—тяга; 10—рычаг
Управление триммерами руля высоты на самолете Ил-18 механиче-
ское с тросовой проводкой, которая от кабины летчика через систему
роликов и направляющих пластин (втулок) подводится к рулю высоты.
На каждой половине руля высоты установлено по одному винтовому
механизму с барабанами (рис. 5.52). К этим барабанам крепятся тросы
управления. Вращение штурвала вызывает вращение барабана винто-
вого механизма. Тяга 9 управления триммером присоединяется к ка-
чалке 8 на механизме и к ры-
чагу 10 на триммере. Вращение
барабана заставляет перемещать-
ся ползун 7, который и отклоняет
триммер.
Электромеханическое управ-
ление триммером показано на
рис. 5.53. Электромеханизм 1
управления триммером руля на-
правления установлен в носке
руля. Усилие от электромеханиз-
ма передается на триммер через
качалку 2 и тягу 3, которая со-
единена с рычагами триммера 4.
На современных тяжелых са-
молетах иногда оказывается це-
Рис. 5.53. Электромеханический привод
управления триммером руля направления:
1—электромехаиизм; 2—качалка; 3—тяга; 4—
рычаг триммера
лесообразным применение трим-
мера-сервокомпенсатора. Так, например, на отечественном самолете
Ан-10 установлен триммер-сервокомпенсатор (рис. 5.54), имеющий
электромеханическую систему управления. Механизм управления со-
стоит из трех качалок 4, 6, 9, трех жестких тяг 3, 5, 8 и электромеХа-
низма 1. Верхний конец качалки 6 шарнирно крепится к оси 7 крой-
267
штейна элерона, а нижний конец посредством тяги 8 и качалки 9 связан
с электромеханизмом. В среднем отверстии качалки 6 неподвижно кре-
пится ось 10, на втором конце которой на подшипниках установлена
качалка 4. Тяга 3 связывает верхний конец качалки 4 с кронштейном,
а тяга 5 соединяет нижний конец этой же качалки с рычагом 11.
При отклонении элерона и выключенном электромеханизме 1 ось 10
не меняет своего положения, так как она совпадает с осью вращения
1—электромеханнзм; 2—триммер; 3, 5. 8—тяги;
рона; 10—ось;
4, 6, 9—качалки; 7—ось кронштейна эле-
27—рычаг
элерона, а тяга 3 удерживает качалку 4 от поворота вокруг этой оси.
Ось вращения сервокомпенсатора перемещается вместе с элероном, что
при неизменной длине тяги 5 заставляет сервокомпенсатор отклоняться
в сторону, противоположную отклонению элерона.
Отклонение сервокомпенсатора в качестве обычного триммера при
любом положении элерона обеспечивается электромеханизмом 1. При
включении электромеханизма вращение качалки 9 через тягу 8 переда-
ется качалке 6, заставляя ее поворачиваться вокруг оси 7. Соответст-
вующее перемещение оси 10 заставляет качалку 4 поворачиваться во-
круг оси крепления ее к тяге 3. При этом нижний конец качалки 4 по-
средством тяги 5 отклоняет триммер.
6. ОСНОВЫ РАСЧЕТА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
НА ПРОЧНОСТЬ
Силы, приложенные к ручке или педали, определяются величиной
шарнирных моментов и величиной угла отклонения рулей или элеронов,
а также перемещениями командных рычагов управления:
Рс!х=Мш rfS.
Тогда
Р=МШ
da
dx ’
268
где Р — усилие на командном рычаге;
d6 — угол отклонения руля;
dx — перемещение ручки или педали.
Величина dbjdx, называемая коэффициентом передачи, может быть
определена при заданных размерах элементов проводки управления.
Расчетный шарнирный момент Л4Ш определяется в соответствии с нор-
мами прочности самолетов. Величину Р можно также определить, най-
дя усилие в тяге, соединенной с рулем, S3 = PpyjI!Iu/h (рис. 5.55), и по-
следовательно определяя затем усилия во всех элементах проводки.
Рис. 5. 55. Схема сил и моментов, действующих в системе управления рулем высоты
Так как соотношения плеч рычагов в проводке управления различны
при разных положениях командных рычагов, то расчет усилий нужно
вести для нескольких положений рычагов.
Приближенно усилия можно определять для неотклоненных ко-
мандных рычагов.
Расчетная величина Р ограничена нормами прочности (в зависимо-
сти от типа самолета) в следующих пределах:
для ручки при управлении рулем высоты . . 130—240 кГ
» » » элеронами . . 65—130 »
для педалей................................ 180—250 »
Усилия S во всех элементах проводки определяются на основании
общих положений статики — из условия равновесия элементов провод-
ки. Рассмотрим, например, определение усилий при управлении рулем
высоты в элементах проводки (см. рис. 5.55).
Из условия равновесия ручки имеем
Pa=S.b и S1 = — Р.
1 1 ь
Реакция в шарнире A PA = P-]~Si.
Из условия равновесия следующего рычага
= и S2=•$!—•
С
Реакция в шарнире В PB = S2-]-S1.
Аналогично получим
Реакция в шарнире С Pc—S3 — S2.
Поддерживающая качалка D не изменяет ни величины, ни направ-
ления силы S3.
269
По полученным усилиям в тягах проверяем последние на растяже-
ние, приняв (Траст = 0,8 <Тв вследствие ослабления тяг отверстиями под
болты, трубчатые заклепки:
д ^ТЯГИ __ ^ТЯГИ < 0 8в
Ляги ^_(p2_rf2)
Кроме того, проверяем тяги на продольный изгиб, принимая для
определения гибкости длину тяги равной расстоянию между направля-
ющими. Проверку на продольный изгиб производим для всех тяг, так
как тяги, растянутые при от-
клонении ручки «на себя», ока-
жутся сжатыми при отклоне-
нии ручки «от себя».
Рис. 5.56. Схема сил и моментов, действу-
ющих на штурвальную колонку
Усилия S в тросах при гиб-
кой проводке определяются
аналогичным путем. Напри-
мер, усилие в тросе управления
элеронами (рис. 5. 56)
е —pjL.
дтр — и е •
Ролик не изменяет вели-
чины усилия STp в тросе, а ме-
няет только направление уси-
лия. Сила R, нагружающая
кронштейн ролика, определит-
ся как равнодействующая уси-
лий в ветвях троса STp.
По найденному усилию STp
трос подбирается по стандар-
там, где приведены разрушаю-
щие усилия для различных ти-
пов и размеров троса.
Найдя таким образом уси-
лия S во всех элементах про-
водки, можно произвести ра-
счет этих элементов на проч-
ность. Так, например, для
ручки эпюра изгибающих моментов будет иметь вид, показанный на
рис. 5.55. По значению Л4ИЗг в опасном сечении (в котором можно
предполагать большие напряжения) определяем напряжения
3=^нзд^;а
W
где (тв — предел прочности материала;
W— момент сопротивления сечения ручки.
По усилию Ra рассчитываем болт и вильчатое соединение в узле Л.
По усилию Si рассчитываем болт и вильчатое соединение в узле соеди-
нения ручки и первой тяги.
Ниже приведен расчет штурвальной колонки, показанной на
рис. 5.56.
Переносим силы Р и STp, действующие на штурвал и звездочку, на
ось трубы. Получаем силу (P+STp). Моменты от переноса этих сил
уравновешиваются, скручивая вал головки штурвала (но не нагружая
трубу изгибом).
270
Переносим также силы STp, действующие в вертикальной и горизон-
тальной ветвях троса, огибающих ролик, на ось ролика. Моменты от
переноса этих сил взаимно уравновешиваются.
Схема нагружения основания колонки показана на рис. 5.56, б.
Опорные реакции определяем, приравняв к нулю сумму моментов всех
сил относительно опор 1 и 2:
1 РЬ— Sme
^=—7 [(/3 + STp)6-STp^-r + e)-STpr] = -—2L;
а + о а о
1 Ра + STDe
R, =-— [(^ +5тр) а - STp (а + г - е)+STprJ = —
а + о r г г я 4- о
Эпюра изгибающих моментов показана на рис. 5.56, в. Значения из-
гибающих моментов:
Л14=/?2(б — г-\-е) (большее значение);
M4=R2(b — r-\-e) — S^r (меньшее значение).
На рис. 5.56, г показана эпюра осевых сил, действующих на трубу.
Горизонтальная сила 5’тр уравновешивается двумя реакциями
0,5 STp на опорах.
По найденным значениям сил и моментов рассчитываем сечение тру-
бы на сжатие (продольный изгиб), основание колонки — на изгиб, ось
ролика — на силу R и опорные узлы — на силы R^, R2 соответственно.
ВИБРАЦИИ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ
Каждая тяга управления имеет определенную частоту собственных
колебаний, т. е. частоту, с которой она будет колебаться после того, как
причина, вызвавшая ее колебания, исчезнет. Различные источники ко-
лебаний на самолете вызывают в проводке управления вынужденные
колебания (рис. 5.57). Собственные колебания тяг управления могут по-
Рис. 5.57. Вибрации проводки управления:
а -тяга шарнирно соединяется по концам; б—тяга опирается на роликовые направляющие
пасть в резонанс с возмущающими импульсами источника и, достигнув
опасных размеров, вызвать обрыв тяг. Следует иметь в виду, что раз-
рушение тяги от вибрации происходит обычно не сразу, а по прошест-
вии некоторого, иногда довольно длительного, времени в результате
усталости материала. Поперечные колебания тяги могут и не давать
ощущений на ручке или на педалях управления, так как они происходят
без заметного смещения концов тяги и не влекут за собой заметных от-
клонений качалок, а следовательно, и передачи тряски на соседние тяги.
В практике эксплуатации самолетов отмечались случаи аварий, вы-
званные тем, что возникали резонансные колебания отдельных тяг про-
водки.
В настоящее время расчет собственных частот колебаний всех тяг
проводки управления является обязательным, и тяги подбирают так,
чтобы резонанс не мог наступить. Для того чтобы избежать попадания
тяг в резонанс, особенно на режиме эксплуатационных оборотов двига-
271
теля, необходимо, чтобы частота в минуту основного тона собственных
колебаний каждой тяги не была равна числам пэ и 2пэ,
где пэ — число эксплуатационных оборотов двигателя (винта) в минуту.
Расчет частот собственных изгибных колебаний тяг проводки управ-
ления, шарнирно соединенных на качалках, сводится к определению ча-
стот собственных колебаний балки, шарнирно закрепленной на концах,
по формуле
ОЛ о f р г
V=—— 1/ — кол!мин,
П И т ' ’
где EJ — жесткость тяги на изгиб;
т — погонная масса тяги.
I — длина тяги.
Значения для труб различных диаметров и сечений обычно
приводятся в справочниках.
Собственная частота колебаний тяги зависит от диаметра трубы, ее
толщины и особенно сильно — от длины тяги. Увеличение диаметра
трубы ведет к повышению собственной частоты колебаний тяги; увели-
чение длины тяги приводит к уменьшению собственной частоты колеба-
ний. Если длина тяги увеличивается в 2, 3,..., раза, то собственная
частота колебаний уменьшается в 4, 9,... раз. Наиболее эффективным
способом изменения собственной частоты колебания тяги является из-
менение ее длины.
Частоты собственных колебаний тяг, установленных на роликовых
направляющих и перемещающихся только в осевом направлении, оп-
ределяют по формуле
v = 9,55-^- j/” — кол)мин,
где I — длина тяги между роликами;
а — коэффициент, зависящий от упругости опор, определяемый по
экспериментальным графикам.
Наряду с колебаниями тяг управления наблюдаются резонансные
колебания балансиров рулей и элеронов. При этом наличие на
конце трубы большого груза вызывает появление значительных пе-
регрузок при вибрациях балансиров. Следует отметить, что такие
перегрузки могут появиться не только при строго периодических
импульсах, но и в случае повторяющихся толчков.
Если сообщаемые балансиру толчки повторяются достаточно часто,
то вызываемые каждым толчком колебания не успевают затухнуть в
промежутках между двумя толчками и получаются нерегулярные виб-
рации балансира, что можно наблюдать, например, при рулежке и про-
беге самолета по неровному аэродрому. Такие вибрации балансира
обычно ощущаются летчиком как жесткие толчки на ручку управления.
Бороться с такого типа вибрациями балансиров следует путем повы-
шения жесткости крепления балансира.
Кроме того, для обеспечения пилотирования современного самоле-
та механическая проводка и гидроусилитель должны иметь достаточно
ограниченный сдвиг фаз между входным командным сигналом на ры-
чагах управления и отклонением руля. При существенных сдвигах воз-
можна потеря устойчивости контура управления самолет — летчик.
Поэтому при проектировании систем управления обязательно следует
проводить динамический расчет и определение частотных характеристик.
Если получается большой сдвиг фаз, то следует увеличить жесткость
проводки.
272
7. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Назовите принципиальные схемы систем управления.
2. Перечислите требования, предъявляемые к системам управления.
3. Какие бывают типы проводок управления и в чем их особенности?
4. Укажите преимущества жесткой проводки по сравнению с тро-
совой.
5. Как обеспечивается независимость действия систем управления
рулем высоты и элеронами?
6. Куда отклоняется руль высоты при взятии ручки управления «на
себя» и «от себя» и что происходит при этом с самолетом?
7. Что происходит с элеронами при отклонении ручки управления
вправо или влево и что происходит при этом с самолетом?
8. Куда отклоняется самолет при даче левой педали вперед?
9. Укажите назначение сервопривода.
10. В чем существенная особенность систем управления с обрати-
мым и необратимым включением бустеров?
11. Укажите назначение автоматов загрузки.
12. Перечислите принципиальные схемы включения бустеров.
13. Для чего необходимо ставить автоматы регулирования переда-
точного отношения?
14. В чем состоит сущность триммирования в системах автомати-
ческого управления?
15. Чем вызываются вибрации тяг и какие меры борьбы с этими
вибрациями Вы знаете?
Глава VI
ШАССИ
1. НАЗНАЧЕНИЕ ШАССИ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ
Шасси представляет собой систему опор самолета, обеспечивающих
разбег его при взлете, пробег после посадки и передвижение по аэро-
дрому. Во всех этих случаях шасси воспринимает статические и дина-
мические нагрузки, предохраняя конструкцию агрегатов самолета от
разрушения.
Конструкции опор (или ног) имеют упругие силовые элементы, смяг-
чающие удары и поглощающие кинетическую энергию самолета. Таки-
ми элементами являются пневматики колес и амортизаторы.
Вес шасси составляет 4—6% взлетного веса самолета.
К шасси предъявляются следующие специфические требования:
— обеспечение достаточной устойчивости и управляемости самоле-
та во время разбега, пробега и рулежки;
— обеспечение самолету, предназначенному для эксплуатации на
грунтовых аэродромах, необходимой проходимости *;
— эффективное поглощение .кинетической энергии при приземле-
нии, пробеге, разбеге и движении по неровному аэродрому;
— эффективное торможение самолета на пробеге после посадки с
помощью колесных тормозов;
— возможно меньшее упругое перемещение колес при обжатии
амортизаторов и сохранение неизменного размера колеи шасси во из-
бежание срыва покрышек;
— высота шасси должна быть такой, чтобы при полном обжатии
пневматиков и амортизаторов оставалось расстояние не менее 160 мм
от концов лопастей винта в нижнем положении, от самой нижней точки
фюзеляжа, от задней кромки механизации крыла, от створок шасси до
земли. При определении высоты шасси следует учитывать возможность
посадки с креном до 10°;
— возможно меньшие габариты шасси для более удобной его убор-
ки в самолет;
— время уборки или выпуска шасси на легких самолетах должно
быть не более 6—12 сек, на тяжелых — 12—15 сек;
* Проходимость самолета — это его способность самостоятельно передвигаться
по грунтовому аэродрому, производить взлет и посадку, не разрушая его поверхности.
Проходимость самолета ограничивается величиной удельного давления, допускае-
мого поверхностью аэродрома. С целью повышения проходимости можно либо при
малом числе опор увеличивать поверхность контакта опоры с землей (применять лы-
жи, гусеничные ленты и колеса с пневматиками низкого давления 2—4 аг), либо при
малой плошади контакта каждой опоры увеличивать число опор.
274
— обязательное дублирование основной системы уборки и выпу-
ска шасси;
— высокая надежность замков, фиксирующих шасси в обоих поло-
жениях (выпуск, уборка);
— наличие средств сигнализации для контроля обоих положений .
шасси; I
— возможно меньшее сопротивление створок, закрывающих нишу
шасси в убранном положении;
— отделение внутренней полости ниши обшивкой.
На современных военных и гражданских самолетах шасси обычно
убирается и выпускается в полете. Уменьшение лобового сопротивле-
ния самолета при уборке шасси перекрывает изменение летных харак-
теристик от увеличения веса конструкции шасси с механизмом уборки
и выпуска. На самолетах, имеющих малые скорости полета, применение
убирающегося шасси может оказаться нецелесообразным.
2. ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
На самолетах применяются следующие схемы шасси:
— трехопорная с задним расположением вспомогательной третьей
опоры 2 (рис. 6.1, а). Основная нагрузка на этом шасси приходится на
две симметрично расположенные главные опоры 1 (рис. 6.1, а) впереди
центра тяжести самолета;
— трехопорная с передним расположением вспомогательной треть-
ей опоры 3 (рис. 6.1,6). Основная нагрузка в этом случае приходится
на две главные опоры 1, расположенные позади центра тяжести са-
молета;
— двухопорная, или велосипедная *, с двумя подкрыльными вспо-
могательными опорами (рис. 6.1, в). При таком шасси основная нагруз-
ка приходится на заднюю опору 1, расположенную под фюзеляжем по-
зади центра тяжести самолета. Подкрыльные опоры 5 не допускают ка-
сания концов крыльев поверхности аэродрома при кренах самолета во
время посадки, движения по аэродрому и на стоянке. На некоторых
самолетах под фюзеляжем устанавливаются по две задних опоры с рас-
стоянием между каждой парой опор, равным или меньшим ширине фю-
зеляжа. Такая схема шасси тоже относится к велосипедной.
Техника пилотирования самолета на взлете и посадке различна при
разных схемах шасси и обусловлена в основном положением главных
опор шасси относительно центра тяжести самолета.
При трогании с места тяга двигателей дополнительно нагружает
опоры, расположенные впереди центра тяжести. Это обстоятельство
следует учитывать при определении выноса главных опор шасси.
При малом выносе вперед главных опор шасси с задней опорой
может произойти капотирование самолета. В случае шасси с передней
опорой или велосипедного шасси дополнительное нагружение передней
опоры сможет значительно повлиять на проходимость самолетов на
грунтовых аэродромах (может произойти зарывание передней опоры).
Любая схема шасси допускает взлет с одновременным отрывом от
аэродрома всех опор, но при этом требуется большая длина разбега,
а при схемах шасси с передней опорой или велосипедной — и большая
скорость движения по земле.
Схема трехопорного шасси с передней опорой и велосипедного ти-
па с малой нагрузкой на переднюю опору (менее 15% взлетного веса)
позволяют на разбеге по достижении некоторой скорости перевести са-
молет на наивыгоднейший угол атаки, т. е. оторвать от аэродрома перед-
* Такая схема шасси была разработана в середине 30-х годов советскими кон-
структорами и впервые применена на легком опытном самолете.
275
нюю опору, после чего разбег будет продолжаться на главных опорах
до отрыва. При велосипедном шасси самолет должен иметь эффектив-
ные на малых скоростях элероны, так как после отрыва передней опо-
ры разбег происходит на одной опоре и любой крен устраняется эле-
ронами. Самолет с трехопорным шасси с передней опорой или с вело-
сипедным шасси на разбеге и пробеге обладает достаточной путевой
Рис, 6.1, Основные схемы н параметры шасси:
а—трехопорная схема с задним относительно ЦТ самолета расположением третьей
опоры: б—тоже с передней третьей опорой; в—велосипедная схема с подкрыльными
опорами; 1—колеса главных опор; 2—задняя дополнительная опора; 3—передняя до-
полнительная опора; 4—передняя опора; 5—подкрыльные опоры
устойчивостью (рис. 6.2, а). При трехопорном шасси с задней опорой
самолет на разбеге становится практически неустойчивым (см. рис.
6.2,6), и в случае действия боковых сил необходимо вмешательство
летчика.
Посадка самолета при любой рассмотренной схеме шасси преду-
сматривает планирование, выравнивание, выдерживание, парашютиро-
вание и приземление (рис. 6.3). При шасси с задней опорой самолет
приземляется одновременно на все опоры — посадка «на три точки».
При трехопорном шасси с передней опорой и велосипедном шасси са-
молет приземляется на главные опоры, а затем с уменьшением скорости
переваливается на переднюю опору.
276
На практике часто применяются скоростные посадки — приземле-
•ние с этапа планирования или выравнивания. При такой посадке само-
лет приземляется либо на все опоры одновременно, либо на главные
опоры, а затем на про-
беге пререваливается на
вспомогательную опору.
При трехопорной схеме
шасси с передней опорой
и велосипедном шасси
после приземления само-
лета допускается интен-
сивное его торможение
любыми средствами, на
шасси же с задней опорой
интенсивность торможе-
ния ограничивается.
Для улучшения уп-
равляемости самолета
при движении по аэро-
дрому необходимо либо
управлять передними или
задними колесами шасси
либо делать их самоори-
-ентирующимися. В пос-
леднем случае дифферен-
циальным торможением
колес главных опор или
Рис. 6. 2. Схема сил и моментов действующих на
шасси различных схем на разбеге при боковом
ветре:
а—трехопорная схема шасси с передним расположением
вспомогательного колеса: б—тоже с задним расположе-
нием вспомогательного колеса FHH—силы инерции, F^—
результирующие силы треиия колес, Л1вет —момент, со-
здаваемый боковым ветром, ^восст —восстанавливаю-
щий момент от пары сил F^a и FTp, ^ДОп“ дополни-
тельный момент от пары сил FTp и Fna
дросселированием тяги
двигателей можно создать потребные моменты для разворота самолета.
На многих самолетах только на рулежке применяется управление
колесами передних ног шасси (на разбеге и пробеге эти колеса свободно
ориентируются относительно стойки шасси). При схеме шасси с задней
опорой управляемость на рулежке достигается поворотом этого колеса
(при разбеге и пробеге для обеспечения путевой устойчивости положение
колеса фиксируется стопорами).
Выбор той или иной схемы шасси производится с учетом величины
взлетной и посадочной скорости, компоновки самолета, условий эксплу-
атации и других факторов.
ТРЕХОПОРНОЕ ШАССИ С ЗАДНЕЙ ОПОРОЙ
К основным параметрам шасси, определяющим его компоновку на
самолете, относятся: посадочный, стояночный и противокапотажный уг-
лы, угол выноса, высота шасси и величина колеи (см. рис. 6.1, я).
277
Посадочный угол <р — угол между осью самолета и касательной к
главной и задней опорам; tp определяется из следующего соотношения:
? = акр— ау=т— Да>
где акр—критический угол атаки крыла;
ауСТ — угол установки крыла;
Да — уменьшение угла атаки крыла на посадке для обеспечения
безопасности, т. е. отсутствие попадания в срывную зону
(обычно Ла^2°н-3°).
Этим углом определяется положение самолета в момент его призем-
ления. Желательно, чтобы приземление самолета осуществлялось на
максимально возможном угле атаки крыла.
Величина угла <р изменяется в пределах 10°—14°.
Стояночный угол фСт — угол между осью фюзеляжа и плоскостью
земли на стоянке самолета. Для рассматриваемой схемы <р = <рСт-
Противокапотажный угол у—угол между вертикалью и прямой,
соединяющей центр тяжести самолета при горизонтальном положении
его оси с точкой приложения реакции земли на главной опоре. Обычно
у = 12° 4-16°.
Угол выноса шасси Х,ш = у + ф. Линейный размер ягл определяется из
условия нагрузки 0,88—0,92 взлетного веса бвзл на главные опоры.
Высота шасси h по главной опоре определяется из соотношения
Л==Аобж.кН_^обж.ам+160 ММ,
где ЛОбж.к — высота при полном обжатии пневматиков колес;
^обж. ам — высота при полном обжатии амортизаторов.
Колея шасси, или расстояние между главными опорами, в значи-
тельной мере определяет поперечную устойчивость самолета при дви-
жении по земле, а также влияет на маневренность и устойчивость пути.
У современных самолетов колея при тормозных колесах шасси со-
ставляет 0,20—0,30 размаха крыла. При расположении двигателей на
крыле колею выбирают так, чтобы главные опоры шасси были распо-
ложены под гондолами двигателей.
Рассмотренная схема шасси из-за ряда ее существенных недостат-
ков (плохая путевая устойчивость, невозможность эффективного ис-
пользования тормозов колес, опасность капотирования, ограничение по-
садочной скорости и т. д.) в настоящее время применяется редко.
ТРЕХОПОРНОЕ ШАССИ С ПЕРЕДНЕЙ ОПОРОЙ
Трехопорное шасси с передней опорой (рис. 6.1,6) характеризует-
ся теми же параметрами, что и шасси рассмотренной схемы, со следую-
щими изменениями:
— посадочный угол <р — угол между осью фюзеляжа при стоянке
самолета и касательной к главным опорам и предохранительной опоре
на нижней хвостовой части фюзеляжа,
— стояночный угол <рст — угол между осью фюзеляжа и плоско-
стью земли; его величина связана со скоростью отрыва передней опоры
от аэродрома при разбеге и изменяется в пределах 2°--5°;
— противокапотажный угол у изменяется в пределах 14°—25°;
— вынос главных опор аг:,_ определяется из условия нагружения пе-
редней опоры на стоянке в пределах 0,10—0,15 взлетного веса и по вели-
чине угла ф, равного 30°—50° (см. рис. 6.1, б).
Шасси рассмотренной схемы обеспечивает самолету:
— хорошую путевую устойчивость на разбеге и пробеге;
— эффективное использование тормозов колес главных опор для
уменьшения длины пробега после посадки;
278
Рис. 6.4. К пояснению причин возникнове-
ния самоколебаний передней ноги:
а—деформация стойки при колебании; б—схема
движения колеса при его колебании
— плавный (без отрыва от аэродрома) пробег после приземления,
поскольку силы трения на колесах главных опор создают момент, умень-
шающий угол атаки и, следовательно, подъемную силу крыла на про-
беге;
— почти горизонтальное положение продольной оси самолета на
стоянке и при рулежке по земле, что улучшает обзор на взлете и посадке,
создает удобства для пассажиров и отводит струю горячих газов дви-
гателей от поверхности аэродрома.
К недостаткам шасси с передней опорой можно отнести:
— утяжеление и усложнение передней опоры из-за большей на нее
нагрузки и наличия устройств, обеспечивающих ее поворот и демпфи-
рование;
— ухудшение проходимо-
сти самолета на грунтовых
аэродромах;
— снижение безопасности
экипажа при поломках носо-
вой опоры на разбеге или про-
беге;
— возможность возникно-
вения самовозбуждающихся
колебаний свободно ориенти-
рующегося переднего колеса и
необходимость установки демп-
фера.
Для обеспечения необхо-
димой маневренности при дви-
жении по аэродрому передняя
опора делается ориентирую-
щейся, т. е. свободно повора-
чивающейся относительно оси
стойки.
Примем, что поворот переднего
колеса относительно оси стойки без
поступательного движения самолета,
как н движение самолета в направ-
лении, перпендикулярном плоскости
колеса, будут невозможны, и рас-
смотрим причины возникновения самовозбуждающихся колебаний переднего колеса.
При движении самолета благодаря упругости стойки колесо под действием внеш-
них сил может отклониться от линии движения иа расстояние у, как это показано на
рис. 6. 4, а. При этом плоскость колеса наклонится к вертикальной плоскости на угол 9,
а ось колеса на этот же угол наклонится к плоскости земли. В дальнейшем колесо
при движении самолета будет вращаться относительно наклонной оси аа' и будет дви-
гаться не по прямой хх', а по гармонической криволинейной траектории (см. рис. 6.4, б).
При этом угол у поворота колеса (угол между прямой хх' и касательной к криволи-
нейной траектории), боковое перемещение у и угол 0 наклона плоскости колеса будут
периодически изменяться от нуля до максимума и от максимума до нуля, меняя свои
знаки
Пусть в положении I угол у достиг максимального значения, тогда колесо ста-
нет двигаться по криволинейной траектории и в положении II отклонится от прямой
хх' на Утах, далее у будет уменьшаться до нуля. Одновременно плоскость колеса бу-
дет наклоняться к вертикали на угол 0, который в положении III достигнет максиму-
ма, а угол у уменьшится до нуля. Далее в положениях IV и V угол 0, уменьшаясь,
достигнет нулевого значения, а угол у будет увеличиваться до максимума. В положе-
нии V колесо выйдет на прямую хх', выровняется (0=0) и благодаря наличию угла
у начнет двигаться по кривой, расположенной по другую сторону хх'. Период изме-
нения параметров у, у и 0 повторится с изменением знаков.
Таким образом, колесо совершает незатухающие гармонические колебания. При
больших скоростях движения самолета такие колебания могут нарастать, что с уве-
личением перемещения у может привести к срыву с колеса пневматика и, следователь-
но, к поломке стойки ноги шасси.
Для того чтобы колебания переднего колеса стали затухающими, применяются
демпферы — гасители колебаний.
270
Несмотря на указанные недостатки, трехопорное шасси с носовой
опорой получило широкое применение на самолетах различных типов.
ВЕЛОСИПЕДНОЕ ШАССИ
Многие параметры велосипедного шасси аналогичны параметрам!
трехопорного шасси с передней опорой (cm. рис. 6.1, в). Отличие заклю-
чается в следующем:
— угол у выноса передних опор составляет ^30°—40°;
— расстояние между осями колес передней и задней опор опреде-
ляется углами у и р, причем их сумма »100°—120°;
— распределение нагрузки на опоры самолета на стоянке может из-
меняться в широких пределах. На легких самолетах эта нагрузка
обычно распределяется примерно так же, как и при трехопорной схеме-
шасси (на главную опору приходится 80—85% веса самолета). На тя-
желых самолетах нагрузка между опорами на стоянке распределяется
так, что на главную опору приходится 60—70% веса самолета.
Подкрыльные опоры желательно размещать в вертикальной пло-
скости, проходящей через заднюю опору. Длина ног подкрыльных опор
шасси должна определяться из условия обеспечения безопасной посадки
самолета с углом крена до 10°. Кроме того, она должна быть такой,
чтобы на стоянке самолета колеса подкрыльных опор только касались
поверхности аэродрома. При последнем условии они в конце разбега и
начале пробега не будут иметь контакта с аэродромом из-за прогиба
консолей крыла вверх под действием аэродинамических сил.
Основные преимущества велосипедного шасси:
— простая кинематическая схема уборки шасси в фюзеляж;
— хорошая путевая устойчивость и управляемость самолета при
управляемой передней ноге шасси;
— эффективное использование тормозов колес.
Наиболее существенные недостатки такого типа шасси:
— недостаточная поперечная устойчивость самолета на малой ско-
рости;
— неизбежное усложнение конструкции и, следовательно, увеличе-
ние веса передней или задней опоры, обусловленное применением спе-
циальных устройств, позволяющих увеличить длину передней ноги или
уменьшить длину задней, чтобы перевести самолет на больший угол
атаки перед взлетом для сокращения длины разбега. На легких самоле-
тах с велосипедным шасси можно отказаться от такого устройства, если,
нагрузка на переднюю опору будет небольшой;
— усложнение конструкции узлов фюзеляжа при передаче на них
большой нагрузки с опор шасси;
— необходимость в специальных гондолах на крыле для уборки в-
них ног подкрыльных опор.
3 . ОПОРЫ ШАССИ
Опору, или ногу, шасси современного сухопутного самолета состав-
ляют следующие конструктивные элементы, устройства и механизмы:
— опорный элемент, передающий на землю вес самолета и обеспе-
чивающий движение самолета по земле. Это обычно колесо, лыжа, гу-
сеничное приспособление;
— амортизирующее устройство для поглощения кинетической энер-
гии самолета в момент приземления и при движении по аэродрому;
— механизмы уборки и выпуска ног шасси;
— замки, фиксирующие шасси в убранном и выпущенном положе-
ниях;
— различные конструктивно-силовые элементы и узлы.
280
На самолетах применяются колесное, лыжное, гусеничное и комби-
нированное шасси (рис. 6.5).
Колесное шасси (рис. 6.5, а) в настоящее время наиболее распро-
странено, причем каждая из его ног может иметь одно или несколько
колес *. Такое шасси обладает рядом достоинств:
— малое сопротивление движению на разбеге и сравнительно боль-
шое сопротивление при посадке;
— хорошая амортизация благодаря применению пневматиков колес
и специальных амортизаторов;
— достаточно хорошая управляемость при движении самолета по
земле при использовании тормозов и поворота колес.
Наряду с достоинствами следует отметить и недостатки:
— применение колес больших габаритов затрудняет уборку шасси,
а увеличение давления в пневматиках ухудшает проходимость самоле-
та и затрудняет его эксплуатацию на грунтовых аэродромах;
— сложность конструкции авиационных колес и большой их вес
(около 1,5—2% взлетного веса самолета);
— недостаточный ресурс резино-кордовых протекторов колес, осо-
бенно при высоких температурах наружного воздуха;
— зависимость сопротивления движению самолета по земле от
состояния поверхности аэродрома.
Лыжное шасси (рис. 6.5, б) применяется главным образом на само-
летах, предназначенных для эксплуатации со снежных аэродромов.
В последнее время лыжи стали применяться на главных опорах для по-
вышения проходимости самолета на грунтовых аэродромах. Лыжное
шасси имеет следующие преимущества по сравнению с колесным:
• — меньшие габариты и значительно меньший вес;
— большие ресурс и надежность опор;
— возможность применения и на снеговых и на грунтовых аэро-
дромах;
— существенно меньшая удельная нагрузка на опору (~0,2—
0,4 кГ/см2 вместо 2—3 кГ1см2).
При определении удельной нагрузки на опорную поверхность лыжи
следует руководствоваться данными о допустимых удельных нагрузках
на грунтовые покрытия. Например, для плотного сухого грунта допу-
стимая удельная нагрузка 5—6 кГ/см2, для такого же грунта с дерно-
вым покрытием — 3—-4, для пахоты — 1,5—2, для плотного (укатанно-
го) снега — 0,5—1,5 кГ/см2.
* Ноги шасси с многоколесными тележками применяются с целью уменьшения
нагрузки на одно колесо и улучшения проходимости самолета по грунту, повышения
энергоемкости тормозов и уменьшения опасности аварии при срыве или проколе од-
ного из пневматиков.
281
Недостатки лыжного шасси по сравнению с колесным:
— существенно большее трение при движении самолета и особен-
но на разбеге во время взлета;
— меньшая степень амортизации при приземлении самолета;
— снижение проходимости по твердому грунту с неровностями;
• — сложность удовлетворения требованиям по маневренности само-
лета.
Гусеничное шасси (см. рис. 6.5, а) в СССР испытывалось неодно-
кратно. Так, еще в 1935 г. такое шасси было разработано и установле-
но на самолете Р-5.
Рнс. 6.6. Конструктивная схема колесно-
лыжной опоры шассн:
/—амортизационная стойка; 2—колесо; 3~гид-
равлический подъемник лыжи; 4—лыжа- 5—
предохранительный трос; двухзвенник; 7—
стабилизатор
Интерес к гусеничному шас-
си объясняется теми возможно-
стями, которые принципиально-
может дать такая опора (мень-
шее удельное давление на опору
и более высокая проходимость).
Коэффициент трения у гусе-
ничного шасси меньше, чем
у лыжного, но больше, чем у ко-
лесного. Кроме того, такое шасси
может эксплуатироваться при бо-
лее высоких температурах, чем>
колесное.
Несмотря на отмеченные
все же не получило распространения
преимущества, гусеничное шасси
из-за значительных недостатков:
— сложности конструкции и большого веса;
— недостаточной надежности (подвижные соединения трудно за-
щитить от загрязнения и преждевременного износа);
— сложности осуществления торможения гусениц;
— сложности предохранения гусениц от срыва с направляющих при
боковых нагрузках шасси.
Комбинированное шасси (рис. 6.5, а) может иметь все опоры с коле-
сом и лыжей, либо одни опоры снабжаются только лыжами, другие —
только колесами.
В первом случае положение лыжи может изменяться, чтобы исполь-
зовать при необходимости колесо. На аэродромах с твердым покрыти-
ем используются колеса, при снежном покрытии и мягком грунте —
лыжи или совместно лыжи и колеса (рис. 6.6).
Примером комбинированного шасси служит шасси с лыжами на
главных опорах и колесом — на передней опоре.
4. АМОРТИЗАТОРЫ ШАССИ
Кинетическая энергия самолета при приземлении, которая должна
быть поглощена амортизирующими устройствами, определяется па-
нормам прочности и выражается нормированной работой
И
Л ---- ГУ] У
^нсрм— "*’ред 2 ’
где тред — редуцированная масса самолета, вычисляемая с учетом вра-
щательного его движения (для главных опор трея = G /g);
Vy — вертикальная скорость самолета в момент приземления.
На всех типах амортизаторов имеются упругие и демпфирующие
элементы. Упругий элемент аккумулирует часть кинетической энергии
удара после обжатия амортизатора для возвращения его в исходное
положение и, следовательно, амортизации последующих ударов. Демп-
фирующий элемент поглощает и рассеивает энергию удара.
282
Некоторая часть полной энергии удара Лпн, поглощаемая колесом
лри обжатии его пневматика, определяется по каталожным данным
колес.
В результате работа, воспринимаемая амортизатором одной ноги
шасси,
. Л норм г'Лпи
•**ам=== 7 ’
k
где z — число колес на ноге шасси;
k — число ног шасси.
Работа Лам может быть определена из выражения
^ам ^max^max^i
амортизатора:
АДС—кривая изменения давления
при прямом ходе поршня под дей-
ствием сил реакции; СВА—кривая
изменения давления при обратном
ходе поршня под собственным ве-
сом самолета
где Ртах — наибольшее усилие в амортизаторе;
бтах— максимальный ход амортизатора;
т] — коэффициент полноты диаграммы, выражающей работу
амортизатора (см. рис. 6.7); он определяется отношением
площади OADCE к площади прямоугольника, равной про-
изведению Ртах • бтах-
Величина коэффициента т] зависит от конструкции амортизатора и
свойств рабочей жидкости (газа) в нем. Для наиболее распространен-
ных жидкостно-газовых амортизаторов
т] = 0,704-0,85. Величину коэффициента т]
можно повысить, если создать в амортиза-
торе предварительное осевое усилие Рпред,
или, как говорят, предварительную затяжку
(зарядку). При поглощении одной и той же
работы предварительная затяжка позволяет
уменьшить ход амортизатора.
Величина предварительной затяжки
должна обеспечивать требуемое обжатие
амортизатора на стоянке самолета.
К амортизаторам наряду с общими для
любого агрегата самолета требованиями
предъявляются еще и специфические:
— возможно большее поглощение ки-
нетической энергии самолета при призем-
лении на прямом ходе (обжатии) аморти-
затора;
— плавное нарастание усилия в амортизаторе до наибольшего зна-
чения в конце прямого хода,
— возможно меньшее время на возвращение амортизатора в ис-
ходное положение после полного обжатия (для амортизации следую-
щих ударов). Время прямого и обратного хода амортизатора не долж-
но обычно превышать 0,8 сек-,
— возможно больший гистерезис (рассеянная энергия) для смяг-
чения удара при возвращении амортизатора в. исходное положение. Чем
больше энергия, превращаемая при прямом ходе амортизатора в тепло,
т. е. чем больше гистерезис, тем меньше сила удара на обратном ходе.
При малой величине рассеянной амортизатором энергии удара обратный
ход будет настолько энергичным, что самолет может подпрыгнуть;
— работа амортизатора не должна зависеть от температуры на-
ружного воздуха.
283
В качестве упругих элементов в амортизаторе используются вязкая-
жидкость и газы, резиновые шнуры или пластины, стальные рессоры и>
пружины. В соответствии с этим различают жидкостно-газовые, жидкост-
ные, резиновые и пружинные амортизаторы.
ЖИДКОСТНО-ГАЗОВЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
Жидкостно-газовый амортизатор работает следующим образом..
При прямом ходе струя жидкости, сжимаемая поршнем, с большой ско-
ростью протекает через малые отверстия в цилиндр и там, раздробляясь
на мельчайшие капельки, насыщается газом и увлекает его за собой.
Рис. 6.8. Конструктивные схемы плунжерных
жидкостно-газовых амортизаторов шасси:
/-свободно-плунжерный; II—плотно-плунжерный
///—плунжерно-игольчатый; IV—плунжерно-гильзо-
вый; А, В, С—полости (камеры); а, с, направляющие
буксы для штока; /—цилиндр; 2—шток; 3—плунжер:
4—клапан торможения; 5—уплотнение; 6—уплотнитель-
ное металлическое кольцо; 7—игла переменного сече-
ння; 8—гильза с прорезями в ее корпусе
Кроме того, некоторое коли-
чество газа растворяется
в жидкости. Мельчайшие-
капельки жидкости во взве-
шенном состоянии в газовом
объеме, как и пузырьки газа
во всем объеме жидкости,,
во много раз увеличивают
поверхность теплопередачи
между воздухом и жид-
костью. За время прямого
хода температура сжимае-
мого газа возрастет, в ре-
зультате теплообмена ка-
пельки более холодной жид-
кости нагреваются а пу-
зырьки нагретого газа в
жидкости охлаждаются. Та-
ким образом, происходит от-
вод от амортизатора тепла,
образующегося при сжатии
газа.
По конструкции все
жидкостно-газовые аморти-
заторы можно разделить на
плунжерные, поршневые, ка-
мерные с одной и двумя га-
зовыми камерами.
Плунжерные амортиза-
торы (рис. 6.8) имеют не-
сколько конструктивных
разновидностей: свободно-
плунжерные, плотно-плун-
жерные, плунжерно-иголь-
чатые и плунжерно-гильзо-
вые.
Остановимся подробнее на описании устройства и принципа рабо-
ты свободно-плунжерного амортизатора с клапаном торможения на об-
ратном ходе, что облегчит понимание особенностей других видов этого-
типа амортизаторов.
Амортизатор (рис. 6.8,1) состоит из цилиндра 1 и штока или порш-
ня 2. Цилиндр связан непосредственно с конструкцией самолета,,
а шток — с колесом или лыжей. Движение штока в цилиндре направ-
ляется верхней а и нижней с буксами, разнесенными на так называемой-
базе заделки. В крышке цилиндра жестко заделан плунжер 3 постоян-
ного или профилированного сечения. Клапан торможения 4 может пере-
мещаться между верхней буксой и упором на штоке.
284
Полость А цилиндра заполнена газом под давлением, полости В и
С — амортизирующей жидкостью.
Между штоком 2 и плунжером 3 образуется кольцевое отверстие
для протока жидкости. Для устранения утечки жидкости из цилиндра
ставится уплотнение 5.
При ударе колеса о землю шток 2 движется вверх и газ в поло-
сти А сжимается в результате изменения занимаемого им объема. На
сжатие газа затрачивается работа, которая аккумулируется амортиза-
тором и расходуется затем на возвращение его в исходное положение.
При прямом ходе штока 2 с буксой а вверх объем кольцевого про-
странства С увеличивается и часть жидкости, вытесняемой из поло-
сти В, через кольцевое отверстие между плунжером 3 и штоком 2 про-
ходит свободно в цилиндр через ряд отверстий в верхней буксе а. При
этом движении жидкости клапан торможения отжимается вниз до упо-
ра и жидкость, минуя его, заполняет кольцевую полость С. На вытес-
нение жидкости из полости В в цилиндр тратится механическая рабо-
та, которая преобразуется в тепловую энергию и полностью рассеивает-
ся. При обратном ходе шток (поршень) под давлением газа, сжатого в
полости А, идет вниз, а жидкость из кольцевой полости С начинает
перетекать в полость А. При этом клапан торможения прижимается к
верхней буксе а и перекрывает все отверстия, через которые протекала
жидкость при прямом ходе, оставляя для протока только малые отвер-
стия в самом клапане. Из полости А в полость В жидкость перетекает
практически без торможения, так как отверстия протока прямого хода
достаточно велики.
На вытеснение жидкости из полости С в полость А также затра-
чивается механическая работа, которая преобразуется в тепловую энер-
гию и полностью рассеивается.
В свободно-плунжерном амортизаторе жидкость на прямом ходе
протекает через кольцевое отверстие, образующееся между плунжером
и штоком. Производственные допуски на плунжер и шток и на их несо-
осность сильно влияют на форму и площадь кольцевого отверстия про-
тока и, следовательно, изменяют коэффициент гидравлического сопро-
тивления, что нарушает идентичность характеристик серийных аморти-
заторов.
Конструктивная схема плотно-плунжерного амортизатора с клапа-
ном торможения на обратном ходе приведена на рис. 6.8, II. Нижняя го-
ловка плунжера этого амортизатора скользит по штоку и, как правило,
имеет уплотнительное металлическое кольцо 6'. Амортизирующая
жидкость протекает через одно или несколько отверстий, просверлен-
ных в нижней головке плунжера. Конструкция гарантирует идентич-
ность диаграмм работы всех амортизаторов, изготовленных в серийном
производстве. В плунжерно-игольчатом амортизаторе с клапаном тор-
можения на обратном ходе расход жидкости, протекающей из штока в
плунжер, непостоянен и зависит от величины сжатия амортизатора
(рис. 6.8, III). Площадь отверстия для протока жидкости в нижней го-
ловке плунжера изменяется иглой 7 переменного сечения.
Расстояние между иглой и плунжером достаточно велико, поэтому
изменение площади отверстия в головке плунжера из-за неточности из-
готовления иглы практически не влияет на гидравлическое сопротив-
ление.
В плунжерно-гильзовом амортизаторе с клапаном торможения на
обратном ходе изменение площади отверстия для протока жидкости до-
стигается продольными канавками в гильзе 8, впрессованной в шток
(рис. 6.8, IV). Канавки расположены так, что попадают в любое попе-
речное сечение гильзы на участке хода амортизатора. В нижней голов-
ке плунжера отверстий для протока жидкости нет. Жидкость вытесня-
ется по канавкам в гильзе.
285
Рис. 6.9. Конструктивные схемы поршне-
вых1 жидкостно-газовых амортизаторов:
I—открыто-поршневой; II — замкнуто-поршне-
вой; III—игольчато-поршневой: 1—фиафрагма;
2—игла переменного сечения; 3 — уплотнение
Плунжерные амортизаторы хорошо зарекомендовали себя в эксплу-
атации и широко применяются на самолетах.
Поршневые амортизаторы (рис. 6.9) имеют следующие конструктив-
ные разновидности: открыто-поршневые, замкнуто-поршневые и иголь-
ч ато-поршневые.
На рис. 6.9,I приведена конструктивная схема открыто-поршневого амортизато-
ра с клапаном торможения на обратном ходе. Конструкция такого амортизатора до-
вольно проста. Из-за низкого коэффициента полноты диаграммы работы (ц ~0,50-н0,55)
ход штока должен быть большим. При небольшой разнице в диаметрах цилиндра и
штока жидкость на прямом хеде в та-
ком амортизаторе работает слабо.
В замкнуто-поршневом амортиза-
торе (рис. 6. 10, II) имеется диафрагма 1
с отверстием для протока жидкости.
Клапан торможения жидкости на обрат-
ном ходе устанавливается в полости С.
Основной конструктивный недостаток —
не используется внутренняя полость
штока, что заставляет применять более
длинные стойки на ногах шасси.
На рис. 6.9,Ш изображена конст-
руктивная схема игольчато-поршневого
амортизатора, у которого площадь от-
верстия для протока жидкости регули-
руется иглой 2.
Камерные амортизаторы с
одной газовой (рис. 6. 10) каме-
рой по конструктивным особенно-
стям делятся на замкнуто-камер-
ные, с плавающим поршнем и от-
крыто-камерные.
В замкнуто-камерном амор-
тизаторе (рис. 6.10,7) с клапа-
ном торможения на обратном хо-
де жидкостная кольцевая камера
С отделена уплотнениями 3 от га-
зовой камеры А. При прямом
ходе шток 2 движется вверх,
скользя по неподвижному уплот-
нению 3. Уплотнительное кольцо 4
на нем прижимается давлением
жидкости и трением к нижнему буртику штока. Жидкость из верхней
части камеры С перетекает в нижнюю через щели между стенкой ци-
линдра и верхним буртиком штока и через отверстия 6. При обратном
ходе кольцо 4 прижимается к верхнему буртику штока и жидкость из
нижней части камеры С перетекает в верхнюю через щели между стен-
кой цилиндра и нижним буртиком штока и через отверстия 6. Площади
отверстий и щелей для протока жидкости постоянны на всем ходе амор-
тизатора. Так как жидкостная камера отделена от газовой, жидкость не
распыливается и не образуется эмульсия. Этим обеспечивается стабиль-
ность величины коэффициента гидравлического сопротивления, но тепло-
отдача в стенки газовой камеры незначительна и политропический про-
цесс сжатия газа (воздуха) в амортизаторе близок к адиабатическому.
Такой амортизатор может работать в любых положениях. Сущест-
венный недостаток замкнуто-камерного амортизатора — большая высо-
та ноги шасси.
На рис. 6.10,// представлена схема камерного амортизатора с плавающим порш-
нем 7. В этом амортизаторе жидкостью заполняется верхняя полость цилиндра, а газ
находится в штоке и в кольцевом пространстве между штоком и цилиндром.
Шток в верхней части имеет уплотнение. Внутренние поверхности цилиндра и
штока шлифованы. Внутри штока находится плавающий поршень 7. При прямом
(вверх) ходе штока жидкость протекает через отверстия 8, давит на плавающий пор-
286
шень, который, перемещаясь вниз, сжимает газ внутри штока. При обратном ходе
сжатый газ, расширяясь, движет поршень вверх и вытесняет жидкость над ним через
отверстия в клапане торможения обратного хода 9, который в это время будет при-
жат к крышке штока.
Конструктивные недостатки амортизатора:
— необходимо ставить два уплотнения (на штоке и на плавающем поршне);
— больший, чем у штока, ход плавающего поршня вследствие небольшой разно-
сти диаметров цилиндра и штока.
Амортизатор открыто-камерный (рис. 6.10,///) имеет кольцевую камеру С, сооб-
щающуюся с газовой камерон. Этим создаются благоприятные условия для отвода
тепла при сжатии газа. При необходимости клапан торможения на обратном ходе
устанавливается в камере С. Преимущества амортизатора—малый вес, простота кон-
струкции и технологии (нет необходимости во внутренней шлифовке цилиндра); недо-
статки — несколько большая потребная высота шасси и тяжелые условия, в которых
работают уплотнения.
Амортизатор с двумя газовыми камерами (рис. 6.11) имеет две раз-
новидности конструкции второй газовой камеры: незамкнутая и замк-
нутая камеры. На рис. 6.11,/ приведена конструктивная схема такого
амортизатора с незамкнутой
I второй газовой камерой.
>^4 Этот амортизатор представ-
iляет собой несколько изме-
Рис. 6.11. Конструктивные
Рис. 6.10. Конструктивные схемы камерных жидко-
стно-газовых амортизаторов:
схемы жидкостно-газовых
/—замкнутый; II—с плавающим поршнем; ///—открытый’
/—цилиндр; 2—шток; 3—уплотннение; 4—уплотнительное
амортизаторов с двумя га-
зовыми камерами:
кольцо; 5, 6—кольца с каналами; 7—плавающий пор-
шень; 8 — каналы; 9 — клапан торможения
I—незамкнутая вторая газовая
камера; II—замкнутая вторая
ненную конструкцию свободно-плунжерного
амортизатора. В полом плунжере 1 нет от-
верстий, поэтому его полость не сообщается
газовая камера; Th—первая га-
зовая камера; Д2—вторая газо-
вая камера; /—плунжер; 2—за-
полнитель для изменения объе-
ма камеры Аз
с полостью Ai и образует вторую газовую
камеру А2. При статическом равновесии давление газа в камерах .4t и А
одинаково, и уровень жидкости устанавливается в них по закону сооб-
щающихся сосудов. При ударах, воспринимаемых колесом, жидкость из
полости В устремляется в полость Ai и, сжимая заключенный в нем газ,
снижает силу удара, передаваемую ногой шасси на конструкцию само-
лета. В момент удара уровни жидкости в камерах Аг и А2 различны.
Для изменения объема газа в камеру А2 вкладывают легкий заполни-
тель 2.
2
287
Амортизатор с замкнутой второй газовой камерой (рис. 6.11, II),
отличается от рассмотренного тем, что вторая его газовая камера А2 изо-
лирована от газовой камеры At и рабочей жидкости. Начальное давление
в камере Aj значительно ниже, чем в камере А2. При резком возрастании
нагрузки на колесо во второй газовой камере сразу начинается сжатие,
т. е. она сразу же начинает работать, снижая пики усилий, передаваемых
на конструкцию самолета. Сжатие газа в камере А2 адиабатическое, а в
камере At — политропическое.
Диаграмма работы жидкостно-газового амортизатора
Усилие Рам, нагружающее шток амортизатора при его прямом ходе,
зависит от хода амортизатора бам. Эта зависимость на диаграмме рабо-
ты выражается кривой АСВ (рис. 6.12). Пренебрегая силами трения и
инерции движущегося штока, будем считать, что в каждый момент вре-
Рис. 6.12. Диаграмма работы амортизатора с торможением на
обратном ходе:
Рам-нагрузка на амортизатор: гам и ®амст —ход амортизатора при
движении и стоянке; Р —сила давления газа; Р... и Р —силы давле-
_ ж ж
ння жидкости; Раи ст —нагрузки на амортизатор на стоянке самоле-
та; Рам—предварительная затяжка.
А—газ; В—жидкость; G—вес самолета
мени внешняя сила, нагружающая шток, и сила, препятствующая его
перемещению, равны друг другу. Сила Рам препятствующая перемеще-
нию штока, возникает в результате сжатия газа (Рг) и сопротивления
жидкости Рж, протекающей через калиброванные отверстия. Суммарная
сила, действующая на шток амортизатора,
Р =Р -\-Р
л ам —1 ж*
Усилие, обусловленное сжатием газа, изменяется по политропическо-
му закону, т. е.
PTUn = const,
где U — переменный объем газа;
п — показатель политропы, зависящий от типа амортизатора
(п« 1,24-1,3).
На диаграмме работы амортизатора изменение силы Рт по ходу штока бам вы-
ражается кривой ADB, причем Рам представляет усилие предварительной затяжки
амортизатора.
Сила гидравлического сопротивления жидкости
P^kV2x,
где k — коэффициент пропорциональности, учитывающий удельный вес жидкости, ее
вязкость и другие свойства;
V» — скорость протекания жидкости через отверстия и щели.
288
В исходном и конечном положениях штока Уж=0 н Рж=0.
Очевидно, что поглощаемая амортизатором работа при прямом ходе, Дам =
*ам max
= J Рампам будет равна разности между нормированной работой (Лнорм
о
и работой пневматика (Дпя), т. е.
Лам = Лнорм -^ПН-
Дам на диаграмме его работы должна равняться с учетом масштабов площа-
ди ACBFGA.
После поглощения энергии удара стойка под действием упругого элемента (сжа-
того газа) начинает возвращаться в исходное положение. Усилие, обусловленное со-
противлением жидкости при обратном ходе амортизатора,
P* = k(V'^’
где V ж — скорость протекания жидкости через отверстия.
Усилие Р ж направлено против движения штока, поэтому нагрузки на шток при
обратном ходе
Рам = ‘Рг-Рж-
Изменение усилия Рж по ходу штока на диаграмме выражает кривая ВЕА, ор-
динаты которой дают значения Рам при обратном ходе.
Работа, возвращенная амортизатором на обратном ходе,
о
Л обр =« J Рам
8 ам шах
Эта работа определяется площадью BEAGFB.
Превращенная в тепло доля энергии удара
(гистерезис)
ЛгиСТ = Лам Добр-
Дгжст составляет 50—60% нормированной работы и
определяется на диаграмме площадью АСВЕА.
Коэффициент полноты диаграммы
амортизатора
-п =_______Лам_____
Чам — р
~ам тах°амтах
На форму диаграммы обжатия ЛВС
сильное влияние оказывает величина пло-
щади проходных отверстий. У современных
амортизаторов она составляет 3—5% пло-
Рис. 6.13. Диаграмма рабо-
ты амортизатора с тормо-
жением на прямом и об-
ратном ходе
щади штока амортизатора.
На диаграмме рис. 6.13 исходные кривые прямого и обратного хо-
дов показаны сплошными линиями. Если уменьшить площадь отверстий
для протока жидкости, скорость ее увеличится, силы сопротивления Рж
и Р'ж также возрастут и кривые Рам(6ам) прямого и обратного ходов
сместятся в положения АС"В и BD"A.
При этом амортизатор получается более жестким, так как усилия
по ходу штока будут нарастать более интенсивно. При грубой посадке
самолета интенсивное увеличение скорости штока в начале его хода уве-
личит силу Рж и появятся пиковые нагрузки. Время прямого и обрат-
ного ходов амортизатора будет возрастать. Если, наоборот, увеличить
отверстия для прохода жидкости, то силы Рж и Рж уменьшатся, кривые
^ам(бам) прямого и обратного хода (АС'В и BD'A) будут сближаться.
Амортизатор получается более мягким, с плавным нарастанием усилий
по ходу штока, однако поглощенная им работа и работа гистерезиса
уменьшатся.
Для получения достаточно эластичного амортизатора и обеспечения
необходимого гистерезиса на современных амортизаторах применяются
клапаны торможения на прямом и обратном ходах.
10-3062
289
Работа амортизатора с торможением на обратном ходе на диаграм-
ме показана кривой ACBD"A.В этом случае более плавно нарастают
Рис. 6.14. Конструкция жидкостно-газо-
вого амортизатора самолета Ил-18:
1, 22, 23—гайки; 2—крышка; 3—шпилька; 4—
цилиндр; 5—труба диффузора; 6—гайка; 7—
диффузор; 8, 9, 20 — буксы; 10—клапан; 11, 14,
16— кольца; 12—шток поршня; 13—донышко
поршня; 15—контровочный винт; 17—шайба;
18—узел крепления заднего подкоса шасси;
19—узел крепления боковых подкосов шасси;
21—сальник; 24—угол крепления цилиидра-
демпфера-. 25—узел крепления тормозных тяг;
26—узел крепления тележки колес; 27—залив-
ная пробка для жидкости; 23—зарядный шту-
цер для азота
усилия на прямом ходе и гисте-
резис не уменьшается.
В конструкциях жидкостно-
газовых амортизаторов приме-
няются как неизменяющиеся по
ходу поршня отверстия для про-
тока жидкости, так и изменяю-
щиеся.
В большинстве случаев при
проектировании амортизатора
задаются определенной формой
его кривой обжатия и в соответ-
ствии с ней определяют осталь-
ные его параметры.
Конструкция
жидкостно-газовых амортизаторов
Типовой конструкцией жид-
костно-газового амортизатора но-
ги шасси может служить конст-
рукция плунжерного амортиза-
тора отечественного пассажир-
ского самолета Ил-18 (рис. 6. 14
и 6. 15).
Амортизатор состоит из ци-
линдра 4 с резиновыми уплотни-
тельными кольцами круглого се-
чения, штока 12 и диффузора 7,
ввернутого в плунжер 5.
В цилиндр 4 вставляется
нижняя бронзовая букса 20, фик-
сируемая гайкой 22 и имеющая
четыре уплотнительных резино-
вых кольца.
Цилиндр состоит из трех
частей, сваренных между собой
электродуговой сваркой, а шток
12 — из двух частей, также сва-
ренных между собой электро-
дуговой сваркой.
Внутри штока вставлена пе-
регородка 13, герметизированная
резиновыми кольцами. На верх-
ний конец штока надевается кла-
пан 10 торможения на обратном
ходе амортизатора.
Верхняя букса 8 имеет 36 от-
верстий диаметром 4 мм. В амор-
тизаторе есть верхняя А и ниж-
няя В полости. Нижняя полость
заполняется специальной жид-
костью (АМГ-10), а верхняя —
азотом и частично жидкостью
(см. рис. 6.15).
290
При прямом ходе жидкость проталкивается из нижней полости в
верхнюю через отверстие в диффузоре и сжимает находящийся в верх-
ней полости азот. Таким образом, энергия удара частично аккумулиру-
ется при сжатии азота, а частично рассеивается, преобразуясь в тепло
при протоке жидкости через кольцевую щель между плунжером 3 и што-
ком 2 и через отверстие в диффузоре 6 и вследствие трения в уплотне-
ниях. Для более плавного обжатия амортизатора и пневматиков колес
в стенке трубы плунжера 3 сделаны продольные пазы, по которым жид-
кость перетекает с небольшим торможением.
Азот
Сквозные
отверстия
Начальный
уровень
7
Амортиза-
ционная
жидкость
з
Уровень
при. пол-
ном ов-
жатии
аморти-
затора.
-.В-
в
г
Рис. 6.15. Принципиальная схема, поясняющая работу жидко-
стно-газового амортизатора:
/—исходное положение; //—положение при полном обжатии аморти-
затора на прямом ходе штока; /// — обратный ход штока.
/—цилиндр; 2—шток; 3—плунжер; 4—нижняя букса; 5—верхняя букса;
6—диффузор; 7—клапан торможения; 8— кольцевая щель
Когда энергия удара поглощена, сжатие амортизатора прекращает-
ся и сжатый азот, расширяясь, выдвигает шток 2, возвращая центр тя-
жести самолета в исходное положение и вытесняя жидкость из верх-
ней полости в нижнюю через отверстия; при этом часть аккумулирован-
ной энергии обращается в тепло.
С увеличением торможения жидкости на обратном ходе, что дости-
гается установкой клапана торможения, увеличивается часть энергии,
преобразуемая в тепло при обратном ходе амортизатора.
Давлением жидкости подвижный кольцевой клапан торможения
приподнимается и плотно прижимается к буксе, закрывая большие от-
верстия; при этом жидкость протекает только через три малых отвер-
стия в самом клапане.
На рис. 6.16 показана конструкция и принцип работы жидкостно-
газового амортизатора с профилированной иглой.
При прямом ходе жидкость проталкивается из нижней полости в
верхнюю через кольцевой зазор между плунжером 7 и иглой 4. Величина
этого отверстия по ходу штока изменяется в результате профилирова-
10*
291
ния сечения иглы. Клапан торможения обратного хода расположен меж-
ду штоком и цилиндром.
Газово-жидкостные амортизаторы по сравнению с резиновыми и
пружинно-фрикционными обладают следующими преимуществами:
7
10
12
15
Обратный
ход
13
Э
14
Рис. 6.16. Конструкция плунжерного иголь-
чатого амортизатора:
/—цилиндр; 2—шток; 3—двухзвенннк; 4—игла;
5—букса; 6—клапан торможения; 7—плунжер; S—
поршневое кольцо; 9, 10, //—гайки; /2—пакет уп-.
лотнеиия; /3—диафрагма; 14—опорное кольцо;
/5—амортизационная стойка
— большая энергоемкость (или высокий коэффициент полноты
диаграммы) при сравнительно небольших размерах амортизатора;
— значительное рассеивание энергии (площадь гистерезиса на диа-
грамме работы), что обеспечивает более быстрое демпфирование под-
прыгиваний самолета при обратном ходе;
— меньший вес рабочих тел (газа и жидкости).
Определение основных параметров жидкостно-газового
амортизатора
При расчете амортизации определяются диаметр и ход штока и начальный объем
(или начальная длина) газовой камеры.
Исходными данными для расчета являются величина стояночного усилия на опору
и конструктивная схема ноги шасси.
В нормах прочности самолетов указывается эксплуатационная величина погло-
щаемой амортизатором работы А дМ при максимально допустимом усилии Рм. д и мак-
симальной работы Дтах = 1,8Дэ при предельном усилии /’пред на пневматике.
По стояночному усилию Рст по каталогу подбирается колесо, г. е. его размеры н
работа Дин, поглощаемая при обжатии пиевматиком.
292
Очевидно, что для использования полного обжатия пневматика колеса и погло-
щения им работы Апн должно быть выполнено условие
/’м.л = /’э = п^/’Ст,
где Рэ — эксплуатационная величина силы на колесе. Из последнего выражения опре-
деляется коэффициент эксплуатационной перегрузки пЕ.
Полученное значение пЕ должно удовлетворять условию
, „ „ 4500
Диаметр штока выбирается с таким расчетом, чтобы начальное давление на пор-
шень Р° составляло 30—90 кГ/см2.
Усилие «предварительной затяжки», т. е. начальное усилие в необжатом аморти-
заторе (см. рис. 6.13),
/’ам ~ 0.8Рам,ст.
где Рам. ст — стояночное усилие на амортизаторе.
Сила Рам, действующая на амортизатор, в общем случае не равна силе Рпн, вос-
принимаемой пиевматиком. Связь между ними устанавливается через передаточное
число
/’ам
? = ^~-
г пи
По ходу поршня передаточное число изменяется.
Зная Р®м и задавшись начальным давлением ра, определяем площадь штока
р°
Ро
и его диаметр
£>нар = 1.13 /Л
Работа, которую должен поглощать один амортизатор,
Аам = Анорм — пАпи,
где Анорм — нормированная работа одной стойки (амортизатора);
п — число пиевматиков на стойке;
Апн — работа, поглощаемая одним пиевматиком.
Определив значение Аам, находим ход штока амортизатора:
Аам
®ам шах — о
* ам тахЛам
Зная силу Р3 и геометрические данные амортизатора, можно определить Рлм maXi
По статистическим данным принимают т)ам=»0,654-0,85.
Начальный объем газовой камеры Uo определяется из уравнения политропы сжа-
тия газа
/’ам max __/ &Р \л
/’ам ~\UJ
и уравнения, связывающего объем с ходом штока,
UK = Up — Р8ам max'
и начальный объемы газа соответственно; F — площадь
Здесь Uк и Uо — конечный
штока.
Начальный объем газа
Р^ам max 1/" 1,25И£
^0=------
Показатель политропы
^1,25л>-1
п=1,3. Длина газовой камеры разжатого амортизатора
L
Lo- ,
Гц
где Рц — площадь сечения цилиндра по внутреннему диаметру.
293
ЖИДКОСТНЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
В последние годы начали применяться жидкостные амортизаторы,
в которых упругим телом является жидкость, работающая под доста-
точно большими давлениями (3000—5000 кТ/см2 и более), при которых
жидкость изменяет свой первоначальный объем на 15—20%.
Рис. 6.17. Конструкция жидкостного
поршневого амортизатора:
На рис. 6.17 показан жидкостный
амортизатор, представляющий собой
герметически закрытый цилиндр 1
с толстыми стенками. Весь объем
амортизатора заполнен специальной
жидкостью, которая одновременно яв-
ляется упругим и демпфирующим эле-
ментом, обеспечивающим рассеивание
энергии удара. В цилиндр входит шток
4 с поршнем 2, имеющим две серии не-
больших отверстий 7 и 8. У основания
цилиндра шток проходит через саль-
ник 5 высокого давления.
При прямом ходе поршня энергия
удара поглощается в результате сжа-
тия жидкости и работы, совершаемой
силами сопротивления жидкости, пере-
текающей из полости над поршнем
в полость под поршнем через отвер-
стия 7 и 8 с открытым шариком-кла-
паном. Давление жидкости увеличи-
вается за счет сокращения ее объема
на величину объема штока, переме-
стившегося в цилиндр.
Обратный ход поршня совершает-
ся в результате расширения сжатой
жидкости (под действием силы, рав-
ной Sip—S2p). Так как при обратном
ходе поршня отверстия 8 с шарико-
выми клапанами закрываются, жид-
кость перетекает из полости под порш-
нем в полость над ним только через
отверстия 7, чем и достигается тормо-
жение на обратном ходе.
1—цилиндр: 2—поршень: 3—уплотнительное
кольцо; 4—шток; 5—сальник; 6—гайка
сальника; 7, 8~калиброванные отверстия
В жидкостном амортизаторе нет
предварительной затяжки (при бам=0;
Рам=0). Коэффициент полноты диа-
граммы у жидкостного амортизатора
больше, чем у жидкостно-газового, и равен т]^0,9. Поэтому жидкостные
амортизаторы получаются более компактными, а вес их конструкции
меньше веса жидкостно-газового.
РЕЗИНОВЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
Упругость резины, работающей на растяжение или сжатие, позво-
ляет использовать ее в качестве амортизатора. Различают шнуровую и
пластинчатую резиновую амортизацию.
• Шнуровая резиновая амортизация применяется редко из-за малого
гистерезиса. В шнуровом амортизаторе резина работает только на рас-
тяжение.
Пластинчатый резиновый амортизатор (рис. 6.18) состоит из двух
телескопически соединенных труб 1 и 2. К трубам прикреплены буфе-
294
Рис. 6.18. Пластинчатый рези-
новый амортизатор:
1, 2—телескопические трубы; 3, 4—
буферы; 5—резиновая пластина;
6—металлическая прокладка; 7—*
стальная тяга; в, 9—гайки; 10—*
стальная шайба; //—резиновые
шайбы, работающие при обратном
ходе; 12—вилка колеса
ры 3 и 4, между которыми имеется пакет резиновых пластин 5 с про-
кладками 6 из твердого материала. Эти пластины работают при ”пря-
мом ходе амортизатора. При сборке резиновые пластины 5 сжимают
между буферами 3 и 4 тягами 7. Под гайки на нижних концах тяг под-
ложены толстые стальные шайбы 10, опирающиеся на пакет пластин,
работающих при обратном ходе амортизатора и состоящих из трех-че-
тырех резиновых шайб 11 малого диа-
метра, между которыми также проло-
жены твердые прокладки.
При прямом ходе буферы сбли-
жаются и сжимают резиновые пласти-
ны 5, которые, деформируясь, раздаются
в стороны, скользя по гладкой поверх-
ности прокладок. Часть работы, совер-
шаемой силами трения между пласти-
нами резины и прокладками, преобра-
зуется в тепло, отдаваемое наружной
среде. После снятия или уменьшения
нагрузки на колесо резиновые пластины
возвращаются в первоначальное состоя-
ние, стойка ноги начинает удлиняться,
причем снова возникает трение между
резиной и прокладками. В конце обрат-
ного хода тяги 7 заставляют работать
на сжатие резиновые шайбы 11, воспри-
нимающие нагрузки на этом ходе амор-
тизатора.
Общий недостаток таких амортиза-
торов— малая величина гистерезиса и
потеря резиной упругих свойств при низ-
ких температурах.
ПРУЖИННЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
Стальные пружины в амортизаторах
ног шасси применяются редко, что объ-
ясняется малой способностью стали по-
глощать работу. Действительно, сталь-
ная пружина весом 1 кг может при ра-
стяжении совершить работу, равную
45 кГ’М, в то время как 1 кг резины —
около 450 кГ-м. Таким образом, при равных прочих условиях пружин-
ная амортизация должна быть в 10 раз тяжелее резиновой.
К тому же, распрямляясь, сжатая пружина быстро возвращает
стойку с колесом в исходное положение и при ударе колеса о землю са-
молет будет подпрыгивать.
Из-за этих недостатков отказались от применения стальных пру-
жинных амортизаторов. Только стальные пружинно-фрикционные амор-
тизаторы еще встречаются на самолетах. Они (рис. 6.19) состоят из на-
бора стальных внешних и внутренних колец, при перемещении которых
относительно друг друга возникают силы трения и совершается
работа.
В двух входящих одна в другую трубах 3, 4 амортизатора имеются
стальные кольца. При обжатии амортизатора внешние кольца растяги-
ваются, внутренние — сжимаются, причем в местах их соприкосновения,
при перемещениях возникает трение и совершаемая им работа преобра-
зуется в тепло.
295
Рис. 6.19. Пружинно-фрикционный
амортизатор:
1—положение при нормальной нагрузке;
//—положение при максимальной нагруз-
ке (прямой ход); ///—положение при об-
ратном ходе;
/—верхний шарнир; 2—запорное кольцо;
3, 4 —телескопические трубы; 5—пакет ко-
лец; 3—внутренняя труба; 7—стержень; 3—
тарелка; 9—нижний шарнир; 10, /2—внеш-
нее кольцо в нормальном и растянутом
состояниях; 11, 13—внутреннее кольцо в
нормальном и сжатом состояниях
5. КОЛЕСА ШАССИ
Авиационные колеса являются
частью конструкции ноги шасси са-
молета. В настоящее время приме-
няются нетормозные и тормозные
колеса.
НЕТОРМОЗНЫЕ КОЛЕСА
Нетормозные колеса приме-
няются в передних, задних и под-
крыльных опорах современных са-
молетов.
Рис. 6.20. Нетормозное
колесо:
/—втулка; 2—съемная ребор-
да; 3—кольцо; 4—подшип-
ник; 5—сальник; 6—шайба;
7—разрезное кольцо; 8—вен-
тиль; 9—штифт; 10—камера;
11—покрышка
На рис. 6.20 приведена типовая
конструкция нетормозного колеса.
На втулку 1 колеса с одной его
стороны надевается съемная реборда 2, удерживаемая на втулке коль-
цом (замком реборды) 3, а от проворачивания на втулке — штифтами 9.
С обеих сторон во втулку запрессованы конические роликоподшипники 4,
С внешней стороны для предохранения подшипников от загрязне-
ния и для сохранения смазки поставлены сальники 5, состоящие из фет-
рового кольца, зажатого между двумя стальными кольцами 6. Сальник
удерживается во втулке разрезным стопорным кольцом 7.
ТОРМОЗНЫЕ КОЛЕСА
Торможение современных скоростных и тяжелых самолетов на про-
беге после посадки — одна из проблем, имеющих большое народнохозяй-
ственное значение, так как эффективное торможение позволяет резко
сократить длину взлетно-посадочной полосы аэродрома.
296
В настоящее время торможение самолета производится тормозами
колес, тормозным
двигателей.
парашютом,
воздушным тормозом и
реверсом
ТЯГИ
Колеса главных ног шасси, снабженные тормозами, позволяют со-
кратить
длину пробега
после приземления на 50%
ренность самолета на
верять перед взлетом
ляя
подкладок под колеса.
земле. Кроме того, тормоза
самолета работу двигателя
и улучшить манев-
колес позволяют про-
на земле, не подстав-
щее
Заторможенное колесо на пробеге создает большое трение, зависн-
ет состояния посадочной поверхности. Момент силы трения Mj от-
носительно оси колеса уравновеши-
вается приложенным к колесу тормоз-
ным моментом Л1Тор, т. е.
где г — радиус колеса с учетом обжа-
тия пневматика;
F — сила трения, 77=цРКОл (здесь
•Ркол — нормальная сила, при-
ложенная к колесу, р — коэф-
фициент трения).
К тормозам колес и их системам
предъявляют следующие требования;
— одновременность и одинаковое
торможение колес главных ног во из-
бежание разворота самолета;
— плавность действия, т. е. посте-
пенное нарастание силы трения;
— возможность быстрого затор-
маживания и растормаживания (вре-
мя включения — две секунды, а пол-
ного растормаживания — полторы се-
кунды) ;
Рис. 6.21. Конструктивная схема
двухколодочного тормоза с при-
цепной колодкой;
/—колодка; 2, 5—-шарниры колодок;
3—кронштейн; 4—фланец; 6 — крышка;
7—пружина: Я—сила распора; Г—сила
трення
— возможность раздельного торможения колес;
— возможно меньший нагрев и износ трущихся поверхностей.
Тормозные колеса значительно тяжелее нетормозных.
На самолетных колесах применяются колодочные, камерные и ди-
сковые тормоза.
Колодочные тормоза различаются по количеству тормозных колодок и принципу
их работы. Основными частями колодочного тормоза являются две или несколько ко-
лодок и тормозной стальной барабан, жестко скрепленный с корпусом колеса. Снаружи
тормозной барабан закрывают диском. Колодки, обычно таврового сечения, литые нз
легкого сплава. Наружные их поверхности, соприкасающиеся с тормозным барабаном
колеса, облицовываются фрикционным материалом *.
Среди большого разнообразия колодочных тормозов наибольшее распространение-,
получил двухколодочный тормоз с прицепной колодкой (рис. 6.21). Прицепная (левая)
колодка на шарнире 5 крепится к правой основной колодке, сидящей на оси—-анкерном-
болте 2. Усилие распора R прикладывается к прицепной колодке, а основная колодка-
испытывает силу R), возникающую вследствие трения прйцепной колодки о барабан и»
значительно превышающую распор R.
Распор колодочных тормозов производят механической, гидравлической, пневмати-
ческой, а в последнее время и электрической передачами.
Конструкция гидравлического двухколодочного тормоза приведена на рис. 6.22:
Корпус тормоза 3, колодкн 6 и 14 изготовлены из силумина. На корпусе имеются трн.
направляющие, которые поддерживают колодкя тормоза. В гидравлический цилиндр 12'
запрессована стальная рубашка, внутри которой перемещается поршень 11 с обтюра-
* В качестве фрикционного материала в прошлом применялась армированная^
медной проволокой асбестовая ткань, получившая наименование ферродо.
Вместо фррродо в настоящее время применяется ретинакс с более высоким коэф»-
фициейтом трения н большей (до 1000° С) допустимой температурой нагрева при сохра-
нении фрикционных свойств.
297
тором 13 из маслостойкой резины. Полость за поршнем (по ходу его движения) дре-
нажирована, и жидкость, протекающая через обтюратор, через дренажную трубку
вытекает наружу. Головка поршня непосредственно нажимает на стальной грибок 9 на
торцевой поверхности прицепной тормозной колодки. Цилиндр имеет два прилива: один
из них 16 со штуцером сообщает егб с гидросистемой самолета, другой 15, заглушен
ный пробкой, может служить , для установки манометра при регулировании давления и
для выпуска воздуха из тормозной линии гидросистемы.
, Зазоры между основной колодкой и барабаном регулируются эксцентриком 20,
перемещаемым винтом 8. Положение прицепной колодки тормоза регулируется зубчат-
кой 5, имеющей хвостовики с правой и левой резьбой. Вращением зубчатки осущест-
вляется сближение или отдаление колодок тормоза.
Рис. 6.22. Двухколодочный гидравлический тормоз колеса:
1—обтекатель или крышка; 2—анкерный болт; 3 — корпус тормоза; 4 — накладка
(пластина нз феррадо); 5—зубчатка для регулирования положения осей; 6—тор-
мозная колодка; 7—пружины; 8—винт; Р—опорный грнбок; 10—резиновая крыш-
ка; //—поршень; 12—гидравлический цилиндр; 13—обтюратор; 14—основная тор-
мозная колодка; /5—штуцер; 16—наконечник; 17—болт; 18—шайба; 19—шланг;
20—эксцентрик
Колодочные тормоза создают большой тормозной момент, но рабо-
тают и изнашиваются неравномерно, поэтому в настоящее время приме-
няются редко.
Колёса современных самолетов чаще всего снабжаются камерными
или дисковыми тормозами.
Камерные тормоза работают по тому же принципу, что и колодоч-
ные, и отличаются только деталями конструкции. Тормозной диск 1
(рис. 6.23) крепится к фланцу 2 на оси колеса и имеет обод 3 с выфре-
зерованными в нем зубцами. Между зубцами по всей ширине обода уло-
жены тормозные колодки 4 с вырезами, соответствующими зубцам обо-
да. Между ободом 3 и колодками 4 уложена кольцевая камера 5.
При торможении в камеру подают сжатый воздух (или жидкость),
под действием которого колодки перемещаются в радиальном направ-
лении и прижимаются по всей окружности к тормозному барабану ко-
леса.
На рис. 6.24 показано колесо с двухсторонним воздушным тормо-
зом камерного типа. Колесо состоит из литого (магниевый сплав) бара-
бана 7, съемной реборды 8, двух стальных тормозных рубашек 2, кони-
ческих роликоподшипников 9, сальников (фетровое кольцо) 1 и чаш-
ки 14. Съемная рёборда крепится на барабане стопорными полуколь-
цами 15 и удерживается штифтами 5, не допускающими ее вращения.
298
Собственно тормоз состоит из литого электронного корпуса 6 и ре-
зиновой камеры 4. На корпусе имеются тормозные колодки 3, /состоящие
из ряда пластин. Пластины 10
являются тормозными, пластины
11 предохраняют от защемления
камер между колодками и кор-
пусом при отводе колодок от ба-
рабана.
Отвод колодки 3 в исходное
положение при растормажива-
нии колеса производится пружи-
нами 12 с предварительной за-
тяжкой. Зарядка пневматиков
обеспечивается через штуцер 13.
Трубка вентиля 16 входит
в штуцер и закрепляется вместе
с резиновой прокладкой накид-
ной гайкой.
Тормоз с внешней стороны
закрывается обтекателем 17.
Камерные тормоза просты по
Рис. 6.23. Конструктивная схема камер-
ного пневматического тормоза колеса:
/—тормозной диск; 2—фланец; 3—зубчатый
диск; 4—тормозные колодкн; 5—камера
конструкции и удобны в эксплуата-
ции, так как не нуждаются в регулировании зазоров между колодками
Рис. 6.24. Конструкция колеса с двухсторонним воздушным
тормозом камерного типа
и барабаном. Высокая точность взаимного -положения (концентрично-
сти) барабана, тормоза и:оси: необязательна. Тормоз имеет малый вес,
работает плавно и надежно.
299
К недостаткам камерного тормоза относятся: замедленность дейст-
вия, большой расход воздуха или жидкости, потеря камерой упругих
•свойств при низких температурах.
Дисковые тормоза (рис. 6.25, а) действуют по принципу фрикцион-
ной пластинчатой муфты сцепления. На барабане 2 колеса и корпусе 1
тормоза на шлицах посажены тормозные вращающиеся 3 вместе с ко-
лесом и неподвижные 4 диски. Диски могут перемещаться по шлицам
в направлении оси колеса. Жидкость через канал 5 поступает к порш-
Рис. 6.25. Колесо с дисковым тормозом:
а —с неавтоматическим регулированием тормозного момента: / — корпус (втулка) колеса; 2 — ба-
рабан колеса; 3—вращающийся диск; 4—неподвижные диски; 5—канал для подвода жидкости; 5—
кольцевая полость; 7—резиновое кольцо; 8—кольцевой поршень; 9—кольцевой диск; /0—кольцевая
регулировочная шайба;
б—с автоматическим регулированием тормозного момента: /—реборда; 2— барабан; 3—поршень; 4—
вентиль; 5, 6—биметаллический и металлокерамический диски; 7—нажимной диск; 8—подшипники
колеса; 9—шестерня колеса; 10—шестерня датчика; //—корпус тормоза; 12—инерционный датчик;
13—воздухоподводящий канал
ням 8 и через нажимной диск прижимает вращающиеся диски к непо-
движным. При сбрасывании давления поршни возвращаются в исходное
положение пружинами.
Дисковые тормоза компактны, создают большой тормозной момент,
работают плавно и не требуют точного концентричного расположения
колеса и барабана.
Недостатки дисковых тормозов — плохой отвод тепла, вследствие
чего при непрерывном торможении возможен перегрев их.
Чтобы избежать при торможении проскальзывания (юза) колеса
относительно поверхности аэродрома, на современных тормозных коле-
сах применяется автоматическое регулирование тормозного момента
(рис. 6.25, б). Автомат торможения представляет собой устройство, чув-
ствительным элементом которого является инерционный датчик 12, ки-
нематически связанный с вращающейся частью колеса. При достижении
колесом определенной величины углового замедления датчик, поворачи-
ваясь по инерции на оси ведущего валика, замыкает специальные кон-
такты и подает сигнал на клапан сброса давления в тормозной системе.
Вследствие растормаживания угловая скорость вращения колеса возра-
стает и юз прекращается.
Дальнейшее усовершенствование тормозных колес происходит в на-
правлении применения новых фрикционных материалов с более высо-
300
ними характеристиками (допускаемое удельное давление и температу-
ра, малый износ) и специальных систем охлаждения тормозов в про-
цессе торможения.
УПРАВЛЕНИЕ ТОРМОЗАМИ
К управлению тормозами предъявляются следующие требования:
— надежность действия, простота и удобство пользования;
— возможно меньшее время на торможение и растормаживание
колес;
— возможность одновременного или раздельного торможения колес
шасси и полная синхронность действия тормозов;
— возможность контроля действия тормозов по ощущению нара-
стания и убывания силы торможения.
В зависимости от способа приведения тормозов в действие управ-
ление ими может быть ручным, ножным и комбинированным.
Ручное управление тормозами осуществляется рукояткой, при дви-
жении которой от себя тормозятся, а на себя — растормаживаются оба
колеса одновременно. Дифференциальное управление тормозами осуще-
ствляется боковым движением рукоятки. Для ручного управления тор-
мозами могут быть использованы механические, пневматические и гид-
равлические приводы.
Ножное управление тормозами получило широкое применение и
осуществляется также при помощи механического, пневматического и
гидравлического приводов. На педалях ножного управления самолетом
обычно устанавливаются гашетки для управления тормозами колес.
На рис. 6.26 показаны основные узлы ножного управления тормо-
зами. Управление состоит из рычагов и тяг, соединяющих агрегаты гид-
равлической системы торможения. Тормоза колес приводятся в дейст-
вие нажатием носком ноги на гашетку 7, расположенную над поднож-
ками 5 педалей 4. Гашетки ввертываются в наконечники тормозных
рычагов 14, шарнирно закрепленных на рычагах педалей 4. Верхнее
короткое плечо тормозного рычага 14 соединено с регулируемой тя-
гой 8, связанной рычагом 11 с тормозным клапаном 10.
Тормозные гашетки регулируются по длине выступающей части од-
новременно с регулированием самих педалей.
Управление правым и левым тормозами изолировано друг от дру-
га, что не обеспечивает синхронности торможения при одновременном
действии на гашетки. Использование такого управления требует опре-
деленного навыка и тренировки. Для обеспечения синхронности тормо-
жения делается регулируемый упор.
- При комбинированном управлении тормозами одновременное тормо-
жение осуществляется рукояткой, а раздельное — педалями. В этом уп-
равлении синхронность торможения достигается автоматически, что по-
зволяет смелее включать тормоза обоих колес и сразу же после при-
земления самолета.
Комбинированное управление тормозами применяется на всех типах
самолетов. В нем используются пневматические и гидравлические при-
воды.
На рис. 6.27 показана принципиальная схема комбинированного
пневматического управления тормозами колес. Управление состоит из
тормозного рычажка 7 на рукоятке управления самолетом, редукцион-
ного клапана 8, дифференциала 3, соединенного тягой 5 с педалями
ножного управления 4, фильтра 10 для очистки воздуха и запорного
крана 11.
Прямое торможение (тормозятся оба колеса вместе) осуществляет-
ся рычажком 7, в результате чего приводится в действие редукционный
301
Рис. 6.26. Система ножного управления тормозами колес:
/—труба крепления педалей; 2—подвеска; 3—скоба для регулирования;
4—педаль; -5—подножка педали; (Г—ушки; 7—гашетка тормозов; 8—тяги;
9—качалка; /0—гормозной клапан; //—регулируемый рычаг (типа ка-
мертона); 12—шток клапана; /3—муфта с промежуточной втулкой для
регулирования тягн 3; 14—тормозной рычаг; 15—контргайка; 16—рифле-
ные педальки тормозов
Рис. 6.27. Схема комбинированного
пневматического управления тормозами
колес:
/—колесо: 2—манометр; 3—дифференциал; 4—
педали ножного управления; 5—тяга, соединя-
ющая дифференциал с педалями;' б— шланги;
7—тормозной рычажок на ручке; 8—редукци-
онный клапан; Р—тяга; 10—фильтр; //—запор-
ный кран
302
клапан 8. При этом педали ножного управления должны находиться в
нейтральном положении. Раздельное торможение осуществляется нож-
ными педалями, при этом рычажок 7 должен быть также нажат. Систе-
ма работает так, что левой пе-
далью тормозится левое ко-
лесо, а правой — правое ко-
лесо. Степень торможения за-
висит от усилия на рычажок 7
и соответствующую педаль.
Торможение прекращается, как
только отпускается рычажок 7.
На современных самоле-
тах в управлении тормозами
широко применяется гидрав-
лический привод. На рис. 6. 28
приведена одна из принци-
пиальных схем управления
тормозами с гидравлическим
приводом. Гидравлический при-
вод обладает высоким к. п. д.
и позволяет получить любое
передаточное число, т. е. по-
зволяет применять его в управ-
лении тормозами на самолетах
различного веса.
У большинства современ-
ных самолетов основная си-
стема управления тормозами
дублируется аварийной систе-
мой в целях повышения надеж-
ности действия тормозов.
Рис. G.28. Принципиальная схема гидравли-
ческой системы управления тормозами
колес:
/—обратные клапаны; 2—клапаны управления тор-
мозами; 3—переходники трубопроводов; 4— гибкие
шланги; б—редукторы, понижающие давление;
6 — тормоза
ПНЕВМАТИКИ АВИАЦИОННЫХ КОЛЕС
Камеры авиационных пневматиков изготавливаются из высококаче-
ственной резины, а покрышки — из корда*. Снаружи корд покрыт про-
тектором из вулканизированной резины со специальным рисунком для
лучшего сцепления с поверхностью аэродрома.
Все большее применение находят бескамерные колеса. В зависимо-
сти от величины внутреннего давления различают колеса высокого, сред-
него и низкого давления (рис. 6.29).
Колеса с пневматиками высокого давления (рис. 6.29, а) рассчита-
ны на давление 12—20 кГ]см2. Они мало обжимаются и поглощают
меньшую энергию при приземлении самолета. Из-за малой площади со-
прикосновения с грунтом и большого удельного давления проходимость
такого колеса на мягких грунтах слабая. Поэтому колеса с пневмати-
ками высокого давления применяются для самолетов, эксплуатируемых
на аэродромах с твердым покрытием взлетно-посадочных полос. На не-
которых самолетах начали применяться колеса с пневматиками сверх-
высокого давления (22 кГ/см2 и выше). Для таких колес необходимы
бетонные взлетно-посадочные полосы и весьма мощные амортизаторы
ног шасси.
Колеса с пневматиками среднего давления (рис. 6.29,6), называе-
мые полубаллонными, рассчитаны на давление 6—40 кГ1см2. Они по
сравнению с колесами большого давления обладают большим обжати-
ем и работоемкостью. Ввиду большой площади соприкосновения с грун-
* Корд — ткань, плетеная из капроновых, нейлоновых и металлических нитей.
303
том колеса имеют высокую проходимость на мягких грунтах, что обусло-
вило их применение на самолетах местных линий.
Колеса с пневматиками низкого давления (рис. 6.29, в), называемые
баллонными, рассчитаны на давление 2—4 кГ!см2. Они хорошо обжи-
маются и способны поглощать значительную часть энергии удара при
приземлении самолета. На легких самолетах с баллонными колесами
можно не ставить амортизаторов на ногах шасси. Такие колеса обла-
дают хорошей проходимостью. Используются они на самолетах редко
из-за больших размеров.
Рис. 6.29. Конструктивные схемы
авиационных колес с пневмати-
ками:
а—высокого давления (d/D~0,10-5-0,20);
б—среднего давления (d/D ~0,25н-0,35);
в—низкого давления (d/Z)==0,40-5-0,50)
Рис. 6.30. Конст-
руктивная схема
авиационного ко-
леса с бескамер-
ным пиевматиком:
1—бескамерный пнев-
матик; 2— барабан
колеса
В целях увеличения проходимости современных самолетов при дви-
жении на мягких грунтах изучаются возможности применения колес,
позволяющих изменять давление при движении.
Колеса рассмотренных конструкций характеризуются отношением
d!D, где D — наружный диаметр колеса; d — диаметр или максималь-
ная ширина камеры. В бескамерных колесах (рис. 6.30) функции ка-
меры выполняются покрышками, заполняемыми воздухом под давлени-
ем. Преимущество бескамерных колес — меньший вес.
Для уменьшения габаритов авиационных колес следует применять
пневматики более высокого давления, более качественные материалы и
подшипники.
6. АВИАЦИОННЫЕ ЛЫЖИ
Для снежного покрытия и мягких грунтовых аэродромов на опорах
ног шасси применяются лыжи.
Существуют лыжи снеговые, предназначенные для передвижения по
снежному покрову, и лыжи грунтовые, предназначенные для передви-
жения по грунту.
Опорные площади лыж определяются из условий допустимых
удельных нагрузок на поверхность — для снега ~2000 кГ1м2, а для
грунта ~ 10000 кГ]м2.
Ноги шасси при установке на них вместо колес лыж обычно не
претерпевают существенных изменений.
На рис. 6.31 показана конструкция снеговой лыжи главной ноги
шасси. Эта лыжа в плане представляет собой прямоугольник со скруг-
ленными углами и краями. Носовая и хвостовая части лыжи припод-
няты.
304
1Z
Рис. 6.31. Конструкция лыжи главной ноги шасси:
/ — амортизатор, стабилизирующий положение лыжи; 2 — отверстия для отвода воздуха из лыжи;
3—шпангоуты; 4—узел крепления лыжи к стойке ноги («кабан»); 5—подкос, фиксирующий поло-
жение лыжи в полете; 6—лонжерон; 7—гофрированные усиливающие листы; 3—листовая окан-
товка; 9—трубопроводы, подводящие горячий воздух из самолета; 10—передний коллектор горя-
чего воздуха; //—задний подкос; /2—обтекатель для узла 4; /3—боковая панель; /4—двухзвенник
Каркас конструкции лыжи образован из продольного набора —
лонжеронов и боковых окантовок, и поперечного набора — усиленных и
нормальных шпангоутов, а также передней и задней окантовок.
Полоз (подошва) лыжи имеет толстую металлическую обшивку,
усиленную гофрированными металлическими листами. Продольные ка-
налы, образованные полозом и гофрированными листами, используют-
ся для обогрева лыжи горячим воздухом во время взлета и рулежки по
снежному покрову.
Лыжа крепится к стойке ноги шасси при помощи специального уз-
ла, называемого «кабаном». Положение лыжи в полете регулируется
стабилизирующим амортизатором, расположенным в хвостовой ее ча-
сти. Отклонение лыжи от ее нормального положения ограничивает теле-
скопический подкос. Задний подкос разгружает двухзвенник стойки при
боковых нагрузках на лыжу.
Для стабилизации положения передней лыжи при разбеге и про-
беге и улучшения управляемости самолета при рулении на ее подошве
установлены ножи. В тех же целях на подошвах главных ног шасси
устанавливаются ножи и гребни.
В последнее время проводятся исследования возможности примене-
ния лыжного и комбинированного лыжно-колесного шасси для грунто-
вых аэродромов.
7. КОНСТРУКЦИИ НОГ ШАССИ
Конструкции ног шасси довольно разнообразны и зависят от рас-
положения шасси на самолете, способа его уборки, нагрузок, действую-
щих на шасси, количества колес и других факторов.
Основные элементы конструкции ног шасси следующие (рис. 6.32).
Стойка — основной силовой элемент ноги шасси, связывающий опо-
ру шасси (колесо или лыжу) с конструкцией агрегата самолета. Часто
внутренняя полость стойки используется для устройства амортизатора.
Такая стойка называется амортизационной.
Амортизатор может быть вынесен из полости стойки наружу;
в этом случае внутренняя полость стойки используется обычно как ре-
зервуар для сжатого воздуха.
Траверса представляет собой верхнюю часть стойки, предназна-
ченную для крепления ноги шасси к конструкции самолета.
Тележка является устройством, при помощи которого колеса (че-
тыре, шесть, восемь) крепятся к стойке. В тех случаях когда нога шасси
имеет одно или два колеса, они устанавливаются на ось, которая кре-
пится к стойке непосредственно или при помощи специального рычага.
Подкосы составляют систему стержней, которые, представляя со-
бой дополнительные опоры стойки, уменьшают изгибающие моменты,
действующие на стойку, и увеличивают жесткость конструкции ноги
шасси.
Двухзвенник (шлиц-шарнир) —устройство, состоящее из двух
звеньев, связанных между собой шарнирно; он соединяет шток аморти-
зационной стойки с цилиндром и препятствует поворачиванию штока в
цилиндре.
Подъемник предназначен для уборки и выпуска ноги шасси. В на-
стоящее время в большинстве случаев применяются гидравлические
подъемники.
Замки обеспечивают фиксацию ноги шасси в конечных положениях
и исключают произвольный выход ноги из этих положений.
Колесо состоит из авиационного пневматика, диска и тормозных
устройств.
306
Гаситель колебаний (демпфер «шимми») устанавливается на пе-
редней ноге шасси; он предотвращает возникновение самоколебаний
ориентирующегося колеса.
Штанга
Замок выпущенного
положения шасси
траверса
в о новые
подкосы
Детали крепления
колеса на оси
Нижний узел
стойки
Ось колес
Тележка
Тяга компенсацион-
ного механизма
Рис. 6.32. Главная нога шасси ферменно-балочной кон-
струкции
Серьга.
Амортизационная
стойка
Серьга крепления ноги
в удранном положении
Подкосы компенсационного
механизма
Задний подкос
Двухзенник
Демпфер тележкш
колесо
По способу восприятия конструкцией действующих на опору нагру-
зок конструктивные схемы ног можно классифицировать на балочные,
ферменно-балочные и ферменные.
БАЛОЧНОЕ ШАССИ
В зависимости от способа крепления ноги к самолету различают но-
ги консольные и подкосные.
Нога консольного типа представляет собой балку-стойку, верхний
конец которой входит в узел крыла или фюзеляжа, а к нижнему кре-
пится ось колеса или лыжи.
Нога шасси балочной конструкции (рис. 6.33) включает амортиза-
ционную стойку 1 с амортизатором и осью колеса, колесо 2, подъем-
ник 3, замок 4, фиксирующий ногу в выпущенном положении, и замок 5,
фиксирующий ногу в убранном положении. Стойка шарнирно крепится
к узлу 6 центроплана с помощью болта 7. Шток 8 амортизационной
стойки соединяется с цилиндром 9 при помощи двухзвенника (шлиц-
307
кон
308
шарнира) 10. К штоку амортизационной стойки крепится консольная ось
колеса 11.
При выпуске ноги шасси подъемник открывает замок 5 и шток подъ-
емника выпускает ногу шасси.
Балочная конструкция упрощает уборку ноги шасси благодаря от-
сутствию подкосов. Вместе с тем отсутствие дополнительных опор стойки
увеличивает ее вес. Схемы нагружения и эпюры изгибающих моментов
для балочной ноги шасси приведены на рис. 6.34. С увеличением длины
стойки Н и уменьшением базы d момент Мазг увеличивается и, следова-
тельно, увеличивается вес ноги.
Кроме того, длинная стойка такого шасси может оказаться недоста-
точно жесткой в продольном и боковом направлениях, что будет способ-
ствовать возникновению различных колебаний.
Верхнюю часть длинной стойки иногда оказывается целесообраз-
ным выполнить в виде вилки (рис. 6.35). В этом случае вилка обеспечи-
вает необходимый размер базы крепления стойки шасси к конструкции
агрегата самолета.
Сложность крепления балочной ноги шасси без подкоса к крылу или
фюзеляжу и неблагоприятное распределение на ней изгибающего мо-
мента объясняют ее сравнительно редкое применение.
Балочная конструкция ноги шасси с подкосом, наоборот, получила
широкое применение. Стойка в этой схеме подкрепляется одним или не-
сколькими подкосами, разгружающими верхнюю часть стойки от изгиба.
Разгрузка может быть осуществлена в одной плоскости, тогда в
другой плоскости стойка будет работать как консольная балка, или в
нескольких плоскостях.
Часто подкос одновременно служит и подъемником в системе убор-
ки и выпуска шасси.
Подкосы могут быть боковыми, задними или передними. При бо-
ковом подкосе усилия в нем возникают от боковой силы F, приложенной
к колесу (рис. 6.36). Силы же, действующие в плоскости колеса, на-
пример силы Т, не нагружают боковой подкос и воспринимаются стой-
кой, как консольной балкой. Реакции в узлах крепления шасси к само-
лету от силы Т RX = T и Rv = Th/a.
Для увеличения жесткости крепления стойки и уменьшения реак-
ций на траверсах (цапфах) плечо а следует делать большим, для чего
траверсы или цапфы разносят в направлении их оси. При применении
задних или передних подкосов, которые не нагружаются от боковой
силы F, необходимо траверсу стойки развивать в направлении действия
силы F, как это показано на рис. 6.36 пунктирной линией. Силы же в
плоскости колеса нагружают как стойку, так и задний или передний
подкос.
При одинаковой нагрузке на стойку и длине стоек подкосная кон-
струкция будет испытывать меньшие изгибающие моменты.
На рис. 6. 37 показана балочная конструкция ноги шасси с выне-
сенным амортизатором и подкосом-подъемником. Конструкция в данном
случае получается довольно простой, но подкос-подъемник при движе-
нии самолета все время нагружен. Кроме того, для большей разгрузки
стойки 7 при изгибе узел крепления подкоса-подъемника к стойке сле-
дует относить возможно дальше от ее оси вращения 1. При этом длина
подкоса-подъемника увеличивается и для того, чтобы он мог нормально
работать на продольный изгиб, следует увеличивать его сечение, что по-
влечет за собой увеличение веса.
Конструкция балочной ноги шасси с боковым складывающимся
подкосом представлена на рис. 6.38, а конструкции и схемы уборки та-
кой же ноги с задним и передним складывающимися подкосами — на
309
8 2
Рис. 6.37. Главная нога шасси балочной конструкции с вынесенным амортизатором
и подкосом-подъемником:
/—ось подвески стойки; 2—узел подвески стойки; 3—подкос-подъемник; 4—замок убранного поло-
жения; 5—амортизатор; б—рычаг; 7—стойка; 8—лонжерон крыла; 9—колесо; 10— серьга подвески
ноги в убранном положении; //—буксировочное ушко*. /2—механический указатель положения ноги
шасси; 13—ось колеса; 14—верхний узел стойки
Рис. 6.38. Главная нога шасси балочной конст-
рукции с боковым складывающимся подкосом:
/—амортизационная, стойка; 2—серьга стойки (в убран-
ном положении); 3—складывающийся подкос- 4—распор-
ная тяга; 5—створка, закрывающая йогу в убранном по-
ложении; б—подъемник; 7—замок, фиксирующий йогу в
убранном положении; 8—Двухзвениик-. 9—ось колёса
310
1ч
Главная нога шасси балочной
6.39.
14—
положенин:
Рис.
конструкции с задним складывающимся
подкосом:
а—нога выпущена; б—нога убрана: /—стойка:
2—стакан: 3, //—рычаги; 4—поводок: 5—цап-
фы; 6—складывающийся подкос; 7—хомут
подкоса; 8—узел крепления стойки шасси; 9—
подъемник; 10—шток подъемника; 12—цилиндр
открывания замка; 13—шарнир подкоса;
валик подвески шасси в убранном
15—двухзвеииик
Рис. 6.40. Конструктивная схема балочной главной ногн шасси с передним скла-
дывающимся подкосом:
а—нога выпущена; б—нога убрана; /—амортизационная- стойка; 2—двухзвенник; 3—колесо;
4—складывающийся подкос; 5—механизм подъема и выпуска шасси; 6—кронштейн крепле-
ния электромеханизма; 7—электромехаиизм подъема шасси (рабочий); 8—электромехаиизм
подъема шасси (аварийный): 9—кронштейн крепления электромехаиизмов; 10—кронштейн
подвески подъемника шасси; 11—кронштейн крепления складывающегося подкоса; 12—узлы
навески ноги шасси; 13—винтовой механизм створок. шасси; 14—электромехаиизм
311
рис. 6.39 и 6.40. Конструкции ног со складывающимися подкосами по-
лучаются несколько сложнее, однако подкос-подъемник может быть,
выполнен более коротким и легким.
9
Ю
11
12
1314-
Рис. 6.41. Конструктивная
схема балочной главной но-
ги шасси с передним нескла-
дывающимся подкосом н
четырехколесиой тележкой:
1—передний тормозной рычаг;.
2—подкос компенсационного ме-
ханизма; 3—стабилизирующий
подкос-амортизатор; 4—двупле-
чий рычаг механизма поворота-
тележкн; 5—амортизационная
стойка; 6—-передний подкос; 7—
цилиндры механизма подъема и*
выпуска ноги; 8—рама; 9—ры-
чаг привода механизма поворо-
та тележки; 10—тяга привода,
поворота тележки; И—двухзвеи-
ник; 12—ось тележки; 13—шли-
цевая втулка оси
датчик автомата
колес; 15—задний
рычаг; 16—ось колеса: 17—рама
тележки; 18—тяга компенсацион-
ного механизма; 19—кронштейн;
механизма управления створка-
ми, закрывающими ногу при
уборке ее внутрь самолета
колес; 14—
торможения
тормозной.
На рис. 6.41 показана балочная главная нога шасси отечественного»
самолета Ту-104 с передним нескладывающимся подкосом.
ФЕРМЕННО-БАЛОЧНОЕ ШАССИ
Балочное шасси с несколькими подкосами называется ферменно-
балочным. Нога шасси ферменно-балочной конструкции представляет
собой одну или две консольные стойки, подкрепленные системой стерж-
ней (подкосов). Применение подкосов дает возможность значительно»
уменьшить величину изгибающих моментов, действующих на стойку, и
увеличить жесткость конструкции ноги шасси.
Одностоечные балочно-ферменные конструкции ног шасси с одним,
двумя и более колесами в настоящее время получили .довольно широкое
применение.
На рис. 6.42 показана конструкция одностоечной ферменно-балоч-
ной ноги шасси с двумя колесами. Рассмотрим работу стойки от боко-
вой силы F (рис. 6.42, а). Пунктиром изображена эпюра изгибающих
стойку моментов при отсутствии подкосов. Максимальное значение-
Ma3r=FH. При наличии подкосов реакции R^FHja в узлах крепления
траверсы В вызывают в подкосах усилия 5n~^/cos а, причем один под-
кос растянут, другой — сжат. Если сложить эти усилия в точке А на оси.
стойки, то вертикальные составляющие взаимно уравновешиваются, го-
ризонтальные же составляющие S=Snsin a = R tg а суммируются и да-
ют в сечении заделки траверсы момент
M = -2Sh=-2Rtg ah.
Но tga = — , тогда M=~2R — h=—Ra.
312
Полный изгибающий момент в сечении заделки траверсы
M = FH — /?а=0.
Эпюра изгибающих моментов, действующих на стойку, показана
сплошными линиями. В данном случае уменьшение веса конструкции,
несмотря на наличие подкосов, очевидно.
Рис. 6.42. Конструктивная схема и схема нагружения
передней ноги шасси ферменно-балочной конст-
рукции:
а—схема нагружения; б—конструкция; /—рычаг стопора
створок; 2—узел подвески створки; 3—тяга управления
створкой; 4—узел створки; 5—створка мотогондолы; 6—вал
управления створками; 7—внлка управления створками; 8—
рычаг управления створками: 9—передний замок стойки;
10—датчик указателя положения стойки; //—трос; 12—серь-
га подвески стойки в убранном положении; 13—кронштейн
управления створками; 14—задний замок ноги; /5—штанга;
16—подъемник шассн; 17—задняя створка мотогондолы; 18—
задний подкос; 19—траверса; 20—узел крепления стойки;
21—боковой подкос: 22— амортизационная стойка; 23—двух-
звеиник; 24—поршень амортизационной стойки; 25—нижний
узел амортизационной стойки; 26—полость колес; 27—колесо
Ферменно-балочная конструкция ноги шасси с тележкой, на кото-
рой установлены четыре колеса, показана на рис. 6.32.
Верхний конец заднего подкоса крепится к штанге, играющей роль
направляющей при уборке и выпуске ноги по заданной траектории. Шар-
313
Рис. 6.44. Схема расположения
колес на главной ноге шассн вы-
сокой проходимости
Рис. 6.43. Конструкция тележки главной ноги
шасси, изображенной на рис. 6.32:
/—рама; 2—верхняя тяга; 3—нижняя тяга; 4, 12, 13—
втулки; 5, 8, 17—гайки; 6, 10—рычаги; 7—тормозной
фланец; 9—шпилька; 11—конический болт; И—звено;
15—палец; 15—ось
Рис. 6.45. Конструктивная схема пирамидального ферменного шасси на отечественном
самолете Ан-2 и конструкция его основных узлов:
7—узел крепления передних подкосов к фюзеляжу; Я—узел крепления задних подкосов к фюзе-
ляжу; ///—узел крепления амортизатора; IV—узел крепления полуоси к переднему подкосу; V—
узел крепления заднего подкоса к переднему подкосу; 1, 7, 9—клапанные штауферы; 2 — верхнее
ушко подкоса; 3, 15—обоймы; 4, /б—шаровые вкладыши; 5, 8—карданы; 6—ушко подкоса; /О—
вилка амортизатора; 11 — ушки полуоси; 12 — гребенка подкоса; 13 — вилка заднего подкоса; 14-
ушко переднего подкоса
314
нир заднего подкоса в месте соединения его с направляющей штангой
имеет серьгу, которая запирается замком, фиксирующим ногу в выпу-
щенном положении.
Убирается и выпускается шасси с помощью подъемника, шток кото-
рого крепится к стойке, а цилиндр — к конструкции самолета. Для фик-
сации ноги в убранном положении на стойке установлена серьга креп-
ления ноги.
Тележка ноги шасси при посадке и рулении самолета может пово-
рачиваться относительно оси крепления к стойке в зависимости от рель-
ефа поверхности аэродрома. Во время уборки ноги шасси одновременно
с поворотом стойки происходит разворот тележки.
Конструкция четырехколесной тележки шасси приведена на
рис. 6.43.
Конструкция, тележки, наряду с достаточной прочностью, жестко-
стью и малым весом, должна обеспечивать равномерную нагрузку всех
колес при движении самолета по аэродрому.
Проходимость самолета по аэродрому повышается с увеличением
количества колес на тележке, так как в этом случае нагрузка переда-
ется на большую площадь. Кроме того, для повышения проходимости
лучше колеса располагать в ряд, как это показано на рис. 6.44.
ФЕРМЕННОЕ ШАССИ
Силовые элементы ног шасси ферменной конструкции работают на
растяжение или сжатие, при этом материал используется более рацио-
нально, чем при работе на изгиб. Наряду с этим преимуществом фер-
менные конструкции имеют существенные недостатки, которые и обусло-
вили их крайне ограниченное применение на современных самолетах.
Типовой конструкцией ферменной ноги шасси является так назы-
ваемое пирамидальное шасси (рис. 6.45). Стержни ноги шасси, образу-
ющие пирамиду, крепятся к крылу и фюзеляжу. В передних стержнях
имеются резиновые пластинчатые амортизаторы. Амортизационный
стержень и задний подкос оканчиваются вилками, при помощи которых
ось колеса крепится к пирамиде. Амортизатор представляет собой пакет
резиновых пластин (см. рис. 6.18).
8. СТОЙКИ И СХЕМЫ КРЕПЛЕНИЯ ОПОР
НОГ ШАССИ
Конструкции стоек ног шасси зависят от конструктивно-силовой схе-
мы ноги шасси, типа и расположения амортизатора, схемы крепления
опор (колес, лыж) и других элементов ноги.
Для современных самолетов характерными конструкциями стоек
являются телескопические с амортизатором, расположенным внутри
стойки (рис. 6.46, а, б, г) и стойки с вынесенным амортизатором (рис.
6.46, в).
Телескопические стойки ног шасси представляют собой одно целое
с амортизатором. Существует две основные разновидности конструкций
таких стоек, а именно: телескопические стойки с креплением колес
(лыж) к штоку амортизатора непосредственно или с помощью тележки
и телескопические стойки с рычажной подвеской колес (лыж) (см.
рис. 6,46, б. г).
У телескопической стойки с креплением колес непосредственно к
штоку амортизатора основным силовым элементом, передающим на-
грузки от колес к самолету, является сам амортизатор (рис. 6.47).
Цилиндр 1 со штоком амортизатора 2 испытывают нагрузки от сил
и моментов по всем трем осям. Для передачи на цилиндр крутящего мо-
315
мента, возникающего от сил, действующих на колесо, стойки имеют
двухзвенник 3, соединяющий шток амортизатора с цилиндром *.
Телескопическим стойкам рассмотренной схемы крепления опор
свойственны существенные недостатки:
Рис. 6.46. Схемы подвесок колес к стойкам шасси:
а—с непосредственным креплением колес к штоку амортизатора; б—с рычажной подвеской колес;
в—с рычажной подвеской колес к жесткой стойке; г—с полурычажной подвеской колес
— горизонтальная составляющая нагрузка Рт (см. рис. 6.46, а)
воспринимается штоком, поэтому, работая на изгиб, шток должен об-
ладать достаточной жесткостью, что увеличивает его вес и вес букс.
Рис. 6.47. Телескопиче-
ская стойка ноги шасси
с непосредственной под-
веской колеса:
Z—цилиндр; 2—шток амор-
тизатора; 3—двухзвенник
Этот недостаток можно несколько уменьшить,
если установить стойку под углом вперед на
12°—15° к вертикали;
изгиб штока увеличивает трение в буксах
амортизатора и этим ухудшает условия ра-
боты амортизатора и его уплотнителей.
Стойки с рычажной подвеской колес име-
ют две основные конструктивные схемы, а
именно: с амортизатором, расположенным вне
стойки (см. рис. 6.46, в), и с амортизатором,
расположенным внутри стойки (см. рис. 6.46,6).
Такие стойки имеют свои особенности. Преж-
де всего все нагрузки, действующие в верти-
кальной плоскости, вызывают поворот рычага
относительно шарнира О (см. рис. 6.46, б, в) и
сжимают амортизатор.
Таким образом, стойки с рычажной под-
веской опор способны амортизировать удары
в опоры (колеса, лыжи), направленные под
углом к оси стойки.
В стойках с вынесенным амортизатором
(см. рис. 6.46,8 и 6.49) амортизатор нагружен
только силами Рам, направленными по оси.
Это способствует уменьшению сил трения и
улучшает условия работы уплотнения, что позволяет существенно повы-
сить давление зарядки амортизатора, а следовательно, уменьшить ход
и габариты его.
* В прошлом для передачи крутящего момента со штока амортизатора на ци-
линдр стойки применялись шлицевые, а иногда шпоночные соединения. Такое сое-
динение затрудняло обеспечение уплотнения в амортизаторе; кроме того, возникали
большие силы трения вследствие засорения шлиц.
316
В стойках с внутренним амортизатором (см. рис. 6.46, б, г и 6.48)
шток амортизатора частично работает на поперечный изгиб. Условия ра-
боты уплотнения хуже, чем в отдельном амортизаторе.
Основными параметрами стойки с рычажной подвеской опор явля-
ются длина рычага /р и начальный угол наклона рычага к горизонту со,
который выбирают из условия, чтобы направление равнодействующей
основных нагрузок было перпендикулярно или почти перпендикулярно
оси рычага (со^35%-45°). При выборе параметров следует стремиться
обеспечить небольшое изменение передаточного числа при обжатии
амортизатора.
Рис. 6.48. Телескопические стойки йог
шасси с рычажной подвеской колеса:
Z—цилиндр; 2—шток амортизатора; 3—серь-
га; 4—рычаг; 5—клык; d—ось шарнира
Рис. 6.49. Конструкция ноги
шасси с рычажной подвеской
колеса и вынесенным аморти-
затором:
/—стойка; 2—рычаг; 3—амортиза-
тор; 4—подъемник
Основными элементами такой конструкции стойки шасси являются:
цилиндр стойки 1, внутренняя полость которого представляет собой
амортизатор, шток 2 и рычаг 4 (рис. 6.48). Верхний конец рычага кре-
пится шарнирно к клыку 5, установленному на цилиндре стойки, а к
его нижнему концу крепятся колеса.
Нагрузки, приложенные к колесу, создают моменты относительно
шарнира 6.
Рычаг со штоком соединяется при помощи серьги или шатуна. Эти
соединения не передают изгибающих моментов на шток.
Конструкция стойки ноги шасси с вынесенным амортизатором пред-
ставлена на рис. 6.49. Нижняя часть стойки имеет вилку для крепления
рычага 2. К рычагу и к стойке крепится при помощи карданного узла
амортизатор 3. Стойку можно использовать как баллон для сжатого
газа.
Схемы нагрузок, действующих в вертикальной плоскости на стойку
и амортизатор ноги шасси с различными подвесками опор, изображе-
ны на рис. 6.46. Например, величина Рт в схеме 6.46, в может быть
определена из уравнения моментов относительно шарнира О Рам1ам =
= РТ1Т + Рв1в-
г> Рг^г Ч* Рв^в
“ам— .
гам
Конструкции главных ног шасси иногда выполняют с рычаж-
ной подвеской опор с внутренним или выносным амортизатором.
В конструкции передних ног шасси может применяться рычажная
подвеска опоры только с внутренним амортизатором. В этом
317
случае сравнительно просто обеспечивается ориентировка опоры отно-
сительно оси стойки.
Наряду с рассмотренными схемами подвески опор к стойкам ног
шасси встречается полурычажная схема (см. рис. 6.46,г). Внешне эта
схема аналогична рычажной, но рычаг соединен со стойкой при помощи
специальной серьги. Шток амортизатора работает так же, как в теле-
скопической стойке с непосредственной подвеской опоры.
Конструктивная схема стойки ноги шасси с полурычажной подвес-
кой опоры изображена на рис. 6.50. Наличие шарнира 6 обусловливает
необходимость выполнить шток с расчетом восприятия нагрузок, дейст-
вующих по направлению движения.
Рис. 6.50. Конструкция
стойки с полурычажной
подвеской опоры:
Рис. 6.51.
Расположе-
ние колеса
передней
иоги отно-
сительно
оси стойки
/—цилиндр стойки; 2—шток
амортизатора; 3—рычаг; 4—
серьга; 5 — демпфер «шим*
ми»; 6, 7—шарниры
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ПЕРЕДНИХ И ЗАДНИХ НОГ
Передняя нога шасси устанавливается по продольной оси самоле-
та и крепится к узлу на нижней части носового отсека фюзеляжа.
В связи с тем что колесо передней ноги имеет возможность пово-
рачиваться относительно оси стойки при движении самолета по аэро-
дрому, необходимо ось колеса смещать относительно оси стойки на пле-
чо устойчивости t, как это показано на рис. 6.51. При таком плече слу-
чайный поворот колеса на угол у парируется возникающей боковой
силой Ftp, которая стремится повернуть колесо относительно стойки в
сторону уменьшения угла у.
На тяжелых самолетах передняя нога шасси имеет обычно два ко-
леса. Для улучшения управляемости самолета при движении по земле,
а также для повышения срока службы тормозов и протекторов колес
главных ног шасси колеса передней ноги шасси управляются летчиком
с помощью специальной системы.
Передняя нога обычно ферменно-балочной конструкции с телеско-
пической стойкой с непосредственным креплением к ней колеса или с
рычажной его подвеской.
Рассмотрим наиболее типичные конструкции передних ног шасси.
На рис. 6.52 приведена конструкция передней ноги шасси пасса-
жирского самолета Ил-14, основными элементами которой являются
амортизационная стойка 17, траверса 7, колеса 12, складывающийся
318
при уборке ноги подкос 18—19—20, подъемник 3, аварийный подъемник
1 и верхний замок 25, фиксирующий ногу в убранном положении.
Амортизационная стойка 17 вставляется цапфами траверсы 7 в под-
шипники узлов крепления 6, установленных на продольных балках от-
сека.
Рис. 6.52. Конструкция передней ноги шасси с непосредственным креплением
оси колеса к штоку амортизатора:
а—нога в выпущенном положении; б—нога убрана в отсек фюзеляжа; Z—цилиндр ава-
рийного выпуска; 2—качалка подъема ногн и управления замком подкоса; 3 — подъемник;
4—механический указатель положения колеса; 5—продольная балка отсека шасси в фюзе-
ляже; 6—узел крепления стойки; 7—траверса; 8—боковой подкос; 9—нижннй хомут для
крепления двухзвенника и рычага демпфера колебаний; 10—передний щиток отсека; ZZ—
вилка колеса; 12—колесо; 13—серьга для подвески стойки в убранном положении; 14—
двухзвенинк; 15—демпфер колебаний; 16—комут крепления подкосов стойки; 17—аморти-
зационная стойка; Z8—нижняя половина складывающегося подкоса стойки; 19—замок под-
коса; 20—верхняя половина складывающегося подкоса; ^—концевой выключатель сигна-
лизации выпущенного положения стойки; 22—трос управления замком подкоса; 23—тяга
управления створкой; 24—створка; 25—рычаг управления створкой; 26—замок (верхний)
стойки в убранном положении; 27—концевой выключатель сигнализации убранного положе-
ния стойки; 28— механизм управления створками
Складывающийся подкос состоит из двух половин 18 и 20, соеди-
ненных между собой замком 19. Верхняя половина подкоса крепится к
продольным балкам фюзеляжа на двух подшипниках.
Шток подъемника 3 присоединен к переходной качалке 2, а его
цилиндр — к траверсе 7. К качалке 2 присоединен также шток подъем-
ника 1 аварийного выпуска ноги.
Створки, закрывающие отсек при уборке ноги, состоят из щитка 10
и двух боковых створок 24. Щиток 10 крепится к стойке и при выпуске
и уборке ходит вместе со стойкой. Две боковые створки 24 подвешены
на трех узлах каждая к балкам фюзеляжа и закрываются с помощью
тяг и переходных качалок, кинематически связанных с верхней полови-
пой складывающегося подкоса. Нога шасси убирается назад по полету
в отсек фюзеляжа. Двухзвенник 14 обеспечивает передачу крутящего
момента с колеса на цилиндр амортизатора.
На стойке установлен демпфер 15, гасящий колебания колеса при
движении самолета по земле.
Конструкция передней ноги шасси легкого самолета с рычажной
подвеской колеса показана на рис. 6.53.
нп
Рис. 6.53. Конструкция передней ноги шасси легкого самолета:
/—клык стойки; 2— подъемник; 3—замок, фиксирующий йогу в убранном положении; 4 — боковые
створки; 5—гаситель колебаний колеса (демпфер); б—вилка-рычаг; 7—серьга
Конструкция ферменно-балочной передней ноги шасси самолета
Ту-104 с непосредственным креплением оси колес к штоку амортизатора
показана на рис. 6.54. Она состоит из следующих элементов: амортиза-
ционной стойки 2, складывающегося подкоса 4, механизма распора 5,
подъемника 6, двух демпферов 3, двух спаренных колес, замков подве-
ски 7 и механизма управления створками.
Нога шасси шарнирно крепится к четырем узлам, установленным в
нижней части конструкции фюзеляжа. Два передних узла служат для
крепления стойки, а два задних — для крепления подкосов.
Уборка и выпуск ноги осуществляются с помощью подъемника 6,
цилиндр которого крепится к верхнему рычагу складывающегося под-
коса 4, а шток — к рычагу траверсы 8 стойки. При уборке ноги меха-
низм распора 5 складывается и приподнимает подкос, создавая тем са-
мым начальный угол излома подкоса. Нога убирается назад по полету.
Спаренные колеса установлены на поворотной части стойки, а гид-
равлические демпферы, управляющие поворотом колес, — на неподвиж-
ной части стойки.
-320
11 3062
Сальник
Кулачок
штока
Нижняя
букса
Уплотни-
тельный
пакет
Кулачок
цилиндра
CO
№
б)
г)
Рис. 6.54. Конструкция ферменно-балочной перед-
ней ноги шасси:
а, б—общий вид ноги; в—демпфер ноги; г—центрирующее
устройство; /—колеса; 2—амортизационная стойка; 3—
демпферы с механизмом поворота передней ноги; 4—
складывающийся подкос; 5—механизм распора; 6—гидрав-
лический цилиндр подъема передней ноги; 7—замок под-
вески ноги; а—траверса; У—раскос; 10—цилиндр демп-
фера; //—поршень со штоком демпфера; 12—уплотнение;
13—ушко со втулками; 14—штуцера
Конструкция демпфера показана на рис. 6.54, в, а центрирующее
устройство изображено на рис. 6.54, г. На штоке амортизатора установ-
лен кулачок, который входит в зацепление с кулачком, установленным
в цилиндре, и тем самым обеспечивает фиксирование колес в нейт-
ральном положении, когда колеса отрываются от земли. При передви-
жении же по земле кулачки разъединены и шток с колесами может по-
ворачиваться.
Рис. 6.55. Конструкция передней ферменно-балочной ногн
шасси:
а—конструкция ногн; б—узел управления; /—подъемник; 2—подкос;
3—цилиндр для поворота колеса; 4, 16—рычаг; 5—направляющая (ве-
дущая) штанга; 6—замок, фиксирующий ногу в выпущенном положе-
нии; 7—задний подкос; 8—траверса; поворотный хомут; 10, 15—серь-
ги; //—колесо; 12—стойка; 13—ось колеса; 14—карданный узел
На рис. 6.55 показана конструкция передней ноги шасси самолета
Ил-18, которая состоит из следующих основных элементов: стойки 12 с
траверсой 8 и боковыми подкосами 2, поворотного хомута 9 с клыком,
заднего подкоса 7 с направляющей штангой 5, рычага 4, к которому
крепятся колеса 11, серьги 10, соединяющей рычаг со штоком амортиза-
тора, двух цилиндров 3 управления поворотом колес, замка выпущенно-
го положения 6 и подъемника 1.
Стойка 12 крепится к фюзеляжу самолета с помощью траверсы 8.
К ушам стойки и траверсы крепятся боковые подкосы 2, образуя со
стойкой плоскую ферму, воспринимающую все боковые нагрузки.
Задний подкос 7 одним концом крепится к стойке, а другой его ко-
нец посредством карданного узла 14 соединен со штангой 5 и через серь-
гу 15 фиксируется в выпущенном положении замком 6.
322
Верхняя часть стойки 12 заканчивается рычагом 16, к которому кре-
пится шток подъемника 1.
Ось колеса 13 жестко крепится к рычагу 4, образуя две консоли,
на которые надеваются колеса.
На нижнюю часть стойки 12 надет свободно вращающийся хомут 9
с клыком. Над хомутом на стойке установлены два цилиндра 3, игра-
ющие роль демпферов для гашения автоколебаний колес. Эти же ци-
линдры используются для поворота ко-
лес при рулении самолета. В этом случае
к ним подается жидкость под давлением.
Поворачивая специальный штурвал, на-
ходящийся на штурвальной колонке,
летчик управляет передними колесами.
В кабине имеется переключатель, кото-
рый позволяет летчику включать гидро-
цилиндры на режим демпфирования или
режим управления.
На рис. 6.56 показана конструкция
другой управляемой передней ноги шас-
си. Шток амортизационной стойки 1
с помощью двухзвенника 2 соединен
с хомутом 3, свободно посаженным на
цилиндр 4, что обеспечивает поворот
колес относительно оси стойки. При этом
хомут с помощью поводка 5 и серьги 6
сообщает поворот рычагу 7, свободно си-
дящему на пальце 8 и соединенному со
штоками демпферов 9. Цилиндры 10
демпферов шарнирно закреплены на ци-
линдре амортизационной стойки. Само-
колебания передних колес гасятся сопро-
тивлением жидкости, протекающей через
малые отверстия из одной полости демп-
фера в другую.
Управление колесами осуществляет-
ся поворотом штурвала. В этом случае
летчик воздействует на золотник распре-
делительного устройства гидросистемы,
который подает под давлением жидкость
в верхнюю часть цилиндра одного демп-
фера и в нижнюю часть цилиндра дру-
гого. При перемещении штоков демпферов в противоположном друг
другу направлении поворачивается рычаг 7, отклоняется серьга 6 и
поворачивается хомут 3, а следовательно, и колеса разворачиваются
в соответствующем направлении.
В качестве задней опоры на самолетах в хвостовой части фюзеля-
жа устанавливаются костыль, колесо или лыжа. В прошлом костыли
являлись одним из наиболее распространенных и простых средств тор-
можения самолета при пробеге, но костыль сильно портил поверхность
аэродрома. Впоследствии вместо костыля стали применять колеса, а
иногда лыжи.
Маневрирование самолета при движении на земле в значительной
мере зависит от положения хвостового костыля или колеса на самолете.
Чем больше расстояние от точки касания задней опоры с поверхностью
аэродрома до ЦТ самолета, тем устойчивее самолет на рулежке по
прямой.
Для обеспечения маневренности самолета при движении по земле
опора задней ноги шасси (колесо или лыжа) должна быть ориентиру-
11* 323
Рис. 6.56. Конструкция передней
ферменно-балочной управляемой
ноги шасси:
I—амортизационная стойка; 2 — двух-
звенник; 3—хомут; 4—цилиндр; 5—по-
водок: серьга; 7—рычаг; 8—палец;
9—штоки демпферов; 10—цилиндры
демпферов; 11—тяга
Рис. 6.57. Конструкция задней ферменно-балочной
ноги шасси:
/—стойка; 2—колесо; 3—амортизатор; 4—вилка стойки; 5—
кронштейн; 6—тяга управления створками; 7—качалка- 8—
шток гидроподъемника; 9—гидроподъемник; 10—траверса
Рис. 6.58. Конструкция стойки задней ноги шасси с самоори-
еитирующимся колесом (см. рис. 6.57)
324
ющейся. Во избежание рыскания самолета при взлете и посадке ориен-
тирующееся колесо должно фиксироваться в нейтральном положении.
На рис. 6.57 показана конструкция задней ноги шасси с управляе-
мым колесом. В нее входят: стойка 1 с кронштейном 5 и траверсой 10,
крепящейся к узлам шпангоута фюзеляжа, и амортизатор 3. Телескопи-
ческая стойка допускает перемещение в ней штока. Нижний конец што-
ка стойки 1 связан с вилкой колеса. Цилиндр амортизатора 3 шарнир-
но соединен с кронштейном 5 штока стойки 1, а шток — с рычагом ка-
чалки 7. Двухплечая качалка 7 вращается в двух подшипниках,
установленных на специальных балках между шпангоутами. Цилиндр
гидравлического подъемника 9 соединен с узлами, приклепанными к
конструкции фюзеляжа, а шток подъемника — с малым рычагом качал-
ки 7.
При уборке ноги шток подъемника уходит в цилиндр и, одновре-
менно поворачиваясь, тянет за собой малый рычаг качалки 7, которая,
вращаясь, перемещает своим большим рычагом назад и вверх амортиза-
тор 3. Стойка 1, шарнирно связанная с амортизатором, поднимается
вместе с ним вверх и убирается внутрь хвостовой части фюзеляжа.
Конструкция стойки этой ноги с самоориентирующимся колесом
показана на рис. 6.58. Стойка имеет сварную вилку 1 и приваренный к
ней шток 2, в верхнюю часть которого запрессовано направляющее
бронзовое кольцо 3.
Верхний конец штока представляет собой кулачок с двумя зубьями,
профилированными по винтовой линии. Этот кулачок находится в за-
цеплении с таким же кулачком 4 на буртике цилиндра 5 стойки. Во
избежание проворачивания кулачка 4 в буртике цилиндра 5 в него за-
прессовано шесть штифтов 7 так. что одна половина каждого штифта
находится в теле кулачка, а другая — в теле буртика.
Шток стойки соединен с ее цилиндром пустотелым болтом 8 с пру-
жиной 9, которая удерживает кулачок штока в зацеплении с кулачком
цилиндра и возвращает вилку 1 в исходное положение после отрыва
колеса от земли. Упорный шарикоподшипник 10 уменьшает трение при
поворотах вилки относительно оси стойки. Верхняя гайка регулирует
предварительную затяжку пружины.
На рис. 6.59 показана конструктивная схема задней ноги шасси с
рычажной подвеской колеса. Нога состоит из жесткой стойки 2,
рычага 7 с колесом 8 и амортизатора 12, работающего только на осевые
нагрузки. Стойка 2 свободно вращается вокруг своей оси и, таким
образом, колесо на рулежке свободно ориентируется, имея возможность
поворачиваться на большие углы. На разбеге нога запирается замком,
управляемым из кабины.
На межконтинентальном пассажирском самолете Ил-62 установле-
на убирающаяся опора в хвостовой части фюзеляжа, которая выпуска-
ется при стоянке самолета на аэродроме. Необходимость такой опоры
обусловливается значительным перемещением центра тяжести назад (за
главные опоры) при освобождении передних пассажирских салонов.
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ПОДКРЫЛЬНЫЕ ОПОРЫ
ВЕЛОСИПЕДНОГО ШАССИ
Подкрыльные ноги ставятся при велосипедной схеме шасси. Вели-
чина колеи подкрыльных опор оказывает существенное влияние на путе-
вую устойчивость движения самолета. Особенно сильно это влияние
сказывается, когда при посадке с креном подкрыльная опора касается
поверхности аэродрома. Для уменьшения величины силы сопротивления
этого колеса необходимо, чтобы амортизатор имел большой ход и малую
предварительную затяжку. Этому условию удовлетворяют подкрыльные
325

Рис. 6.59. Конструкция стойки с самоориентирующимся ко-
лесом и рычажной подвеской:
/—верхний узел; 2—стойка; 3—пружина; 4—средний узел; 5—трос
замка; 6—нижняя траверса; 7—рычаг-вилка; в—колесо; 9—ось ко-
леса; 10—пружина замка; 11, /3—карданы; 12— амортизатор; 14—
валик
Рис 6.60. Конструкция подкрыльной ноги
шасси:
1—гондола; 2—узлы крепления гондолы к крылу; 3—
полувилка колеса; 4—колесо; 5— амортизационная
стойка; 6—подкос со щитком; 7—створки
326
ногиА: рычажной подвеской колеса и амортизатором с торможением на
обратном ходе.
Для исключения возможности посадки самолета на подкрыльные
ноги они обычно имеют такие размеры, чтобы обеспечить лишь касание
поверхности аэродрома при стоянке самолета.
Рис. 6.60 дает представление о конструкции подкрыльной ноги,
установленной на концах крыла. Нога убирается в гондолу обтекаемой
формы.
ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНЫЕ ХВОСТОВЫЕ ОПОРЫ
При посадке, а иногда и при взлете самолета
шасси с передней опорой, так и с велосипедным
случаи касания аэродрома хвосто-
вой частью фюзеляжа. Для предо-
хранения конструкции от разруше-
ния в указанном месте устанавли-
вается предохранительная опора.
как с трехопорным
шасси не исключены
Рис. 6.62. Предохранительная неуби-
рающаяся в полете хвостовая опора
на фюзеляже;
Рис. 6.61. Предохранительные не-
убирающиеся в полете хвостовые
гребни на фюзеляже
/—амортизатор; 2—обтекатель; 3—наклад-
ка; 4—башмак; 5?—узел крепления
На некоторых небольших самолетах такими опорами служат до-
полнительные гребни, расположенные
фюзеляжа (рис. 6.61).
Предохранительные хвостовые
опоры могут убираться в фюзеляж
в полете. На рис. 6.62 показана
не убирающаяся в полете хвостовая
опора. Она незначительно высту-
пает из контура фюзеляжа и заклю-
чена в обтекатель. Опора шарнирно
прикреплена к конструкции фюзе-
ляжа и имеет амортизатор.
Конструкция убирающейся в
полете предохранительной хвосто-
вой опоры, изображенной на
рис. 6.63, не требует пояснений.
Уборка и выпуск опоры происходит
одновременно с уборкой и выпу-
ском ног шасси.
9. СХЕМЫ УБОРКИ НОГ ШАССИ
в нижней части хвостового отсека
У самолетов с совершенными
аэродинамическими формами на
долю шасси приходится значитель-
ная часть общего сопротивления, и
Рис. 6.63. Конструкция убирающейся в
полете предохранительной хвостовой
опоры на фюзеляже:
/—амортизатор; 2—механизм уборки и выпу-
ска ноги; з—стойка; 4—механизм закрытия
створок люка; 5—поворотный рычаг
поэтому влияние лобового сопротивления шасси на летные характери-
стики самолета весьма существенно.
Оказывается, что уже на скоростях полета свыше 250 км!час ста-
новится выгодным убирать шасси в полете. Существенно улучшаются,
кроме скорости, и другие летные и эксплуатационные характеристики
самолета. Именно это заставило конструкторов перейти к убирающе-
муся шасси, несмотря на некоторое увеличение веса, усложнение кон-
струкции и эксплуатации.
Впервые в СССР убирающееся шасси было спроектировано в 1931 г. и установ-
лено на самолете ЦАГИ-25, а затем в 1932—1933 гг. — на пассажирском самолете
ХАИ-1 и истребителях И-14 и И-16.
Шасси может убираться в крыло в направлении его размаха, при-
чем большей частью колесами к фюзеляжу, в фюзеляж, в направлении
по хорде (продольной оси) с уборкой колес назад или вперед. Уборка
ног шасси осуществляется приводом: гидравлическим, пневматическим,
электрическим.
В каждом самолете на случай отказа основной системы предусмат-
ривается система аварийного выпуска ног шасси.
УБОРКА ГЛАВНЫХ НОГ ШАССИ В КРЫЛО ПО ЕГО РАЗМАХУ
Уборка ноги шасси в крыло по размаху в направлении от фюзеля-
жа представляет большие трудности, потому что по мере удаления от
плоскости симметрии самолета толщина крыла уменьшается
(рис. 6.64, а). Получающаяся при такой схеме довольно малая колея
ведет к неустойчивости при пробеге и к затруднениям при рулежке с
помощью тормозов.
Рис. 6.64. Схемы уборки главных ног шасси в крыло по его размаху:
а—уборка ног в крыло в направлении от фюзеляжа: б—уборка ног в крыло в направлении
к фюзеляжу; в—уборка ног в крыло-фюзеляж; а—уборка ног в крыло-фюзеляж с поворотом
колес
С применением тонких крыльев на современных самолетах убрать
главные ноги шасси в крыло по размаху в направлении от фюзеляжа
невозможно.
Наиболее часто, особенно у самолетов небольших размеров, ноги
шасси убираются в крыло по размаху в направлении к фюзеляжу
(рис. 6.64,6, в. г). Существует несколько схем расположения колес при
уборке ног шасси. В тех случаях, когда толщина крыла не позволяет
расположить колеса во внутренней полости крыла, их располагают в
фюзеляже. Для более рационального использования внутренних объе-
мов фюзеляжа конструкторы применяют схему уборки шасси с пово-
ротом колес (рис. 6.67, г). В последнем случае конструкция ноги шас-
си усложняется и увеличивается ее вес.
На рис. 6.65 приведены кинематические схема и конструкция уби-
рающейся главной ноги шасси с размещением колеса в фюзеляже в
328
вертикальной плоскости. При такой схеме колесо подвешено к стойкам
на специальных рычагах. Нога с жидкостно-газовым амортизатором
крепится к крылу посредством шпинделя и бокового складывающегося
подкоса. Механизм привода уборки состоит из гидравлического подъ-
емника 10, подкоса 11, поворотных рычагов 9, 16 и 17, звеньев 12 и 15,
тяги 2 и рычажной передачи, смонтированной внизу на стойке.
При уборке ноги движение штока подъемника 10 передается пово-
ротному рычагу 9 и рычагу, приваренному к головке цилиндра амор-
тизатора.
Рис. 6.65. Кинематическая схема и конструкция убирающейся в ирыло-
фюзеляж главной ноги шасси:
I—щиток; 2—тяга; 5—двухзвеииик; 4—кронштейн; 5—подкос; 6—створка; 7—подъем-
ник створки; 5—-замок створки; 9—поворотный рычаг; 10—подъемник шасси; //—
подкос; 12—звено; 13—амортизатор; 14—привод к замку створки; /5—звено; 16, П—
поворотные рычаги
Во время уборки колесо не изменяет своего положения, что обес-
печивается кинематикой тяги 2, шарнирно соединенной с поворотным
рычагом 17, и рычажной передачи, смонтированной на стойке.
При обжатии амортизатора тяга 2 и рычажная передача не дейст-
вуют на ось колеса ввиду того, что шарнир а расположен на одной оси
с шарниром б,
В ряде конструкций главных ног шасси роль бокового подкоса вы-
полняет силовой подъемник, при этом кинематическая схема уборки
шасси значительно упрощается (рис. 6.66,а). В такой схеме для исклю-
чения самопроизвольного складывания ноги шасси под действием бо-
ковых сил, приложенных к колесу, в конструкции подъемника преду-
сматривается запирающее устройство, обеспечивающее как жесткое сое-
динение штока с цилиндром подъемника при выпущенной ноге, так и
возможность перемещения штока в цилиндре при уборке. На рис. 6.66, б
показан общий вид убирающейся главной ноги шасси.
К стойке 1 крепится рычаг 2, шарнирно соединенный с амортиза-
тором 3. Стойка при уборке ноги поворачивается относительно оси верх-
него узла 4 стойки. Силовой подъемник 5 шарнирно крепится к стойке
и узлу конструкции крыла.
Подъемник (рис. 6.66, в) состоит из цилиндра 6, имеющего коль-
цевую канавку 7 для шариков 12, и поршня 8 с уплотнениями 11. Пор-
329
Шень соединен со штоком 9, в который ввернут ушковый болт 10 для
присоединения подъемника к стойке. В поршне сделаны отверстия для
шариков 12. Плунжер 13 с уплотнениями может свободно перемещать-
ся вдоль штока.
При уборке ноги шасси гидросмесь под давлением поступает в
подъемник со стороны штока (рис. 6.66, г).
Рис. 6.66. Кинематическая схема убирающейся в крыло главной ноги шасси и конст-
рукция ноги и подъемника:
а—кинематическая схема; б—конструктивная схема иоги; в—гидравлический подъемник; г—к по-
яснению действия замка; /—стойка; 2—рычаг; 3—амортизатор; 4—узел; 5—подъемиик; 6—цилиндр;
7—канавка; 5—поршень; 9—шток; /0—ушковый болт; //—уплотнения; /2—шарики; /5—плунжер;
/4—пружииа; 15—распределительная коробка
Давлением гидросмеси плунжер перемещается вправо и, сжимая
пружину 14, освобождает шарики. В убранном положении стойка фик-
сируется замком, расположенным на крыле. При выпуске ноги шасси
гидросмесь через распределительную коробку 15 подается в левую часть
цилиндра, перемещая поршень вправо. Когда поршень достигает край-
него правого положения, шарики отжимаются конусным выступом плун-
жера и заскакивают в канавку, где удерживаются действием пружины
плунжера; поршень при этом перемещаться в цилиндре не может.
УБОРКА ГЛАВНЫХ НОГ ШАССИ В КРЫЛО ПО ЕГО ХОРДЕ
Уборка ног шасси в направлении хорды крыла широко применяется
на самолетах с двумя и более двигателями, расположенными на крыле.
В этом случае ноги шасси обычно убираются в их гондолы (рис. 6.67, а)
с движением колес вперед или назад.
На самолетах с двигателями, расположенными по бортам фюзеля-
жа или в задней части у центроплана, для уборки ног шасси устанав-
ливаются специальные гондолы (рис. 6.67,6). Тележка в этом случае
делается поворотной для уменьшения габаритов гондолы.
На рис. 6.68 показана кинематическая схема уборки ноги шасси
с движением ее назад.
330
Рис. 6.67. Кинематические схемы уборки главных ног шасси
в гондолы под крылом:
а уборка в гондолу двигателя; б—уборка в специальную гондолу 1_
переднее колесо; 2—заднее колесо; 3—стабилизирующий амортизатоо*
4 шток цилиндра подъемника; 5—подкос; 6—рама подвески; 7—рычаг
Рис. 6.68. Кинематическая схема
уборки ноги шасси с движением
ее назад по хорде крыла:
1—подъемник; 2—складывающийся под-
кос; 3—стойка шасси
331
Подъемник 1 кинематически связан с подкосом 2, стойкой 3, кото-
рая вращается относительно оси О подвески. При уборке ноги шарнир
Рис. 6.69. Кинематическая схема уборки
ноги шасси с движением ее вперед по
хорде крыла:
1. 2~верхние и нижние звенья складывающе-
гося подкоса; 3—подъемник; 4—карданное сое-
динение; 5—амортизационная стойка; 6—двух-
звенник; 7—узлы на переднем лонжероне; 8~
узел на заднем лонжероне
В перемещается по дуге В В'
радиуса ОВ в положение В',
ось А колеса переместится
в положение А' по дуге АА'
радиуса ОА, а шарнир С пере-
местится по дуге СС' радиуса
ДС в положение С'.
Новое положение подкоса
2 определяется положением то-
чек С и В'. Положение точ-
ки С может быть определено
на основании того, что точ-
ка С' лежит на дуге радиуса
ДС и на дуге радиуса ВС,
проведенной из точки В, т. е.
на пересечении этих дуг.
Кинематическая схема
убирающейся ноги шасси с
движением ее вперед приведе-
на на рис. 6.69.
УБОРКА НОГ ШАССИ
ПО ПРОДОЛЬНОЙ оси
ФЮЗЕЛЯЖА
На самолетах с велоси-
педной схемой шасси главные
ноги убираются в нижюю часть фюзеляжа по продольной его оси вперед
или назад. По такой же схеме убирается и передняя стойка на трех-
опорном шасси. Эти схемы принципиально ничем не отличаются от схем
уборки ног по хорде крыла.
10. НАГРУЗКИ НА ШАССИ
При стоянке самолета на его опоры действуют усилия, являющиеся
реакциями земли (рис. 6.70).
Рис. 6.70. Силы, действующие на шасси при стоянке
По условию статического равновесия G = P(.T-\~NCX,
где РСт и AfCT — реакции опор.
332
Эти реакции зависят от расстояния между опорами и центром тя-
жести самолета и равны: ;
d с
2РСТ=-----Q; NCT =--------G — для трехопорного шасси;
с + d с + d
d с
Ргт—------О; N =--------(7 —для велосипедного шасси.
c+d c+d
Для шасси с задним колесом РСт~ (0,45-j-0,47) G, для шасси с пе-
редним колесом Рст« (0,434-0,45) G.
Для велосипедного шасси легких самолетов РСт^0,70н-0,85, тяже-
лых самолетов 0,6—0,7.
Действующие на шасси при посадке и рулении силы изменяются как
по величине, так и по направлению действия в зависимости от качества
посадки, характера движения самолета по земле, степени неровности
аэродрома и степени амортизации.
В нормах прочности самолетов для каждого расчетного случая шас-
си задаются величина коэффициента эксплуатационной перегрузки пв,
коэффициента безопасности f и направление действия силы.
Характерными случаями нагружения являются посадка на главные
опоры, посадка на все опоры, движение по неровному аэродрому, по-
садка со сносом и т. д.
Эксплуатационная сила, действующая на стойку,
рэ=пэРСт.
Расчет элементов конструкции ведется на разрушающие нагрузки
p-p=n3fP„.
Расчет шасси на прочность сводится к определению внешних сил и
моментов, действующих в элементах конструкции и, возникающих в
этих элементах нормальных и касательных напряжений.
Приведем методы расчета нагрузок на ноги шасси для некоторых
конструктивных их схем и приближенного расчета на прочность их ос-
новных элементов.
ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР ДЛЯ БАЛОЧНОЙ ПОДКОСНОЙ
НОГИ ШАССИ
Балочная подкосная нога шасси с боковым подкосом, нагружен-
ная силой Ррасч (рис. 6.71, а) в плоскости ХОУ, параллельной плоско-
сти симметрии самолета, представляет собой консольную балку, защем-
ленную в цапфах. В плоскости XOZ (рис. 6.71, б) нога представляет со-
бой балку, шарнирно опертую на цапфах и в узле крепления подкоса.
Ограничимся рассмотрением нагрузок, лежащих в плоскости коле-
са, т. е. в плоскости ХОУ. Это соответствует случаям по нормам проч-
ности Еш, Gm и др. Для удобства расчета силу Ррасч раскладывают на
две составляющие
Ру = ^расч COS Ф И Px = PpaC4Sin<p.
Сила Рх вызывает изгиб полуоси в плоскости I, параллельной пло-
скости XOZ, причем создаваемый ею изгибающий момент
=Р*а-
Эпюра этих моментов имеет вид треугольника. Кроме того, сила Рх
будет вызывать кручение стойки.
Крутящий момент по высоте стойки будет постоянен
MKV = Pxci,
яззз
а его эпюра будет иметь вид прямоугольника. Этот момент, нагружая
двухзвенник, передается на цилиндр. В результате на цапфах цилиндра
возникнет пара сил
Rt = .MKt/c.
Сила Рх будет также изгибать стойку в плоскости //, проходящей
через ось стойки и ось цапф. Создаваемый ею изгибающий момент бу-
Рис. 6.71. Эпюры сил и моментов для балочной подкосной ноги
дет изменяться по закону треугольника и достигнет максимального зна-
чения в заделке (в плоскости цапф)
ЛХтах =р Н
1г1нзгГГ— ’х" '
На цапфах от этого момента возникнут реакции в виде пары сил
^2 = ^H3arWC-
Рассматривая изгиб стойки, следует учитывать отдельно изгиб што-
ка и изгиб цилиндра. Шток, представляющий собой балку, опертую в
цилиндре на буксы А и В, нагружен на консольном конце силой Рх (по-
ка учитываем только силу Рх). На крайней опоре А изгибающий момент
от этой силы М*зт шт будет равен нулю. Изгибающий момент на свобод-
ном конце цилиндра Л4*г цид также равен нулю. Учитывая, что
•^изг и -^изг цил=0 и чт0 межДУ буксами А и В эпюра моментов
334
изменяется по линейному закону (внешние силы на этом участке от-
сутствуют), можно эпюру Л1ИЗГ л для стойки разделить на две части,
соединив прямой точки А и В. Тогда густо заштрихованная часть эпю-
ры Л4Изг и будет представлять собой эпюру Л4ИЗГ. пи-
Сила Ру вызывает изгиб полуоси в плоскости IIP, т. е. в плоскости
YOZ. Максимальный изгибающий момент от этой силы в месте соеди-
нения полуоси со стойкой
ЛЛтах ___D л
7Иизг III’ —кУа'
Эпюра моментов имеет вид треугольника.
Повороту стойки относительно оси цапф препятствует боковой под-
кос, в котором усилие Sn определяется из равенства Pya = Snh:
Очевидно, что подкос сжат (см. рис. 6.71, а).
От силы Ру стойка работает на изгиб как балка, опертая в двух
узлах (на подкосе и цапфах) и нагруженная на консольном конце
моментом
До узла С подкоса этот момент постоянен и его эпюра имеет вид
прямоугольника. От точки С до оси цапф момент уменьшается до нуля
(см. рис. 6.71,6). Разделение эпюры Мизг 1П на эпюры моментов, дей-
ствующих на шток и цилиндр, производится аналогично разделению
эпюры Мизг ц.
ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР для БАЛОЧНОЙ КОНСОЛЬНОЙ ноги
ШАССИ С РЫЧАЖНОЙ ПОДВЕСКОЙ КОЛЕСА
Построение эпюр изгибающих моментов для балочной ноги шасси
с рычажной подвеской колеса пояснено на рис. 6.72. Для построения
эпюр Мизг прежде всего найдем усилие S в амортизаторе и силы реак-
ции R в шарнире А рычага.
Это удобно сделать графически на основании того, что силы Ррасч,
S и R, находящиеся в равновесии, пересекаются в одном полюсе О, как
это показано на рис. 6.72, а. Из силового треугольника находим вели-
чину и направление сил R и S. Рассмотрим нагружение цилиндра стой-
ки. Приложим к цилиндру в узлах А и В найденные силы R и S, пред-
ставляющие собой действие рычага и амортизатора на цилиндр (на-
правление этих сил противоположно направлению сил R и S на силовом
треугольнике а). Разложим каждую из них на составляющие вдоль оси
цилиндра и перпендикулярно ей, как это показано на рис. 6.72, б. Этими
составляющими будут силы Rn, Rt, Sn и St.
Рассматривая цилиндр как балку, защемленную в цапфах, строим
эпюру изгибающих его моментов в плоскости II. Максимальное зна-
чение момента от сил Rt, Sn и St
M^n=RtH+S„rf-Std[H-h).
В месте приложения силы Sn (шарнир В) к моменту RtH добавля-
ется момент Snrf; на эпюре изгибающих моментов в этой точке появ-
ляется скачок.
Реакции на цапфах от момента представляют собой пару
сил R2=M™*n/c.
Сила Ру на плече а будет изгибать стойку в плоскости III; изгиба-
ющий момент Мизг in = РуО-
335
Сила реакции 7?3 на замк«, препятствующая повороту стойки отно-
сительно оси цапф, определится из условия Rzb = Pya:
Rs=Ry-~-
Сила Рх на полуоси колеса будет скручивать стойку, создавая по-
стоянный крутящий момент
MKf = Pxa.
Силы реакции R\ на цапфах ЛГкр определяются из равенства
/?1С=Л1кр:
Рис. 6.72. Эпюры сил и моментов для балочной консольной ноги шасси с рычажной
подвеской колеса с выиесеииым амортизатором
Разложим силы РраСч, S и R, действующие на рычаг, на составля-
ющие Ps, Ss и Rs вдоль оси рычага и Ра, Sa и Ra перпендикулярно оси,
как это показано на рис. 6.72, в. Разложение удобно производить гра-
фически. В результате получим изгиб рычага в плоскости I, проходящей
через ось рычага и ось колеса, постоянным моментом
^изг 1= Psa ’
изгиб в плоскости II', проходящей через ось рычага и перпендикулярной
плоскости /, с максимальным значением изгибающего момента
ДЛтах — р 1
/Иизг 1Г —
и кручение рычага постоянным моментом
MKf=Paa.
336
Соответствующие этим моментам эпюры показаны на рис. 6.72, в.
Таким образом, цилиндр стойки изгибается в плоскостях II и III и скру-
чивается, рычаг изгибается в плоскостях I и II' и скручивается, полуось
изгибается в плоскостях I, III; амортизатор же нагружен только осевым
усилием.
ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР ИЗГИБАЮЩИХ и крутящих
МОМЕНТОВ ДЛЯ ТЕЛЕЖКИ ШАССИ
Рассмотрим построение эпюр при несимметричной нагрузке тележ-
ки шасси.
Представим себе вертикальную нагрузку на тележку 2РК (на одну
пару колес) в виде суммы симметричной и так называемой обратно
симметричной нагруз-
ки (рис. 6.73).
Таким же образом
можно распределить и
лобовую нагрузку на
пару колес 2Т.
Симметричная на-
грузка и соответствую-
Рис. 6.74. Нагружение продольной балки тележки
1,ЮК рк Р* °ЛР*
Рис. 6.73. Нагружение коле-
са тележки
щая ей эпюра изгибающих моментов по продольной балке в вертикаль-
ной плоскости приведены на рис. 6.74, а. Из условия равновесия сил на
задней оси усилие в компенсационной тяге
с 2Гй
ок —
с
где с — плечо силы SK относительно продольной оси тележки. Усилие Sn
определяется из условия
/?в = 4/?к и /?r = 47' + SnCoscp.
Эти силы дают моменты
М1—2Рк1 и LM = Rrd.
крутящих
Обратносимметричная нагрузка на тележку и соответствующие ей
эпюры изгибающих моментов в горизонтальной плоскости и
моментов приведены на рис. 6.74, б:
2 О,4РК£. 2-0,47^.
R- .’=~т~-
A4Kp=0,4PKg; /ИИзг=0,47£.
337
11. О РАСЧЕТЕ ЭЛЕМЕНТОВ ШАССИ НА ПРОЧНОСТЬ
Полуось рассчитывается на совместный изгиб в двух взаимно пер-
пендикулярных плоскостях / и ИГ (см. рис. 6.71, 6.72). Суммарный из-
гибающий момент полуоси
<зг.п - /(Л1и7Л)2+(^итзгХт-)2-
Значения А1изг1 и AfH3riir берутся из соответствующих эпюр. На-
пряжение в полуоси
Мизг.п
0=------.
W ’
где W — момент инерции кольцевого сечения полуоси с наружным диа-
метром D и внутренним d, W =-^— (£)4—д!4).
Полученное напряжение должно удовлетворять условию а^ав- Здесь
ств — предел прочности материала полуоси.
Шток амортизатора (см. рис. 6.71) рассчитывается на изгиб в двух
плоскостях II и III по аналогии с полуосью. Осевым сжимающим усили-
ем Ру в штоке можно пренебречь, так как оно обычно дает небольшие
напряжения.
Цилиндр работает, как уже указывалось, на изгиб в двух плоско-
стях II и III и на кручение. Осевой силой, приложенной к цилиндру от
подкоса (см. рис. 6.71), можно пренебречь из-за ее малости.
Т огда
^изт.чил — ^^изг ТГ "Ь^изгШ ’
где ЛГизгп, АГизгпг — значения изгибающих моментов, взятые для опас-
ного сечения цилиндра из соответствующих эпюр.
Опасным будет ослабленное сечение цилиндра, в котором значение
Мизг. цил велико. Для выявления опасного сечения рассматриваем на-
гружение цилиндра в нескольких его сечениях. Находим для каждого
нормальные и касательные напряжения:
где IFj, — полярный момент сопротивления кольцевого сечения,
W =2W=— (D* — dl).
р 16D ; '
Затем по 3-й теории прочности, известной из курса сопротивления
материалов, находим приведенное напряжение
°пр = ]/°2+4т2.
Это напряжение должно удовлетворять условию Опр^Ов-
Аналогично рассчитывается рама тележки шасси.
Рычаг (см. рис. 6.72, в) также работает на совместный изгиб в двух
плоскостях и на кручение *, однако его расчет отличается от изложен-
* Влиянием осевых сил можно пренебречь из-за их малости.
338
ного расчета цилиндра, так как рычаг имеет не круглое сечение. В этом
случае суммировать геометрически изгибающие моменты в двух плоско-
стях не следует (рис. 6.75 и 6.72, е). Следует определить максимальные
нормальные напряжения от Л1изг1, Мизг11> и касательные — от Л4кр:
Л1изг I -^изг И’ ^Kp
3 Wx • 2Г08
где W7y, Wx — моменты сопротивления относительно соответствующих
осей;
.^о—площадь сечения, ограниченная средней линией контура
(см. рис. 6.75, б);
6 — толщина стенки сечения.
Рис. 6.75. К расчету элементов шасси
Как видно на рис. 6.75, а, нормальные напряжения oi и сгг сумми-
руются в вершинах А, В сечения, т. е.
3 = 31+32-
Так как в этих же вершинах действуют и касательные напряже-
ния т, то, пользуясь 3-й теорией прочности, находим приведенные на-
пряжения, которые и сравниваем с сгв, т. е.
3пР = /з2 + 4тг<ов.
Нагрузки на болты и проушины в соединениях элементов конструк-
ции шасси определяются как силы, действующие в элементах конструк-
ции, соединяемых болтами. Так, например, на болт и проушины узла С
(рис. 6.71,6) действует усилие в подкосе Sn; на болт и проушины уз-
ла В (рис. 6.72, б) действует усилие S в амортизаторе.
12. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Перечислить требования, которым должно удовлетворять шасси.
2. Назовите основные схемы шасси и дайте краткую характеристи-
ку каждой из них.
3. Нарисуйте схему и укажите характерные параметры трехопорно-
го шасси с задней опорой.
4. То же трехопорного шасси с передней опорой.
5. То же велосипедного шасси.
6. Нарисуйте схему и назовите основные элементы ноги шасси фер-
менной конструкции.
7. То же балочной конструкции.
339
8. То же балочно-ферменной конструкции.
9. Поясните особенности конструкции передней ноги шасси.
10. Поясните назначение подкрыльных опор велосипедного шасси.
11. Поясните назначение предохранительных хвостовых опор.
12. Для чего применяют убирающееся шасси?
13. Какие типы стоек Вы знаете? Как классифицировать стойки по
способу соединения колеса со штоком амортизатора?
14. Каково назначение амортизации шасси?
15. Каким требованиям должна удовлетворять амортизация шасси?
16. Назовите виды амортизации шасси.
17. Чем поглощается ударная нагрузка при работе жидкостно-га-
зового амортизатора?
18. Объясните работу амортизатора с торможением на прямом и
обратном ходе.
19. Какую часть энергии, поглощаемой амортизатором при ударе,
называют обратимой и. необратимой?. Как .поглощается та и другая
часть энергии?
20. Из каких частей состоит тормозное колесо?
21. Зачем применяют тормозные колеса. Назовите типы тормозов.
22. Как классифицируются колеса шасси по типу пневматиков?
23. Как осуществляется уборка ноги в крыло и в фюзеляж?
24. Какие особенности схемы уборки многоколесной тележки?
Глава VII
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ
1. НАЗНАЧЕНИЕ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
И ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НИМ
Силовая установка на самолете представляет собой совокупность
двигателя с его агрегатами, систем и устройств, обеспечивающих на-
дежную работу двигателя в процессе его эксплуатации.
В силовую установку входят:
1) двигатель (поршневой, турбовинтовой, турбовентиляторный, тур-
бореактивный, прямоточный воздушно-реактивный, ракетный и др.) с
агрегатами и системами запуска и управления;
2) воздушный винт (для силовых установок с поршневыми и турбо-
винтовыми двигателями);
3) моторная рама или другой вид подвески и крепления двигателя
к самолету;
4) капоты, обтекатели, гондолы;
5) системы питания двигателя топливом и смазочным с баками;
6) системы охлаждения двигателя и его агрегатов;
7) устройства для всасывания воздуха и выхлопа отработанных
газов;
8) системы управления и контроля работы различных агрегатов;
9) противопожарные устройства;
10) противообледенительные устройства.
Особенности силовых установок определяются типом двигателя, ко-
торый выбирается конструктором на основании технических требова-
ний, предъявляемых к проектируемому самолету.
В настоящее время на самолетах применяются силовые установки
с различными типами двигателей.
Силовые установки с газотурбинными двигателями. Основные типы газотурбин-
ных двигателей:
а) турбореактивные двигатели (ТРД) с осевыми компрессорами. Сила тяги созда-
ется за счет реакции вытекающих из сопла газов. Установка турбореактивных двига-
телей с форсажной камерой существенно расширила область (по скоростям и высотам)
применения таких двигателей на современных скоростных самолетах;
б) турбовинтовые двигатели (ТВД). Сила тяги этих двигателей создается воз-
душным винтом и частично реакцией вытекающих из сопла газов. Такой двигатель име-
ет лучшие тяговые характеристики на скоростях полета до 700—800 км/час, чем ТРД.
Одиако с увеличением скорости полета характеристики ТРД улучшаются и, начиная со
скоростей свыше 800 км/час, удельная тяга становится больше, а удельный расход топ-
лива меньше, чем у ТВД;
в) турбовентиляторные (ТВРД) двигатели имеют лучшую экономичность на око-
лозвуковых скоростях (900—1100 км/час) полета, чем ТВД и ТРД.
Силовые установки с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД).
Областью целесообразного применения ПВРД являются высокие скорости (свыше
3000 км/час) полета. При скоростях свыше 3000 км/час ПВРД по своим характеристи-
кам превосходят все другие типы воздушно-реактивных двигателей. Достоинством этих
341
двигателей является их относительно малый удельный вес (примерно вдвое меньший,
чем у ТРД), а также меньшая лобовая поверхность.
Силовые установки с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). ЖРД отли-
чаются от воздушно-реактивных прежде всего тем, что они работают на смеси, состоя-
щей из жидкого горючего и жидкого окислителя, находящегося на борту. Весовые и
габаритные характеристики этих двигателей значительно лучше, чв1М других авиацион-
ных двигателей, но они имеют очень большие удельные расходы горючей смеси. Так,
например, на скоростях' полета V= 700-^800 км/час удельный расход горючей смеси в
10—12 раз больше, чем у ТВД. Это ограничивает применение ЖРД на самолетах с до-
звуковыми скоростями полета. Вместе с тем такие качества этих двигателей, как боль-
шая тяга при малых габаритах и весе, дают возможность применять их для истреби-
телей-перехватчиков в качестве дополнительного двигателя (ускорителя). Кроме того,
тяга ЖРД с подъемом на высоту остается неизменной, в то время как у всех двига-
телей, использующих в качестве окис-
лителя атмосферный кислород, тяга
с увеличением высоты падает.
Благодаря малым габаритам
ЖРД сравнительно легче разме-
щаются внутри фюзеляжа илц крыла,
ие нарушая внешних форм.
Силовые установки с поршне-
выми двигателями (ПД) с жидкост-
ным и воздушным охлаждением. Эти
двигатели вместе с воздушным вин-
том образуют винтомоторную группу
(ВМГ), которая и создает силу тяги,
необходимую для взлета и полета
самолета. Экономичность такой уста-
новки иа малых скоростях полета
обусловливает целесообразность их
применения.
Комбинированные силовые уста-
новки. Встречаются самолеты, имею-
щие комбииироваииую силовую уста-
Рис. 7.1. Области применения двигателей
различных типов на самолетах новку, состоящую из турбореактив-
ного (ТРД) и прямоточного (ПВРД)
двигателей нли ТРД н ЖРД и т. д.
Самолет при такой силовой установке совершает полет, используя преимущества каж-
дого двигателя иа данном режиме. Так, например, взлет н полет могут совершаться
при помощи турбореактивного двигателя, а для достижения больших скоростей и высот
включается дополнительный ракетный двигатель (ЖРД).
Примерные области применения двигателей различных типов на самолетах в за-
висимости от скорости и высоты полета показаны на рис. 7.1.
К силовым установкам, независимо от их типа и места расположе-
ния на самолете, предъявляются следующие основные требования:
1) выгодная с аэродинамической точки зрения компоновка;
2) минимальная затрата мощности на преодоление сопротивления,
связанного с работой самой силовой установки, и минимальные потери
в системах всасывания и выхлопа;
3) поглощение вибраций двигателя и винта элементами их крепле-
ния к самолету;
4) компенсация температурных деформаций в узлах крепления дви-
гателя (особенно при установке его внутри крыла или фюзеляжа);
5) удобство монтажа, легкий доступ ко всем частям двигателя и его
оборудования, требующим периодического осмотра и регулирования;
6) обеспечение живучести всей силовой установки;
7) возможность локализации пожара при его возникновении в пре-
делах отсека двигателя. Пожарные перегородки должны вполне надежно
защищать конструкцию агрегата самолета от распространения пожара.
Кроме того, двигатель должен иметь возможно большую мощность
или тягу и высотность при возможно меньшем весе, надежно работать
в пределах установленного срока, легко запускаться в любую погоду и
на различных высотах, обладать возможно меньшими габаритами, иметь
малый удельный расход топлива и хорошую приемистость, т. е. способ-
ность быстро изменять число оборотов.
342
2. РАСПОЛОЖЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕ
Двигатели могут размещаться в фюзеляже, на крыле и в гондолах,
установленных под крылом или на хвостовой части фюзеляжа.
Если на самолете установлен один поршневой с тянущим винтом
или турбовинтовой двигатель с соосным тянущим винтом, то обычно он
размещается в носовом отсеке фюзеляжа (см. рис. 7.2,а, б). При таком
расположении двигателя сравнительно просто решается компоновка всей
силовой установки и крепление двигателя к фюзеляжу, но затруднена
установка передней ноги шасси.
Для придания передней части фюзеляжа большей заостренности, что необходимо
для уменьшения сопротивления, двигатель иногда устанавливается за кабиной летчика
(рис. 7.2, в). Это позволяет использовать переднюю часть фюзеляжа для размещения
передней иоги шасси, одиако вес силовой установки при этом возрастает из-за удли-
нения вала.
в)
S)
Рис. 7.2. Схема расположения
поршневых и турбовинтовых дви-
гателей в фюзеляже и централь-
ной гондоле:
а, б—в носовом отсеке; в—за кабиной
летчика; г—в хвостовой части гондолы
При применении силовой установки с толкающим винтом поршне-
вой двигатель располагают в хвостовой части гондолы (рис. 7.2, г), со-
противление самолета уменьшается, так как фюзеляж и центроплан не
обдуваются потоком от винта, однако при этом увеличивается высота
шасси (из условия обеспечения зазора между концом лопасти винта и
землей в стояночном положении), ухудшается охлаждение двигателя
при работе его на земле, возрастает опасность для летчика попасть в
винт при оставлении самолета во время аварии.
Двух и четырехпоршневые или турбовинтовые двигатели с одинар-
ным винтом (рис. 7.3, а, б) или турбовинтовые двигатели с одинарными
или соосными винтами (рис. 7.3, в, г) обычно располагают в крыле. Это
уменьшает вес конструкции крыла, так как массовые силы двигателей
действуют в сторону, противоположную аэродинамическим нагрузкам,
следовательно, изгибающий момент, действующий в корневом сечении
крыла, уменьшается.
Для достижения околозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета
на самолеты устанавливают реактивные и ракетные двигатели различ-
ных типов.
На самолетах небольших размеров двигатели обычно размещают в
хвостовом отсеке фюзеляжа (рис. 7.4, а, б). Ось выхлопного сопла дви-
гателя часто совпадает с осью хвостового отсека фюзеляжа и проходит
через центр тяжести самолета, поэтому балансировка самолета при из-
менении режима работы двигателя почти не нарушается. В целях обес-
печения установки и снятия двигателя необходимо конструкцию хвосто-
вого отсека фюзеляжа выполнять разъемной, а для доступа к двигателю
343
Рис. 7.3. Схема расположения поршневых и турбовинтовых’ двигателей на
крыле:
а, б, в, г—различные варианты
грд г)
6)
Рис. 7.4. Схема расположения турбореактивных и ракетных двигателей в хво-
стовой части фюзеляжа:
а, б, в, г—различные варианты
344
я его агрегатам в обшивке делать небольшие люки с легкосъемными
крышками.
Существенным недостатком расположения турбореактивных двига-
телей в хвостовом отсеке фюзеляжа является увеличение длины кана-
лов, подводящих воздух к двигателю, в результате чего заметно увели-
чиваются потери тяги.
Иногда для кратковременного увеличения максимальной скорости
полета в хвостовом отсеке фюзеляжа устанавливают ускорители
(рис. 7.4, в). В качестве ускорителей в настоящее время используются
ракетные двигатели, преимущественно ЖРД.
Самолеты, предназначенные для полетов на больших скоростях и
высотах, снабжаются мощными ракетными двигателями, которые обыч-
но располагаются в хвостовом отсеке фюзеляжа (рис. 7.4, г).
Рис. 7.5. Схема расположения ТРД на крыле:
а — у бортов фюзеляжа; б — на некотором расстоянии от бортов фюзеляжа;
в — под крыльями на пилонах; г, д — на концах крыла
Если на самолете два, четыре и более реактивных двигателей, они
обычно размещаются на крыле или снаружи на фюзеляже. Компоновка
двигателей на крыле может быть различной. Так, в целях уменьшения
сопротивления лучше двигатели располагать в наиболее толстой части
крыла, т. е. вблизи фюзеляжа (рис. 7.5,а). Кроме того, при таком рас-
положении двигателей проще осуществить полет с неработающим дви-
гателем (меньше разворачивающий момент от несимметричной тяги).
Возможна установка ТРД под крылом на некотором расстоянии от
корня крыла (рис. 7.5, б). В этом случае гондолы двигателей могут быть
использованы для уборки ног шасси. Однако такое расположение дви-
гателей увеличивает сопротивление крыла и снижает эффект стрело-
видности. На современных самолетах двигатели часто располагают под
крыльями на пилонах (рис. 7.5, в). Такое расположение двигателей ра-
ционально с точки зрения аэродинамики, так как в этом случае значи-
тельно уменьшается интерференция между гондолой двигателя и кры-
лом. Однако конструкция гондол, пилонов и элементов крепления полу-
чается довольно сложной и тяжелой. Большим недостатком является
также близкое расположение воздухозаборников к земле, что приводит
к быстрому износу деталей и агрегатов двигателя вследствие попадания
во всасывающую систему пыли и песка.
Наиболее выгодное расположение двигателей — на концах крыла
(рис. 7.5,г, б). В этом случае не ухудшаются аэродинамические харак-
теристики крыла и уменьшается вес его конструкции вследствие раз-
грузки. Однако полет на одном двигателе при такой схеме фактически
невозможен из-за большого разворачивающего момента. Для устране-
ния указанного недостатка устанавливают дополнительный двигатель в
345
хвостовом отсеке фюзеляжа. При отказе одного из концевых двигате-
лей выключается и второй, а полет продолжается на одном двигателе,,
расположенном в хвостовом отсеке (см. рис. 7.5, д).
Расположение двух или четырех двигателей в специальных гондолах
по бортам хвостовой части фюзеляжа (рис. 7.6, а, б) имеет свои особен-
ности. Прежде всего при такой, компоновке двигателей резко возраста-
ет пожарная безопасность и уменьшается шум в кабинах пассажиров и
экипажа. Кроме того, улучшается аэродинамика крыла, представляется
Рис. 7.6. Схема расположения ТРД в хвостовой части фюзеляжа:
а, б, в—различные варианты
возможным расположить механизацию крыла по всему размаху. По вы-
соте фюзеляжа двигатели можно расположить так, чтобы тяга их про-
ходила вблизи центра тяжести самолета, что уменьшает влияние работы
двигателей на продольную балансировку самолета.
Недостатком такой схемы является увеличение веса крыла (на 2—
4%), так как отсутствует разгрузка крыла массовыми силами двигате-
лей. Несмотря на это, указанная схема находит в последнее время ши-
рокое применение (отечественные самолеты Ил-62, Ту-134, Ту-154, зару-
бежные Виккерс VC-10, «Каравелла» и др.).
Одновременно с двигателями, расположенными в гондолах на хво-
стовой части фюзеляжа, иногда внутри фюзеляжа размещают дополни-
тельно двигатель (см. рис. 7.6, в).
3. ВОЗДУХОЗАБОРНИКИ И ВЫХЛОПНЫЕ УСТРОЙСТВА
ВОЗДУХОЗАБО Р Н И К И
Расположение и устройство воздухозаборников имеют весьма важ-
ное значение. Степень использования скоростного напора сильно влияет
на величину тяги (мощности). Воздухозаборники должны обеспечивать
эффективное использование кинетической энергии набегающего воздуш-
ного потока для сжатия воздуха, поступающего в двигатель.
Воздухозаборники и вся всасывающая система должны:
1) максимально использовать скоростной напор;
2) иметь минимальное лобовое сопротивление;
3) иметь равномерное скоростное поле потока воздуха при входе в
двигатель.
Воздухозаборники для самолетов с ТВД обычно выполняются в ви-
де кольца (рис. 7.7, а) или полукольца вверху или внизу гондолы
(рис. 7.7,6). Кольцевой воздухозаборник больше удовлетворяет изло-
женным выше требованиям: благодаря вращению обтекателя винта
346
устраняется торможение пограничного слоя, что создает благоприятные
условия для более эффективного использования скоростного напора.
Формы внутреннего канала должны обеспечивать малые гидравли-
ческие потери, для чего переходы и
плавными, а внутренняя обшивка
должна иметь гладкую поверх-
ность.
Воздухозаборники для само-
летов с ТРД бывают лобовые, бо-
ковые, крыльевые, а иногда их рас-
полагают внизу или вверху фюзе-
ляжа. Разнообразие типов, форм и
расположения воздухозаборников
говорит о больших трудностях, с ко-
торыми приходится сталкиваться
конструкторам при выборе рацио-
нальной компоновки воздухозабор-
ника и всей всасывающей системы
повороты каналов следует делать
Рис. 7.7. Воздухозаборники на ТВД:
а—в виде кольца; б—в виде полукольца
внизу гондолы
на проектируемом самолете.
Лобовые воздухозаборники располагаются в носовой части фюзе-
ляжа (рис. 7.8) или в передней части гондол двигателей (см
рис 7.5, б, в, г и рис. 7.9).
Воздухозаборники, расположенные в передней части фюзеляжа, яв-
ляются достаточно эффективными. Однако при этом неизбежны большие
потери на трение, так как приходится делать длинные каналы.
Один канал с воздухозаборником в носке (рис. 7.8, а, б) значитель-
но усложняет конструкцию фюзеляжа и увеличивает площадь попереч-
ного сечения (мидель) фюзеляжа.
Раздвоенные каналы, проходящие по бортам фюзеляжа (рис. 7.8, в),
позволяют более компактно разместить в фюзеляже топливо и различ-
ное оборудование, но получаются длинные и изогнутые каналы, в кото-
рых существенно увеличиваются потери тяги.
части:
Л)
а, б. в—различные варианты
Лобовые воздухозаборники, расположенные в гондолах двигателей,
имеют прямые и короткие каналы, что обеспечивает минимальные поте-
ри на трение. Однако такие гондолы, например гондола на пилоне, име-
ют большое внешнее сопротивление.
Лобовые воздухозаборники на самолетах с дозвуковыми или сверх-
звуковыми скоростями полета (М^1,5) имеют постоянное входное се-
чение (рис. 7.10,6). На сверхзвуковых самолетах такой заборник вызы-
вает прямой скачок уплотнения на входе в него, что, как известно из
аэродинамики, приводит к значительным потерям энергии. Эти потери
уменьшаются при косом скачке. Однако существенная разница в поте-
рях при прямом и косом скачках имеет место при М>1,5. Поэтому на
347
сверхзвуковых самолетах, летающих на скоростях, соответствующих
числам М>1,5, применяют профилированное остроносое центральное
тело, которое обеспечивает возникновение системы косых скачков на
нем (рис. 7.10, а). При этом значительно снижается потеря энергии на
входе в воздухозаборник. Наивыгоднейшее расположение центрального
тела относительно воздухозаборника и наивыгоднейшая величина про-
Рис. 7.9. Лобовые воздухозаборники
в гондоле:
1—пилон; 2—подвижный носовой конус; 3—
гондола двигателя
Рнс. 7.10. Лобовые воздухозаборники, предна-
значенные для полетов на самолетах с дозву-
ковыми и сверхзвуковыми скоростями:
а — для М=>3; б—для М=»0,85; 1—воздухозаборник с
регулируемой геометрией; 2—воздухозаборник с не-
регулируемой геометрией; 3—сопло с регулируемой-
геометрией; 4—сопло с нерегулируемой геометрией;.
5—центральное тело
ходного сечения для воздуха меняются при изменении числа М полета.
На современных сверхзвуковых самолетах центральное тело может авто-
матически, в зависимости от числа М, перемещаться вдоль оси двига-
теля, занимая оптимальное положение. Такие заборники называются
заборниками с регулируемой геометрией.
На рис. 7.11 показано изменение тяги (в процентах от взлетной тя-
ги) по числу М полета для трех типов лобовых воздухозаборников.
Боковые воздухозаборники размещаются сбоку фюзеляжа (см.
рис. 7.4, а, в и рис. 7.12). Они применяются обычно для забора воздуха
для двигателей, установленных
в хвостовом отсеке фюзеляжа. Эти
воздухозаборники позволяют умень-
шить длину канала, а следователь-
но, и гидравлические потери. Одна-
ко на входе в боковой воздухозабор-
ник скоростной напор меньше, чем
на входе в лобовой, так как теряет-
ся часть скоростного напора вслед-
ствие трения воздуха о поверхность
фюзеляжа. Для уменьшения потерь
на входе необходимо применять
отсос или слив пограничного слоя.
Отсасывание (см. рис. 7.12, а)
Рис. 7.11. Зависимость тяги двигате-
ля от числа М для различных типов
лобовых воздухозаборников:
а—выдвижной конус; б—неподвижный ко-
нус; в—без конуса
Расположение воздухозаборников
поверхности фюзеляжа (слив)
может осуществляться через отдель-
ную полость, начинающуюся на
входе в воздухозаборник. Эта по-
лость представляет собой один или
несколько каналов, по которым воз-
дух отводится от воздухозаборника,
в нескольких сантиметрах от боковой
(рис. 7.12, б, в) дает тот же эффект.
Иногда по соображениям компоновки самолета воздухозаборники
располагают сверху фюзеляжа (рис. 7.13, а) или под фюзеляжем
(рис. 7.13,6). При расположении воздухозаборников под фюзеляжем
348
необходимо применять защитные устройства для предупреждения попа-
дания различного рода загрязнений в канал. При расположении возду-
Рис. 7.12. Боковые воздухозаборники:
а—с устройством для отсасывания пограничного слоя со стенок фюзеляжа;
б, 0—со щелью для слива пограничного слоя со стенок фюзеляжа; 1 — щель
для слива пограничного слоя; 2—регулируемый полуконус; 3—лючки для впу-
ска дополнительного воздуха; 4—полость
хозаборников на верхней поверхности фюзеляжа вопрос о загрязнении
потока отпадает. Однако в этом случае изогнутая форма канала может
Рис. 7.13. Возможные варианты расположения воздухозаборников:
а—сверху фюзеляжа; б—под фюзеляжем
увеличить потери скоростного напора, а на больших углах атаки (на
взлете и посадке) возможна значительная потеря скоростного напора.
Рнс. 7.14. Крыльевые
воздухозаборники:
1—фюзеляж; 2—кромка воз-
духозаборника; 3—подвиж-
ный клин; 4—каналы возду-
хозаборников: 5—крыло; б—
створка перепуска воздуха;
7—двигатель
Крыльевые воздухозаборники распола-
гают обычно в носовой части крыла вблизи
бортов фюзеляжа (рис. 7.14). При располо-
жении двигателей в хвостовом отсеке фюзе-
ляжа каналы воздухозаборников получаются
короткими, но со значительной кривизной,
а следовательно, имеют существенные гидрав-
лические потери.
Неправильно выполненная система под-
вода воздуха к двигателю может значительно
ухудшить летные характеристики самолета,
поэтому расположение воздухозаборника, вы-
бор формы сечения каналов, изогнутость кана-
лов должны определяться путем тщательного
исследования.
Каналы, подводящие воздух от воздухо-
заборников к компрессорам двигателей, де-
лают слегка расширяющимися, что позволяет
частично преобразовать кинетическую энер-
гию воздушного потока в энергию давления.
Силовыми элементами конструкции каналов
обычно являются силовые элементы конструкции фюзеляжа или крыла
самолета.
349
ВЫХЛОПНЫЕ УСТРОЙСТВА
Отвод реактивной струи турбореактивного и турбовинтового двига-
телей осуществляется с помощью выхлопной трубы-сопла.
Для уменьшения веса, упрощения охлаждения и крепления выхлоп-
ную трубу желательно делать более короткой, хотя в большинстве слу-
чаев длина ее зависит от места расположения двигателя. Так, например,
при расположении турбовинтового двигателя на крыле возможны не-
сколько решений при осуществлении выхлопных устройств (рис. 7.15).
Рис. 7.15. Возможные варианты расположения выхлопных каналов
турбовинтовых двигателей:
/—прямой вдоль по хорде; 2—ВЫВОД В бок ГОНДОЛЫ; 3—прямой под крыло; 4—
сверху крыла
Однако с конструктивной точки зрения наиболее рациональными следует
считать схемы 2 и 4. В этом случае хорошо решаются вопросы уборки
главных ног шасси. Известно, что тяга силовой установки с ТВД со-
здается в основном (0,85—0,90) винтом, следовательно, потери в выхлоп-
ном канале будут мало влиять на общую тягу.
Местный перегрев предотвращается установкой в зоне выхлопных
газов обшивки из жароупорной стали и созданием теплоизоляции горя-
чих частей двигателя. Выхлопную трубу покрывают кожухом, через ко-
торый пропускается воздух, или защищают теплоизоляционным покры-
тием.
Сопло обычно изготавливается из жароупорной стали. Выхлопная
груба по переднему фланцу крепится к двигателю (рис. 7.16). Для ком-
пенсации монтажных перекосов и осевых перемещений вследствие рас-
ширения от нагрева это соединение делают телескопическим с шаровым
шарниром (на рис. 7.16 роль шарнира выполняет кольцо с буртиком).
350
Задний конец трубы подвешивается на шарнирной подвеске, не препят-
ствующей температурным перемещениям трубы, и опирается с помощью
роликов на рельсы, проложенные в гондоле (фюзеляже).
Рис. 7.16. Конструкция выхлопной трубы ТВД:
/—фланец; 2—конус; 3—ролик для вкатывания трубы; 4—выхлопная труба; 5—болт; 6—
отражатель; 7—кольцо с буртиком; 8—стыковочный хомут; 9—втулки стыковочных болтов;
10—кронштейн; //—рельс гондолы; /2—ролик
4. КОНСТРУКЦИИ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ
К САМОЛЕТУ
Для установки двигателя и его крепления к конструкции фюзеляжа
или крыла применяются специальные рамы, фермы или другие виды
крепления. Независимо от типа и конструкции креплений двигателя к
самолету они должны удовлетворять общим требованиям, изложенным
выше (см. основные требования к силовым установкам, пп. 3, 4, 5, 6).
Кроме того, конструкции крепления должны иметь минимальный вес
при достаточной прочности и жесткости.
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ на КРЕПЛЕНИЕ двигателя
Рис. 7.17. Схема нагружения силовой
установки
^9 ffyam
На силовую установку, а следовательно, и на элементы крепления
двигателя к самолету действуют следующие нагрузки (рис. 7.17).
1. Массовая сила Ррасч=ЯрасчСс. у (здесь Gc. у—вес силовой уста-
новки; Прасч — коэффициент расчетной перегрузки).
Величина коэффициента пере-
грузки, а также направление силы
•Ррасч задаются для соответствующих
расчетных случаев нормами проч-
ности.
2. Тяга Т, создаваемая воздушным
винтом или реактивным двигателем.
3. Реактивный момент от винта
/Ис.у (для самолетов с воздушным
винтом).
4. Аэродинамические нагрузки,
действующие на гондолу или на капот
силовой установки в том случае, когда
гондола или капот крепятся к раме.
Аэродинамические нагрузки по сравнению с другими невелики.
Нормы прочности предусматривают для силовых установок ряд
расчетных случаев, соответствующих наиболее тяжелым случаям нагру-
жения в эксплуатации.
1. Случай Ам. у для поршневых двигателей и случай Ар. д для реактивных дви-
гателей соответствуют случаю А для крыла.
351
Расчетная сила определяется \ю формуле
Т’расч =ОМ.У (л^ + 1,5) f,
ИЛИ
Ррасч = ^р.дяа/ •
где GM,у, Gp a — вес силовой установки;
пэА — эксплуатационная перегрузка случая А;
f — коэффициент безопасности, равный 1,5.
Расчетная сила направлена противоположно подъемной силе крыла (вниз, пер-
пендикулярно оси двигателя) и приложена в центре тяжести силовой установки.
2. Случай Dm. у для поршневых двигателей и случай DB. д для реактивных дви-
гателей соответствуют случаю D для крыла. Этот случай может быть расчетным для
длинных стержней, растянутых в случае Ам. у и, следовательно, сжатых в случае DM. у.
3. Случай Нм. у для поршневых двигателей и случай Нв. д для реактивных дви-
гателей соответствуют боковому нагружению силовой установки.
4. Случай Л1М. у для поршневых двигателей и случай TD. д для реактивных дви-
гателей соответствуют нагружению при работе двигателя на стоянке. Рама двигателя
нагружена максимальной тягой и реактивным моментом винта
Л4 = 716,2 —/.
п
Кроме указанных случаев, нормы прочности предусматривают нагружение креп-
ления двигателя массовыми силами при посадке самолета, а также случаи совмест-
ного действия нагрузок:
^м.у4"^м.у> Л-д+^.л; ^м.у "Ь ^и,у; 4” При-
крепление ДВИГАТЕЛЕЙ К САМОЛЕТУ
Конструкции крепления турбовинтовых, турбовентиляторных и тур-
бореактивных двигателей к самолету весьма разнообразны и зависят не
только от типа двигателя, но и от их расположения на самолете.
Турбовинтовые двигатели обычно располагаются на крыле вдоль
передней кромки. Крепятся двигатели к конструкции крыла при помо-
щи пространственной стержневой системы, соединенной с узлами двига-
теля. Крепление может быть ферменным —стержни воспринимают толь-
ко осевые усилия, и ферменно-балочным — некоторые элементы крепле-
ния работают на изгиб.
На рис. 7.18 показано крепление ТВД к гондоле, состоящей из че-
тырех стержней 1 и четырех сварных кронштейнов 2, каждый из кото-
рых образован двумя стержнями. Стержни и кронштейны соединены в
четырех узлах с гондолой двигателя 3 при помощи амортизаторов
(демпферов). Амортизаторы посредством ушковых болтов 4 соединены
с узлом 5, расположенным на шпангоуте гондолы в месте стыковки его
с лонжероном 7 гондолы.
На рис. 7.19 показана стержневая система, при помощи которой
ТВД крепится к крылу самолета. Крепление представляет собой прост-
ранственную ферму, соединяющуюся с двигателем через демпферы.
Верхние и нижние подкосы фермы имеют на одном конце вилки с резь-
бовыми наконечниками, служащие для регулировки положения оси дви-
гателя.
На рис. 7.20 показано крепление турбовинтового двигателя при по-
мощи системы стержней и балки. Балка 5, опертая в двух узлах — на
шпангоуте гондолы и внутреннем подкосе 6, может работать на изгиб
от боковых сил. Остальные элементы представляют собой стержни, вос-
принимающие лишь осевые нагрузки.
Двигатель крепится на четырех цапфах. Передние цапфы 1 установ-
лены на передних демпферах 2 балок 5. С помощью балок и верхних
подкосов 4 цапфы 1 передают нагрузки на узлы, расположенные на си-
ловом шпангоуте гондолы двигателя. Нагрузка от задних цапф передает-
ся на узлы силового шпангоута через подкосы-демпферы 9.
352
Рис. 7. 18. Узлы крепления ТВД к гондоле:
/—стержень; 2—кронштейн; 3—гондола двигателя; 4—ушковый болт; 5—узел- 6—
шпангоут; 7—лонжерон или продольная балка гондолы; 3 — корпус амортизато-
ра; 9—болт; 10, //—втулки металлические; /2—втулка резиновая
Рис. 7.19. Ферма крепления ТВД к переднему лонжерону крыла:
/—демпфер подвески двигателя; 2—подкос с дефлектором; 3—лонжерон крыла
12 3062
353
Турбореактивные двигатели имеют обычно около центра тяжести
двигателя два специальных прилива, на которых монтируются главные
опорные цапфы (рис. 7.21).
Для компенсации температурных деформаций двигателя, а также
для удобства монтажа в обеих опорных цапфах предусматриваются ша-
Рис. 7.20. Ферма крепления ТВД к гондоле:
а—рама; б—задний демпфер; /—передняя цапфа; 2—передний демпфер; 3—серьга;
4—верхний подкос; 5—балка; б—внутренний подкос; 7—кронштейн; 8—перемычка ме-
таллизации: 9—задний подкос-демпфер; 10—вилка; //—стопорный винт; /2—корпус:
13—гайка; 14, 15, 18— втулки; 16—дисковый демпфер; /7—кольцо; 19—центральный
стержень; 20— переходная втулка; 2/—ухо
ровые вкладыши. Крепление двигателя с помощью цапф воспринимает
тягу, массовые силы и все моменты, за исключением момента относи-
тельно оси цапф, который вызывается несовпадением центра тяжесть
двигателя с осью цапф. Для предотвращения поворота двигателя отно-
сительно этой оси в систему подвески вводится вспомогательное крепле-
ние, располагающееся в задней (реже в передней) части двигателя. Это
крепление обычно не воспринимает ни тяги, ни боковых усилий (так как
.354
обладает свободой перемещения в этих направлениях) и обеспечивает
возможность перемещения двигателя в осевом направлении. Для раз-
Рис. 7.21. Схема крепления ТРД к конструкции самолета:
/—выхлопная труба; 2—вспомогательное крепление; 3—дополнительные крепления; 4—глав-
ная опорная цапфа
грузки вспомогательного крепления от вертикальных массовых сил ча-
сто применяют дополнительные
няемые с конструкцией са-
молета стержнями. В этом
случае вспомогательное
крепление служит только
для повышения жесткости
крепления двигателя. Нали-
чие нескольких возможных
точек крепления позволяет
применять разные варианты
крепления двигателя в зави-
симости от особенностей
конструкции агрегата само-
лета, на котором он уста-
навливается.
На рис. 7.22 показана
конструкция крепления дви-
гателя к передней части фю-
зеляжа.
Двигатель крепится в
четырех точках при помощи
двух цапф 1 и двух верхних
ушков — при помощи виль-
чатых наконечников 5.
Рама подвески пред-
узлы крепления (см. рис. 7.21), соеди-
Рис. 7.22. Конструкция фермы крепления ТРД
к фюзеляжу:
/—основное крепление-. 2—крышка узла; 3—основной
узел; 4—эксцентриковая втулка; 5—вильчатый нако-
нечник; ' 6—раскос рамы; 7—стержень с резьбой для
регулирования; S—контргайка; 9—стержень крепления
коробки приводов; 10—вилка крепления коробки при-
водов; 11—стержни рамы; 12—верхний раскос
ставляет собой восьми-
стержневую ферму, закреп-
ленную на шпангоуте фюзе-
ляжа. Рама сварной кон-
12*
355
струкции с трубчатыми стержнями, выполненными из легированной
стали.
Цапфа двигателя вставляется в эксцентриковую шаровую втул-
ку 4, которая закрепляется на раме двигателя крышкой 2. Регулирова-
ние положения оси двигателя обеспечивается поворотом втулки. Для
этой же цели служат вильчатые наконечники 5, которые ввертываются
на резьбе в стержни рамы.
Рис. 7.23. Схема крепления ТРД к конструкции крыла:
1—узел; 2—шпангоуты; 3—узел вспомогательного крепления двигателя; 4—нервюра; 5—задний
лонжерон крыла; (—сферическая втулка; 7—наружная обойма сферической втулки; в—цапфа дви-
гателя; У—штифт
При установке турбореактивного двигателя в крыле цапфы двига-
теля можно располагать в узлах, смонтированных на силовых нервю-
рах крыла. Вспомогательное крепление может быть выполнено в виде
тяги, шарнирного четырехзвенника или в виде роликов, соединенных с
двигателем и перемещающихся по рельсам-профилям, вмонтированным
в крыле.
На рис. 7.23 показана схема крепления ТРД на крыле. Двигатель
крепится главными опорными цапфами к узлам 1, расположенным на
усиленных нервюрах 4 и шпангоутах 2 гондолы. На усиленной нервюре
около заднего лонжерона расположены узлы 3 вспомогательного креп-
ления двигателя. Задний лонжерон крыла 5 в месте расположения гон-
долы двигателя имеет форму кольцеобразной рамы (рис. 7.23, IV), вну-
три которой проходит выхлопная труба двигателя. На рис. 7.23, II пока-
зана конструкция главного опорного узла под цапфу, имеющего сфери-
356
ческую втулку. Сферическая втулка 6 монтируется в наружной обой-
ме 7, размещенной в корпусе узла. Цапфа двигателя 8 проходит через
втулку и соединяется с ней и обоймой штифтом 9.
Если турбореактивный двигатель расположен в гондоле под крылом
(рис. 7.24), он крепится к гондоле, а гондола крепится к крылу при
помощи пилона.
В настоящее время широкое распространение получила нормальная
схема самолетов с двигателями, расположенными в гондолах на хвосто-
и 7.26). Такое расположение дви-
вои части фюзеляжа (см. рис. 7.6, 7.25
гателей имеет существенные пре-
имущества:
1) аэродинамические характе-
ристики крыла не ухудшаются, по-
вышается эффективность механиза-
ции:
2) уменьшается опасность по-
жара, так как запасы топлива уда-
лены от двигателей;
3) высокое расположение дви-
гателей за крылом уменьшает воз-
можности попадания в воздухо-
заборники посторонних предметов,
устраняется опасность удара о зем-
лю гондол при случайном крене
во время взлета и посадки;
4) повышается безопасность
при посадке с убранным шасси;
5) облегчается парирование
разворачивающих моментов при от-
казе двигателя;
6) существенно уменьшается
шум в кабинах экипажа и пасса-
Рис. 7.24. Схема подвески двигателя под
крылом на пилоне:
/—пилон; 2—крыло; 3—гондола двигателя
жиров;
7) реактивная струя от двигателей оказывает меньшее акустическое
воздействие на конструкцию самолета.
На рис. 7.25 и 7.26 показаны конструкции гондол и крепления дви-
гателей на самолете Ил-62.
Двигатели 1 заключены в две спаренные гондолы, которые прикреп-
лены к силовым элементам хвостовой части фюзеляжа при помощи уз-
лов 11. Каждый двигатель крепится через резиновые амортизаторы к
передней двухарочной балке 2 гондолы тремя узлами 5, 7, к задней бал-
ке 3 — одним узлом 6.
Конструкция спаренной гондолы (см. рис. 7.26) представляет собой
кессон с двумя балками. В целях противопожарной безопасности двига-
тели изолированы друг от друга перегородками из жаропрочного мате-
риала, а гондолы по длине разграничены стенками 15 из того же мате-
риала.
Гондолы имеют большие створки 14, которые обеспечивают удобст-
во технического обслуживания, включая монтаж и демонтаж.
Для уменьшения длины пробега самолета после посадки на внеш-
них двигателях установлены реверсивные устройства (рис. 7.27).
Для повышения тяговооруженности самолета и увеличения безопас-
ности полета современных истребителей иногда внутри хвостовой части
фюзеляжа располагают два турбореактивных двигателя. Крепление та-
ких двигателей к констоукции фюзеляжа может быть аналогично изо-
браженному на рис. 7.28.
357
n 2 и n i i oo / ——“7 . "—7 JXX Jl^L / Ж< ~~ /С ~~ i Аз*ч£Л v/mWi)'27 n м ii i( ftPwRtfЛ Mt\77 U L / л/ у ^-рЙрм1 ini uM^TvJvS~^I iP^) 54— ''Msrf^ / $П/ J Is is a r / «^xfyj 7 К 7 Л Ж Узел крепления j ЗВигателя s'. ^XiXXJto крепления гондолы ?п , w © iJ г^-i fO/d’ir jix w»?O w®x Jzz<y »^wi SB SS l^4T 2 izB. X \ и жзУъ&я jyffjF-i.^agX 17 s луь,, .— J y,j .' _-^' 40 ©S——^^Sfr'^*''l S е>Й< 'X^^ 7^nl |Rt^rj >9л “Ж " >« Lfl [ш ^"1 L »i । Ул \ K r в f—V15 / 1 'Xc Ж; 2/\ i x/ si П -j\ * / Передний дековой узел кре^ения^Внутреннега ^Узел крепления внешнего g-g ^^^вВйгателя шч 7 z ^^ISar С ®‘ Il /11 Лк\ Л X Е®ш// л Передний средний узел -2 Ф / /7 крепления двигателя X®il&? лХХ е ®\ X X, >$ -X / ХХ^Х^27
На рис. 7.28 показаны возможные схемы крепления
двигателей к усиленным шпангоутам фюзеляжа.
Поршневые двигателя крепятся к самолету при помощи мотор-
ных рам, конструкции которых подробно рассмотрены в учебнике
М. Н. Шульженко «Конструкции самолетов» (2-е изд. М., Оборон-
гиз, 1953).
5. ГОНДОЛЫ И КАПОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
На современных самолетах для уменьшения лобо-
вого сопротивления внешние двигатели заключаются
в гондолы, которые обеспечивают хорошие аэродинами-
ческие формы и предохраняют двигатель и его агре-
гаты от загрязнения. Гондолы обеспечивают также пра-
вильное распределение и направление потока воздуха*
необходимого для работы двигателя и его охлаждения.
Гондола двигателя включает в себя капот — систему
легкосъемных или откидных крышек. Гондолы двигате-
лей представляют собой тонкостенные конструкции, ана-
логичные конструкциям фюзеляжа.
В современных силовых установках применяются
каркасные и панельные конструктивно-силовые схемы
гондол й капотов.
Каркасная конструкция гондолы состоит из силового
набора и легких крышек, которые крепятся к продоль-
ному и поперечному наборам. Гондола может восприни-
мать нагрузки от двигателя и передавать их на крыло
или фюзеляж.
Панельная конструкция гондолы или капота состоит
из достаточно жестких панелей, связанных быстродей-
ствующими стягивающими замками и образующих
замкнутую жесткую оболочку. Такая, конструкция обыч-
но воспринимает только воздушные нагрузки.
Нагрузки от двигателя в этом случае через эле-
менты конструкции крепления (рамы) передаются непо-
средственно на крыло или фюзеляж.
На рис. 7.29 показан общий вид гондолы турбовин-
тового двигателя и ее основные составные части. Обычно
гондола состоит из обтекателя втулки винта, переднего
и заднего капотов, хвостовой части гондолы и стекателя
для отвода выхлопных газов.
Обтекатель втулки винта 1 служит для уменьшения лобового
сопротивления двигателя, для профилирования входного канала
двигателя и для защиты втулки винта от загрязнения.
Передний капот состоит нз воздухозаборника 3, обтекателя
редуктора 2, верхней и двух боковых балок 16 и четырех кры-
шек.
Передний шпангоут вместе с носком обшивкн образует кольце-
вую камеру противообледенительного устройства воздухозаборника,
в которую теплый воздух подается через патрубок нз противообле-
денительной системы самолета.
В задний капот 6 двигателя входят силовые шпангоуты 5, 11,
крышки н рама маслорадиатора.
Часто гондолы двигателей используются для раз-
мещения в них ног Щасси в убранном положении: тогда
поперечное сечение гондолы делается большим.
Турбореактивные двигатели, расположенные внутри»
фюзеляжа, не имеют специальных гондол. В этом слу-
чае гондолой является сам фюзеляж. В обшивке фюзе-
359
Рис. 7.26. Конструкции гондол двигателей (пози-
стяжнои винт кольцевой.
пеоегороЗки. герметизации
ляжа делаются лючки, позволяющие производить осмотр двигателя и
его агрегатов. Для установки и снятия двигателя фюзеляж делается
разъемным.
Если двигатель расположен в крыле, то гондола полностью или ча-
стично размещается внутри крыла (рис. 7.30). Лонжероны крыла в отсе-
ке размещения двигателей имеют кольцеобразную форму.
7
Рис. 7.27. Схема реверсивного устройства:
а—лопатки реверса в нейтральном положении; б—лопатки реверса отклонены
6. БАКИ И ТОПЛИВНЫЕ ОТСЕКИ
РАСПОЛОЖЕНИЕ БАКОВ И ТОПЛИВНЫХ ОТСЕКОВ
И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
Топливо, потребное для полета самолета, размещается в специаль-
ных отсеках и баках. Для размещения топлива используются внутрен-
ние объемы фюзеляжа, крыла, но ввиду их ограниченности иногда при-
меняются специальные удобообтекаемые подвесные топливные баки
(рис. 7.31). Такие баки в полете после использования топлива обычно
сбрасываются.
В целях рационального использования внутренних объемов крыла
и фюзеляжа на некоторых самолетах топливо заливается непосредст-
венно в отсеки крыла или фюзеляжа, герметизированные надлежащим
образом.
При разработке конструкции топливных отсеков и баков и разме-
щении их на самолете должны быть удовлетворены следующие основ-
ные требования:
1) допустимое изменение центровки самолета при выработке топ-
лива;
2) достаточная прочность и герметичность топливных отсеков и ба-
ков при минимальном весе конструкции;
3) удобное расположение отсеков и баков на самолете, облегчаю-
щее их эксплуатацию и ремонт;
4) простота конструкции бака и его креплений;
5) быстрота заполнения отсеков и баков топливом, а также бы-
стрый слив топлива в воздухе в аварийных случаях;
6) наличие дренажной системы — соединение свободного объема
бака с атмосферой или источником давления для предотвращения об-
разования разрежения над топливом по мере его расходования;
7) обеспечение питания двигателя на всех режимах полета;
8) обеспечение противопожарной безопасности.
КОНСТРУКЦИЯ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ И ОТСЕКОВ
На самолетах применяются жесткие (неизменяемой формы), мяг-
кие (с гибкой оболочкой) и полужесткие баки.
361
A-A
а
в
ю
о
Б-Б
16
4
°)
6)
Рнс. 7.28. Схемы крепления двигателей к конструкции фюзеляжа:
а—варианты крепления двигателей в передней его части к усиленным шпангоутам; б—варианты
крепления двигателей в задней его части к усиленным шпангоутам;
/—двигатель; 2—воздухозаборник; 3—выхлопная труба; 4—силовые шпангоуты; 5—кронштейн основ-
ной подвески; 6— кронштейн задней подвески; 7—кронштейн подвески амортизатора; 8—кронштейн
на силовом шпавгоуте; 9—амортизатор крепления двигателя; 10—такелажные кронштейны; 11—тран-
спортировочная цапфа; 12—транспортировочный кронштейн; 13—главная опорная цапфа крепления
двигателя; 14—узел крепления главной опорной цапфы; 15—ролик; 16—направляющий рельс; 77-
узел крепления выхлопной трубы
Рис. 7.29. Общин вид гондолы ТВД и ее основные составные части:
/—обтекатель втулки винта; 2—обтекатель редуктора; 3—воздухозаборник с противообле-
денительной камерой; 4—верхние крышки переднего капота; 5—шпангоут заднего капо-
та; 6—верхняя крышка заднего капота; 7—силовая ферма; 8—кожух; 9—стекатель; 10—
хвостовая часть гондолы; //—силовой шпангоут; 12—боковая крышка заднего капота;
13—рама маслораднатора; И—нижняя крышка заднего капота; 15—ннжняя крышка пе-
реднего капота; 16—боковая балка; /7—люк
Рис. 7.30. Схема расположения ТРД в крыле:
/—воздушный канал; 2—передний лонжерон центроплана; <3—средняя часть гондолы;
4—масляный бак; 5—дренаж маслобака; 6—стекатель; 7—капот двигателя; 8—двигатель;
9—масляная помпа; 10—сливная трубка; //—подвод топлива; 12—задний лонжерон цент-
роплана; 13—продольные силовые баки; 14—воздухозаборник; 15—гнездо главной опо{>-
ной цапфы
Рис. 7.31. Размещение на самолетах подвесных топливных баков:
а—под крылом; б—на концах крыла
363-
Мягкие баки обладают значительными преимуществами: их можно
помещать в самолет через небольшие люки, они не подвергаются влия-
нию вибраций, при простреле получают минимальные отверстия.
Жесткие баки (рис. 7.32) обычно состоят из обечайки 7 (боковой
наружной поверхности), двух днищ 6 и внутренних перегородок 3. Пере-
городки имеют отверстия с отбортовкой и придают баку жесткость,
предупреждают резкое переливание топлива при фигурных полетах, а
также смягчают гидравлические удары.
Для изготовления жестких баков применяют магниевые сплавы,
алюминиевомарганцевый сплав и другие легкие материалы. Толщина
листов, применяемых для изготовления баков, 0,6—2 мм.
Рнс. 7. 32. Конструкции жестких топливных баков:
а, б, в—различные формы баков; 1—обечайка; 2—заливная горловина; 3—внутренние
перегородки (успокоители колебаний жидкости); 4—заборная трубка; 5—сливной
кран; 6—днище; 7—штуцер для подвода нейтрального газа; 3—дренаж
Детали баков соединяются клепкой и сваркой. Непроницаемость и
плотность заклепочного шва достигается установкой эластичных про-
кладок.
Жесткие баки иногда покрывают мягкой защитной оболочкой —
протектором, которой представляет собой многослойную конструкцию,
аналогичную конструкции оболочки мягкого бака.
Для обеспечения питания двигателя при отрицательных перегруз-
ках, когда топливо отрывается от внутренней стенки бака, в баках (же-
стких и мягких) предусмотрены специальные приспособления (рис. 7.33).
В нормальном положении клапана трубка открывает доступ топлива к
камере, откуда топливо поступает в питающую магистраль. При отри-
цательных перегрузках груз посредством рычага опускает трубку и пи-
тание производится через верхнюю часть ее.
Жесткие масляные баки имеют те же конструктивные элементы, что
и топливные; кроме того, в их конструкцию введен фильтр для очистки
поступающего в двигатель масла от механических примесей и пенога-
ситель для гашения попадающей в бак пены — отделения воздуха и
газов, растворившихся в масле (рис. 7.34). При образовании пены объ-
ем масла значительно увеличивается, что приводит к выбросу масла из
бака и ухудшает работу насоса. Пеногасители выполняются в виде лот-
ков, по которым разливается масло, или в виде сепараторов, представ-
ляющих собой спиральные трубы с большим числом отверстий.
Подвесные топливные баки имеют жесткую конструкцию (рис. 7.35),
обтекаемую форму и состоят из каркаса (шпангоутов и стрингеров) и
обшивки из алюминиевого сплава, из пластмассы и т. п.
364
Мягкие топливные баки изготовляются из гибкой оболочки, состоя-
щей из нескольких слоев резины и ткани. Слой набухающей резины
является протектором, затягивающим небольшие местные разрушения
(пробоины) бака.
Рис. 7.33. Клапан, обеспечивающий питание двигателя при отрицатель-
ных перегрузках в топливной системе:
а—нормальное положение клапана: б—положение клапана при отрицательных пе-
регрузках; /—груз; 2—топливо; 3—втулка; 4—трубка; 5—дренажные отверстия; 6—
колпак; 7—стенка бака
На рис. 7.36 показано размещение в крыле мягкого топливного ба-
ка. Отсек крыла, где установлен топливный бак, облицовывают листа-
ми стеклотекстолита, а иногда ставят специальную жесткую из алюми-
ниевого сплава оболочку — контейнер (см. рис. 7.36, 7.37).
Поверхность бака при наполнении его топливом плотно прилегает
к стенкам отсека или контейнера.
Расположение баков и их крепление дол-
жны позволять снятие и установку их по воз-
можности без демонтажа других агрегатов.
Полужесткие баки. В отличие от мягких
баков полужесткие сохраняют форму, но прин-
ципиальное их устройство аналогично устрой-
ству мягких баков. На рис. 7.38 показаны
крыльевые полужесткие баки. Они изготов-
лены из специальной топливостойкой ткани и
Рис. 7.34. Конструктив-
ная схема масляного
бака:
а—нормальное положение
бака; б—перевернутое поло-
жение бака;
/—карман; 2—фильтр; 3—
сетка; 4—пеногаситель
Рис. 7.35. Конструкция подвесного
топливного бака:
/—заливная горловина; 2—узел под-
вески; 3—шпангоут; 4 — стрингер; 5—
обшивка
каучукового протектора между ними. Секция состоит из шести бачков,
соединенных между собой последовательно трубками ]. Контрольные
лючки 2 всех бачков выходят на поверхность крыла. В пятом бачке
смонтирована заливная горловина 3, а в первом — заборник топлива 4.
365
Рис. 7.36. Мягкий топливный бак, расположенный в крыле:
/—контейнер; 2—бак; 2—съемная панель; 4~крышка; 5—внутренняя повеохность
бака; 6—слой набухающей резины; 7—капроновое полотно
няя несъемная панель
Рис. 7.38. Полужест-
кие крыльевые топ-
ливные баки:
/—соединительные труб-
ки; 2—контрольные люч-
кн; 3—заливная горло-
вина; 4—заборник топ-
лива; 5—перегородка;
6—кран; 7—дренажная
трубка
366
Перегородка 5 препятствует отливу топлива от заборника во время
пикирования. Краники 6 предназначены для слива отстоявшейся воды.
Дренаж баков осуществляется системой трубок 7, выведенных через
обшивку наружу. Вся внутренняя поверхность бачков покрывается
топливостойкой пленкой. Секция баков вставляется в крыло между лон-
жероном и нервюрами. По бокам и снизу баков проложены прокладки.
Топливные отсеки представляют собой отсеки конструкции крыла
и фюзеляжа, внутри которых непосредственно (без баков) размещают
топливо.
Такие баки-отсеки дают возможность более эффективно использо-
вать внутренние объемы для топлива, а также уменьшить вес конст-
рукции. Например, на магистральном пассажирском самолете Ил-18
переход от топливных баков, расположенных в крыле, к топливным от-
секам дал возможность увеличить запас топлива на 5000 л и уменьшить
вес конструкции на 500 кг.
Проектирование топливных отсеков связано в первую очередь с гер-
метизацией конструкции агрегата. Создание такой схемы герметизации,
которая бы обеспечивала надежную герметичность серийно изготов-
ляемых отсеков в течение всего срока службы самолета, является глав-
ной задачей конструктора. Эта задача решалась по-разному в разное
время.
При проектировании первых топливных отсеков конструкторы рас-
полагали только прокладочными герметизирующими материалами, по-
этому основным методом герметизации швов была плотная клепка.
В дальнейшем широкое распространение получили высыхающие и са-
мовулканизующиеся герметики.
Применение герметиков значительно облегчило задачу герметиза-
ции конструкции, а успехи в деле герметизации различных конструкций
привели к ошибочному представлению о том, что любую конструкцию
можно сделать герметичной, промазав все швы герметиком и произведя
для большей гарантии операцию облива герметиком всей внутренней
поверхности отсека. Как показала эксплуатация, такие конструкции об-
ладают незначительным ресурсом из-за слишком больших деформаций
сопрягаемых элементов в герметизируемом шве. Поэтому в последнее
время вопросам деформаций элементов конструкции топливных отсеков
и механических свойств герметизирующих материалов уделяется боль-
шое внимание.
Герметизация топливных отсеков клепаной конструкции осущест-
вляется путем уплотнения заклепочных швов или же путем изоляции
швов от герметизируемого объема непроницаемыми покрытиями.
При конструировании и изготовлении топливных отсеков необхо-
димо помнить следующее.
1. Конструкция должна иметь минимальное количество отверстий,
сообщающихся с внешней средой, что достигается главным образом при-
менением монолитных панелей.
2. Конструкция должна иметь минимальное количество продольных
и поперечных стыков, для чего следует длину панелей делать равной
длине отсека, а ширину — максимально возможной.
3. Конструкции силовых элементов топливного отсека должны учи-
тывать специфику конструкции герметических отсеков.
Стрингеры лучше располагать по прямолинейным образующим, а
форма поперечного сечения должна быть такой, чтобы при соединении
с обшивкой не образовывалось закрытых профилей. Кроме того, сече-
ние стрингера следует выбирать с повышенным сопротивлением попереч-
ному изгибу для обеспечения большей жесткости стрингера и его креп-
ления к обшивке.
Лонжероны крыльевых топливных отсеков являются продольными
стенками отсека, поэтому целесообразно, чтобы они имели монолитную
367
конструкцию, что увеличивает их жесткость и уменьшает количество от-
верстий. На рис. 7.39 показаны сечения топливных отсеков крыльев на
участке лонжеронов и схемы герметизации, применяемые на некоторых
американских самолетах.
Рис. 7.39. Способы герметизации топливных отсеков крыла в месте соеди-
нения обшивки с лонжеронами:
а, б, в—различные конструктивные варианты; 1—лонжерон; 2—пояса лонжеронов- 3—
обшивка; 4—герметические заклепки; 5—обычные заклепки; 6, 5—паз с герметиком;
7—винтовая заглушка; 9—дополнительное уплотнение под головками заклепок (шай-
бы из алюминиевой фольги); 10—основной уплотнительный слой герметика
Торцевые нервюры, образующие днища топливных отсеков, следует
делать монолитные. На рис. 7.40 показано крепление панели к полке
торцевой нервюры при помощи двух рядов заклепок. Заклепки распо-
ложены на внешней стороне отсека. В ближнем к топливу ряду они гер-
метические, а во втором ряду —
обычные.
В подавляющем большинстве
для клепаных конструкций крылье-
вых топливных отсеков предусмот-
рены съемные крышки люков
(рис. 7.41), обеспечивающие доступ

Рис.
7.41. Топливный отсек крыла:
/—передняя стенка лонжерона; 2—слой гер-
метика; 3—съемная крышка; 4—стыковая нер-
вюра; 5—стрингер; 6—слой уплотнительной за-
мазки; 7—нижняя панель
Рис. 7.40. Способ герметиза-
ции торцевой нервюры топ-
ливного отсека крыла:
/•—паз с герметиком; 2—герме-
тическая заклепка; 3—обычная
заклепка; 4—торцевая нервюра
к внутренней поверхности отсека для осмотра и ремонта герметизирую-
щих покрытий.
При изготовлении такого топливного отсека применяется много-
рядная герметизация (рис. 7.42). Во все швы прокладывается плен-
368
ка, кроме того, герметик наносится по кромкам стрингеров, поясов, лон-
жеронов, полкам торцевых нервюр и т. п., а затем вся внутренняя по-
верхность отсека покрывается тонким сплошным слоем герметика. Та-
кой метод герметизации дает сравнительно высокую надежность, не
требует применения герметического крепления и высокой точности со-
прягаемых деталей и имеет небольшой вес. В качестве недостатков
следует отметить сравнительно большую трудоемкость нанесения герме-
тика, что удлиняет цикл сборки отсека, а также трудности заделки течи.
В настоящее время широко осваивается метод пазовой внутришов-
ной герметизации топливных отсеков крыла (см. рис. 7.39, а и 7.40). Ме-
тод пазовой герметизации основан на новом конструктивном решении,
Рис. 7.42. Многорядная герметизация
топливного отсека крыла:
1—резиновые прокладки; 2—пленочный или
шпательиый герметик; 3—поверхностный
герметик
Рис. 7.43. Способы внутришовной
герметизации топливных отсеков кры-
ла в местах стыков:
/—отверстие впрыска герметика; 2—пазы
для герметика; 3—заглушка; 4—эжектор
для введения герметика; 5—обшивка
при котором обеспечивается сеть непрерывных каналов (пазов), запол-
няемых герметиком и располагаемых на стыках герметизируемых эле-
ментов. Герметик под давлением вводится в канал снаружи отсека через
отверстия впрыска (рис. 7.43), которые просверливаются в канале гер-
метизации через внешнюю обшивку. После зашприцовки герметика
отверстие глушится винтом с потайной головкой. Каналы располагаются
параллельно кромкам стыка.
При таком методе благодаря хорошему контакту металла с метал-
лом в герметизируемом шве обеспечивается высокая жесткость. Нали-
чие отверстий для впрыска герметика с наружной стороны отсека значи-
тельно упрощает эксплуатацию и позволяет легко устранять течи. Малое
поперечное сечение герметизирующего элемента шва способствует сни-
жению веса конструкции, а форма поперечного сечения греметизирую-
щего элемента обеспечивает высокую пластичность герметика при низ-
ких температурах. Однако наряду с этими преимуществами такой метод
имеет и недостатки и прежде всего трудоемкость постановки герметиче-
ских элементов крепления, высокая точность изготовления сопрягаемых
элементов и высокая чистота герметизируемых поверхностей.
Особый интерес в последующем совершенствовании конструкцив
топливных отсеков представляют сварные и клееные конструкции топ-
ливных отсеков.
7. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Каково назначение силовых установок на самолете?
2. Назовите основные составные части силовой установки.
3. Какие двигатели устанавливаются на самолете и область их при-
менения?
369
4. Перечислите основные требования, предъявляемые к силовым
установкам.
5. Каковы наиболее характерные схемы расположения двигателей
на современных самолетах (истребителях, бомбардировщиках и пасса-
жирских самолетах)?
6. Каковы наиболее характерные формы воздухозаборников?
7. Каковы особенности нагружения элементов конструкции крепле-
ния двигателей к самолету?
8. Из каких элементов состоит конструкция гондолы двигателя?
Каково назначение этих элементов?
9. Где располагаются запасы топлива на самолете?
10. Каковы особенности конструкции топливных отсеков?
Глава VIII
СОЕДИНЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Конструкции агрегатов самолета состоят из разнообразных по фор-
ме, размерам и технологии изготовления деталей, узлов н панелей, ко-
личество которых на самолетах среднего тоннажа достигает нескольких
десятков тысяч.
Отдельные агрегаты самолета и их конструктивные элементы соби-
раются из деталей, соединяемых между собой различными способами.
5)
Рис. 8.1. Шток амор-
тизатора ноги шасси:
а—с цельным дном; б—
со вставным дном
Наличие соединений, и в первую очередь разъемных, усложняет
конструкцию, увеличивает ее вес, а следовательно, повышает ее стои-
мость и трудоемкость изготовления. Внедрение в конструкцию монолит-
ных узлов, панелей и даже секций уменьшает количество соединений.
При этом требования, предъявляемые к качеству соединений, не сни-
жаются.
Целесообразное расчленение конструкции на составные элементы
является существенным фактором повышения ее технологичности. Во-
прос о целесообразности того или иного расчленения конструкции ре-
шается на основании ее анализа с учетом типа и масштаба производства.
Например, из двух сравниваемых конструкций штока амортизатора, изо-
браженных на рис. 8.1, проще и дешевле шток со вставным дном, так
как он изготавливается из трубы, в то время как шток с цельным дном
изготавливается из прутка большого диаметра. На рис. 8.2 показана
другая конструкция. Здесь, наоборот, более выгодным будет монолит-
ный узел.
371
Качество соединения можно оценить следующими показателями:
надежностью, прочностью, жесткостью, герметичностью, устойчивостью
против коррозии и т. д.
Такие элементы соединения, как болты, винты, гайки, шайбы, за-
клепки и др., в большинстве своем стандартизированы и нормализи-
рованы.
Элементы крепления для авиационных конструкций отличаются от
принятых в общем машиностроении повышенной прочностью материала,
более высокой точностью изготовления и чистотой обработки поверхно-
сти. Эти особенности обусловили необходимость в специальных авиаци-
онных нормалях.
1. ТИПЫ СОЕДИНЕНИИ
Элементы конструкции при сборке соединяются различными спосо-
бами. Соединения могут быть неразъемными и разъемными, кроме того,
в зависимости от степени подвижности соединяемых элементов разли-
чают неподвижные, малоподвижные и подвижные соединения.
В табл. 8.1 приведены основные разновидности соединений по спо-
собу их выполнения с указанием, какие из них в настоящее время полу-
чили широкое применение в самолетостроении.
Таблица 8.1
Различные типы соединений конструктивных элементов и их распространенность
в самолетостроении
Дадим краткое определение и характеристику основных видов сое-
динений.
Неразъемные неподвижные соединения характеризуются неизмен-
ным взаимным положением собранных деталей, узлов и панелей. Такие
соединения обеспечивают клепка, сварка, склеивание, паяние и посадка
с натягом. Разборка этих соединений крайне затруднена и сопровож-
дается обычно повреждением самих соединяемых элементов и крепле-
ний.
Разъемные неподвижные соединения, обеспечивая неизменное поло-
жение деталей, в то же время допускают разборку узла, секции или аг-
регата без повреждения как входящих в них элементов, так и крепеж-
ных деталей. К этим соединениям относятся, например, стыковые узлы
372
крыла, оперения и фюзеляжа, узлы крепления двигателей к агрегатам
самолета, узлы крепления кронштейнов подвески рулей и элеронов, вин-
товые соединения и др.
Разъемные малоподвижные соединения допускают относительные
перемещения входящих в соединение элементов, однако эти перемеще-
ния относительно редко повторяются и происходят в течение краткого
времени. К таким соединениям относятся шарниры складывающегося
подкоса убирающейся ноги шасси, соединения элементов в управлении
средствами механизации крыла (закрылками) и т. д.
Разъемные подвижные соединения допускают часто повторяющие-
ся относительные смещения элементов соединения. К ним относятся
шарнирные соединения проводки управления рулями, элеронами, шар-
ниры подвески рулей и т. д.
Определение степени подвижности соединения является весьма су-
щественным, так как допустимые напряжения смятия для подвижных
соединений принимаются не более 0,2ов, а для малоподвижных соеди-
нений — 0,65ов.
Разъемные соединения по способу передач ими усилий можно под-
разделить на сосредоточенные (точечные) и контурные. При сосредото-
ченных соединениях усилия с одного элемента на другой передаются в
одной или нескольких точках. При контурных соединениях усилия пере-
даются большим числом болтов, соединяющих угольники или фитинги,
расположенные по контуру соединяемых элементов (или агрегатов).
Из перечисленных видов соединений заклепочные и болтовые сое-
динения в авиационных конструкциях имеют в настоящее время наи-
большее распространение. Это объясняется их универсальностью, срав-
нительной простотой и надежностью в эксплуатации. Заклепки и болты
можно использовать для соединения элементов конструкции из любых
металлов, тогда как другие виды соединений накладывают в этом отно-
шении определенные ограничения. Так, например, сварка алюминиевых
сплавов, а также высоколегированных конструкционных материалов за-
труднена и требует соблюдения специальных условий.
2. ЗАКЛЕПОЧНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Заклепочные соединения выполняются в виде прочных швов, пред-
назначенных для передачи усилий с одного элемента на другой, и плот-
но-прочных швов, которые наряду с передачей усилия обеспечивают гер-
метичность шва.
Применяющиеся в самолетостроении заклепки нормализованы и
имеют определенный шифр, указывающий марку материала, форму за-'
кладной головки, диаметр и длину стержня. В табл. 8.2 приведены ос-
новные типы заклепок и их характеристика.
При выборе заклепок следует руководствоваться нормалями, при
этом необходимо всемерно сокращать номенклатуру применяемых в
конструкции заклепок за счет унификации их по типам головок, по ма-
териалу и по диаметрам. В тех случаях, когда использование существу-
ющих нормалей невозможно или невыгодно, допускается применение
новых, специально сконструированных заклепок.
В заклепочных соединениях обшивки с каркасом обычно применя-
ются заклепки с потайными головками, а в заклепочных соединениях
внутренних — заклепки с выступающими головками. Применение сое-
динений с потайными головками уменьшает лобовое сопротивление са-
молета, снижает прочность соединения и увеличивает трудоемкость кле-
пально-сборочных работ.
Заклепки с высоким сопротивлением срезу применяются в соедине-
ниях, воспринимающих большие срезывающие усилия. Они состоят из
двух частей: стержня с головкой из стали и кольца из легкого сплава.
373
Таблица 8.2
374
Основные типы заклепок, применяющихся в самолетостроении
Марка материала Временное согротивление сре- зу в кГ/м^ Рекомендуемые диаметры в мм Обычные заклепки Заклепки с высо- ким сопротивлени- ем срезу Заклепки для односторонней клепки
в' рывные двух- камерные с сердечником гайки-пистоны
Эскизы и нормаль заклепок
плос- кая t полу- круглая потайная а = 90° потайная а - 120° Ж плоско- выпуклая потайная а <90° плоская плоско- выпуклая потайная а <120° полу- круглая цотайная г лоская потайная а = 120°
Алкминиевые сплавы
В65 25 2,6—10 3501А 3515А 13531А 3547А 2 3558А3 — — — — — — —- —
АМг5 16 2—10 3502А 3516А 3532А 3548А 2 3559А4 — — — — — — — —
Д18П 19 2 и 2,6 3503А 3517А5 3533А5 3549А6 3560А — — 2040А568 2041А568 Пистоны 1649С499 1648С499 1651С52Ю 1653С52Ю
двп 28 2,6-8 3504А 3518А 3534А 3550А2 35Q1A — — — — — — —• —
АМц 7 2-6 3505А 3520А 3536А — 3562А — — —— — — — —- —
Д19П В941 25 29 — —• — —' — — Кольцо 2035А55 Стали — —. Серде 165 чники ЭС49 — Винт 1654С51
15,10 34 2—10 3506А ’3521А7 3537А7 3551А2 3563А4 — — — — — — —
20ГА 50—63 3,5—10 3507А 3522А 3538А — — — — — — — —- — —
1Х18Н9Т 44 2-6 3508А 3523А 3539А 3552А2 3564А — — — — — — — —
ЗОХГСА 1 Закл « От 2 • От 2 « От 2 72 епки из ,6 до 6 л ,6 до 8 л до 8 м 5-12 сплава в< (М. (М* м. И mttopi » От 1, • 2, 7 От 1 «ализэваньг. ! до 2,6 лслс. о. до 10 мм* изготовляй ’ 3 • 3 10 5 тся по вред 5; 4; 5; 6 м ,5; 5 мм, мм. <ениой норм 2032А55 2036А55 2037 А55 али АМТУ 2034А55 2038А55 2039А55 367-56.
Стержень заклепки на одном своем конце имеет закладную головку, а
на другом — специальную кольцевую выточку.
Заклепки для односторонней клепки применяются в тех местах, где
доступ к замыкающей головке заклепки отсутствует. В таких соедине-
ниях применяются взрывные заклепки, заклепки
с сердечником и пистоны.
Потайные заклепки подбираются таким
образом, чтобы высота h закладной головки
(рис. 8.3) была равна или немного меньше тол-
щины б обшивки (Л^д). Из условий прочности
при толщине обшивки можно применять
Рис. 8.3. Потайная заклепка
с плоской замыкающей го-
ловкой:
/—замыкающая головка; 2—за-
кладная головка; 3—стержень;
4—пакет
Ряс. 8.4. Расположение
деталей в пакетах отно-
сительно замыкающей
головки заклепки:
а—пакет из разнородных
материалов; б—пакет из од-
нородных материалов, но
заклепки с углом конуса головки 90° и 120°. При „нУые сТ™Х"ы/-4тальГ“-
толщине обшивки б</г следует Применять за- замыкающая головка
клепки с углом конуса головок 120°.
В заклепочных швах замыкающие головки нужно располагать со
стороны материала большей толщины (см. рис. 8.3) и со стороны более
Рис. 8.5. Виды заклепочных соединений
односрезные заклепочные соединения: а—соединения внахлестку; б—соединения встык
с одной накладкой; двухсрезные заклепочные соединения: в—соединения встык с
двумя накладками
375
прочного материала в соединениях элементов из различных материалов
(рис. 8.4).
В зависимости от сочетания соединяемых элементов, характера
передачи усилий с одного элемента на другой и требований, предъяв-
ляемых к заклепочному шву, применяют различные виды соединений.
Соединение внахлестку (см. рис. 8.5, а) применяется преимущест-
венно для элементов конструкции, не находящихся в воздушном потоке.
Однако соединение обшивки внахлестку со швами, расположенными
вдоль потока, обладает конструктивно-технологическими достоинствами
и может применяться, несмотря на некоторое увеличение лобового со-
противления.
Соединение встык с одной накладкой (см. рис. 8.5, б) применяется
в местах стыка продольных и поперечных элементов каркаса и обшив-
ки. Это наилучшим образом обеспечивает гладкость поверхности, но
число заклепок по сравнению с соединением внахлестку увеличивается.
Соединение встык с двумя накладками (см. рис. 8.5, в) применяется
для элементов конструкций, передающих большие усилия, как напри-
мер, соединения лонжеронов, силовых балок, рам и т. д.
РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ ЗАКЛЕПОЧНЫХ СОЕДИНЕНИЙ
В авиационных конструкциях наиболее часто встречаются одно-
срезные и двухсрезные заклепочные соединения (см. рис. 8.5).
Для определения основных параметров соединения пользуются эм-
пирическими соотношениями.
Длины заклепок подбираются по толщине склепываемого пакета с
учетом возможности образования замыкающей головки (см. рис. 8.3),
т. е.
A-S+4,
где /3 — припуск на замыкающую головку по нормалям и диаметру за-
клепки;
5 — толщина склепываемого пакета.
Размер L округляется в пределах ±0,5 мм в соответствии со стан-
дартными длинами и уточняется при изготовлении.
Шаг заклепок для односрезного шва (см. рис. 8.5, a) t3~3d, для
двухсрезного шва (см. рис. 8.5, в) l3^5d.
Расстояние оси заклепки от края листа (см. рис. 8.5, a) a^2d+2 мм.
Диаметр заклепки, толщина листа и шаг заклепочного шва опре-
деляются на основании расчета прочности. Элементы заклепочного сое-
динения работают на срез, смятие, разрыв.
На срез работают стержни заклепок и соединяемые листы или де-
тали. Кроме того, заклепки и склепываемые листы проверяют на смя-
тие для того, чтобы устранить в эксплуатации возможность сдвига сое-
динений. На разрыв работают склепанные листы или детали по месту
наибольшего ослабления их отверстиями. В ряде случаев заклепки рабо-
тают на отрыв головки.
По длине шва распределение силы Р между заклепками принимают
пропорциональным площади среза заклепки, т. е. для любой i-й заклепки
где P3i — усилие на одну заклепку;
Fi — площадь среза заклепки.
При равных площадях среза заклепок, т. е. когда Ff=const,
Рз1=Р/п,
где п — число заклепок в шве.
376
Напряжения на срез заклепки (рис. 8.6, сеч. 1—1) и листа или
детали (рис. 8.6, сеч. 2—2; 2'—2')
р
т3 =--—— -< тв (для заклепки);
nd2
” Т
тл= --3 ‘- <твл,
где твз, твл — разрушающие напряжения среза для заклепки и листа
соответственно;
В —наименьшая толщина листа (детали);
с? —диаметр стержня заклепки;
/г —количество плоскостей среза заклепки.
Напряжения на смятие заклепки и листа
где ов — разрушающее напряжение на растяжение материала заклепки
(при проверке на смятие листа под
жение материала листа).
Напряжения на разрыв скле-
панных листов (см. рис. 8.6
сеч. 3—3)
заклепкой — разрушающее напря-
< k^B,
ря (/3-d)8
где t3 — шаг заклепок;
k — коэффициент, учитываю-
щий влияние концентрации
напряжения у отверстия
заклепки (/г «0,90);
цв — разрушающее напряжение
материала листа,
или
материала
Рис. 8.6. К определению напряжений
в заклепке и листе
°рл (й —
где Р — действующее усилие;
b — ширина листа или детали;
п— количество заклепок в рассчитываемом сечении.
В тех случаях, когда заклепки в соединении работают на разрыв
(отрыв головки), приближенно можно принять, что разрушающее на-
пряжение материала заклепок на разрыв 0,75 ов.
Шаг. заклепочного шва (см. рис. 8.5, а) можно определить, поль-
зуясь следующими соотношениями:
для односрезного шва 0,393 — —-;
5 ^в.л
для двухсрезного шва /ш~ 0,785 —
5 Тв.л
В целях более равномерной передачи усилий целесообразно ставить
в ряду не больше шести заклепок.
Для проверки прочности заклепок удобно пользоваться готовыми
таблицами, в которых даны разрушающие усилия — на срез РСр для
одной плоскости среза (табл. 8.3) и на смятие РСм (табл. 8.4) для за-
клепок в зависимости от материала заклепки, диаметра ее, материала
листа и толщины его.
377
Нагрузки, взятые из таблиц 8.3 и 8.4, должны удовлетворять сле-
дующим условиям прочности:
р . р . р р
' з/ - ср’ Л з ; ;'з ’ см*
Таблица 8.3
Расчетные данные для подбора диаметров заклепок
Диаметр непоставлен- ной заклепки мм Разрушающее усилие на срез заклепок из различных материалов по одной плоскости («Г)
АМг5 Д18 . В65 15А 20ГА
2,6 90 100 135 180 265
3 120 135 175 240 350
3,5 165 185 240 325 480
4 215 240 315 425 630
5 335 375 490 665 980
6 480 535 705 960 1410
7 655 730 960 1310 1920
8 855 955 1255 1710 2510
10 1335 1490 1965 2670 3930
12 1925 2150 2825 3850 5650
Пример. Найти Рср и РСм для двухюрезной заклепки из Д18, d—3,5 мм; матери-
ал листа Д16-Т б= 1,5 мм.
Из табл. 8.3 для односрезной заклепки РСр=185 кГ и для двухсрезной заклепки
Рср = 2 • 185=370 кГ.
Из табл. 8.4 Рем = 365 кГ.
Прочность соединения определяется смятием листа.
Рис. 8.7. Схема нагружения заклепочного соединения
Рассмотрим нагружение заклепочного соединения, изображенного
на рис. 8.7. Примем следующее допущение — при деформации заклепок
смещение узла будет состоять из поступательного движения в направ-
лении, параллельном силе Р, и поворота узла относительно точки, назы-
ваемой центром жесткости (ЦЖ) заклепочного соединения. Таким об-
разом, приложенная в центре жесткости соединения сила вызывает
лишь поступательное (без поворота) смещение узла.
Принятое допущение позволяет рассматривать нагружение пред-
ставленного на рис. 8.7, а соединения раздельно силой Р, приложенной
378
Таблица 8.4
со
ю
Расчетные данные для подбора диаметров заклепок
Диаметр непоставлен- Материал Разрушающее усилие на смятие листа в а ависимости от его толщины (кГ)
ной заклеп- ки мм листа 0,3 0,4 0,5 0,6 0,8 1 1,2 1,5 1,8 2 2,5 3 3,5 4 5 6 8 10
2,5 Д16А-Т Сталь 20 45 55 60 70 75 90 95 110 125 145 155 180 215
3 Д16А-Т Сталь 20 55 65 70 85 90 105 110 125 145 170 180 210 250 315 380
3,5 Д16А-Т Сталь 20 65 75 85 100 105 120 125 145 170 195 210 245 295 365 440 490 610 735
4 Д16А-Т Сталь 20 95 110 120 140 145 170 190 225 240 280 335 420 505 560 700 840 9Ь0 1120 1400 1680
5 Д16А-Т Сталь 20 180 210 240 280 300 350 420 525 630 700 875 1050 1225 1400 1750 21U0 2800 3500
6 Д16А-Т Сталь 20 360 420 505 630 755 840 1050 1260 1470 1680 2100 2520 3360 4200
7 Д16А-Т Сталь 20 735 880 980 1225 1470 1715 1960 2450 2940 3920 4900
8 Д16А-Т Сталь 20 1010 1120 1400 1680 1960 2240 2800 3360 4480 5600
10 Д16А-Т Сталь 20 1750 2100 2450 2800 3500 4200 5600 7000
12 Д16А-Т Сталь 20 2940 3360 4200 5040 6720 8400
Примечание. Жирными линиями
ограничены рекомендуемые толщины листов.
в ЦЖ, и моментом М — Р1 относительно ЦЖ, а затем суммировать полу-
ченные силы, действующие иа заклепку.
Рассмотрим действие силы Р.
При поступательном смещении узла деформации всех заклепок рав-
ны, следовательно, равны и напряжения в них, а силы Р3с , возникаю-
щие в заклепках, пропорциональны площадям их среза *.
Следовательно, точка приложения равнодействующей Р' сил P3t
находится в ЦТ площадей среза заклепок (на рис. 8,7 показаны силы
реакции заклепок). Равновесие внешней Р и внутренних Pi сил и мо-
ментов возможно только в том случае, когда линии действия сил про-
ходят через одну и ту же точку. Тогда ЦЖ совпадает с ЦТ площадей
среза заклепок. Отсюда координаты ЦЖ в прямоугольной системе коор-
динат:
где xh yi — координаты центров заклепок;
Ft — площади среза заклепок;
/ — порядковый номер заклепки. •
Рассмотрим действие момента М (см, фиг. 8.7, б).
При повороте узла возникнет деформация заклепки, а значит, воз-
никает и напряжение в ней, пропорциональное радиусу гг, соединяюще-
му ЦЖ с центром заклепки. Поэтому сила, возникающая в заклепке,
Ра1 пропорциональна радиусу и площади среза заклепки и направ-
лена перпендикулярно радиусу /у, т, е.
Р"31=^Г1,
где k — постоянный коэффициент пропорциональности.
Из условия равновесия моментов в узле следует, что момент
2^*8 tri внутренних усилий в заклепках относительно ЦЖ должен рав-
няться внешнему моменту М. Тогда
Подставляя полученное выражение k в выражение для Р31 , получим
В случае заклепок одинакового диаметра
. .. _ у i
*цж — ~ ’ Уцж — ~
Р31 = М
Здесь п — число заклепок в соединении.
Сумма 2 учитывает все заклепки.
Получив силы Р3/ и P3i , складываем графически их вектора и по-
лучаем вектор равнодействующей силы, нагружающей заклепку
(рис. 8.7, в),
Рз i — P3 i-{-P31-
* Полагаем, что расчетной деформацией является срез заклепки.
380
3. БОЛТОВЫЕ И ВИНТОВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
Болтовые, как и заклепочные, соединения находят широкое при-
менение в самолетостроении. Большинство подвижных и неподвижных
разъемных соединений осуществляется при помощи болтов.
В настоящее время часто встречаются соединения, в которых бол-
ты работают одновременно на срез, смятие и растяжение.
Основные типы болтов и винтов приведены в табл. 8.5 и 8.6.
При проектировании болтового или винтового соединения необхо-
димо учитывать следующее:
1) конусные болты следует применять лишь в тех случаях, когда
болтов и элементов соединений
используется натяг. Производство таких
весьма сложно и трудоемко;
2) болты повышенных классов
точности рекомендуется применять
только в том случае, если такая точ-
ность технически и экономически обо-
снована;
3) винты следует ставить только
в тех случаях, когда нет возможности
завернуть гайку на болте. Соединение
деталей винтами, работающими на
срез и смятие, не рекомендуется;
4) прочностные характеристики
материала гайки должны быть ниже
или равны прочностным характеристи-
кам болта;
5) пустотелые болты рекомендует-
ся применять тогда, когда они в основ-
I
Рис. 8.8. Крепление носка кры-
ла винтами с анкерными гай-
ками
ном работают на смятие.
В местах конструкции, где к болтовому соединению нет подхода с
двух сторон для постановки болтов, крепление элементов осуществляет-
ся с помощью винтов и анкерных гаек (рис. 8.8).
Для уменьшения требуемой точности постановки анкерных гаек в
настоящее время широко применяют так называемые плавающие гайки
(рис. 8.9), смонтированные на ленте (профиле), и перемещающиеся на
ней в пределах 1,5—2 мм.
Рис. 8.9. Плавающие анкерные гайки:
а, б—различные конструктивные варианты
Величина перемещения определяется выштампованными на ленте
упорами. При креплении обшивки к каркасу несовпадение осей отвер-
стий в них компенсируется соответствующим перемещением гаек. Воз-
можна групповая (с помощью длинной ленты) (рис. 8.9, а) и одиночная
(рис. 8.9, б) постановка плавающих анкерных гаек.
38i
Таблица 8.5
Основные типы болтов, применяемых в самолетостроении
Наименование нормали Эскиз По- садка Марка стали или сплава Рекомендуемые диаметры мм Шифр нормали Основное назначение
Болты с шестигранной головкой C5 Сталь 45 От 2,6 до 18 3001А Основной тип болтов, работающих
п 38ХА От 4 до 18 3002А на разрыв
ЗОХГСА
U i—i Х17Н2 От 5 до 24 3003А
Д1-Т и От 5 до 18 3004А
Д1-П От 5 до 12 3005А
Л62ПТ и От 4 до 12 3006А
ЛС59-1
Болты с шестигранной головкой с c5 Сталь 45 От 5 до 18 3016А То же
уменьшенным размером .под ключ* ЗОХГСА От 5 до 12 3017А
и короткой нарезной частью Д1-Т и Д1-П 3018А
Болты с шестигранной головкой X* ЗОХГСА От 5 до 24 3021А Основной тип болтов, работающих
третьего класса точности (Х3) на срез в ответственных J соедииеии-
ях
Болты с уменьшенной шестигран- c3 ЗОХГСА От 5 до 24 3024А То же
иой головкой третьего класса точно-
сти (Сз) и короткой нарезной частью .Q..... £.
Болты с шестигранной головкой X 30ХгСА От 4 до 24 3027А Оси шарниров
для шарнирных соединений второго
класса точности (X) j ЬгЗ-faJ
н аименование нормали Эскиз По- садка Марка стали или сплава
Болты с шестигранной головкой ступенчатые G ЗОХГСНА
Болты конические ЗОХГСА Х17Н2
БоЛы с полукруглой ГОЛОВКОЙ <?5 Сталь 45 ЗОХГСА Х17Н2 Д1-Т и ДШ Л62ПТ н ЛС59-1 Д62ПТ и ЛС59-1 анти- магнитная
Болты 90°) с потайной головкой (угол С5 Сталь 45 ЗОХГСА Х17Н2 Д1-Т и ДШ Л62ПТ н ЛС59-1 Л62ПТ н ЛС59-1 антимагнит- ная
Болты с потайной головкой, угол 90° третьего класса точности зохг СА
Продолжение
Рекомендуемые диаметры мм Шифр нормали Основное назначение
От 6 до 24 3030А Осн шарниров
От 3 до 20 ЗОЗЗА Для особо ответственных соеднне-
От 5 до 18 3034А ний, работающих на срез
От 1,7 до 10 3050А Для неответственных соединений
От 5 до 10 3051А прн работе на ра?рыв и срез
От 1,7 до 10 3052А
От 3 до 10 3053А
От 1,7 до 6 3054А
От 1,7 до 6 3054А
ант-6-36
От 1 до 10 3063А Для соединений, работающих на
От 5 до 10 3064А срез при невозможности поставить
От 1 до 10 3065А болт с высокой головкой
От 3 до 10 3066А
От 1 до 6 3067А
От 1 до 6 3067Л
ант.
От 5 до 20 3079А Для ответственных соединений, ра-
ботающих на срез

Таблица 8.6
Основные типы винтов, применяющихся в самолетостроении
Наименование нормали Эскиз Марка стали или сплава Рекомендуемые диаметры мм Шифр нормали Основное назначение
Вииты с шестигранной головкой Винты с цилиндрической головкой Винты с полукруглой головкой • Винты с потайной головкой (угол 90°) & > Сталь 45 Сталь 10 Х17Н2 П62ПТ и ЛС59-1 Л62ПТ и ЛС59-1 антимагнитная Сталь 10 Х1Т и ДШ Д1-Т и ДШ Л62ПТ и ЛС59-1 Л62ПТ и ЛС59-1 антимагнитная Сталь 10 Х17Н2 Д1-Т и ДШ Л62ПТ и ЛС59-1 Л62ПТ и ЛС59-1 антимагнитная От 2,6 до 10 От 1 до 10 От 1 до 10 От 1 до 6 От 1 до 6 От 1,7 до 10 От 1,7 до 10 От 3 до 10 От 1,7 до 6 От 1,7 до 6 От 1 до 10 От 1 до 10 От 3 до 10 От 1 до 6 От 1 до 6 3151А 3157А 3158А 3159А 3159А аит. 3166А 3167А 3168А 3169А 3169А ант. 3177А 3178А 3179А 3180а 3180А Для соединений, в которых гайкой является одна из деталей То же
Длина болта определяется по формуле (рис. 8.10)
Z,=S-J-“Ь АД А,
где S — толщина соединяемого пакета;
б — толщина шайбы;
h — высота гайки;
Д/г — запас нарезной части болта (равен примерно удвоенному ша-
гу резьбы).
Полученная длина болта округляется до ближайшего большего
стандартного значения длины.
Напряжение среза болта
где Рср— срезывающая болт сила;
п — число плоскостей среза;
тв — разрушающее касательное напряжение материала болта (при
отсутствии данных принимается примерно равным 0,65 ов).
Болт на смятие должен прове-
ряться лишь в том случае, если
прочность материала его меньше
прочности материала проушин (что
бывает редко).
V
Рис. 8.11. К определению коэффициента
ki при расчете болта на срез
Рис. 8. 10. К расчету длины болта
На растяжение болт проверяется в сечении нарезной части по фор-
муле
Рраст
k<3
4
где Рраст — сила, растягивающая болт;
di — внутренний диаметр резьбы.
Коэффициент k учитывает концентрацию напряжений в нарезной
части болта (можно принимать А=0,7).
Если болт одновременно подвергается растяжению силой Рраст и
срезу силой РСр, то расчет болта на срез производится по формуле
Т’ср , ,
т =---<
nF 1 в
где F — площадь сечения болта;
Ai — коэффициент, определяемый по графику на рис. 8.11 в зависи-
мости от отношения ст/т, где о=Рраст/Л
Для подбора диаметров болтов из материалов Д1-Т, сталей 45,
ЗОХГСА, работающих на разрыв или срез, удобно пользоваться дан-
ными табл. 8.7. •
13 3062
385
Таблица 8.7
Расчетные данные для подбора диаметров болтов
Диаметр болта мм Шаг резьбы Разрушающее усилие на срез по одной плоскости кГ Разрушающее усилие на растяжение кГ
Д1-Т Сталь 45 Сталь ЗОХГСА Д1-Т Сталь 45 Сталь ЗОХГСА
посадка <?5 посад ка Х3
3 0,5 176 283 484 160 285 520
4 0,7 313 504 860 320 503 920
5 0,8 498 787 1344 510 805 1480
6 1 723 1 140 1 946 725 1 150 2110
8 1,25 1290 2030 3465 1 315 2 070 3800
10 1,5 2 036 3181 5 432 2 060 3270 6000
12 1,5 2 931 4 563 7791 3 080 4850 8 940
14 1,5 4013 6232 10 640 4300 6 829 12540
16 1,5 5264 8 151 13926 5700 9297 17048
18 1,5 6 685 10 373 17710 7 350 12133 22 247
20 1,5 8 242 12792 21840 9 160 15 345 28 136
22 1,5 1 000 15457 26 390 11250 18 934 34 716
24 1,5 11925 18 409 31 430 13 680 22900 41983
27 1,5 — 23315 39 807 — 29550 54180
30 1,5 — 28 805 49 180 — 37050 67930
Примечание. Принятые разрушающие напряжения:
На срез болтов На растяжение болтов
Для Д1-Т.......27 кГ!мм2 Для Д1-Т.......38 кГ!мм2
„ стали 45 ... 41 » . стали 45 .... 60
. стали ЗОХГСА 70 » , стали ЗОХГСА 110
Группы болтов, так же
как и заклепок, могут быть нагружены си
лой, приложенной в центре жесткости соединения и вне его.
Если сила приложена в центре жесткости болтового соединения, то
нагрузка на один (i-й) болт
определяется по формуле
Fl
Pt=P
Рис. 8.12. Схема нагружения болтов
крепления кронштейна
где Ft — площадь среза (или
смятия, или разрыва) болта.
Если сила приложена вне
центра жесткости, то возникнет
момент этой силы относительно
ЦЖ соединения. В этом случае
болты будут работать на срез
(смятие) от силы и момента (см.
рис. 8.7).
На рис. 8.12 показано нагружение болтов крепления кронштейна:
вертикальная сила Р вызывает срез болтов, под действием момента
этой силы верхний болт работает на растяжение. Усилие Грает пропор-
386
ционально координате yi болта относительно центра жесткости соеди-
нения. Тогда
При F = const
Fiyi
2 '
Л„аст = М-^-
РI раст М
Срезающая сила может быть определена по формуле
Болт должен быть проверен на одновременное действие среза и рас-
тяжения.
СОЕДИНЕНИЯ С ПОМОЩЬЮ ПРОУШИН
Проушины широко применяются в неподвижных и подвижных
разъемных соединениях элементов конструкции. На рис. 8.13 показано
соединение, которое со-
стоит из вилки (двойной
проушины) и ушка (оди-
нарной проушины). Тако-
го вида соединение осу-
ществляется болтом.
Применение двойных
и тройных проушин (гре-
бенок) обусловлено необ-
ходимостью увеличить
площадь среза болта и
смятия проушины (бол-
та). Так, в соединении,
изображенном на рис.
8. 13, болт срезается по
двум плоскостям. В со-
единении тройной про-
ушины и вилки болт име-
Разрый
Рис. 8.13. Соединение типа ухо — вилка
ет четыре плоскости
среза, что позволяет уменьшить диаметр болта. Площадь смятия во вто-
ром случае соответственно увеличивается.
Расчет проушин, нагруженных силой Р, на разрыв производится по
формуле
а =------
*1°в
Здесь F=n(b — d)8 — площадь поперечного сечения проушин по цент-
ру отверстия;
п — число проушин;
k\ — поправочный коэффициент, учитывающий нерав-
номерность распределения напряжения по сече-
нию проушины и определяемый по графикам на
рис. 8.14 и 8.15.
Коэффициент ki зависит от эксцентриситета е = у!х и отношения ши-
рины проушины b к диаметру отверстия d.
13* 387
Одинарные проушины
Рис. 8.14. К определению коэффициента в расчетах
соединений с помощью проушин
2,0 2,2 2,4 2,6 2,8 3,0 3,2 3,4 3,6 3,8 Ъ_
Двойные проушины d
Рис. 8.15. К определению коэффициента kx в со-
ставных соединениях
388
При отсутствии графиков расчет проушин на разрыв можно произ-
вести приближенно, пользуясь следующим выражением:
^«0,565 + 0,46 —0,1 — <1.
х d
Величина bld выбирается из условия, чтобы соединение было при-
близительно равнопрочно на разрыв и смятие! проушин и на срез соеди-
няющего болта. Суммарная толщина проушин<соЦряженных деталей
должна быть примерно одинакова.
Проушины проверяются на смятие по формуле
Р .
• см
Где FCM = ndb — площадь смятия проушин;
п — число проушцн; '
d — диаметр болта (отверстия проушин);
6 — толщина проушин (см. схемы на рис. 8.14 и 8.15);
ц— коэффициент, зависящий от типа соединения [ц=1,3—
для неподвижных и неразъемных соединений; ц = 1,0 —
для неподвижных, но разъемных соединений; ц=0,65—
для малоподвижных соединений (узлы подвески шасси,
закрылков и др.); ц=0,20— для подвижных соединений
(шарниры проводки управления и др.)].
Значительное снижение допускаемого напряжения смятия для по-
движных соединений связано с ограничением разработки отверстия. Для
увеличения площади смятия уха под болтом часто применяют проуши-
ны с втулками или с утолщением при помощи шайбы, которую прива-
ривают к уху.
СОЕДИНЕНИЯ С ПОМОЩЬЮ ФИТИНГОВ И ПРОФИЛЕЙ
Фитингами называются узлы, соединяющие элементы, панели и аг- ,
регаты конструкций самолета. Крепление фитингов к конструкции про-
изводится болтами, винтами и заклепками, а соединения фитингов или
профилей между собой — болтами.
На рис. 8.16 и 8.17 показаны типовые соединения при помощи фи-
тингов.
На рис. 8.17, а показано стыковое соединение с применением фитин-
гов, расположенных по контуру, а на рис. 8.17,6 — стыковое соединение
с использованием специального профиля.
Соединения отсеков фюзеляжа и крыла часто осуществляют при
помощи угольников (рис. 8.18).
В отличие от соединений, в которых болт, работающий на срез и
смятие, требует посадки высокого класса точности, в соединениях с по-
мощью фитингов, специальных профилей и стыковых угольников болт
может иметь посадку более низкого класса. Это упрощает обработку \
стыков и снижает стоимость производства.
Для восприятия поперечной силы в таких соединениях обычно пре-,
дусматривают специальные узлы с точными посадками болтов, работаю-
щих на срез. При таком решении функции отдельных болтов стыка раз-;
граничены — одни воспринимают растягивающие усилия, обусловленные
наличием изгибающего момента, другие — поперечную силу.
389
Рис. 8.16. Типовые соединения с помощью фитингов:
а—соединение элементов конструкции; б—стыковые соеди-
нения; 1—фитииг; 2—стрингер; 3—пояс лонжерона
Рис. 8.17. Типовые стыковые соединения с помощью фитингов:
а — по контуру фитингами; б — с помощью специального профиля; 1 — фитинг;
2—стыковой профиль; 3—обшивка: 4—стрингер; 5—перекрывиая лента; 6—болт;
7 — самокоитрящаяся гайка; 8 — прорезь для болта
Рис. 8.18. Стыковые соединения крыла и фюзеляжа с помощью угольников
390
4. ОСОБЕННОСТИ ГЕРМЕТИЧЕСКИХ
ЗАКЛЕПОЧНЫХ И БОЛТОВЫХ СОЕДИНЕНИЙ
Соединения элементов конструкции отсеков фюзеляжа, в которых
расположены кабины экипажа и пассажиров, в большинстве современ-
ных самолетов герметические.
Проток воздуха в негерметизированном заклепочном соединении
проходит через зазоры между элементами заклепки — закладной голов-
кой, стержнем, замыкающей головкой и сопряженными с ними элемен-
тами пакета. Исследования герметичности элементов заклепочного сое-
динения показали, что большая утечка происходит через закладные го-
ловки и поверхности контакта элементов пакета.
р М | | || | 11 11 |/| III 1^ М

♦ ♦♦♦♦♦ ♦ ДР
Рис. 8.19. Типовые схемы герметизации
и болтовых швов:
заклепочных
а—прочно-плотное соединение; б—герметичные соединения с
непроницаемым покрытием; в—прочио-плотное соединение с
внутренними пленками-прокладками; /—прокладка внутри шва;
2—герметизирующее покрытие (пленка) с внутренней стороны
соединения с
соединение с
отсека; Р, М, q и ДР — нагрузки иа соединение
Герметичность* заклепочного шва зависит от его конструктивных
параметров, типа заклепок, способа клепки и средств герметизации.
На рис. 8.19 показаны основные принципиальные схемы герметиза-
ции заклепочных и болтовых швов, получившие применение в самолето-
строении. Установлено, что лучшая герметичность соединения при про-
чих равных условиях достигается при соблюдении следующих размеров
швов: шаг заклепок в ряду 15—20 мм, расстояние между рядами 10—
12 мм, расстояние от кромки профиля 10—12 мм. Целесообразно при-
менять двухрядные швы, так как трехрядные швы мало повышают плот-
ность соединения. Прессовая клепка обеспечивает более плотное соеди-
нение, чем ударная.
Диаметры крепежных элементов (заклепок, болтов) определяются
из данных их расчета на прочность. Для лучшей герметичности соедине-
ний рационально уменьшать диаметр заклепок (болтов) и увеличивать
толщину соединяемых элементов (пакета). При прочно-плотной клепке
диаметр отверстия под заклепку на 0,1—0,2 мм больше, чем диаметр
заклепки, герметичные болтовые соединения выполняются по третьему
классу точности, а в некоторых случаях — и по второму.
Внутришовные пленки-прокладки герметика должны быть тонкие
(не более 0,3 мм). Упругие свойства материала прокладки должны
* Герметичность характеризуется количеством воздуха, вытекающего из замкну-
того контура в единицу времени, или интенсивностью падения избыточного давления
в герметичной кабине.
391
обеспечивать заполнение зазора при его увеличении, вызванном дефор-
мацией конструкции. Жгуты, используемые для внутришовной гермети-
зации, бывают ленточные и в виде валиков. Они обычно располагаются
или в специальных канавках (рис. 8.20, а), или в полостях, образован-
ных элементами герметизируемого соединения (рис. 8.20,6), или же по
кромкам соединений (рис. 8.20, в).
Рис. 8.20. Способы герметизации заклепочных швов:
а, б, в — с помощью жгутов; г — с помощью пленок; д, е — совмещенный способ герметизации
Для герметизации заклепочных соединений наносят пленку на от-
дельные элементы соединения — закладные головки и стыки (см.
рис 8.20, г). Чтобы улучшить условия работы герметика и процесс плен-
кообразования, на замыкающие головки и стыки предварительно нано-
сятся пасты и замазки для сглаживания углов и острых кромок
(рис. 8.20, д, е).
В сочетании с рассмотренными выше способами применяются раз-
личные способы герметизации непосредственно заклепок (рис. 8.21).
Герметизация разъемных соединений, осуществляемых с помощью
болтов, во многом аналогична герметизации заклепочных швов.
Рис. 8.21. Способы герметизации заклепки в месте расположе-
ния закладной головки:
а—слой герметика на заклепке н стенках отверстия: б—уплотнительная
пленка иа поверхности гнезда; в—уплотнительная пленка на заклад-
ной головке; г—специальная уплотнительная прокладка; д—уплотни-
тельный буртик иа головке; е—уплотнительная шайба-прокладка; яс—
уплотнительная шайба-прокладка в специальной «выточке»; з—уплот-
нительный буртик и уплотнительная шайба-прокладка: и—уплотнитель-
ная шайба-прокладка
Герметичность в зоне стержня зависит от посадки болта в отверстии
и определяемых ею зазоров. Уменьшение зазоров иногда осуществля-
ется с помощью уплотнительной пленки, которая образуется одновремен-
но и на контактной поверхности головки (рис. 8.22, 6).
При герметизации болтовых соединений широко используют способ
уплотнения прокладками, которые располагаются на поверхности шайб
392
(см. рис. 8.22, а, б) или заключены в специальные выточки
(рис. 8.22, в, г, д, е, ок).
Анкерные гайки герметизируются при помощи уплотнительных ко-
лец, помещаемых в канавки, имеющиеся на винте или в корпусе гайки
(рис. 8.22, е). В герметичных отсеках применяют обычно глухие анкер-
ные гайки.
Рис. 8.22. Герметизация разъемных соединений:
а, б, в, г, д—иа болтах; е—иа аикериых гайках; ж, з, и—на фланцах
Соединения малых диаметров обычно уплотняются с помощью про-
кладок или жгутов (рис. 8.22, ж, з, и).
Расчет на прочность герметических заклепочных и болтовых соеди-
нений аналогичен расчету иа прочность негерметических соединений то-
го же типа.
5. СВАРНЫЕ СОЕДИНЕНИЯ
В самолетостроении применяются следующие виды сварки: точеч-
ная, роликовая и стыковая. Применение того или иного вида шва за-
висит от конструкции изделия и технологических характеристик свароч-
ного оборудования,
Преимущество сварных соединений перед заклепочными заключа-
ется в том, что такие соединения обеспечивают герметичность и умень-
шают трудоемкость изделия.
Современные методы сварки позволяют получить соединение, обла-
дающее достаточно высокой прочностью и надежностью сварного шва.
Поэтому сварные соединения широко применяются в конструкции шас-
си, систем управления и силовых установок. Роликовая и точечная свар-
ка применяются для соединения элементов планера, выполненных из
хорошо свариваемых материалов.
Для обеспечения качества сварки рекомендуется применить соотно-
шение толщин свариваемых деталей от 1 : 1 до 1 :2. Типы сварных швов
показаны на рис. 8.23.
По способу соединения элементов различают сварные швы встык
(рис. 8.23, а, г) и сварные швы внахлестку — фланговые (рис. 8.23, б)
и торцевые (рис. 8.23, в).
Сварной шов встык работает на разрыв, внахлестку — на срез.
393
Желательно проектировать сварные швы, работающие на срез. Из
них более надежными являются фланговые швы.
Сварные швы рассчитываются на срез или разрыв по формулам:

Аср
0=_—<т<,в,
"разр
где т8 0,6<зв —напряжение на срез;
ав —предел прочности на растяжение материала листа или
трубы;
ср —коэффициент, учитывающий ослабление материала свар-
кой (неоднородность шва, наличие структурных измене-
ний, остаточных напряжений), обычно ср = 0,8;
Дср, ^"разр-• площади сварных швов, работающие соответственно на
срез и разрыв.

Рис. 8.23. Типы сварных швов:
а—встык; б—фланговый; в—торцевый; г—соединение труб встык; б—при
телескопическом соединении; е — шов впритык
Сварные швы трубчатых стержней рассчитываются по эмпириче-
ским формулам *.
Для соединения элементов конструкции герметичных отсеков при-
меняют роликовую и точечную аргоно-дуговую и атомноводородную
сварки.
Точечная и роликовая электросварки применяются для соединения
элементов конструкции, представляющих собой внешние обтекаемые по-
током воздуха поверхности; в этом случае достигается хорошая (глад-
кая) поверхность сварочного шва.
Аргоно-дуговая сварка применяется для соединения внутренних
швов. Этим видом сварки можно соединять все металлы и сплавы, при-
меняемые в современных герметичных конструкциях, — нержавеющие
стали, титан, магниевые и алюминиевые сплавы. Автоматическая аргоно-
дуговая сварка обеспечивает высокое качество швов по плотности и од-
нородности.
Атомноводородная сварка дает прочно-плотные швы высокого ка-
чества.
* См. Астахов М. Ф. и др. Справочная книга по расчету самолета на проч-
ность. М., Оборонгиз, 1954, с. 158—161.
394
в. КЛЕЕВЫЕ И КОМБИНИРОВАННЫЕ
СОЕДИНЕНИЯ
Клеевые соединения элементов конструкции находят достаточно
широкое применение в самолетостроении.
Путем склеивания можно соединять элементы конструкции малой
толщины как из однородных, так и разнородных материалов, причем
клеевые соединения по сравнению с заклепочными обладают повышен-
ной усталостной прочностью, лучшим качеством поверхности соединяе-
мых деталей, улучшают герметичность шва. Однако все это можно обес-
печить только при условии правильного выбора клеев и технологии скле-
ивания. Большую роль играет контроль качества склейки. Наибольшей
Рис. 8.24. Типы клеевых соединений
прочностью обладают такие клеевые соединения, которые работают на
«чистый» сдвиг, чего практически достичь невозможно. Типовые клеевые
соединения приведены на рис. 8.24.
Соединения внахлестку осуществляются так, чтобы плоскость клее-
вого слоя находилась в плоскости воспринимаемых им нагрузок, а само
клеевое соединение работало на сдвиг. Однако по краям плоскости
склеивания имеют место напряжения отрыва, которые должны учиты-
ваться при применении клеевых соединений внахлестку. В этом случае
более целесообразно осуществлять соединение со скошенными на ус
концами нахлестки (см. рис. 8.24 и 8.25). Прочность такого соединения
в 1,5—2 раза больше, чем прочность соединения с прямыми концами
при равных прочих условиях.
Типовые соединения труб при помощи клея приведены на рис. 8.24.
Соединение встык с наружной накладкой обладает наибольшей проч-
ностью и технологически легко выполнимо.
Прочность клеевого соединения, работающего на сдвиг, проверятся
по формуле
где b, I — ширина и длина клеевого шва;
п — число работающих швов.
395.
Имеются клеи, работающие в большом диапазоне температур, что
позволяет применять их в клеевых соединениях конструкции сверхзву-
ковых самолетов.
Комбинированные соединения применяются для создания особо
прочных соединений, хорошо работающих на различные виды нагрузок.
К ним относятся клеезаклепочные (рис. 8.26), клеевинтовые, клееболто-
вые и клеесварные соединения, причем один тип соединения дополняет
другой, тем самым устраняются недостатки каждого из них.
Рис. 8.25. Клеевые соедине-
ния обшивки с элементами
жесткости, имеющие посте-
пенно уменьшающийся пояс
лонжерона, полку нервюры
или профиль шпангоута:
а—монолитный профиль; б—на-
борный клееный профиль
Рис. 8.26. Клеевые соединения с
применением заклепок:
/—стрингер, приклеенный к обшив-
ке; 2—усиливающая накладка, при-
клеенная к стрингеру; 3—накладка,
усиливающая лист (приклеена к
этому листу)
В зависимости от условий работы сочетания способов соединения
могут быть различными:
1) клеевое соединение является основным, а заклепки, болты и вин-
ты ставятся в небольшом количестве для того, чтобы предохранить из-
делие от разрушения под действием неравномерного отрыва;
2) прочность соединения определяется наличием заклепочных или
сварных швов, а клей применяется лишь для ограничения концентра-
ции напряжений и не входит в силовой расчет;
3) клей совместно с заклепками, болтами или сваркой обеспечивает
прочность соединения.
Как известно, основными недостатками заклепочных соединений яв-
ляются концентрация напряжений около отверстий под заклепки, труд-
ность склепывания тонких листов, образование трещин при клепке и в
процессе эксплуатации, сложность обеспечения герметизации соедине-
ния. При применении клеезаклепочных соединений в значительной сте-
пени устраняются недостатки, присущие заклепочным и клеевым соеди-
нениям.
Известно, что точечная сварка является одним из передовых мето-
дов соединения металлов, однако этот метод имеет существенные недо-
статки: относительно невысокую усталостную прочность из-за наличия
концентрации напряжений и сложность защиты от коррозии алюминие-
вых сплавов.
Комбинация точечной электросварки со склеиванием позволяет так
же, как и в клепаных конструкциях, исключить недостатки, присущие
процессам точечной сварки и склеивания в отдельности-. В клеесварных
соединениях нагрузка распределяется более равномерно по всей площа-
ди клеесварного шва, отсутствует концентрация напряжений, возника-
ющая около сварных точек. Клеесварные соединения обеспечивают гер-
метичность конструкции и позволяют защитить ее от коррозии.
396
7. ПРОЧНОСТЬ СОЕДИНЕНИЙ
Опыт эксплуатации и статические испытания самолетов на проч-
ность показывают, что разрушения силовых элементов конструкции уз-
лов и агрегатов возникают обычно в местах расположения разъемных и
неразъемных соединений и на участках перехода к таким соединениям.
Такие разрушения наблюдаются как при высоких кратковременно
действующих статических нагрузках, так и при низких повторных на-
грузках, если они действуют в течение длительного времени.
Основными случаями расчета прочности и жесткости соединений
являются:
1) расчет на максимальную кратковременно действующую на-
грузку;
2) расчет на длительную прочность;
3) расчет долговечности соединений при повторных нагружениях.
Расчеты соединений на максимальную нагрузку производятся на все
случаи, предусмотренные нормами прочности. Прочность соединения
характеризуется запасом прочности
П' ^доп/^расч’
где Рдоп — допускаемая нагрузка, при ко-
торой напряжения в элементах
конструкции равны разрушаю-
щим;
Ррасч— расчетная нагрузка.
Соединение удовлетворяет условиям
прочности при т] 1 и не удовлетворяет при
Т]<1.
Для особо ответственных соединений
при расчетах вводится дополнительный ко-
эффициент безопасности k. В этом 'случае
Рис. 8.27. Кривые, характе-
ризующие длительную проч-
ность материала
^расЧ = ^Л,
где f — коэффициент безопасности для нормированного случая нагру-
жения.
Учет различных условий работы неподвижных и подвижных соеди-
нений осуществляется посредством коэффициентов, определенных экспе-
риментально. Этот расчет сохраняет свое значение и при работе конст-
рукции в зоне повышенных температур. В этом случае механические
свойства конструкционных материалов характеризуются зависимостью
вида (при кратковременном разрыве) <тв«=ЙО-
Расчет на длительную прочность. При полете в условиях нагрева
изменяются механические характеристики материала и возникают тем-
пературные деформации и напряжения в силовых элементах конструк-
ций и их соединениях. Это обусловливает необходимость расчета конст-
рукции по пределу длительной прочности. Характерные кривые длитель-
ной прочности материала изображены на рис. 8.27.
При конструировании и расчете соединений по пределу длительной
прочности вводится ограничение остаточной деформации с учетом пол-
зучести. Для расчетов принимается такая же величина ограничения,
какая нормируется на заданный срок эксплуатации для конструкций без
учета нагрева, т. е.
Еост 0,2%.
При конструировании стыковых соединений, работающих в услови-
ях нагрева, необходимо учитывать температурные деформации и до-
полнительные температурные напряжения. Такие конструкции должны
иметь компенсаторы, допускающие возможность деформаций с ограни-
397
ченными значениями напряжений (рис. 8.28). В схеме предусматривает-
ся возможность перемещения узлов на Дх и Ду без изменения условий
работы соединения.
Рис. 8.28. Схема стыкового соединения крыла при помощи узлов ухо — вилка,
допускающее температурные деформации без напряжения:
/—вилка; 2—ухо
8. ДОЛГОВЕЧНОСТЬ СОЕДИНЕНИЙ
Под долговечностью соединений понимается свойство их конструк-
ции длительно сохранять работоспособность в заданных условиях эк-
сплуатации до разрушения.
Долговечность соединений определяется ресурсом конструкции сое-
динений элементов, узлов, панелей и агрегатов. В настоящее время в це-
лях повышения экономических показателей пассажирских и транспорт-
ных самолетов ставится задача о создании конструкций, имеющих ре-
сурс в несколько десятков тысяч летных часов при сроке службы 12—
15 лет.
Долговечность в значительной степени определяется прочностью
конструкций при воздействии на нее повторно-статических нагрузок,
т. е. выносливостью аппарата (разрушение от динамических нагрузок
не учитывается, так как счи-
Число циклов So разрушения N
S)
Рис. 8.29. Типовая кривая выносливости
образца:
а—схема повторного нагружения растяжением;
б—типовая кривая выносливости
тается, что приняты необходи-
мые меры против такого вида
разрушений).
Выносливость элемента
конструкции характеризуется
зависимостью о—N или о—
lg N, где N — число циклов
повторной нагрузки до разру-
шения.
На рис. 8.29 приведен при-
мер повторного нагружения
растяжением при испытании
образца и принятая на прак-
тике одна из типовых форм
кривой выносливости.
В настоящее время счи-
тается возможным нормиро-
вать статическую выносливость
конструкций при частоте нагружения 0,02—0,1 гц. Так, например, отъем-
ная часть крыла испытывается по пульсирующему циклу при нагрузке
ОТ Anin~ 0 ДО Anax С коэффициентом нагрузки & = Апах/Аасч = 0,5,
где Ррасч — расчетная нагрузка случая А.
Показателем выносливости конструкции является число циклов до
разрушения образца при коэффициенте нагрузки k = 0,5. Считается, что
минимальное число циклов должно быть 2 • 103.
Выносливость изменяется в широких пределах и для отдельных об-
разцов достигает значения AZ^IO5. Однако имеют место случаи недоста-
точной выносливости отдельных участков конструкции.
398
Для повышения выносливости в процессе испытаний агрегатов обыч-
но производится местное усиление таких участков. Опыт лабораторных
испытаний и продолжительной эксплуатации самолетов позволяет объяс-
нить основные причины усталостных разрушений и наметить практиче-
ские способы повышения выносливости соединений.
В сварных, заклепочных (болтовых, винтовых) и клеевых соедине-
ниях обшивки с каркасом напряжения распределяются неравномерно,
вследствие чего происходит накопление пластических деформаций в зо-
нах концентрации, завершающееся (при повторном нагружении) обра-
зованием усталостных трещин. С образованием трещин происходит пере-
распределение напряжений между точками соединения, что ведет к раз-
решению конструкции.
Одним из эффективных способов повышения выносливости являет-
ся ограничение величины местного напряжения, связанного с числом
циклов до разрушения условием
Nam = const,
где т — показатель степени, который определяется экспериментально.
При ограничении местного напряжения учитываются характеристи-
ки выносливости материала, вторичные напряжения при деформации
соединения (в основном изгиб), неравномерность распределения усилий
по отдельным точкам соединения и влияние температуры.
Весьма существенное значение для повышения выносливости име-
ет уменьшение числа зон концентрации напряжений. В связи с этим
следует стремиться к более широкому применению монолитных конст-
рукций. Соединения работающей обшивки лучше производить вна-
хлестку.
В связи с применением мощных двигателей, достижением значи-
тельных скоростей полета и необходимостью увеличения ресурса кон-
струкции самолета следует учитывать влияние акустических нагрузок
на выносливость соединений. При большой частоте акустического нагру-
жения усталостные трещины в соединениях могут возникнуть при не-
большом уровне напряжения.
При разработке конструкции агрегата самолета целесообразно раз-
мещать особо ответственные соединения в местах, доступных для осмот-
ра и ремонта. Кроме того, в целях повышения их долговечности необ-
ходимо применять дублирование элементов, в особенности для механиз-
мов управления.
9. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Как могут соединяться между собой элементы конструкции?
2. Охарактеризуйте способы получения неразъемных соединений.
3. Какие соединения называются разъемными?
4. Назовите основные типы заклепочных и болтовых соединений.
5. Какими особенностями обладают соединения при помощи проу-
шин и фитингов?
6. Как можно обеспечить герметизацию заклепочных швов и болто-
вых соединений?
7. Какие бывают сварные швы?
8. Как рассчитать сварное соединение?
9. В каких случаях применяют клеевые и сварные соединения?
Глава IX
АЭРОУПРУГОСТЬ И ВИБРАЦИИ КОНСТРУКЦИИ
Конструкция самолета, обладая упругостью, под действием аэроди-
намических и инерционных нагрузок в полете деформируется. В потоке
воздуха эти деформации вызывают появление дополнительных нагрузок,
приводящих к новым деформациям и, как следствие, к возникновению
ряда нежелательных явлений, изучение которых составляет предмет
аэроупругости.
Аэроупругие явления принято делить на статические и динами-
ческие.
Взаимодействие аэродинамических и упругих сил составляет пред-
мет статической аэроупругости. В результате этого взаимодействия воз-
никает потеря эффективности элеронов и рулей (реверс), дивергенция —
потеря статической устойчивости конструкции в воздушном потоке, пере-
распределение нагрузки вследствие деформации конструкции, рост ло-
бового сопротивления и т. д.
Явления, характеризующиеся взаимодействием аэродинамических,
упругих и инерционных сил относятся к динамической аэроупругости.
Важнейшим из них является флаттер крыла и оперения самолета.
1. РЕВЕРС РУЛЕЙ
Реверсом рулей (от латинского слова reversus — обращенный на-
зад) называется такое явление, при котором в результате упругих де-
формаций конструкции руля создается момент, обратный по эффекту
действия ожидаемому. Реверс особенно характерен для элеронов.
Скорость полета, при которой рули не создают управляющего мо-
мента, т. е. эффективность их равна нулю, называется критической ско-
ростью реверса.
Рассмотрим явление реверса на примере реверса элеронов.
При отклонении элерона вниз (рис. 9.1, а) на половине крыла, со-
ответствующей этому положению элерона, получится приращение подъ-
емной силы ДУЭ. Если бы крыло было абсолютно жестким, то, кроме
появления силы ДУЭ, никаких изменений в аэродинамических характе-
ристиках крыла с опущенным элероном не произошло бы. Однако реаль-
ное крыло может оказаться недостаточно жестким и момент от силы
ДУЭ вызовет закручивание крыла на угол Да. В результате этой дефор-
мации появится сила ДУа, которая будет всегда направлена в сторону,
противоположную подъемной силе от элеронов.
Таким образом, при отклонении вниз элерона на недостаточно же-
стком крыле прирост подъемной силы получается меньше, чем на же-
стком.
Приращение подъемной силы крыла вследствие отклонения элеро-
400
на пропорционально углу отклонения элерона бэ и квадрату скорости
полета, т. е. ДКЭ=АЭ8ЭУ2,
а уменьшение подъемной силы крыла вследствие закручивания его
пропорционально приращению угла атаки крыла Да и квадрату скоро-
сти, т. е. дКа=Акда!/2,
где k3, kK — коэффициенты пропорциональности.
Рис. 9. 1. Схема СИЛ, действующих при реверсе эле-
рона:
а—элерон отклонен вниз; б—элерон отклонен вверх
Так как при данной степени жесткости крыла величина Да зависит
от ДУЭ, т. е. от квадрата скорости, то ДУа зависит от скорости в четвер-
той степени. Отсюда следует, что увеличение ДУа с ростом скорости
опережает рост ДУЭ (рис. 9.2).
Скорость полета, при которой ДУа=ДУэ и эффективность элерона
станет нулевой, называется критической скоростью реверса (см.
рис. 9.2).
При дальнейшем росте скорости подъемная сила на закрученном
крыле с опущенным элероном изменяет свой знак и возникает момент,
который будет кренить самолет в сто-
рону опущенного элерона. Действие сил
при отклонении элерона вверх иллюстри-
руется на рис. 9.1,6.
У стреловидных крыльев скорость
реверса меньше чем у прямых. Это объ-
ясняется тем, что изменение углов атаки
у стреловидных крыльев происходит не
только за счет закручивания крыла, но и
за счет его изгиба.
Рис. 9. 2. ° К определению кри-
тической скорости реверса
Очевидно, что приращение угла
атаки Да при изгибе будет тем больше,
чем больше стреловидность и удлинение
крыла и чем меньше относительная толщина его профиля (в последнем
случае уменьшается момент инерции сечения крыла).
Величина критической скорости реверса зависит от расстояния меж-
ду фокусом крыла или оперения и центром давления руля, от величины
производной Су и от жесткости крыла или оперения на кручение; для
прямого крыла с постоянной хордой и постоянными жесткостными ха-
рактеристиками по длине.
iz _____ -Тс 1 /~2О7кр
^Р₽ев-2/к |/
где /к — размах консоли крыла;
кРыла:
GZKp — жесткость крыла на кручение;
а — расстояние между точками приложения сил ДУа и ДУЭ (см. рис.
9. 1, а).
401
Для увеличения критической скорости реверса необходимо увели-
чить жесткость конструкции на кручение; у стреловидных крыльев и опе-
рения следует увеличить жесткость их конструкций на кручение и изгиб.
Реверс элеронов на треугольных крыльях малого удлинения не на-
блюдается вследствие достаточно большой жесткости конструкции та-
кого крыла.
При недостаточной жесткости крыла улучшение поперечной управ-
ляемости на больших скоростях может быть достигнуто расположением
элеронов ближе к бортам фюзеляжа, где крыло обладает большей жест-
костью. Иногда применяется разделение элеронов на две секции. В этом
случае одна из них, расположенная у конца крыла, используется для
управления самолетом на малых скоростях, а другая, расположенная
ближе к борту, — на больших.
2. ДИВЕРГЕНЦИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
Дивергенцией крыла и оперения называется явление статической
неустойчивости конструкции, выражающееся в непрерывном росте уг-
лов закручивания конструкции под действием аэродинамических сил.
Аэродинамические нагрузки закручивают и изгибают крыло. Если
Рис. 9.3. Аэроупругая деформация
сечения крыла при кручении
центр давления лежит впереди центра
жесткости (рис. 9.3), то при закручива-
нии крыла углы атаки а сечений увели-
чиваются. Это приводит к возрастанию
аэродинамических сил и, как следствие,
к дальнейшему увеличению углов закру-
чивания, т. е. углов атаки.
Такой процесс будет происходить
до тех пор, пока момент аэродинамиче-
ских сил в сечениях не уравновесится
моментом сил упругости конструкции.
Моменты аэродинамических сил, закру-
чивающие крыло, возрастают пропорционально скоростному напору, а
препятствующие этой закрутке моменты сил упругости от скорости не
зависят. Поэтому на больших скоростях полета, особенно на малой вы-
соте, жесткость конструкции может оказаться недостаточной.
Скорость полета, начиная с которой равновесие моментов сил упру-
гости и моментов аэродинамических сил нарушается, называется кри-
тической скоростью дивергенции. Таким образом, явление дивергенции
крыла связано с таким состоянием конструкции, при котором моменты
аэродинамических сил относительно ее оси жесткости растут быстрее
моментов сил упругости.
Величина критической скорости дивергенции крыла зависит от же-
сткости конструкции на кручение, расстояния d между ЦД и ЦЖ и ско-
рости полета.
Скорость полета влияет на величину критической скорости Укр. див
в результате изменения с у и d. На околозвуковых скоростях с увеличе-
нием скорости полета Су увеличивается, а на сверхзвуковых—умень-
шается. Это приводит Соответственно при М^1 к снижению, а при
М>1 — к увеличению Укр.див-
При увеличении числа М полета параметр d уменьшается и ЦД,
смещаясь назад по хорде, может совпасть с ЦЖ. Поэтому при М>1
скорость дивергенции крыла возрастает.
Увеличение жесткости конструкции на кручение повышает Укр.див,
а увеличение удлинения крыла уменьшает ее.
402
Если крыло имеет стреловидность, то при определении критической
скорости дивергенции необходимо учитывать изменение углов атаки не
только в результате деформаций при закручивании, но и вследствие из-
гибных деформаций.
При сверхзвуковых скоростях полета, если параметр d=0, то дивер-
генция крыла с прямой стреловидностью невозможна, а у крыла с об-
ратной стреловидностью она возникает за счет деформаций изгиба и
кручения.
При равных размахах и одинаковых характеристиках жесткости на
кручение и изгиб у крыльев с обратной стреловидностью критическая
скорость дивергенции значительно меньше скорости дивергенции пря-
мого крыла, а у крыльев с прямой стреловидностью — больше. С этой
точки зрения определение критической скорости VKp. дав для крыльев с
обратной стреловидностью и для пилонов является особенно важным.
3. ФЛАТТЕР
Флаттером (от английского слова flutter — вибрации) называются
самовозбуждающиеся упругие колебания отдельных агрегатов самоле-
та, возникающие в полете при достижении некоторой скорости, завися-
щей от характеристик конструкции. Такие колебания поддерживаются
за счет энергии набегающего потока воздуха и могут происходить с бы-
стронарастающей амплитудой.
Флаттер чаще всего возникает на крыле и
оперении, вместе с тем он может возникать на
фюзеляже в отдельных листах обшивки (панель-
ный флаттер).
Под действием внешнего возмущения крыло
или оперение может прийти в колебательное
движение, причем на больших скоростях полета
при определенных соотношениях упругих, инер- Рис 94 изгибные коле-
ционных и аэродинамических сил эти колебания ’ бания балки
приводят к возникновению флаттера. С момента
возникновения флаттер настолько быстро развивается, что через весьма
малый промежуток времени конструкция разрушается. Поэтому уже
в процессе проектирования самолета необходимо предусматривать меры
предотвращения флаттера.
На примере колебаний балки поясним некоторые особенности та-
ких колебаний (рис. 9.4). Выведем балку из состояния равновесия, при-
ложив к ней поперечную силу, и затем, сняв силу, предоставим балку
самой себе. Балка будет совершать затухающие колебания относитель-
но положения равновесия со все уменьшающейся амплитудой.
Затухание колебаний балки объясняется действием демпфирующих
сил: силы трения в заделке, трения частиц материала при деформации
конструкции * и силы сопротивления воздуха. Если в процессе колеба-
ний к балке периодически прикладывать силу в направлении ее движе-
ния, то колебания станут нарастающими по амплитуде. Такая сила
называется возмущающей. Необходимым условием для возбуждения
колебаний типа флаттер является превышение работы, совершаемой
возмущающими силами, над работой, совершаемой демпфирующими
силами.
Самовозбуждающиеся колебания крыла и оперения могут иметь
следующие формы:
— изгибно-крутильный флаттер крыла (крыло одновременно изги-
бается и закручивается);
* При деформации тел одни частицы материала смещаются относительно дру-
гих, что сопровождается треиием частиц.
403
— изгибно-элеронный флаттер крыла (крыло изгибается и одновре-
менно отклоняются элероны);
— изгибно-рулевой флаттер оперения (отклонения руля и изгиб фю-
зеляжа);
— изгибно-крутильно-рулевой флаттер оперения (изгиб и закручи-
вание фюзеляжа и отклонение руля).
Каждая форма флаттера возникает при определенных условиях и
на определенной скорости полета, называемой критической скоростью
флаттера.
ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНЫИ ФЛАТТЕР
Пусть крыло под действием возмущающей силы было отклонено
(получило прогиб) вниз, затем возмущающая сила прекратила свое дей-
ствие, и крыло было предоставлено самому себе (положение 0 на
рис. 9.5,а). Элерон при этом жестко закреплен. Для удобства рассмот-
рения воспользуемся принципом обратимости движения, т. е. полагаем
самолет неподвижным, а поток — набегающим на него со скоростью V.
а) 6) 8) i)
Рис. 9.5. К пояснению изгибно-крутильного флаттера крыла
Пусть начальное положение хорды крыла будет таким, как оно
изображено на рис. 9.5, а пунктиром. Под действием силы упругости се-
чение крыла будет перемещаться из нижнего положения в начальное,
при этом скорость U вертикального перемещения крыла будетнарастать
от нуля до максимума L/max.
Далее, благодаря накопленной кинетической энергии, сечение кры-
ла пройдет начальное положение и будет перемещаться до тех пор, пока
его скорость не станет равной нулю. В этот момент силы упругости за-
ставят сечение переместиться в обратном направлении.
График изменения вертикальной скорости U движения сечения кры-
ла приведен на рис. 9. 5, в, а вертикальных ускорений W — на рис. 9. 5, г.
При перемене направления движения скорости в крайних положениях
сечения равны нулю, ускорения же достигают максимума; в начальном
положении скорость максимальна, а ускорение равно нулю.
При движении крыла с ускорением появляются инерционные си-
лы Pj, направленные против ускорения и приложенные в центре тяже-
сти рассматриваемого сечения.
При движении крыла из положения 0 к положению 2 (см.
рис. 9.5, а) инерционная сила будет направлена вниз и создаст момент,
закручивающий крыло относительно центра жесткости, а следовательно,
404
увеличивающий угол атаки сечения. Центр тяжести как бы отстает в
своем движении от центра жесткости. При движении крыла из положе-
ния 2 к положению 4 ускорение и инерционная сила меняют знак, сечение
«раскручивается», угол атаки уменьшается и в положении 4 приходит
к начальному. Центр тяжести как бы стремится догнать центр жест-
кости.
Таким образом, изгибные колебания сопровождаются закруткой
крыла вдоль размаха (крутильные колебания).
Во всех промежуточных положениях (1, 2, 3) сечения угол атаки
по сравнению с исходным увеличивается и, следовательно, появляется
дополнительная аэродинамическая сила ДР], направленная вверх в сто-
рону движения крыла. Сила ДР] является возмущающей. Величина ее
не постоянна: в положении 2 она наибольшая, так как в этом поло-
жении поворот сечения максимальный.
Рис. 9.6. Последовательные положения крыла при изгибно-крутильном флаттере
Теперь рассмотрим движение сечения крыла вниз от положения 4
к положению 8 (см. рис. 9.5, б).
Инерционная сила Р,, направленная вверх, создает относительно
центра жесткости момент, уменьшающий угол атаки сечения крыла.
В положении 6 сечение имеет самый меньший угол атаки. В положении 7
инерционная сила, а следовательно, и момент ее меняют знак, угол ата-
ки увеличивается и в положении 8 становится равным исходному. Та-
ким образом, при движении крыла вниз от положения 4 к положению 8
углы атаки меньше исходного, а приращение подъемной силы ДР] будет
отрицательным, т. е. будет направлено вниз. Сила ДР] и в этом случае
также будет возмущающей силой.
Следовательно, на всем протяжении колебаний на сечение крыла
действуют возмущающие силы, способствующие развитию колебаний.
Последовательные стадии движения сечения крыла в полете при изгиб-
но-крутильном флаттере показаны на рис. 9.6. Там же показано и на-
правление возмущающих сил ДР].
При описанных выше явлениях, кроме возмущающей силы ДР], име-
ют место также демпфирующие силы, к которым относятся: силы тре-
ния в соединениях и внутренние силы тпения ДРТ в материале, а также
аэродинамические силы при изгибных колебаниях ДР2.
При движении крыла, например вниз, к поступательной скорости V
добавляется вертикальная скорость U (рис. 9.7,а), при этом угол атаки
увеличивается на Да и возникает дополнительная подъемная сила ДРг,
направленная против движения, т. е. препятствующая колебаниям.
405
Если работа, совершаемая возмущающими силами больше работы
совершаемой демпфирующими силами, то энергия колебания крыла воз-
растает, крыло как бы раскачивается и возникает изгибно-крутильный
флаттер.
Если работа возмущающей силы ДР] меньше, чем работа демпфи-
рующих сил ДРТ и ДР2 (что происходит при полете на малых скоростях),
то флаттер не возникает.
Рассмотрим, от каких факторов за-
висят силы ДР1, ДРТ и ДР2.
Скорость V
Рис. 9.8. К определению рабо-
ты, совершаемой возмущаю-
щей и демпфирующей силами
при изгибио-крутильном флат-
тере
Рис. 9.7. К пояснению возникновения
демпфирующей аэродинамической силы
Аэродинамическая возмущающая сила при данной жесткости
крыла
ДРХ=Д^
где k — коэффициент пропорциональности.
Сила трения ДРТ от скорости полета не зависит.
Аэродинамическая демпфирующая сила ДР2=£ХУ,
где Ai — коэффициент, не зависящий от скорости.
Действительно, аэродинамическая демпфирующая сила
ДР 2 = ,
где ДсУ2 — приращение су за счет вертикальной скорости и. Зависимость
между ДсУ2 и приращением угла атаки Да может быть выражена форму-
лой (см. рис. 9.7)
tgY=iSe,
Да
откуда A^2 = Aatgy.
Но так как tg да дя'=^то дР2= —tg=
Таким образом, влияние на колебания возмущающей силы на боль-
ших скоростях более значительно, чем влияние демпфирующих сил.
Очевидно, что и работы этих сил будут находиться в такой же за-
висимости от скорости. Эта зависимость приведена на рис. 9.8. Работы
сил ДР2 и ДРТ определяют в сумме работу, совершаемую демпфирую-
щими силами.
.Точке а на графике рис. 9.8, в которой работы возмущающих и дем-
пфирующих сил равны, соответствует критическая скорость изгибно-
крутильного флаттера. Начиная с этой скорости колебания, возникшие
406
в результате действия какой-либо случайной силы, будут возрастать, не
нуждаясь во внешних воздействиях.
Для крыла с постоянными значениями Ь, Су GJKV и разности хт — хР
у • _ л . f______%GJKp_____
крфл s у —cosx ’
где Ь — хорда сечения;
OJKp— жесткость на кручение;
хг—расстояние от носка хорды до ЦТ сечения;
хР — расстояние от носка хорды до фокуса.
Изгибно-крутильный флаттер горизонтального и вертикального опе-
рения возникает в основном по тем же причинам и подчиняется тем же
закономерностям, что и в случае крыла.
ИЗГИБНО-ЭЛЕРОННЫЙ ФЛАТТЕР
Рассмотрим изгибные колебания крыла, конструкция которого име-
ет большую жесткость на кручение. Представим себе элерон с осью вра-
щения, расположенной впереди линии центров тяжести, проводка управ-
ления которым не является абсолютно жесткой. В этом случае при из-
гибных колебаниях крыла элерОн будет отклоняться под влиянием инер-
ционных сил.
Рис. 9.9. К пояснению изгибно-элеронного флаттера крыла
Рассуждая аналогично предыдущему, отметим, что при движении
крыла снизу вверх до исходного положения 2 (рис. 9.9, а) сила инерции
элерона Р^эл, приложенная в его центре тяжести, вызовет отклонение
элерона вниз, элерон будет как бы отставать от крыла. Появится до-
полнительная подъемная сила ДРЭл, направленная вверх. В положениях
2—4 направление инерционной силы изменится, элерон будет возвра-
щаться к исходному положению, сила ДРЭЛ будет уменьшаться. Таким
Образом, во всех положениях движения крыла вверх на него будет дей-
ствовать дополнительная аэродинамическая сила ДРЭЛ, направленная в
407
сторону движения крыла и являющаяся возмущающей. Такая же кар-
тина наблюдается при движении сечения крыла вниз (рис. 9.9,5).
Последовательные положения сечения крыла в полете при изгибно-
элеронном флаттере показаны на рис. 9.10.
Кроме рассмотренной возмущающей силы АРЭл, имеют место, как
н ранее, демпфирующие силы: трения ДРТ и аэродинамическая сила при
Рис. 9.10. Последовательные положения крыла при нзгибно-элеронном
флаттере
изгибных колебаниях крыла АР2- Если работа, совершаемая возмущаю-
щей силой, превышает работу демпфирующих сил, возникает изгибно-
элеронный флаттер. Скорость, при которой наступает это явление, назы-
вается критической скоростью изгибно-элеронного флаттера.
Изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения с рулем высо-
ты возникает и развивается аналогично изгибно-элеронному флаттеру.
МЕРЫ БОРЬБЫ С ФЛАТТЕРОМ
Так как флаттер возникает при условии У^Укрит. фл, необходимо,,
чтобы максимально возможная для данного самолета скорость была
меньше Ккр. фл-
Считается достаточным, чтобы Ккр. фл>1,1 Vmax.
На величину критической скорости изгибно-крутильного флаттера
несущих поверхностей влияют в основном следующие факторы.
1. Жесткость конструкции крыла и оперения, причем на величину
критической скорости в основном сказывается жесткость на кручение.
При кручении критическая скорость пропорциональна VGJKV . Изгиб-
ная жесткость конструкции сказывается незначительно.
Увеличение крутильной жесткости крыла и оперения достигается
применением более толстой обшивки и подкреплением стенок лонжеронов
и продольных стенок.
2. Расстояние между фокусом и центром тяжести сечений, при
уменьшении которого критическая скорость флаттера увеличивается.
Смещение центров тяжести сечений в сторону фокусов обычно осу-
ществляется увеличением толщины обшивки носка н установкой балан-
сировочных грузов.
3. Форма крыла или оперения в плане. Форма в плане в значитель-
ной степени определяет взаимное положение центров тяжести и фоку-
сов сечений, а также аэродинамические и жесткостные характеристики
конструкции.
Исследования показали, что стреловидное и треугольное крылья и<
оперение обладают более высокой УКр. фл> чем прямое.
408
4. Высота полета. С увеличением высоты при прочих равных усло-
виях критическая скорость растет. Приближенно эта зависимость вы-
ражается так:
у
vh w. / ’
где V Hi —критическая скорость на высоте
Vн — критическая скорость на высоте //;
а —показатель степени, лежащий в пределах 0,35 — 0,5;
€>//, , Qn~ массовая плотность воздуха соответственно на высотах Нг и Н2.
При конструировании крыла и оперения следует избегать рез
ких изменений жесткости на кручение GJKP от корневой части к концу
Однако при крутильных коле-
баниях важна не только абсо-
лютная величина жесткости,
но и соотношение между жест-
костью кручения и моментом
инерции Jm.
Чем больше момент инер-
ции, тем большие инерци-
Рнс. 9.11. Демпфер колебаний
онные силы развиваются при
колебаниях и, следовательно, тем более жесткими должны быть крыло
и оперение. Поэтому отношение GJKp/Jm можно принять за харак-
теристику «вибростойкости» конструкции.
Следует стремиться к тому, чтобы эта характеристика к концу раз-
маха не только не снижалась, но даже увеличивалась.
Одним из способов предотвращения изгибно-элеронного (рулевого)
флаттера является весовая балансировка элерона (руля), сводящаяся
к совмещению центров тяжести сечений конструкции элерона с осью его
вращения.
Элерон (руль) с усиленным носком и тонкой обшивкой в хвостовой
части позволяет уменьшить величину балансировочного груза.
Увеличение Укр. фЛ может быть достигнуто установкой демпфера
(рис. 9.11), который при отклонении элерона (руля) создает дополни-
тельные демпфирующие силы. В таком демпфере поршень А, связанный
с рулем, при отклонении последнего перемещается в цилиндре В, запол-
ненном вязкой жидкостью. Поршень имеет небольшие отверстия и пере-
текающая через них при отклонении элерона жидкость создает сопро-
тивление движению рулей. При медленном отклонении руля сила
сопротивления жидкости невелика, при больших же скоростях откло-
нения сила сопротивления жидкости резко увеличивается, так как эта
сила пропорциональна квадрату скорости движения поршня. Другим
средством повышения Уър. фЛ является уменьшение люфтов в проводке
управления, допускающих свободное отклонение рулей под действием
инерционных сил.
4. ВИБРАЦИИ ОПЕРЕНИЯ ТИПА БАФТИНГ
Вибрации типа бафтинг (от английского слова buffet — трясти)
представляют собой вынужденные колебания оперения самолета нор-
мальной схемы, вызванные воздействием завихренного потока.
Источниками вихрей может быть срыв потока с крыла на больших
углах атаки, срыв потока в местах сопряжения крыла и фюзеляжа, на
фонаре кабины (рис. 9.12), на пилонах подвески двигателей, на гондо-
лах двигателей, расположенных на крыле. При попадании оперения в
завихренный поток периодически изменяется характер обтекания. Воз-
никают дополнительные аэродинамические силы, которые проявляются
409
в виде ударов. Бафтинг горизонтального или вертикального оперения
особенно опасен, когда частота образования вихрей близка к частоте
собственных колебаний конструкций оперения или фюзеляжа. В этом
случае имеет место явление резонанса, т. е. колебания будут совершать-
ся с возрастающими амплитудами.
Для предотвращения бафтинга горизонтального и вертикального
оперения необходимо либо устранить причины вихреобразования, либо
вынести оперение из завихренной зоны.
Рис. 9.12. Бафтинг оперения
На самолете часто устанавливают дополнительные агрегаты, кото-
рые могут стать источником вихреобразования, например наружная под-
веска вооружения или топливных баков. Образование вихревого потока
возможно при открытии створок, а на военно-транспортных самоле-
тах — при десантировании грузов и десантников. В этих случаях для
предотвращения бафтинга проводятся специальные исследования и уста-
навливаются ограничения. Эффективный способ борьбы с бафтингом —
увеличение жесткости конструкции оперения и фюзеляжа, однако это
ведет к увеличению веса конструкции, поэтому данный способ не всегда
приемлем.
На большой скорости полета возможен «скоростной» бафтинг. При-
чиной его является попадание оперения в вихревую зону за скачками
уплотнения, образующимися при обтекании потоком частей самолета
расположенных впереди оперения.
5. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Что составляет предмет аэроупругости?
2. Какие силы могут взаимодействовать с упругой конструкцией
самолета?
3. Что характеризует статические аэроупругие явления?
4. Какие явления характерны для динамической аэроупругости?
5. Что такое дивергенция?
6. Что такое реверс рулей?
7. Как определить критическую скорость реверса?
8. Что такое флаттер?
9. Какие могут быть виды флаттера?
ЛИТЕРАТУРА
1. Бахрах Н. М. Агрегатирование и взаимозаменяемость в самолетостроении.
М., Обороигиз, 1946.
2. Архангельский Г. И. Проектирование элементов конструкции самолетов.
М., Обороигиз, 1955.
3. А с т а х о в М. Ф. и др. Справочная книга по расчету самолета иа прочность.
М., Обороигиз, 1954.
4. А ф о и и и П. М., Голубев И. С. и др. Беспилотные летательные аппараты.
М., «Машиностроение», 1967,
5. Б о й ц о в В. В. и др. Сборочные и монтажные работы. М., Обороигиз, 1959.
6. Болховитинов В. Ф. Пути.развития летательных аппаратов. М., Оборон-
но, 1962.
7. Бельский В. Л. и др. Конструкция летательных аппаратов. М., Оборои-
гиз, 1963.
8. Виноградов Р. И., Мииаев А. В. Самолеты СССР. М., Воеииздат, 1961.
9. Г р о с с м а и Е. П. Курс вибраций частей самолета. М„ Обороигиз, 1940.
10. Григорьев В. П. Технология самолетостроения. М., Обороигиз, 1960.
11. Геикии С. И., Лебедянская Н. Д. Герметизация современных самоле-
тов. М., Воеииздат, 4962.
112. Ефимов А. Н. и др. Основы теории полета самолета. М., Воеииздат, 1957.
13. Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М., «Ма-
шиностроение», 1964.
14. Ж о в и и с к и й Н. А. Тепловой барьер при сверхзвуковых скоростях полета.
М., Воеииздат, 1959.
15. Каи С. Н., С в е р д л о в И. А. Расчет самолета иа прочность. М., Оборои-
гиз, 1958.
16. Лири км а и С. М. Технологичность конструкций в машииостроеиии. Гос.
научио-техи. изд., 1946.
17. М а к а р е в с к и й А. И., Француз Г. А. Силы, действующие иа самолет
в полете и при посадке. БИТ, 1943.
18. М и х а л е в И. И. и др. Технология склеивания металлов. М., «Машинострое-
ние», 1965.
19. Пашковский И. М. Особенности устойчивости и управляемости скоростно-
го самолета. М., Воеииздат, 1961.
20. П р о т о п о п о в А. Б., Жулев В. И. Конструкция и работа частей самоле-
та. М., Воеииздат, 1958.
21. Скляиский Ф. И. Управление сверхзвукового самолета. М., «Машинострое-
ние», 1964.
22. Терминология конструкции и прочности самолетов. М., Изд-во АН СССР, 1954.
23. Федоров В. И. Конструкция реактивных самолетов. М., Воеииздат, 1960.
24. Ф о м и и Н. А. Крылья самолетов. М., Обороигиз, 1946.
25. Фомин Н. А. Проектирование самолетов. М., Обороигиз, 1961.
26. Хертель Г. Тонкостенные конструкции. М., «Машиностроение», 1965.
27. Ш е й и и и В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских само-
летов. М., Обороигиз, 1962.
28. Шульженко М. Н. Конструкции самолетов. М., Обороигиз, 1953.
29. Шульженко М. Н., М о с т о в о й А. С. Курс конструкций самолетов. М.,
«Машиностроение», 1965.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие . .......................................................... 3>
Глава /. Общие сведения о самолетах и других летательных аппаратах ..... 5
1. Летиые характеристики самолета :................................. 5
2. Основные агрегаты самолета......................................... 8
3. Классификация самолетов ......................................... 9
4. Самолеты вертикального взлета и посадки........................... 21
5. Гидросамолеты ................................................... 24
6. Вертолеты......................................................... 25
7. Аппараты на воздушной подушке..................................... 28
8. Управляемые снаряды............................................... 29
9. Краткий очерк развития схем самолетов............................. 37
10. Общие требования, предъявляемые к конструкции самолета............ 42
11. Технологичность конструкции в самолетостроении.................... 44
12. Авиационные материалы............................................. 50
13. Силы, действующие иа самолет...................................... 56
14. Расчетные нагрузки и их нормирование.............................. 59
15. Контрольные вопросы............................................... 60
Глава II. Крыло........................................................... 62
1. Назначение крыла и требования, предъявляемые к нему............... 62
2. Внешние формы крыла...........।. . t.............।................ 63
3. Нагрузки, .действующие., на крыло................................. 69
4. Конструктивно-силовые схемы крыльев............................... 76
5. Конструктивные особенности стреловидных и треугольных крыльев ... 90
6. Особенности конструкции крыльев с изменяемой стреловидностью в полете 99
7. Сравнительная оценка крыльев различных конструктивных схем..... 102
8. Конструкции основных элементов крыла............................. 104
9. Разъемы крыльев и конструкции стыковых соединений . '............ 125
10. Крышки люков и специальные обтекатели (зализы)................... 134
11. Носки крыла и противообледенительные устройства.................. 136
12. Средства механизации крыла...................................... 139
13. Контрольные вопросы ............................................. 150
Глава III. Оперение и элероны............................................ 151
1. Назначение оперения и элеронов и требования, предъявляемые к ним 151
2. Форма и расположение оперения . . . ............................ 152
3. Нагрузки, действующие на оперение и элероны...................... 159
4. Аэродинамическая компенсация рулей и элеронов.................... 164
5. Средства аэродинамической балансировки самолета.................. 168
6. Конструкция оперения ............................................ 170
7. Контрольные вопросы......................................... . 182
Глава IV. Фюзеляж........................................................ 183
’. . Назначение фюзеляжа и требования, предъявляемые к нему........ 183
2. Внешние формы фюзеляжа . . . ,. . .............. . . 184
3. Силы, действующие на фюзеляж..................................... 185
4. Конструктивно-силовые схемы фюзеляжа и характер нагружения элемен-
тов конструкции..................................................... 188
5. Кабины ...................................................... 205
6. Контрольные вопросы............................................. 229
Г лава V. Системы управления самолетом................................... 231
1. Назначение систем управления и требования, предъявляемые к ним . . 231
2. Командные посты управления....................................... 234
412
Стр.
3. Проводка управления.............................................. 245
4. Особенности управления скоростными самолетами . . . . 2153
5. Конструкция управления стабилизатором и триммерами............... 265
6. Основы расчета системы управления иа прочность................... 268
7. Контрольные вопросы.............................................. 273
Глава VI. Шасси.......................................................... 274
1. Назначение шасси и требования, предъявляемые к ним............... 274
2. Основные схемы шасси............................................. 275
3. Опоры шасси...................................................... 280
4. Амортизаторы шасси............................................... 282
5. Колеса шасси..................................................... 296
6. Авиационные лыжи................................................. 304
7. Конструкции ног шасси............................................ 306
8. Стойки и схемы крепления опор ног шасси................ 315
9. Схемы уборки ног шасси........................................... 327
10. Нагрузки и а шасси............................................... 332
11. О расчете элементов шасси и а прочность.......................... 338
12. Контрольные вопросы.............................................. 339
Глава VII. Силовые установки............................................. 341
1. Назначение силовых установок и требования, предъявляемые к ним . . . 341
2. Расположение двигателей иа самолете............................. 343
3. Воздухозаборники и выхлопные устройства.......................... 346
4. Конструкции крепления двигателя к самолету............... 351
5. Гондолы и капоты двигателей...................................... 359
6. Баки и топдивиые отсеки.......................................... 361
7. Контрольные вопросы . . ।.................. . . . .............. 369
Глава VIII. Соединении элементов конструкции самолета.................... 371
1. Типы соединений.................................................. 372
2. Заклепочные соединения........................................... 373
3. Болтовые и винтовые соединения................................... 381
4. Особенности герметических заклепочных и болтовых соединений .... 391
5. Сварные соединения............................................... 393
6. Клеевые и комбинированные соединения............................. 395
7. Прочность соединений............................................. 397
8. Долговечность соединений......................................... 398
9. Контрольные вопросы.............................................. 399
Глава IX. Аэроупругость и вибрации конструкции........................... 400
1. Реверс рулей..................................................... 400
2. Дивергенция несущих поверхностей................................. 402
3. Флаттер.......................................................... 403
4. Вибрации оперения типа бафтинг................................... 409
5. Контрольные вопросы.............................................. 410
Литература .............................................................. 411
Редактор Н. 3. Рябинина
Техн. редактор В. И. Орешкина
Художник Н. Т. Дворников
Корректор В. Е. Блохина
Т-19024 Сдано в набор 28/IV 1971 г. Подписано в печать 25/XI 1971 г.
Формат 7ОХ1О8’/1в Печ. л. 26,0 (Усл. печ. л. 36,40) Уч.-изд. л. 32.70
Бум. л. 13,0 Бумага № 1 Тираж 18500 экз. Зак. № 2156
Цена 1 р. 54 к. Тем. план 1971 г. № 113
Издательство «Машиностроение», Москва, Б-66, 1-й Басманный пер. 3.
Московская типография № 8 Главполиграфпрома
Комитета по печати при Совете Министров СССР,
Хохловский пер., 7. Тип. зак. 3062