Конструкция самолетов - Гребенков О.А.

Author: Гребенков О.А.
Tags: техника средств транспорта воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты инженерия авиация самолетостроение космос издательство машиностроение
Year: 1984
Similar
Конструкция самолетов
История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг
Основы автоматизированного проектирования самолетов
Проектирование самолетов
Text
                    www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
О.А.Гребеньков
КОНСТРУКЦИЯ
САМОЛЕТОВ
Допущено Министерством высшего и среднего
специального образования СССР в качестве
учебного пособия для студентов авиационных специальностей
высших учебных заведений
МОСКВА
« МАШИНОСТРОЕНИЕ »
1984
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ББК 39.53
Г79
УДК 629 7.02
Рецензенты
кафедры "Конструкция и проектирование самолетов”
МАИ. КуАИм ХАИ
Г 79
Гребеньков О. А.
Конструкция самолетов -. Учеб, пособие для авиацион-
ных вузов. — М,- Машиностроение, 1984. — 240 с., ил.
В пер,- 1р.
„3606030000-406
r03»(0i)T4-,М-8’
ББК 39ЛЗ
6Т6.1
© Издательство ’’Машиностроение", 1984 rJ
1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
ПРЕДИСЛОВИЕ
Учебное пособие написано в соответствии с учебным планом и програм-
мой курса ’’Конструкция самолетов” для специальности ’’Самолето-
строение”.
При построении пособия и изложении материала использован опыт пре-
подавания этого курса на кафедре ’’Конструкция и проектирование лета-
тельных аппаратов” Казанского авиационного института.
В учебном пособии описание отдельных конкретных конструкций све-
дено к минимуму, но зато более подробно рассматриваются принципы кон-
струирования отдельных деталей, узлов и частей самолета, их конструк-
тивно-силовые схемы, особенности нагружения н силовая работа отдельных
элементов и конструкции в целом. Сравнительная оценка различных кон-
структивных решений дается с учетом выполнения необходимых условий
аэродинамики, прочности и жесткости, минимальной массы, удовлетворения
требований эксплуатации и производства.
Основное внимание в пособии обращается на конструкцию современ-
ных околозвуковых н сверхзвуковых самолетов.
Особенностью учебного пособия является наличие в нем проектиро-
вочных прочностных расчетов агрегатов различных конструктивно-силовых
схем и их основных элементов. Последнее позволяет широко использовать
его при дипломном и курсовом проектировании.
ГЛАВА 1.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
§ 1. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО НАЗНАЧЕНИЮ
Летные, геометрические и весовые характеристики, общая компоновка,
применяемое оборудование, а также конструкция отдельных частей во мно-
гом определяются назначением самолета.
По назначению все самолеты можно разделить на две большие группы:
1) гражданские и 2) военные.
ГРАЖДАНСКИЕ САМОЛЕТЫ
гражданские самолеты служат для перевозки пассажиров, грузов, поч-
ты н для обслуживания различных отраслей народного хозяйства. Они, в
свою очередь, могут быть разделены на следующие основные типы.
.1. Пассажирские самолеты,предназначенные для перевозки пассажиров,
багажа и почты. В зависимости от дальности полета, каличества перевози-
мых пассажиров, размеров и типа взлетно-посадочных полос эти самолеты
делятся на магистральные и самолеты местных линий.
3
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Магистральные самолеты в зависимости от дальности полета делятся на-
а) ближиие с дальностью полета 1000...2000 км;
б) средние с дальностью полета 3000...4000 км;
в) дальние с дальностью полета 5000. .11 000 км.
Самолеты местных линий подразделяются на.
а)	тяжелые с числом пассажиров 50. .55;
б)	средние с числом пассажиров 24...30;
в)	легкие с числом пассажиров 8,..20.
2.	Грузовые самолеты, основным назначением которых является пе-
ревозка различных грузов.
3.	Самолеты специального назначения, применяемые в различных об-
ластях народного хозяйства. Это самолеты полярной, сельскохозяйствен-
ной, санитарной авиации, самолеты для геологической воздушной развед-
ки, для охраны лесов от пожаров, для аэрофотосъемок и др.
4.	Учебные самолеты, служащие для подготовки пилотов. Они подраз-
деляются иа самолеты первоначального обучения и переходные. Самолеты
первоначального обучения — это двухместные самолеты, достаточно
простые в освоении и технике пилотирования. Переходные самолеты слу-
жат для обучения пилотов полетам На находящихся в эксплуатации серий-
ных самолетах.
ВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
Военные самолеты служат для нанесения ударов с воздуха по военным
объектам, коммуникациям, живой силе н технике противника в его тылу н
в прифронтовой полосе, для защиты своих объектов н войск от авиаций
противника, для высадки десантов, транспортировки войск,техники н гру-
зов, для разведки, связи н т.п.
Б зависимости от конкретного назначения военные самолеты можно
разделить на следующие типы.
1. Бомбардировщики, назначением которых является нанесение бом-
бовых ударов по важнейшим объектам, узлам коммуникаций, местам со-
средоточения техники н живой силы противника в его тылу.
2. Истребители, которые служат для борьбы с авиацией противника.
Онн, в свою очередь, могут быть разделены на несколько видов:
а)	истребители сопровождения, предназначенные для защиты от авиа-
ция противника своих бомбардировщиков, выполняющих боевую задачу;
б)	фронтовые истребители, обеспечивающие защиту своих войск от
авиации противника над полем боя н в прифронтовой полосе;
в)	истребители противовоздушной обороны — истребители -перехват-
чики, назначением которых является перехват н уничтожение бомбардиров-
щиков противника.
3.	. Истребители-бомбардировщики, снабженные бомбами, ракетным н
пушечным вооружением н служащие для нанесения ударов по объектам в
районе передовых позиций н в ближнем тылу противника н для уничтоже-
ния его авиацйи.
4.	Военно-транспортные самолеты, используемые доя высадкн десан-
тов, транспортировки войск, техники и различных грузов.
5.	Самолеты-разведчики, предназначенные для ведения воздушной раз-
ведки в тылу противника и над театром военных действии.
6.	Вспомогательные самолеты, куда относятся самолеты-корректиров-
щики, самолеты связи, санитарные и т.п.
4
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 2 ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ САМОЛЕТА
И ИХ НАЗНАЧЕНИЕ
Основными частями самолета являются крыло, фюзеляж, оперение,
шасси и силовая установка.
Крыло — несущая поверхность самолета, предназначенная для создания
аэродинамической подъемной силы.
Фюзеляж — основная часть конструкции самолета, служащая для сое-
динения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа,
пассажиров, оборудования и грузов.
Оперение — несущие поверхности, предназначенные для обеспечения
продольной и путевой устойчивости и управляемости.
Шасси — система опор самолета, служащая для взлета, посадки, пере-
движения и стоянки на земле, палубе корабля или на воде.
Силовая установка, основным элементом которой является двигатель,
служит для создания тяги.
Кроме этих основных частей самолет имеет большое количество различ-
ного оборудования. На нем устанавливаются системы основного управле-
ния (управления рулевыми поверхностями: элеронами, рулями высоты и
направления), вспомогательного управления (управление механизацией,
уборкой н выпуском шасси, створками люков, агрегатами оборудования и
т п.), гидро- и пневмооборудование, электрооборудование,высотное, защит-
ное оборудование и др.
§ 3. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО СХЕМЕ
Классифика'Ция самолетов по схеме производится с учетом взаимного
расположения, формы, количества и типа отдельных составляющих самолет
агрегатов
Схема самолета определяется следующими признаками:
1)	количеством и расположением крыльев;
2)	типом фюзеляжа;
3)	расположением оперения
4)	типом шасси;
5)	типом, количеством и расположением двигателей.
Полностью охарактеризовать схему самолета можио лишь иа основа-
нии всех этих пяти признаков Классификация же лишь по одному илн не-
скольким из них нс может дать полного представления о схеме.
По количеству крыльев все самолеты делятся на бипланы (рис. 1.1,а)
и монопланы, а последние в зависимости от взаимного расположения кры-
ла и фюзеляжа — на низкопланы (рис. 1.1, б), средиепланы (рис. 1.1, в) и
высокопланы (рис. 1.1,г).
По типу фюзеляжа самолеты делятся на однофюзеляжные (рис. 1.2,а)
и двухбалочные (рис. 1.2, б).
Расположение оперения на самолете в значительной степени определяет
так называемую аэродинамическую схему самолета, зависящую от коли-
б)	в)	г)
Рис 1 1 Схемы самолетов по количеству и расположению крыльев
5
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими руками?!
Рис. 1.2. Схемы самолетов по типу
фюзеляжа
чества и взаимного расположения
его несущих поверхностей. По
этому признаку современные са-
молеты-монопланы делятся на три
схемы: схему нормальную или
классическую (рис. 1.3,а), схему с
передним расположением горизонтального оперения — схему типа ’’утка”
(рис. 1.3, б) и схему без горизонтального оперения - схему ’’бесхвостка”
(рис. 1.3, в). Очень тяжелые бесхвостые самолеты могул быть выполнены
по схеме ’’летающее крыло” (рис. 1.3, г) .
В зависимости от условий взлета и посадки самолеты могут иметь шас-
си колесное (рис. 1.4, а) , лыжное (рис. 1.4, б) , поплавковое (рис. 1.4, в) .
У гидросамолетов фюзеляж может выполнять функции и лодки (рис. 1.4, г).
Встречаются смешанные схемы: колесно-лыжное шасси, лодка-амфибия.
В качестве основных двигателей на современных самолетах применяют-
ся поршневые и газотурбинные двигатели. Наибольшее распространение в нас-
тоящее время получили газотурбинные двигатели, которые, в свою очередь,
делятся иа турбовинтовые, турбореактивные, турбореактивные с форсажем
и турбореактивные двухконтуриые.
Выбор типа двигателей, их количества и расположения определяется в
значительной степени назначением самолета и оказывает существенное вли-
яние иа его схему. На рис. 1.5 показаны типовые схемы расположения дви-
гателей на самолете.
В)
Рис. 1.4. Схемы самолетов по типу шасси
г}
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими
руками
Рис. 1.5. Типовые схемы расположения двигателей на самолете;
аг б - в фюзеляже; в - на хвостовой части фюзеляжа; г, д, е - на крыле
§ 4.	ТРЕБОВАНИЯ К КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
Требования, предъявляемые к конструкции самолета, диктуются сооб-
ражениями аэродинамики, прочности, жесткости, минимальной массы,
эксплуатации и производства.
Аэродинамические требования. При выбранном двигателе самолет дол-
жен обладать возможно более высокими летиыми данными и быть устой-
чивым и управляемым на всех режимах полета. Летные данные самолета
определяются величинами горизонтальной, вертикальной и посадочной
скоростей, высотой и дальностью полета, грузоподъемностью, величинами
взлетной и посадочной дистанций.
Скорость полета является наиболее важной характеристикой само-
лета. Чтобы увеличить скорость полета прн неизменной мощности нлн тяге
двигателя необходимо уменьшить сопротивление самолета. Совершенство-
вание самолета все время идет по пути уменьшения коэффициента лобового
сопротивления Сха . Сначала это потребовало перехода от бнпланной схемы
к монопланной, уменьшения числа выступающих в поток частей (подкосов,
раскосов, расчалок, тяг, установки убирающегося шасси и т.п.), перехода
от полотняной обшивки к жесткой и к повышению качества ее поверхнос-
ти, а при дальнейшем увеличении скоростей и возникновении волнового
сопротивления — применения стреловидных крыльев и оперения с тон-
кими профилями.
Достижение скорости полета, в два раза и более превышающей скорость
звука, выдвигает на первый план проблему аэродинамического нагрева
конструкции.
Требования прочности. При всех Возможных в полете н при посадке
нагрузках ии один из элементов конструкции не должен разрушиться. Ве-
личины нагрузок, характер их распределения для отдельных частей самоле-
та на различных режимах полета и посадки регламентируются нормами проч-
ности и нормами летной годности. Прн этом должны учитываться и знако-
7
'-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
переменность нагрузок, приводящая к явлениям усталости, и аэродинами-
ческий нагрев при полете на больших сверхзвуковых скоростях.
Требования жесткости. Жесткость конструкции должна исключить воз-
можность появления недопустимых с точки зрения аэродинамики дефор-
маций и возникновения опасных вибраций, приводящих к разрушению кон-
струкции.
Требования минимальной массы. Конструкция самолета в целом, от-
дельных его частей, элементов и деталей должна иметь возможно меньшую
массу, так как у самолета, как ни у одной другой машины, его масса силь-
но влияет на основные функциональные характеристики — летные данные.
Уменьшение массы конструкции достигается обеспечением равнопрочности,
сокращением количества разъемов, вырезов, несиловых элементов, приме-
нением новых конструкционных материалов. При выборе конструктив но-
силовой схемы детали, элемента, агрегата необходимо стремиться, чтобы
разрушающие напряжения были возможно ближе к временному сопротив-
лению материала.
Эксплуатационные требования. Должна быть обеспечена надежность
работы всех агрегатов самолета при возможно более простом их обслужи-
вании.
Простота обслуживания самолета обеспечивается хорошим доступом
ко всем требующим осмотра узлам самолета, агрегатам оборудования и
силовой установки, быстротой заправки топливом и маслом, удобным под-
ходом к штуцерам зарядки кислородом и сжатым воздухом, удобством и
быстротой монтажа и демонтажа отдельных агрегатов, простотой ремон-
та и т.п.
Важнейшей эксплуатационной характеристикой является безопасность
полета, которая обеспечивается созданием конструкции, обпадающей воз-
можно более высокой живучестью, т.е. не разрушающейся после получения
отдельных повреждений, установкой соответствующего аэронавигационно-
го оборудования, надежной противообледенительной защиты, эффективно-
го противопожарного оборудования, дублированием в системах управле-
ния, а также некоторыми другими мероприятиями в зависимости от назна-
чения и типа самолета.
Наиболее полное удовлетворение эксплуатационных требований ведет
к снижению расходов, связанных с эксплуатацией самолета, что особен-
но важно длй гражданской авиации.
Производственные требования. В производстве лучшей считается кон-
струкция, затраты на изготовление которой будут наименьшими.
Основными требованиями технологии, выполнение которых удешевля-
ет и ускоряет процесс производства самолета, являются спецующие.
1.	Взаимозаменяемость агрегатов и деталей и исключение подгоночных
работ при сборке.
2.	Простота конструкции в широкое применение в ией стандартных и
нормализованных деталей.
3.	Применение передовых методов производства, таких как прокатка,
штамповка, литье, прессовая клепка и т.п.
4.	Увязка конструкции с характером производства, т.е. учет массовости
производства и производственных возможностей завода, на котором будет
строиться самолет.
5.	Применение недорогих материалов, допускающих более простую об-
работку.
8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?
6 Широкое расчленение конструкции самолета иа агрегаты, секции и па-
нели что позволяет механизировать ряд процессов, уменьшает трудоем-
кость изготовления, повышает производительность, сокращает цикл сборки
и монтажа.
§ 5.	ВЫБОР МАТЕРИАЛА КОНСТРУКЦИИ
При выборе материала конструкции необходимо учитывать целый ряд
факторов: стоимость материала, возможность применения высокопроиз-
водительных процессов обработки, однородность, неизменность механи-
ческих свойств во всем возможном при эксплуатации диапазоне темпера-
тур, долговечность. Однако наибольшее внимание при выборе материала
должно уделяться обеспечению необходимой прочности и жесткости кон-
струкции при наименьшей массе.
Критерием, связывающим прочность и массу п позволяющим, следо-
вательно, сравнивать различные материалы, является удельная прочность.
Масса детали, имеющей нлошадь поперечного сечения F, длину! и вы-
полненной из материала с плотностью р, будет m = Ftp.
Площадь F определяется действующей нагрузкой и допускаемым на-
пряжением при рассматриваемом виде деформации. Так, при растяжении
силой Р потребная площадь сечения детали
 F=P/oB,
где он — предел прочности материала при растяжении. Подставив F в выра-
жение для m, получим
14
П1 = -.
оЁ/р
Отношение ов/р носит название удельной прочности при растяжении.
Для каждого вида деформации есть свои выражения для удельной проч--
ности. Чем выше значение удельной прочности, тем меньше масса детали.
Критерием, связывающим жесткость и массу, является удельная жест-
кость — отношение модуля упругости к плотности Е/р.
В настоящее время в самолетостроении основными конструкционными
материалами являются высокопрочные магниевые и алюминиевые сплавы,
легированные стали и титановые сплавы. В последнее время начали широко
внедряться композиционные материалы.
В табл. 1 приведены характеристики удельной прочности и удельной
жесткости магниевых, алюминиевых, титановых сплавов и сталей.
При выборе материала необходимо учитывать температурные условия,
в которых работает конструкция. С ростом температуры удельная проч-
ность и удельная жесткость материалов падают.
На рис. 1.6. приведены зависимости пв/р от температуры для пяти при-
меняемых в самолетостроении материалов: алюминиевого сплава Д16Т, ле-
гированных сталей ЗОХГСА и ЗОХГСНА, коррозионно-стойкой жаропроч-
ной стали XI8H9T и титанового сплава ВТ6.
При температурах до 200° С основными конструкционными материала-
ми являются высокопрочные алюминиевые сплавы. Из них изготовляются
обшивка, лонжероны, стрингеры, нервюры, шпангоуты, различные крон-
штейны. Большие по размерам нагруженные детали — кронштейны, корпу-
9
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица 1
Материал	Р, г/см3	(7В, МПа	<ъ/р	Е, ГПа	Е/р
Магниевые сплавы: реформируемые литейные	1,76...1,83 1,76...1,93	200...300 160....330	115...165 88 ...170	42...43 42...45	23,5...24,8 22,2...25,6
Алюминиев ые сплавы: дефо рми ру ем ые литейные	2,76...2,89 2,55...2,89	380..560 200...340	138...194 76...122	70-. .77 70...72	23,3-27.7 25-27,4
Титановые сплавы: дефо рм и ру емые литейные	4,43...4,68 4,41.-4,49	600...1200 500...1000	136...256 113...213	ПО...120 100...118	23 6...27 22,3-26,5
Легированные стали: качественные высококачест- венные жаропрочные	7,85 7,77...7,9 7,9 ...7,92	1000...1200 1600...1900 550...1000	128...153 202...243 70...126	200 190...210 185 ...200	25,5 24,3-27 23,4-25,2
сы колес и т.п., а также многие детали управления изготавливаются из Матве-
евых "сплавов. Сильно нагруженные детали шасси, узлы крепления агрега-
тов, пояса лонжеронов в корневых сечениях итл, изготовляются из леги-
рованных высококачественных сталей. Применение титановых сплавов в
этом диапазоне температур, несмотря на их высокую удельную прочность,
не является целесообразным из-за их относительно высокой стоимости.
При температурах 200...500°С лучшими конструкционными материа-
лами являются титановые сплавы, а при температурах до 700°С — жаро-
прочные стали.
Применение композиционных материалов в конструкции позволяет
значительно снизить ее массу. В настоящее время начинают широко исполь-
зоваться в самолетостроении волокна стекла, углерода, бора и некоторых
других материалов в соединении с так называемой матрицей, в качестве ко-
торой используются искусственные смолы, алюминий, магний, титан или их
сплавы.
Материалы с матрицей из искусственных смол носят название полимер-
ных композиционных материалов. Из этих материалов в конструкции са-
молетов иашли применение стекло-, угле- и боропластики. Характеристики
Рис, 1.6. Зависимость удельной прочности некоторых материалов от температурь-
1 - Д16Т,	420 МПа, р=2.78 г/см1; 2 - ЗОХГСА 1100 МПа, р= 7,85 г/см1:
3 - ЗОХГСНА, <Ти= 1600 МПа, р- 7,8 г/смя; 4 - ВТ6, Лц- 1000 МПа, р=4,4 3 г/см3 •
5 - Х18Н9Т,	—850 МПа, р= 7,9 г/см3
10
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
этих материалов (при растяжении в направлении волокон) приведены
в табл. 2.
Стеклопластики целесообразно использовать для деталей конструкци-
онного назначения, работающих преимущественно на растяжение при тем-
пературах, не превышающих 1ОО...15О°С. Из иих можно изготовлять лон-
жероны, нервюры и обшивку триммеров, сервокомпенсаторов, небольших
по размеру элеронов и рулей и т.п.
Углепластики, как это видно из табл. 2, обладают высоким модулем
упругости, превышающим модуль упругости алюминиевых сплавов при-
мерно в два раз^. Из них изготовляют обшивку, панели, подкрепляющие
элементы силового набора планера самолета. Такие конструкции работают
надежно в диапазоне температур до 200° С, а некоторые углепластики со-
храняют высокие прочностные характеристики и до 300°С.
Из полимерных материалов самыми высокими прочностными и жест-
костными характеристиками обладают боропластики. Модуль упругости
боропластиков в 3...3,5 раза превышает модуль упругости алюминиевых,
сплавов. Кроме того, боропластики имеют высокий предел динамической
и статической выносливости, малую ползучесть и деформативность в направ-
лении волокон, повышенную тепло- и электропроводность. В сравнении с
углепластиками они обладают повышенной (в 2...2,5 раза) прочностью при
сжатии. Из боропластиков изготовляют панели обшивки, элементы силово-
го набора, они используются для подкрепления металлических силовых
элементов — лонжеронов, силовых нервюр, панелей и т.п. Боропластики
сохраняют высокие механические характеристики до 200...300° С.
К недостаткам угле- и боропластиков следует отнести сравнительно
низкие значения удельной "вязкости и прочности при сдвиге.
Очень высокие механические характеристики имеют и композицион-
ные материалы на основе металлов, армированных волокнами углерода и
бора. Так, композиционные материалы с алюминиевой матрицей и борово-
локном с плотностью р= 2,6...2,7 г/см3 имеют предел прочности при растя-
жении ав = ] 100... 1200 МПа и модуль упругости Е= 220...240 ГПа. Вели-
чина'их удельной прочности въ1р= 410...450 более чем в два раза превы-
шает этот показатель для алюминиевых сплавов, а диапазон температу-
ры, при которой они сохраняют свои характеристики, повышается до 450°С.
Кроме того, металлическая матрица в отличие от полимерной хорошо вос-
принимает сдвигающие нагрузки.
Применение в конструкции несущих поверхностей самолета компози-
ционных материалов благодаря их высокой жесткости позволяет улучшить
флаттерные характеристики, при этом снижение массы тех элементов, где
они используются, может достигнуть 40% и даже более.
Широкое использование композиционных материалов, особенно на ос-
нове бороволокна, ограничивается их пока высокой стоимостью.
При выборе материала конструкции следует также учитывать и изме-
нение его прочности при повторных нагрузках.
Таблица 2
Материал —			 _	р, г/см3	ов. МПа	°в/Р	Е, ГПа	Е/р
Стеклопластики	1,85...2,12	1400...1700	755 ...800	50...70	28...35
Углепластики	1,28...1,5	1000...1200	780...800	160...180	107-123
Боропластики	2	1400...1800	700...900	200...270	100...135
11
-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Прочность всех материалов при повторных нагрузках существенно сни-
жается. Это снижение происходит в разной степени для различных материа-
лов, при этом оно будет тем больше, чем больше число нагружений н чем
большей будет концентрация напряжений.
Повторяемость нагрузок и их величина зависят от назначения самолета,
его летных характеристик и условий эксплуатации. Прочность конструкции
при повторных нагрузках носит название усталостной прочности.
Под усталостным разрушением материала понимают его разрушение в
результате циклического воздействия напряжений.
С ростом крейсерских, взлетных н посадочных скоростей увеличились
динамические нагрузки конструкции самолета в полете, при взлете, посад-
ке и рулежке. Увеличение высоты полета привело к росту избыточного дав-
ления в герметических кабинах, что также вызывает циклическое нагруже-
ние конструкции самолета. Для скоростных самолетов с реактивными дви-
гателями необходимо упитывать акустическую усталость, а для сверхзвуко-
вых самолетов из-за аэродинамического нагрева — усталость, связанную с
появлением температурных напряжений, и термическую усталость.
Предотвращение усталостных разрушений — одна из важнейших проб-
лем в авиации. Повышение усталостной прочности конструкции может быть
достигнуто несколькими способами. Наиболее эффективным способом яв-
ляется уменьшение действующих напряжений в элементах конструкции. Но
использование этого способа приводит к значительному увеличению массы
и применяется поэтому лишь для отдельных наиболее ответственных де-
талей. Другими эффективными способами повышения усталостной проч-
ности являются устранение концентраторов напряжений, ограничение ско-
рости распространения трещин, создание конструкции с несколькими путя-
ми передачи нагрузок, правильный выбор материала конструкции.
Широкое распространение для повышения усталостной прочности де-
талей получил метод упрочнения поверхностных слоев наклепом с по-
мощью дробеструйной обработки. Значительно повышают усталостную
прочность и защитные покрытия.
В последние годы с появлением очень мощных турбореактивных дви-
гателей шум высокой интенсивности стал причиной разрушения отдельных
деталей самолета. Основным источником шума является высокое давление,
создаваемое турбулентностью воздушного потока. Уровень шума возраста-
ет с увеличением скорости полета. Проблема акустической усталости осо-
бенно важна для элементов и панелей конструкции, расположенных вблизи
выхлопного сопла реактивных двигателей. Акустическая прочность у
слоистых панелей обшивки с сотовым заполнителем выше, чем у эквива-
лентной однослойной обшивки.
Детали, подверженные в процессе работы периодическому нагреву и
охлаждению, иногда разрушаются в результате термической усталости. На
термическую усталость влияют главным образом коррозия, концентрация
напряжений и структурные изменения материала при колебаниях темпера-
туры. От термической усталости могут разрушиться детали авиационных
двигателей и некоторые детали конструкции самолета. Одним из эффектив-
ных способов повышения стойкости к термической усталости является за-
щитное покрытие деталей.
U
www.voKD-ia.sp’.ru - самолет cboi
ГЛАВА 2
ВНЕШНИЕ ФОРМЫ И НАГРУЗКИ КРЫЛА
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
Крыло предназначено для создания аэродинамической подъемной силы.
Кроме этого основного назначения крыло обеспечивает поперечную устой-
чивость и с помощью расположенных иа нем элеронов поперечную управля-
емость. Крыло снабжается механизацией, основным назначением которой
является улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета. Внутрен-
ний объем крыла часто используется для размещения топливных баков и
некоторых агрегатов оборудования. На крыле могут размещаться двига-
тели, шасси, установки вооружения.
Кроме общих требований (см. гл. 1) к крылу в соответствии с назначе-
нием предъявляются требования возможно меньшего сопротивления в по-
лете, наибольшего приращения коэффициента подъемной силы при приме-
нении механизации и обеспечения характеристик устойчивости и управля-
емости на всех режимах полета.
§ 2.	ВНЕШНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА
Аэродинамические, массовые и в определенной степени технологичес-
кие характеристики крыла зависят от его внешних форм и геометрических
параметров. Внешние формы крыла определяются формой в плане, формой
поперечного сечения и формой в виде спереди.
ФОРМА КРЫЛА В ПЛАНЕ
По форме в плане (рис. 2.1) крылья можно разделить на прямоуголь-
ные (а), трапециевидные (б), стреловидные (е) и треугольные (г). Гео-
метрическими параметрами, характеризующими форму в плане, являются
площадь S, размах!, корневая хорда Ьо, концевая хорда Ьк,угол стрело-
видности по линии четвертей хорд X- Кроме того, форма в плане определя-
ется и относительными параметрами: удлинением X = I2/S и сужением г?=*
bo / bj< 
Большое влияние иа характеристики крыла оказывает удлинение и су-
жение.
С уменьшением удлинения при полете на дозвуковых скоростях воз-
растает сопротивление самолета за счет индуктивного сопротивления
ГДС~ к — коэффициент, учитываю-
щий влияние формы крыла в плане.
На тяжелых и высотных дозву-
ковых самолетах, полет которых
происходит на больших значениях
cv , с целью снижения сх ; приме-
иятот крылья большого3 удлине-
ния: Х = 8. .. Г2.
2.1 формы крыльев в плане
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Доля индуктивного сопротивления в общем балансе сопротивления
уменьшается с ростом скорости из-за уменьшения потребных cv . Особен-
но сильно уменьшается доля индуктивного сопротивления на сверхзвуко-
вых скоростях. Здесь основную часть сопротивления составляет волновое.
Для уменьшения его величины применяют крылья малых удлинений
Х=2...2,5.
Уменьшение удлинения благоприятно сказывается на массе крыла. С
уменьшением удлинения при неизменной площади крыла из-за уменьшения
плеча результирующей аэродинамической силы снижается изгибающий мо-
мент в корневых сечениях и увеличиваются их хорды, а следовательно, и
строительная высота, что позволяет уменьшить площади силовых элемен-
тов, а значит, и массу конструкции.
Масса конструкции снижается и с увеличением сужения, так как при
этом также уменьшается изгибающий момент и увеличиваются хорды в
корневых сечениях крыла.
Увеличение сужения повышает и эффективность механизации, так как
ее влияние распространяется на большую часть площади крыла.
Но увеличение сужения ухудшает характеристики устойчивости и
управляемости из-за перемещения места начала срыва потока к концевым
сечениям крыла.
Сужение оказывает влияние иа величину максимального значения ко-
эффициента подъемной силы. сУа П1ах достигается при 77=2...3.
Прямоугольные и трапециевидные крылья носят название прямых
Прямоугольное крало обеспечивает хорошую устойчивость и управля-
емость при полете на больших углах атаки. У прямоугольного крыла мак-
симальное значение коэффициента подъемной силы получается на середине
полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы кры
ла еще работают в докритической области, благодаря чему обеспечивается
поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме
того, прямоугольное крыло проще в изготовлении.
В настоящее время прямоугольные крылья применяются лишь
иа самолетах, у которых требование безопасности полета на малых
скоростях, обеспечиваемое в первую очередь сохранением управляемости,
является одним из главных (самолеты первоначального обучения,сельско-
хозяйственной авиации и т.п.). Для уменьшения массы такие крылья де-
лаются подкосными или в виде коробки крыльев бнплаиа.
Трапециевидные крылья иашли широкое применение па дозвуковых
самолетах. Для обеспечения потребной центровки трапециевидные крылья
могут иметь небольшой угол стреловидности (порядка ±10°) .
На самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми ско-
ростями, применяются стреловидные крылья. Скорость воздушного потока
над поверхностью крыла, как известно, не равна скорости полета самолета
V, а выше ее. При какой-то скорости полета местная скорость в некоторых
точках над поверхностью крыла может достигнуть скорости звука а и пре-
высить ее. В этих местах возникают скачки уплотнения, что вызывает так
называемый волновой кризис, который сопровождается появлением волно-
вого сопротивления, падением подъемной силы, изменением положения
центра давления.
Число М = V/a, при котором на крыле появляется местная скорость,
равная скорости звука, называется критическим числом Маха и обозначает
ся Мг-
Придание крылу стреловидной'формы в плане позволяет повысить М г
14
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.2.
суа при
Изменение М,в зависимости от
различных углах стреловиднос-
ти крыла
Рис. 2.3. Изменение коэффициента сх^ по
числу М при различных углах стреловид-
ности крыла
т.е оттянуть возникновение волнового кризиса до больших скоростей
полета.
Полученное на основе экспериментов выражение дня критического
числа Маха стреловидного крыла записывается в виде
2
0 “7~г—“— 
*Л 1 +COSX
На рис. 2.2 показано изменение М^в зависимости от сУа при различных
углах стреловидности крыла.
Увеличение угла стреловидности приводит не только к росту но и
делает протекание волнового кризиса более плавным. На рис. 2,3 показано
изменение коэффициента еХа по числу М при различных углах стреловид-
ности крыла.
Этими же достоинствами обладают и крылья с отрицательной стрело-
видностью, но оии применяются редко, так как создают затруднения при
компоновке и центровке самолета. Рассматривать мы будем только крылья
с положительной стреловидностью.
Однако применение стреловидного крыла создает и ряд дополнитель-
ных трудностей. Основные из этих трудностей следующие.
1. Нарушение поперечной и продольной устойчивости самолета и сниже-
ние эффективности элеронов при полете иа больших углах атаки из-за сры-
ва потока, который у стреловидного крыла возникает раньше в концевых
сечениях. Для предотвращения этого срыва применяются аэродинамическая
и геометрическая крутка, концевые предкрылки и отклоняемые носки.
Этой же цели служит применение запилов на передней кромке крыла и
установка на его верхней поверхности так называемых аэродинамических
гребней (рис. 2.4). Запилы и гребни препятствуют перетеканию погранично-
го слоя от средней части к концам крыла и тем самым затягивают срыв.
2. Снижение максимального коэффициента подъемной силы крыла,
3. Большой угол атаки, необходимый для достижения сУа П1ах.
4. Увеличение массы крыла.
С целью уменьшения волнового сопротивления удлинение стреловид-
ных крыльев берется обычно меньше удлинения прямых крыльев неско-
ростных самолетов. Кроме того, уменьшение удлинения благоприятно вли-
яет на срывиые характеристики стреловидного крыла при полете иа боль-
нх углах атаки при малых скоростях. Уменьшение удлинения выгодно в
весовом отношении.
1$
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2.5. Схема крыла изменяемой геометрии
Рис. 2.4. Схема установки аэродинамичес-
кого гребня на крыле и устройство за-
пилов
а - установка аэродинамического гребня;
б - запил на передней кромке крыла
Стремление получить хорошие аэродинамические характеристики как
при максимальной сверхзвуковой скорости, так и при дозвуковой скорос-
ти привело к созданию крыльев изменяемой геометрии. Изменение геомет-
рии происходит вследствие изменения угла стреловидности консолей крь!ла
(рис. 2.5).
Спрямление крыла на режиме взлета и посадки приводит к значитель-
ному увеличению его несущей способности из-за увеличения удлинения, от-
носительной толщины профиля (по потоку) и нз-за повышения эффектив-
ности механизации. Все это позволяет существенно снизить посадочную ско-
рость и скорость отрыва и сократить благодаря этому взлетно-посадочную
дистанцию. С ростом скорости полета угол стреловидности крыла увеличи-
вается, и на сверхзвуковой скорости крыло устанавливается в крайнем зад-
нем положении. Увеличение угла стреловидности и происходящее при этом
уменьшение удлинения приводят к снижению волнового сопротивления.
Установка крыла изменяемой геометрии будет оправдана тогда, когда
вызванное этим утяжеление конструкции крыла, усложнение управления
самолетом будут компенсированы улучшением его летных характеристик.
На самолетах, летающих с большими сверхзвуковыми скоростями, боль-
шое распространение нашли крылья треугольной формы в плане. Эти
крылья имеют малое удлинение (Х< 2,5) и набраны из тонких сверхзвуко-
вых профилей. Прн малом удлинении обеспечиваются пространственность
обтекания и возможность применения очень тонких профилей, что обеспе-
чивает плавное протекание волнового кризиса, причем ”пнк” сх получа-
ется небольшим.
Для самолетов больших сверхзвуковых скоростей могут быть приме-
нены стреловидные и прямые крылья малых удлинений. Так, например,
прямоугольное крыло малого удлинения при М> 2,5 имеет даже меньшее
сопротивление, чем треугольное. Но это крыло значительно уступает тре-
угольному в весовом отношении, так как у последнего при прочих равных
условиях (одинаковые площади, удлинение и профиль) изгибающий мо-
мент в корневых сечениях будет меньше, а строительная высота из-за боль-
ших хорд — больше, чем у крыла любой другой формы. Кроме того, тре-
угольные крылья при одинаковой прочности с крыльями других форм
обладают большей жесткостью.
Основные недостатки треугольных крыльев, как и всех крыльев ма-
лого удлинения, проявляются при полете на дозвуковых скоростях. На-
16
www.vokb-ia.spb.ru - Самолете
иболее существенным из них является очень малое значение с? (ма-
лый наклон кривой Cya=f(a)). Из-за пространственности обтекания
крыла малого удлинения концевые срывы затягиваются на очень большие
углы атаки. Но использовать большие значения сУа на посадке очень за-
труднительно, так как увеличение апОС потребует установки очень высоко-
го шасси, что усложнит его уборку и увеличит массу. Прн нормальном же
значении посадочного угла атаки Дпос = 12... 14° значение сУа будет значи-
тельно меньше, чем у крыла большого удлинения. Поэтому треугольные
крылья нуждаются в более эффективной механизации.
ФОРМА ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ КРЫЛА (ПРОФИЛЬ)
Различают следующие формы крыльевых профилей (рис. 2.6): выпук-
ло-вогнутые (а), плосковыпуклые (б), двояковыпуклые несимметричные
(й), двояковыпуклые симметричные (г), S-образные (б), ромбовидные
(с) и клиновидные (ж) .
Основными геометрическими параметрами профиля являются хорда Ь,
максимальная толщина стах, вогнутость (стрела прогиба средней линии)
fmJ4, радиус закругления носка.
Профиль характеризуется и относительными параметрами: относитель-
ной толщиной c=cmax/b, относительной вогнутостью f^fmax/b, местопо-
ложением максимальных значений толщины и вогнутости по хорде
= ^щах/ЬихГ ^тахА
Выпукло-вогнутый профиль имеет большое значение коэффициента
подъемной силы, но обладает большим коэффициентом профильного со-
противления сХа р, у него значительно меняется положение центра давления
при изменении угла атаки, применение его усложняет конструкцию крыла
у задней кромки из-за малой строительной высоты и большой вогнутости.
В настоящее время этот профиль на самолетах не применяется.
Плосковыпуклый профиль имеет большое значение сУа тах при значи-
тельно меньшем, чем выпукло-вогнутый профиль, значении сХа р, он удобен
в конструктивном отношении, но у него также значительно меняется поло-
жение центра давления при изменении угла атаки. Этот профиль иногда при-
меняется на малоскоростных самолетах и планерах.
17
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет малое профильное
сопротивление сХа р при сравнительно высоких значениях сУаП1ах .Положе-
ние центра давления меняется незначительно с изменением угла атаки. В
настоящее время такой профиль очень широко применяется иа всех типах
самолетов.
Симметричные профили в сравнении с несимметричными имеют мень-
шие значения сУа тах. Оии применяются для крыльев скоростных самоле-
тов и, как правило, для оперения.
S -образный профиль — это профиль безмоментный с постоянным цент-
ром давления. Значения сУа тах у него несколько меньше, a cXj р больше,
чем у плосковыпуклого и ‘ двояковыпуклого профилей. S-образный про-
филь целесообразно применять на иескоростных самолетах, выполненных
по схеме ’’бесхвостка”.
Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев само-
летов, летающих с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми ско-
ростями.
Относительные размеры и форма профилей оказывают сильное влия-
ние на аэродинамические, массовые, жесткостные и технологические харак-
теристики крыльев.
Чем больше относительная толщина профиля, тем меньше (при прочих
равных условиях) масса крыла, больше его полезный внутренний объем
и больше жесткость. Однако при этом увеличивается его аэродинамическое
сопротивление, в особенности иа околозвуковых и сверхзвуковых скорос-
тях полета.
Увеличение кривизны средней линии профиля приводит к повышению
коэффициента подъемной силы су тах и коэффициента момента с1П
Уменьшение радиуса иоска и отнесение наибольшей толщины профиля
иа 45...50% хорды позволяет отдалить наступление волнового кризиса до
больших чисел М,
Уменьшение относительных толщины и вогнутости профиля приводит
к уменьшению сопротивления и повышению М*.
Увеличение М* может быть достигнуто и применением так называемых
суперкритических профилей. Суперкрнтический профиль (рис. 2.7) имеет
больший радиус иоска, тонкий сильно изогнутый хвостик, относительно
плоскую верхнюю поверхность и выпуклую нижнюю поверхность. В сравне-
нии с обычным профилем подъемная сила у суперкритического профиля
образуется главным образом иа хвостовой части. Такое распределение на-
грузки обеспечивает меньшие скорости в точках максимальной толщины
профиля, что и приводит к повышению М*. У суперкритического профиля в
сравнении с обычным профилем той же относительной толшины М* повы-
шается примерно иа 0,075.
Для крыльев сверхзвуковых самолетов применяются очень тонкие
профили (с« 0,02...0,06) с острой передней кромкой.
Относительная толщина профилей крыла вдоль размаха обычно не-
постоянна: большая - у кория и меньшая - к концу крыла. Благодаря
этому снижается аэродинамическое сопротивление крыла и уменьшается
его масса. На концах крыльев ставят часто профили с большим акр, что
приводит к увеличению поперечной устойчивости и к улучшению эффектив-
ности элеронов при полетах иа больших углах атаки благодаря смещению
Рис. 2.7 Суперкритический профиль
18
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
точки начала срыва потока по размаху от концов крыла к середине. Это
назырл-г>'я аэродинамической закруткой крыла.
Для этих же целей применяют н геометрическую закрутку крыла, ко-
торая заключается в повороте концевых сечений крыла относительно кор-
невого, уменьшающем их угол установки. Часто применяется комбиниро-
ванная закрутка—комбинация положительной аэродинамической закрутки
с отрицательной геометрической, что позволяет одновременно с повыше-
нием поперечной устойчивости и улучшением эффективности элеронов при
полете на больших углах атаки получить на малых углах атаки ту же подъ-
емную силу и почти то же сопротивление, которое имело бы крыло без
закрутки.
ФОРМА КРЫЛА В ВИДЕ СПЕРЕДИ
По форме в виде спереди (рис. 2.8) различают крылья прямые (а), с
положительным углом поперечного V (6), с отрицательным углом попе-
речного V (в), типа ’’чайка” (г), типа ’’обратная чайка” (д), с углом попе-
речного V концевой части (е).
Поперечное V крыла, характеризуемое углом ф — углом между плос-
костью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости сим-
метрии самолета и проходящей через корневую хорду, обеспечивает попе-
речную устойчивость самолета.
Рассмотрим влияние поперечного V крыла на поперечную устойчивость
самолета.
Пусть самолет, летящий прямолинейно и горизонтально, внезапно на-
кренится (рис. 2.9). Такой крен самолета может произойти вследствие го-
ризонтального порыва ветра, допущенной при пилотировании ошибки и пр.
Ри крене появляется боковая сила Z, представляющая собой равнодейст-
вующую подъемной силы Ya н силы тяжести G. Под влиянием боковой силы
начинается скольжение в сторону опущенного крыла со скоростью Vz.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 2.10. Влияние поперечного V на обтекание крыла при крене со скольжением
При полете со скольжением распределение давления по поверхности
крыла в общем случае получается другим, чем прн полете с тем же углом
атаки, но без скольжения. В результате изменяются действующие иа крыло
силы.
Рассмотрим два сечения крыла с положительным углом поперечного V,
находящиеся на одинаковых расстояниях от плоскости симметрии самоле-
та н перпендикулярные к плоскости хорд, прн полете самолета с креном и
скольжением (рис. 2.10).
Разложим вектор скорости Vz в сечениях крыла 1 и2 на две составля-
ющие: параллельную плоскости хорд н перпендикулярную плоскости хорд.
Перпендикулярные составляющие V; н V2, суммируясь со скоростью V,
изменяют углы атаки рассматриваемых сечений. Как видно нз рисунка,
угол атаки сечения 1 увеличится иа величину Aai н станет равным «1 =
= a+Aa!, а угол атаки сечения 2, наоборот, уменьшится на величину Да2 и
будет равен а2 = а-Да ^Благодаря этому в пределах линейного изменения
кривой сУа = f (а) подъемная сила опущенного крыла станет больше подъ-
емной силы поднятого крыла, что приведет к возникновению восстанавли-
вающего момента. Отрицательный угол поперечного V, наоборот, умень-
шает поперечную устойчивость самолета, так как в этом случае прн крене
со скольжением возникает момент, еще более увеличивающий крен.
Рассмотрим теперь влияние угла стреловидности крыла в плане на по-
перечную устойчивость самолета (рнс. 2.11). Спроектируем вектор
скорости скольжения V? на направление, перпендикулярное осн крыла, и
направление, параллельное ей. Сложив перпендикулярную осн крыла со-
ставляющую скорости скольжения AVn, с перпендикулярной оси крыла со-
ставляющей поступательной скорости Vn
увидим, что суммарная перпендикуляр-
ная оси крыла составляющая скорости,
от которой в основном зависят аэродина-
мические характеристики, иа опущен-
ном крыле увеличится (Vt = Vn +AVn) 
а на поднятом крыле уменьшится (V; =
— Vn~ AVn), а следовательно, и подъем-
ная сила на опущенном крыле будет
Рис. 2.И Влияние угла стреловидности на об-
текание крыла при крене со скольжением
20
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
больше, чем на поднятом. Таким образом, положительная стреловид-
ность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета.
Итак поперечный момент самолета от сил, действующих на крыло при
полете со скольжением, можно представить как сумму двух слагаемых
Одно из этих слагаемых связано с углом стреловидности крыла у, другое
слагаемое с углом поперечного V - ф.
Для обеспечения необходимой поперечной устойчивости самолета с пря-
мым (иестреловидным) крылом последнее должно иметь положительный
угол поперечного V. Стреловидные крылья, наоборот, обычно имеют отри-
цательный угол поперечного V, чтобы не получать излишне большой попе-
речной устойчивости.
На самолетах с прямым крылом угол поперечного V обычно колеблет-
ся в пределах ф= О...+70, а у скоростных самолетов с крыльями, имеющи-
ми большую положительную стреловидность, ф= О...~5°.
Крыло типа ’’чайка” устанавливалось на высокопланах для уменьшения
интерференции и для улучшения обзора. Крыло типа ’’обратная чайка” при-
менялось в схеме ннзкоплаиа и позволяло снизить сопротивление интер-
ференции уменьшить высоту, а следовательно, и массу шасси. Обе эти
схемы сложны в изготовлении и невыгодны в весовом отношении. На со-
временных скоростных самолетах они не нашли применения.
Иногда для получения требуемой поперечной устойчивости угол попе-
речного V придается лишь коицевым участкам крыла.
§ 3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
На крыло самолета в полете действуют следующие нагрузки:
1)	распределенные аэродинамические силы;
2)	распределенные силы тяжести конструкции крыла;
3)	сосредоточенные силы тяжести грузов и агрегатов, прикрепленных к
крылу (двигатели, баки с горючим, шасси, агрегаты оборудования и т.д )
Исходной величиной для определения действующих на крыло нагрузок
является коэффициент расчетной перегрузки н, определяемый для каждою
расчетного случая по нормам прочности или нормам летной годности.
В нормах коэффициент расчетной перегрузки относят к подъемной си-
ле крыла Ya , определяемой по формуле
У a — nG,
где G — сила тяжести самолета,G = nig; m — масса самолета; g — ускорение
свободного падения.
Результирующая аэродинамическая сила Ra (рис. 2.12) находится по
формуле
Ra = Ya = nG
cosy? cosy?
Угол ip определяется из выражения
tg-P - —2— .
с>'а
лы^фи;£ент лобового сопротивления сХа и коэффициент подъемной си-
1[омуУс71 К^ТСИ П° поляРе KPbLna для угла атаки, соответствующего расчет-
21
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 2 12. Аэродинамические силы,
действующие на крыло
Рис 2 13 Схема нагружения крыла и
эпюры перерезывающих сил и изгиба-
ющих моментов
Сила тяжести конструкции крыла определяется выражением
р _ nGKp	j
где GK р = гпкpg; р — масса крыла.	ч
Сила Ркр параллельна аэродинамической силе Ra , но направлена в про-
тивоположную сторону.
Величина силы от каждого сосредоточенного грузка или агрегата ана-
логично предыдущему определяется по формуле
_ nGrp
* гр ---“—г ,
где Grp = пурё; пур - масса груза или агрегата.
Направление этих сил такое же, как и силы Ra .
Распределение аэродинамической силы по размаху и по хорде крыла
производится по данным продувок. Если таких данных нет, то распреде-
ление аэродинамической силы производится в соответствии с рекоменда-
циями норм. Строится эпюра погонной аэродинамической силы по размаху
крыла ta = f(z}. Прикладывается эта сила по линии центров давления.
Для построенного крыла распределение массы его конструкции вдоль
размаха и по хорде известно. При проектировании распределение массы
конструкции по размаху производится по эмпирическим формулам в за-
висимости от параметров крыла и его конструктивносиловой схемы. Стро-
ится эпюра погонной силы тяжести конструкции по размаху tK = f(z) При-
кладывается эта сила по линии центров масс сечений. У большинства кон
струкций центры масс сечений находятся на 38...44% хорды.
Силы от агрегатов и грузов прикладываются в их центрах масс.
Для расчета крыла на прочность необходимо знать величины перере-
зывающих сил Q, изгибающих моментов М и крутящих моментов Мкр>
действующих в его сечениях.
Монопланное свободнонесущее крыло современного самолета с точки
зрения строительной механики представляет собой двухопорную балку 5
консолями, нагруженную погонной аэродинамической силой , погонной
силой тяжести конструкции iK и сосредоточенными силами Ргр (рис. 2.13)
22	J
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Опорами крыла являются его узлы крепления к фюзеляжу. Действующую
на участке фюзеляжа распределенную нагрузку относят к самому фюзеля-
жу. Эпюры Q и М удобно строить сразу от разности погонной аэродинами-
ческой силы и погонной силы тяжести конструкции крыла: t = ta ~tK> Пе-
ререзывающая сила подсчитывается по формуле
z
Q = f tdz - SPrp.
1/2
Под знак суммы входят сосредоточенные силы от всех грузов н агрегатов,
находящихся справа от рассматриваемого сечения.
Изгибающий момент
М = / Qdz.
1/2
Так как кривая t в общем случае не может быть записана в аналитическом
виде в функции координаты z, то интегрирование ведется методом
трапеций.
Крутящий момент МКр подсчитывается относительно оси жесткости
крыла. Под осью жесткости понимают прямую линию, соединяющую цент-
ры жесткости сечений, при приложении к которой поперечных сил крыло не
будет закручиваться, а будет только изгибаться.
Способы определения положения центров жесткости приводятся в ли-
тературе по расчету самолета иа прочность.
Чтобы построить эпюру крутящих моментов (рнс. 2.14), сначала нужно
определить погонный крутящий момент от погонной аэродинамической си-
лы и погонной силы тяжести конструкции крыла:
m= ta а + tKb,
где а и b - плечи сил ta и tK относительно центра жесткости в сечении.
Эпюра крутящих моментов получается интегрированием эпюры погонных
моментов с учетом моментов от сосредоточенных сил-
Z
Мцр f md? — SP ррГ
1/2
где г - плечо' силы РГр от-
носительно оси жесткости.
Здесь под знак суммы
входят моменты от всех со-
средоточенных сил, находя-
щихся справа от рассматри-
ваемого сечеция.
Интегрирование ана-
МГНЧНо> как Для Q и
’ проводится методом
Трапеций.
Построение эпюры
РУтящих моментов крыла
23
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА 3
АЭРОУПРУГОСТЬ КРЫЛА
Аэроупругость изучает поведение упругих элементов конструкции са
монета, находящихся в потоке воздуха. Под действием аэродинамических
сил конструкция деформируется, что приводит к появлению дополнитель
ных аэродинамических сил. Это дополнительные аэродинамические силы
вызывают дополнительные деформации конструкции, которые, в свою оче
редь, вызывают появление еще больших аэродинамических сил. Деформа
ция конструкции может происходит с ускорением,что вызывает появление
и инерционных сил. При некоторых условиях деформации могут иметь тен
дсицию к непрерывному увеличению, что приводит к разрушению кон
струкции. Различают динамическую и статическую аэроупругость. Динами
чсская аэроупругость рассматривает взаимодействие между аэродинами
ческими, упругими и инерционными силами, а статическая — взанмодейст
вне между аэродинамическими и упругими силами.
Дчя крыла наиболее важными задачами аэроупругости являютс
флаттер (задача динамической аэроупругости), дивергенция крыла и pi
вере элеронов (задачи статической азроупрутости).

§ I.ФЛАТТЕР
Потеря динамической устойчивости крыла, происходящая вследствие
энергии воздушного потока и выражающаяся в появлении колебании
нарастающей амплитудой, которые могут вызвать быстрое разрушение koi
струкции, называется флаттером. Флаттер является наиболее опасным п
пом вибраций Различают следующие виды флаттера крыла: нзгнбно-кру
тильиый, цзгнбно -эле ройный, к рут ил ьно-элеронный и изгибно -крути льно-
элеронный. Рассмотрим изгибно-крутильный и изгибно-элеронный флаттер
крыла.
ИЗГИБНО-КРУТИЛЬНЫЙ ФЛАТТЕР
Предположим, что под воздействием какой-то кратковременной силы
(например, вертикального порыва воздуха) крыло изогнулось вверх
(рис 3 1).
Прн этом в конструкции возникнут упругие силы, равнодействующая
которых Рупр будет приложена в центре жесткости и направлена вниз. По
действием РуПр крыло с каким-то ускорением начнет возвращаться в ней:
ральное положение. При движении вниз с ускорением иа крыле возйих
инерционные силы, результирующая которых Рив будет направлена в
и приложена в центре масс, находящемся в большинстве конструкций с
центра жесткости.
Сила РИн создаст относительно центра жесткости момент, который
крутит крыло иа какой-то отрицательный угол атаки Дакр- Изменение уг 1
атаки из-за кручения приведет к появлению дополнительной аэродит'п
ческой силы, направленной вниз в сторону движения крыла, и следовав 11
ио, усиливающей его изгибпые колебания. Величина этой возбуждающее ci
лы на единицу длины крыла будет
«	jdV 2
AYB = Суа ДаКрЬ—— .
24
www.vokb-la.spb.ru - С амолет cboi
Рис. 3.1. Схема возникновения изгибно-крутильного флаттера крыла
Кроме того, возбуждающая сила создаст относительно осн жесткости
момент. Как известно, момент относительно любой точки на профиле
может быть представлен как сумма момента относительно фокуса н момен-
та, равного произведению действующей аэродинамической силы на рассто-
яние между фокусом н данной точкой. Так как момент относительно фо-
куса не зависит от угла атаки, то интересующее нас при рассмотрении
вопросов флаттера приращение момента от дополнительных аэродинами-
ческих сил, возникших от изменения этого угла, будет равно произведению
этих сил иа расстояние от фокуса до центра жесткости. Поэтому в дальней-
шем появившиеся вследствие изменения угла атаки дополнительные аэро-
динамические силы будем прикладывать в фокусе.
Так как фокус почти всегда расположен впереди центра жесткости, то
возбуждающая сила создаст момент, увеличивающий угол закручивания.
При закручивании возникают аэродинамические силы, вызванные угловой
скоростью daKp/dt, но нми ввиду их малости при рассмотрении физичес-
кой картины этой формы флаттера можно пренебречь.
Одновременно прн движении крыла вниз из-за вертикальной скорости
крыла U= df/ dt изменится направление результирующей скорости набега-
ющего потока на величину положительного угла атаки:
Соответственно этому изменению угла атаки, вызванному изгибом
крыла, возникает дополнительная аэродинамическая сила, направленная
вверх против движения. Величина этой демпфирующей силы на единицу
Длины крыла будет
ЛУ - „а Л U 2 _ a df,pV
д сУа ДаизЬ—-------сУа —Ь-^—.
^Р°йдя нейтральное положение, крыло вследствие полученной кинетн-
силКОН^НерГИИ будет прогибаться вниз. Из-за возникших при этом упругих
п ’ ДОИСТВ~ теперь уже вверх, скорость движения крыла вниз начнет
буп е11енно паДать. По этой причине изменится направление ускорения (оно
вия Налравлено вверх) , а следовательно, изменится и направление дейст-
ситеИНСрЦИОНПЬ1Х сил’ Действующие вниз инерционные силы создадут отно-
в п ьно Центра жесткости момент, который начнет раскручивать крыло
25
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Затем из нижнего положения крыло под действием упругих сил начнет
двигаться вверх с ускорением. Возникшие при этом инерционные силы п щ-
ведут к закручиванию крыла на положительный угол ДаКр и к появление
следовательно, возбуждающей силы ДУВ, направленной в этом случае вверх
Вследствие вертикальной скорости произойдет изменение направления
результирующей скорости набегающего потока иа величину отрицательного
угла атаки Даиз, что вызовет появление дополнительной, направленной
вниз, демпфирующей силы ДУП. Пройдя через нейтральное положение
крыло начнет раскручиваться в обратную сторону. Затем опять из верхнего"
положения крыло под действием упругих сил начнет двигаться вниз, и рас.
смотренная картина повторится.
1очно такая же картина будет, если первоначальным импульсом будет
не импульс изгиба, а импульс кручения. Здесь при закручивании крыла
появится возбуждающая аэродинамическая сила, которая вызовет коле-
бания крыла.
Если возбуждающие силы будут больше демпфирующих, то крыло за
счет силы, представляющей нх разность, получит дополнительный им-
пульс, приводящий к увеличению амплитуды изгиба и кручения. При этом:
чем больше расстояние между фокусом и центром масс, тем больше
при прочих .равных условиях будут амплитуды кручения и больше будет ве-
личина возбуждающих сил. Если же демпфирующие силы будут больше воз-
буждающих, колебания будут затухать.
При рассмотрении физической картииы флаттера было сделано допуще-
ние, что частоты изгибных и крутильных колебаний совпадают, а макси-
мумы их амплитуд сдвинуты относительно друг друга иа четверть периода.
В реальных условиях и частоты будут различными н сдвиг будет иным, но
картина флаттера будет мало отличаться от рассмотренной.
На рис. 3.2 приведены графики работ возбуждающих и демпфирующих
сил за один период колебаний в зависимости от скорости полета V. Участок
Оа на графике представляет работу сил внутреннего трения в эле—'.пах
конструкции, не зависящую от скорости полета. Так как возбужд_ощие
силы пропорциональны квадрату скорости, а демпфирующие — скорости в
первой степени, то графики их работ при каком-то значении скорости пере-
секутся. Скорость, при которой работы возбуждающих и демпфирующих
сил становятся равными, называется критической скоростью флаттера -
УфЛ. При скоростях полета, меньших УфЛ, работа демпфирующих сил
больше работы возбуждающих сил и поэтому колебания будут затухать.
Рис. 3.2. Зависимость работы
возбуждающих и демпфирую-
щих сил от скорости полета
Рис. 3.3. Расчетная схема крыла для определения
критической скорости изгибно-крутильного
флаттера	'
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При скорости полета, равной критической скорости флаттера, колебания
происходят с постоянной амплитудой. При скоростях полета, больших ¥фЛ ,
работа возбуждающих сил больше работы демпфирующих сил, что приво-
дит даже при самом малом импульсе к усилению колебаний. Быстрое воз-
растание в этом случае амплитуды колебаний влечет за собой разрушение
крыла. Поэтому необходимо, чтобы критическая скорость флаттера была
больше максимально возможной скорости полета самолета.
Рассмотрим влияние отдельных параметров на критическую скорость
изгибно-крутильного флаттера.
Для этого оценим приближенно ее величину на примере крыла, пока-
занного на рис. 3.3. Так как при и зги био-крутильном флаттере преоблада-
ющей формой колебаний является крутильная, будем считать, что прогибы
отсутствуют. Это станет возможным тогда, когда возбужающие силы ДУВ
будут равны силам инерции Рин. От сил ДУВ и Рин = ДУВ крыло будет за-
кручиваться моментом
z
Мкр /AYBr dz,
или после подстановки значения Д Ув
„ oV2 z
Мкр = сУа —— MaKpbrdz.
Пусть угол закручивания по размаху крыла меняется по закону
^акр ~	,
Где V’max - максимальный угол закручивания на конце крыла; А - ка-
кая-то функция, зависящая от z.
Из строительной механики тонкостенных конструкций известно что
угол упругого закручивания	’
л _ f Мкр
- J---- --
О GJ Кр
dz,
где GJ Кр — жесткость кручения.
Максимального значения этот угол достигнет иа конце крыла
dz
о gj*p
закр^ва!,!™ значение МКр с учетом принятого закона изменения угла
флаттера выражение для у>тах, найдем критическую скорость
V l - / - _______	2
* Фл ’  v ---- z	-— ------ .
r J A b г dz
а с L
сУа —-------------dz
Анал	GJ кр
1.	Повыл°й Ф°РМУЛЫ позволяет сделать следующие выводы.
Ческую скоро?11 пЖеСТКОСТИ кРьи1а на кРУчение GJ Кр увеличивает крити-
L ь. Повышение GJ кр происходит при уменьшении удлинения
27
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3 4 Определение угла атаки поточно-
го сечения стреловидного крыла при его
деформации
крыла и увеличении относительной
толщины и сужения. Кроме того, с
увеличением сужения уменьшаются
размеры концевых хорд, а следова-
тельно, уменьшаются величины аэро-
динамических и инерционных сил на
наименее жестких концевых участ-
ках крыла, оказывающих наиболь-
шее влияние иа флаттер.
2.	Изменение изтибнои жесткости крыла мало влияет на величину УфЛ.
3.	Уменьшение расстояния между фокусом и центром масс г увеличи-
вает критическую скорость. Основным конструктивным мероприятием,
предотвращающим возникновение изгибио-крутильного флаттера, являет-
ся создание конструкции с возможно более передним положением центра
масс. В случае необходимости смещение вперед центра масс достигается
введением дополнительных балансировочных грузов, располагаемых в нос-
ке крыла. Наиболее эффективной является постановка таких грузов в
носке концевой части крыла, где ускорения наибольшие и требуемый
результат поэтому достигается при меньшей массе груза.
4.	Перемещение центра жесткости практически не сказывается на вели-
чине критической скорости. Смещение оси жесткости вперед ведет к увели-
чению момента инерционных сил и уменьшению момента возбуждающих аэ-
родинамических сил, и, наоборот, смещение оси назад увеличивает момент
возбуждающих аэродинамических сил и уменьшает момент инерционных
сил, оставляя практически без изменения суммарный крутящий момент.
5.	С ростом угла стреловидности увеличивается критическая скорость.
На стреловидном крыле углы атаки сечений, параллельных потоку, изме-
няются не только из-за деформации кручения, как в прямом крыле, но и
из-за деформации изгиба.
Рассмотрим параллельное потоку сечеиие 1-2 (рис. 3.4). При изгибе
крыла вверх это сечеиие повернется и займет положение 1 —2 . Угол атаки
его при этом уменьшится. Обратная картина будет при изгибе Крыла вниз.
Обозначим вектором кр изменение угла атаки сечения 3-4 при кручении
крыла относительно оси жесткости, и вектором df/rfz — иаклон этого сече-
ния при изгибе оси жесткости. Спроектировав эти векторы на ось, перпен-
дикулярную плоскости сечения 1-2, найдем изменение угла атаки этого се-
чения при деформации крыла:
л	<И •
Да = cosy ~ —— snx 
Следовательно, изгиб стреловидного крыла приводит к благоприят-
ному с точки зрения флаттера изменению углов атаки сечеиий, при этом
чем больше будет угол стреловидности, тем больше будет и критичес-
кая скорость.
6.	Увеличение высоты полета ведет к росту УфЛ.
7.	Сжимаемость воздуха влияет иа величину УфЛ через параметры с“3
и г . На сверхзвуковом режиме-с ростом числа М уменьшается с“а и всле'д-
ствие смещения назад фокуса — г , что приводит к увеличению Уфл.
28
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам
8	При больших сверхзвуковых скоростях полета вследствие кинети-
ческого нагрева происходит уменьшение модулей С и Е,а следовательно,
снижается и жесткость крыла иа кручеиие и изгиб, что приводит к уменьше-
нию критической скорости флаттера
ИЗГИБНО-ЭЛЕРОННЫЙ ФЛАТТЕР
При рассмотрении физической картины изгибно-элерон ио го флаттера
предположим для упрощения, что крыло является абсолютно жестким
иа кручеиие и упругим иа изгиб и что элерон не имеет весовой балансиров-
ки, и следовательно, его центр масс расположен позади оси вращения
Пусть крыло, как и в предыдущем случае, под воздействием какого-то
возмущающего импульса прогнулось вверх (рис. 3.5). Затем под дейст-
вием возникшей упругой силы Рупр крыло с ускорением начнет возвра-
щаться к своему нейтральному положению Появившаяся При этом инер-
ционная сила элерона Рин эл, приложенная в его центре масс и направленная
в сторону, обратную ускорению, те вверх, создаст относительно оси вра-
щения шарнирный момент
Мщ = Рин эла,
где а — расстояние от центра масс элерона до его оси Врашеиия
Под действием этого момента из-за упругости проводки управления
или наличия люфтов в ней либо при свободной ручке элерон отклонится
вверх. Отклонение элерона эквивалентно изменению угла атаки иа какой-то
отрицательный угол Даэкв В результате возникнет дополнительная аэро-
динамическая сила, направленная вниз в сторону движения
Величина этой возбуждающей силы иа единицу длины крыла будет
AYB-cy“aAa,KBb^!
Вследствие вертикальной скорости движения крыла U= df/dt, как и
в предыдущем случае, появится дополнительная аэродинамическая демп-
фирующая сила, величина которой иа единицу длины крыла будет равна
ДУд = С)а - ь 4
д	dt 2
Имея запас кинетической энергии, крыло пройдет нейтральное положе-
ние и из-за сопротивления, оказываемого упругими силами, начнет двигать-
ся с замедлением. Под действием возникших при этом инерционных сил
элерон начнет возвращаться к своему нейтральному положению. Затем из
нижнего положения, под действием упругих сил, крыло начнет двигаться
С Ускорением вверх, а элерон под действием инерционных сил отклонится
вниз. Такое отклонение элерона вызовет опять появление дополнительной
вэродинамической силы, совпадающей с направлением движения, т.е. воз-
Уждающей силы. Одновременно вследствие вертикальной скорости воз-
1шкиет и демпфирующая сила
При некоторой скорости полета, называемой критической скоростью
ги°но-элероиного флаттера УфЛ, работы возбуждающих и демпфирую-
141134 сил станут одинаковыми (см. рис. 3.2). При скорости, Превышающей
29
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.5 Схема возникновения изгибно-элеронного флаттера крыла
Рис 3 6 Формы изгибно-элеронного флапера
Уфл, работа возбуждающих сил будет больше работы демфирутощих сил,
изгибные колебания начнут происходить со все возрастающей амплитудой,
что повлечет за собой разрушение крыла.
Различают две формы изгибно-элеронного флаттера:
1) симметричная, когда оба элерона отклоняются в одну и ту же сторо-
ну вследствие упругости проводки управления или наличия в ней люфтов
(рис. 3.6, а);
2) антисимметричная, когда элероны отклоняются в разные стороны,что
может произойти при свободной ручке (штурвале), а также вследствие
упругости в проводке управления или наличия в ней люфтов (рис. 3.6,6).
Каждой из этих форм соответствует своя критическая скорость.
Основной причиной возникновения элеронных видов флаттера являет-
ся несбалансированность элеронов. Поэтому основным конструктивным
мероприятием, увеличивающим критическую скорость флаттера, является
весовая балансировка элеронов.
Увеличение жесткости крыла на изгиб и кручение, устранение люфтов
в проводке управления и повышение ее жесткости также ведет к росту кри-
тической скорости.
§ 2. ДИВЕРГЕНЦИЯ
Аэродинамические силы, действующие на находящееся в потоке возду-
ха крыло, вызывают его изгиб н закручивание. Деформация крыла приво-
дит к изменению угла атаки. Изменение угла атаки, в свою очередь, приво-
дит к изменению аэродинамических сил. Этот процесс будет п ро дол жать сядр
тех пор, пока не наступит равновесие. При какой-то скорости полета такое
30
равновесие становится невозможным, деформация (главным образом,де-
формация кручения) растет, и крыло разрушается.
Явление перекручивания крыла, при котором аэродинамические мо-
менты относительно его оси жесткости растут быстрее восстанавливающих
упругих моментов, что приводит к разрушению конструкции, называется
дивергенцией. Скорость полета, начиная с которой статическая устойчи-
вость конструкции оказывается невозможной,называется критической ско-
ростью дивергенции. На,примере изображенного на рис. 3 7 крыла рассмот-
рим условия, при которых возможна дивергенция
В поточном направлении ) - 2 выделим участок длиной dz вдоль оси
жесткости. На этот участок действует подъемная сила dYa и сила лобо-
вого сопротивления dXa , приложенные в фокусе, и момент относительно
фокуса dMa 0. Спроектировав силы dYa HdXa на хорду и на нормал^ к
ней, получим силы dN и dT. Тогда момент сил, действующих на рассматри-
ваемый участок, относительно оси z(, перпендикулярной поточному сече-
нию и проходящей через центр жесткости, при пренебрежении моментом от
силы dT запишется в виде
dM(z,) = dNr +dMa0,
где г — расстояние от фокуса до центра жесткости в поточном сечении.
Полет на максимальной скорости осуществляется на малых углах ата-
ки, прн которых dN^dYa .
Подставив значения
nv а /	,	,	pV2
dYa = cVn (а + СО$Х “ -г- 5inx) bdz cosy-;
a	dz 2	2
dMaO = cm a ob2dzcosX-~- ,
получим для dMt следующее выражение:
^tz,) = [cy“ (a+<pcosx “sinx)r + cnia0b]bdzcosx~- .
Зная dM(z -j можно определить крутящий момент относительно оси
жесткости в любом сечении;
Мкр = f dMKp,rfle dMKp= dM(Zi) cosx.
Подставив значение dM (z j , получим
,. pv2	•> z	df
мкр = —— cos xf ky" (a + tpcosx - — sinx) r + cm ob]bdz.
*	I_	at	*5
- Из строительной механики тонкостенных конструкций известно, что
Угол упругого закручивания
? Мкп
V = /-~^_dz,
О GJ кр
гДе GJ Кр жесткость кручения.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3.7. Расчетная схема крыла для определения критической скорости дивергенции
Максимальный угол упругого закручивания будет на конце крыла
_ Г Мкр
*Ртах ~ f 7^7 dz.
О кр
Пусть закон изменения углов закручивания по длине крыла при дивер-
генции имеет вид
= A(/jmax,
где А - какая-то функция, зависящая от z.
Подставив значение Мкр с учетом принятого закона изменения угла за-
кручивания в выражение для «Ртах» после несложных Преобразований по-
лучим
*Ртах	_Р2	со'3х/0 01^^“	.1г -"ХИ+ cn,j)b]bJz 1	—7—cos х/	/ су Arbdz 2	0 -GJkp L а
Отсюда видим, что максимальный угол упругого закручивания увеличи-
вается с ростом скорости полета. При скорости полета, равной критичес-
кой скорости дивергенции, угол упругого закручивания достигает беско-
нечно больших значений. Из формулы следует, что ^П1аХ = °°, когда знаме-
натель обращается в нуль:
, pV2 з L dz ? а А . . п
1	— cos3x/—— /Су Ar bdz = 0.
2	OgJkp L
Из этого условия и определяем значение критической скорости ди-
вергенции:
¥див - V-------------------—------•
pcos3x/----- / су° Aibdz
OcJkp L j
Анализ полученной формулы позволяет сделать следующие выводы.
1.	Критическая скорость дивергенции УДПВ не зависит от первоначаль-
ного угла атаки.
2.	Увеличение жесткости крыла на кручение GJ Кр веде* к росту Удии
Увеличенивается крутильная жесткость крыла при уменьшении его удлине-
ния и увеличении его сужения и относительной толщины.
32
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
3.	Увеличение угла стреловидности также повышает Удив.
4.	Увеличение высоты полета ведет к росту Удив.
5.	Сжимаемость воздуха влияет на величину Удив через параметры о “
и г . На сверхзвуковом режиме с ростом числа М падает су^ и уменьшается
величина г из-за смещения назад фокуса, что приводит к увеличению V ДДв.
§ 3. РЕВЕРС ЭЛЕРОНОВ
При недостаточной жесткости крыла его упругие деформации, вызван-
ные отклонением элеронов, могут при определенной скорости полета при-
вести к потере эффективности поперечного управления. На рис. 3.8 показа-
но сечение прямого Крыла с элероном. Отклонение элерона, допустим, вниз
вызовет появление дополнительной аэродинамической силы ДУЭП, направ-
ленной вверх, которая и создает кренящий момент. В то же время крыло
под действием силы ДУЗЛ, приложенной позади его оси жесткости, закру-
тится на какой-то отрицательный угол Да, что вызовет появление дополни-
тельной силы ДУдефШо уже направленной вниз и приложенной впереди оси
?кесткости. Сила ДУдсф,в свою очередь, вызовет дальнейшее закручивание
крыла. Аналогичная картина будет и на другой консоли крыла, где элерон
отклонен вверх. В стреловидном крыле необходимо еще учесть и влияние
прогибов на величину Да. Когда при отклонении элеронов суммарный мо-
мент от сил ДУЭП и ДУдеф относительно продольной оси самолета станет
равным нулю, наступит полная потеря поперечной управляемости самолета.
Скорость полета, соответствующая этому случаю, называется критической
скоростью реверса. На скоростях полета, больших критической скорости
реверса, наступает обратное действие элеронов. Это явление носит название
реверса элеронов.
Для качественной оценки влияния различных параметров на критичес-
кую скорость реверса определим ее приближенно, исходя из следующих
допущений;
1)	дополнительная аэродинамическая сила ДУЭЛ, возникающая при от-
клонении элерона, приложена в точке О (рис. 3.9), положение которой
остается постоянным как при изменении угла отклонения элерона, так и
при изменении углов атаки вследствие деформации крылЗ;
2)	дополнительная аэродинамическая сила ДУдеф, возникающая При
деформации крыла, приложена в точке 01, положение которой также не за-
висит от угла отклонения элерона и угла атаки;
^1С- '3.8. Деформация крыла при
отклонении элерона
3.9. Расчетная схема крыла
“ределения критической скорос-
ти реверса элеронов
2 Гребеньков

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3)	силы ДУЭП и Д¥дсф направлены перпендикулярно скорости набе-
гающего потока и точки их приложения находятся в одном и том же поточ-
ном сечении (сечение 1—2 на рис. 3.9). В этом случае реверс элеронов на-
ступит тогда, когда
ДУ эд = ДУдеф-
Величина дополнительной аэродинамической силы
Д¥деф - ДйЗ ,
где Да — изменение угла атаки поточного сечения, в котором приложены
дополнительные аэродинамические силы.
Силы Д¥эл и ДУдеф относительно оси жесткости создадут закручи-
вающий момент.
Мкр = ДУдеф bebsx + ДУэпссо8Х= ДУдефЭСОКХ.
Под действием этого момента сечение 3-4 закрутится на угол
Ъ Мкп .	h 1
- dz = ДУдеф a COSX 7 7.7--- dz.
0GJ кр	О GJ кр
Эти жС силы загрузят крыло изгибающим моментом, величина которого на
участке от рассматриваемого сечения до заделки будет постоянной и равной
М = ДУэл(11 ~ г +csinx) - ДУдефСЬ ~ z* bsinx) = ДУдефa sinX-
Под действием этого момента ось жесткости крыла прогнется. При этом угол
ее наклона в сечении 3-4 будет
df £ М , Av . V ! .
dT= 'о Tjd/ = Д¥«^а s,n4 о dz-
Изменение угла атаки поточного сечения 1—2 вследствие кручения и изгиба
крыла будет
л	1 df 
Да - s?cosx -т— SinX
dz
(If
или, после подстановки значении ф и-
dz
Да = ДУдеф a (cos2x/ ~—dz + sin2 хУ-ру- dz)
О GJкр	О
Подставив значение Да в выражение для ДУдеф, получим следующую
формулу для критической скорости реверса.
_ 
1 рев — v--------------------------------------— •
а	2 V 1	•» Ъ 1
су Spa (cos2x/——-----dz + sin * X J-py dz)
а	0 GJKp	О
34
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
Эта формула позволяет дать качественный анализ влияния различных,
факторов па критическую скорость реверса
1	Увеличение жесткости крыла на кручение и изгиб ведет к росту кри-
тическом скорости реверса VpCB Крутильная и изгнбная жесткости крыла
повышаются при уменьшении его удлинения и увеличении сужения и отно-
сительной толщины
2	С увеличением yina стреловидности растет что приводит к сни-
жению V рсв
3	Увеличение длины элерона при неизменной хорде уменьшает , что
ведет к росту VpCB.
4	Увеличение хорды элерона при неизменной его длине уменьшает ве-
личину а , что также ведет к росту VpeB
5	. VpeB не зависит от Положения оси жесткости.
6	. VpCB не зависит от угла атаки крыла и угла отклонения элеронов.
7	С ростом высоты полета увеличивается VpCB.
8	. Сжимаемость воздуха влияет на величину сУа и на а .С ростом числа
М смещается назад и фокус крыла и точка приложения силы ДУЭЛ, что не
приводит к существенному изменению а . Большее влияние иа VpcB оказы-
вает величина су“ . Наиболее опасным являются околозвуковые скорости
полета, которым соответствуют максимальные значения сУа . Увеличение
су“ приводит к уменьшенною VpeB.
ГЛАВА 4
КОНСТРУКТИВНОЕЛОВЫЕ СХЕМЫ
И ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ КРЫЛЬЕВ
§ 1.	ОСНОВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КРЫЛА И ИХ НАЗНАЧЕНИЕ
В силовых схемах крыльев современных самолетов широкое распростра-
нение нашли так называемые тонкостенные конструкции. Такое крыло со-
стоит из обшивки, продольного набора - лонжеронов н стрингеров - и
поперечного набора — нервюр (рис. 4.1).
Лонжероном называется элемент продольного набора, состоящий нз
двух поясов, верхнего н нижнего, н соединяющих их либо стенкн,лнбо сто-
ек и раскосов Лонжерон воспринимает часть изгибающего момента крыла
И часть перерезывающей силы. В поясах лонжерона от изгибающего момен-
та возникают нормальные напряжения, а в стенке лонжерона от перерезы-
вающей силы действуют касательные напряжения. Кроме того, стенка лон-
жерона как элемент замкнутого контура, образованного ею н обшивкой,
участвует в работе на кручение. От действия крутящего момента в стенке
лонжерона также возникают касательные напряжения.
Стрингеры служат доя подкрепления обшивки крыла с целью повыше-
ния ее критических касательных н нормальных напряжений н воспринима-
ет вместе с ней изгибающий момент. В стрингерах при этом возникают осе-
вые усилия, вызывающие появление в них нормальных напряжений. От аэ-
родинамической нагрузки стрингеры также совместно с обшивкой работа-
ют на поперечный изгиб.
Нервюры обеспечивают заданную форму профиля к рыла, связывают в
епиное целое элементы конструкции крыла, что обеспечивает включение в
работу лонжеронов, стрингеров н обшивкн, и воспринимают нагрузка от
Крепящихся к ним агрегатов.
2*
35
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Обшивка крыла образует его поверхность, передает аэродинамическую
нагрузку на продольный н поперечный набор и участвует в работе крыла на
кручение и изгиб. При кручении крыла в обшивке, являющейся частью
замкнутого контура, возникают касательные напряжения, а при изгибе в
ней от изгибающего момента действуют нормальные напряжения и от пере-
резывающей силы — касательные напряжения.
§ 2.	КЛАССИФИКАЦИЯ КРЫЛЬЕВ
ПО КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВОЙ СХЕМЕ
Конструктивно-силовая схема крыла определяется количеством, разме-
щением, степенью участия в силовой работе отдельных элементов кон-
струкции.
По количеству лонжеронов крылья подразделяются на одно-, двух- и
многол он же ройные.
По степени участия обшивки в силовой работе крыла все крылья мож-
но разделить на две группы: крылья с неработающей полотняной обшивкой
и крылья с жесткой работающей обшивкой. Полотняная обшивка, имея
меньшую массу, чем жесткая, не обеспечивает, однако, получения потреб-
ного с точки зрения аэродинамики качества поверхности. Деформация по-
лотняной обшивки лри увеличении скорости полета ведет к сильному росту
лобового сопротивления. По этой причине полотняная обшивка в настоя-
щее время применяется весьма редко и лишь на крыльях -самолетов с
небольшой скоростью полета. Конструкция таких крыльев рассматривать-
ся не будет.
Жесткая обшивка дает возможность получить гладкую поверхность
крыла и обеспечивает прн достаточной толщине и надлежащем подкрепле-
нии стрингерами и нервюрами хорошее сохранение обводов при действии
воздушной нагрузки. Кроме того, жесткая работающая обшивка позволяет
проще обеспечить требуемую прочность и жесткость крыла. Крылья с жест-
кой обшивкой по степени участия се в работе крыла можно разделить на
лонжеронные и моноблочные.
Лонжеронным будем называть такое крыло, у которого сравнительно
тонкая обшивка, подкрепленная очень слабым стрингерным набором, вое-
36
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
принимает лишь крутящий момент и небольшую часть перерезывающей
силы. Изгибающий момент в этом крыле почти весь воспринимается лонже-
ронами.
Моноблочным крылом будем называть такую конструкцию, у которой
обшивка является основным конструктивно-силовым элементом. Срав-
нительно толстая обшивка моноблочного крыла воспринимает не только
крутящий момент и перерезывающую силу, но н большую часть изгибающе-
го момента. Моноблочные крылья можно разделить на крылья с листовой
обшивкой, подкрепленной частым стрингерным набором, крылья со сло-
истой обшивкой и крылья с монолитными панелями.
Выбор конструктив но-сило вой схемы крыла определяется удельной
нагрузкой на него, его внешними формами, способом крепления к фюзе-
ляжу, компоновочными соображениями и т.п. Так как конструктивно-си-
ловая схема крыла в значительной степени зависит от формы его в плане,
целесообразно отдельно рассмотреть схемы и проектировочный расчет пря-
мых, стреловидных н треугольных крыльев.
В проектировочном расчете для упрощения крыло рассматривается
как балка, закрепленная на фюзеляже н нагруженная распределенными
и сосредоточенными силами, под действием которых она испытывает попе-
речный изгиб н кручение. В каждом сечении крыла действует изгибающий
момент, перерезывающая сила и крутящий момент.
Отъемная часть крыла крепится к узлам на центроплане либо к узпам,
установленным па усиленных шпангоутах фюзеляжа. В поверочных расче-
тах на прочность должна быть обязательно учтена податливость заделки. В
проектировочных расчетах заделку отъемной части крыла будем считать
жесткой.
Прн выводе формул, используемых в проектировочном расчете, в за-
висимости от конструктивно-силовой схемы крыла делается целый ряд
упрощающих допущений. Получающиеся при этом погрешности в расчете
для основных силовых элементов должны идти, как правило, в запас проч-
ности.
§ 3.	ПРЯМЫЕ КРЫЛЬЯ
ЛОНЖЕРОННЫЕ КРЫЛЬЯ
В однолонжеронном крыле (рис. 4.2) лонжерон распола-
гается в месте максимальной строительной высоты профиля, что выгодно
в весовом отношении. К продольному набору крыла относятся один или
несколько вспомогательных лонжеронов. Задний вспомогательный лонже-
рон служит также для крепления элеронов и средств механизации крыла.
Такое крыло может иметь и слабый стрингерный набор.
Поперечный набор крыла состоит из нервюр, расстояние между кото-
рыми у бесстрингерных крыльев обычно небольшое — 120...200 мм, у
стрингерных крыльев оно может быть несколько большим. Крыло имеет
относительно тонкую обшивку.
Лонжерон отъемной части крыла жестко крепится к центроплану или
фюзеляжу, а вспомогательные лонжероны имеют шарнирные крепления,
что исключает их работу на изгиб в местах заделки.
Почти весь изгибающий момент в этом крыле воспринимается лонжеро-
ном. Стрингеры, выполненные из профилей с малой площадью поперечно-
го сечения, служат лишь для подкрепления обшивки. Перерезывающая сила
воспринимается в основном стенкой лонжерона, а крутящий момент -
замкнутыми контурами, образованными обшивкой и стенками лонжеронов.
37
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.3. Схема сечения однолонжеронно-
Рис 4 2. Схема однолонжеронного крыла	го крыла
При проектировочном расисте однолонжеронного крыла делается допущение, что
весь изгибающий момент и перерезывающая сила воспринимаются основным лонже-
роном, а крутящий момент - замкнутым контуром, образованным обшивкой и стен
кой заднего лонжерона (рис. 4.3) .
Пояса лонжерона нагружаются от изгибающего момента осевой силой, величина
которой
где М - изгибающий момент в рассматриваемом сечении; Н - строительная высота лон-
жерона (высота профиля в месте расположения лонжерона); к - коэффициент ис-
пользования строительной высоты профиля. Величина кН представляет собой расстоя-
ние между центрами масс сечений поясов лонжерона. В проектировочных расчетах
обычно принимают к=0,7...0,9.
Площадь сечения пояса лонжерона определяется по формуле
rn = s;a	(2)
Для растянутого пояса O—Oq, а для сжатого пояса Р=Окр- *
В первом приближении можно принять <7кр=0,9аа. Найдя площадь я выбрав форму
поперечного сечения сжатого пояса, подсчитывают стКр по формулам, приводимым в
справочной литературе по расчету самолета на прочность. Если полученная величина
0,<р будет сильно отличаться от принятой в первом приближении, то необходимо соот-
ветственно изменить значение О^рВ формуле (2) и повторить расчет.
Погонная касательная сила в стенке лонжерона .определяется величиной перерезы-
вающей силы в рассматриваемом сечении Q (см. рис. 4.3) :
q = Q/H.	(3)
Тогда толщина стенкк лонжерона
— Ч/Тразр*	-
гдс-Тра3р -- разрушающее касательное напряжение в стенке лонжерона.
Формулы и графики для подсчета Тразр приводятся в справочной литературе. Так
как Тразр зависит от толщины стенки, то расчет ведется методом последовательных
приближений.
При принятых нами допущениях ось жесткости в однолонжеронном к nt ш с совпа-
дает с осью лонжерона, поэтому относительно последней и подсчитывается крутящий
момент.
Погонная касательная сила в обшивке определяется по известной из строительной
механики формуле Бредта:
Чоб ~ Мкр/21й ,	(5)
где Мкр — крутящий момент в рассматриваемом сечении; V.7 - площадь, ограниченная
контуром сечения крыла. ПослСТюдсчета qog находится толщина обшивки
^об ~ Чоб^раэр-	
По этой же формуле определяется и толщина стенки вспомогательного лонжерона^
38
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
руками
В двухлонжеронном крыле (рис. 4.4) передний лонжерон
располагается впереди, а задний — позади максимальной толщины профиля.
Желательно, чтобы лонжероны нмелн одинаковую высоту. В этом случае
одинаковыми будут и нормальные напряжения в нх поясах. При этом, чем
больше будет строительная высота лонжеронов, тем выгоднее будет
конструкция в весовом отношении. Обычно расстояние между лонже-
ронами составляет 45...50% хорды. Крепление отъемной части крыла осу-
ществляется с помощью четырех стыковых узлов, установленных на поя-
сах лонжеронов.
Двухлонжеронное крыло иногда имеет вспомогательные лонжероны.
Чаще встречаются конструкции с задним вспомогательным лонжероном, к
которому крепятся элероны и средства механизации. Это диктуется жела-
нием разместить второй лонжерон в месте сравнительно большой строитель-
ной высоты крыла н получить, следовательно, более легкую конструкцию.
К продольному набору крыла относится также слабый стрингерный
набор, основное назначение которого состоит в подкреплении обшивки.
Поперечный набор крыла состоит нз нервюр, расстояние между которы-
ми обычно составляет 200...300 мм. Обшивка, как и у всех лонжеронных
крыльев, сравнительно тонкая.
Почти весь изгибающий момент и значительная часть перерезывающей си-
лы в этом крыле воспринимаются лонжеронами. Стрингеры служат глав-
ным образом для подкрепления обшивки. Крутящий момент воспринима-
ется замкнутыми контурами, образованными обшивкой и стенками лон-
жеронов.
При проектировочном расчете двухлонжербнного крыла принимают, что перерезыва-
ющая сила и изгибающий момент воспринимаются лонжеронами, а крутящий мо-
мент — замкрутым контуром г образованным обшивкой и стенкой заднего лонжерона.
Закон распределения изгибающего момента между лонжеронами находят, исполь-
зуя известную гипотезу плоских сечений. Выделим из крыла (рис. 4.5, с) двумя се-
чениями элементарную полоску dz. При изгибе сечение 2-2 повернется относительно
сечения 1-1 на некоторый угол (1/3. Любой элемент сечения 2-2 при этом повороте по-
лучит продольное перемещение
u= djSy,
где у — расстояние элемента от нейтральной
линии сечения.
Тогда продольное перемещение любого
элемента на поясе переднего и заднего лонже-
ронов будет
Uj — dpyj;
из d/3y2 г
Ряс. 4.4. Схема двухлоджероНного крыла
Ряс. 4.5. Расчетная схема двухлонжеронного
крыла
39
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где yj и у2 - расстояние элементов соответственно переднего и заднего лонжеронов от
нейтральной линии, а относительное перемещение
F _ ui_ dP .
dz di 1
iu d/3
62 = .1 ‘"тг У 2 "
dz dz
Соответственно этим относительным перемещениям в рассматриваемых элементах
поясов лонжеронов возникнут напряжения*
- г
O1 = Ll6j = dTy,E1’
d/J
=^~У2Е2-
В то же время, если известны величины изгибающих моментов лонжеронов, эти н
пряжения можно определить по формулам*
Приравняв правые части выражений для о, получим
d3
Mi =-^(EJ) i;
dz
d/3
M2 - f-(EJ) 2
dz
Выражение для d/J/ dz (кривизны упругой линии) найдем из условия
Mi +М2 = М,
X
где М — изгибающий момент крыла в рассматриваемом сечении
После подстановки значений М i и М2 получим
d/3_ М
dz (EJ ) 1 + (EJ ) 2
(EJ) 1
ТогдаМ1-М(Ы)1+-(И)7
(EJ) 2
“2	(FJ)! + (EJ)2 •
(7
(8)
Следовательно, изгибающий момент между лонжеронами распределяется пропо
ционально их жесткостям изгиба
Зная, что Q=dM/dz и принимая одинаковым закон изменения жесткостей лонж
ронов по длине, получим следующие выражения для перерезывающих сил в лонжерон^
(EJ ) J
Qi=Q---------------
(П ) 1 + (EJ ) 2
(9
Q2=Q-
(EJ) ! + (EJ ) 2
(It
40
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
т е перерезывающая сила между лонжеронами распределяется также пропорционально
их жесткостям изгиба
Центр жесткости представляет собой точку приложения равнодействующей сил Qj
и Q2 (см. рис 4 5,6)
Qi Xj "Е Q2 х2 (EJ ) I xj + (EJ ) 2 х2	п 1 \
11	Q	(EJ)h+(EJ)2
Так как при проектировочном расчете еще неизвестны геометрические размеры по-
перечных сечений лонжеронов, приближенно можно принять, Что их моменты инерции
пропорциональны квадратам высоты
J ! =- кН]; J 2 = кН2,
где к — коэффициент пропорциональности.
Если El = Е2, получим
- HlXt + Н2Х? .
ХцЖ Hj + н!
Qi =Q
Hi
1	; Q- = Q
Hj
Mi =м
Hi + ni
(12)
(13)
(14)
; М2 = М
+ Н1
Определив положение центров жесткости сечений, а следовательно, и оси жесткос-
ти, можно подсчитать погонные крутящие моменты и построить эпюру крутящих мо-
ментов по размаху крыла
Площади сечения поясов лонжеронов определяются точно так же, как и для лонже-
рона однолонжеронного крыла
Погонная касательная сила в обшивке подсчитывается по формуле (5),а толщина
обшивки - по формуле (6) Погонная касательная сила в стенке переднего лонжерона
41 =Qi/Hi,
(15)
и толщина стенки
5j =у—5---- (16)
• разр
Полная погонная касательная сила в стенке заднего лонжерона получается как алге-
браическая сумма касательных сил от перерезывающей силы и крутящего момента
—	_ Q2 мкр
4 2(Q)	q2(MKp)“3f7 2W~'	,	G7)
Тогда толщина стенки заднего лонжерона
62 = -—	(18)
тразр
У многолонжеронных (чаще всего трехлонжеронных 1
крыльев каждый лонжерон крепится к центроплану илн фюзеляжу двумя
стыковыми узлами, расположенными на его лоясах. Лонжероны восприни-
мают изгибающий момент крыла*
Перерезывающая сила воспринимается в основном стенками лонжеро-
нов, а крутящий момент — замкнутыми контурами, образованными обшив-
г	41
www.vokn-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
кой н стенками лонжеронов. Крыло может иметь н некоторое количество
стрингеров, служащих главным образом для подкрепления обшивки.
Проектировочный расчет многолонжеронного крыла основан на тех же допуще-
ниях, что и расчет даухлонжсронного крыла.
Положение центра жесткости и закон распределения перерезывающей силы и изги-
бающего момента между лонжеронами находится из условия равенства кривизны всех
лонжеронов по аналогии с двухлонжеронным крылом:
п ,
(19)
(20)
(2’)
где Н j — строительная высота i-ro лонжерона; Xj — расстояние от носка до i-ro лонже-
рона; п - количество лонжеронов.
Найдя величины изгибающих моментов и перарезывающих сил, определяют, как и
в двухлонжероином крыле, площади сечения поясов лонжеронов и толщины их сте-
нок. По величине коутящего момента определяется толщина обшивки. Толщина стен-
ки заднего лонжерона определяется из условий совместного действия перерезыва-
ющей силы и к рутящего момента.
МОНОБЛОЧНЫЕ КРЫЛЬЯ
С увеличением скорости полета самолетов повышались аэродинамичес-
кие требования к качеству поверхности крыла н требования к жесткости
конструкции. Все*это потребовало постановки более толстой обшивки, уси-
ленной стрингерами.
Основным конструктивно-силовым элементом моноблочного крыла
является обшивка. Рассмотрим конструкцию с листовой обшивкой, под-
крепленной мощным стрингерным набором (рнс. 4.6), наиболее часто
встречающуюся у моноблочных прямых крыльев. Площади поперечного се-
чения поясов лонжеронов в таком крыле одного порядка с площадью попе-
речного сечения стрингера. В таких конструкциях лонжерон часто отлича-
ется от стрингеров только тем, что имеет стенку. Имеются примеры осу-
ществления моноблочных конструкций с одним, двумя,тремя н реже с боль
шим количеством лонжеронов.
Поперечный набор моноблочного крыла состоит из нервюр, расположен-
ных одна от другой на расстоянии 250...400 мм, т.с. большем, чем у лонже
ронных крыльев. Крепление моноблочных крыльев осуществляется по все
му контуру.
В моноблочном крыле изгибающий момент воспринимается обшивкой <
совместно со стрингерами и поясами лонжеронов. Перерезывающая сила i
в моноблочном крыле воспринимается стенками лонжеронов и частично ‘
обшивкой. Крутящий момент воспринимается замкнутыми контурами, об- '
42
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.6. Схема моноблочного крыла Рис. 4.7. Схема сечения моноблочного крыла
разованными обшивкой и стенками лонжеронов. Обшивка, подкрепленная
достаточно частым продольным и поперечным набором, обеспечивает вы-
сокую жесткость крыла на кручение.
При проектировочном расчете моноблочного крыла делается допущение, что пе-
ререзывающая сипа воспринимается стенками лонжеронов, а изгибающий момент вос-
принимается панелями подкрепленной стрингерами и поясами лонжеронов обшивки
межлонжеронной части крыла (рис. 4 7). Работой на изгиб носка крыла из-за близкого
расположения их стрингеров к нейтральной оси пренебрегают. Это допущение идет в
запас прочности. Крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образован-
ным обшивкой и стенкой заднего лонжерона.
Для определения положения центра жесткости сечения и величин перерезывающих
сил в лонжеронах используют формулы (12) и (13) для цвухлонжеронного и форму-
лы (19) и (20) - для многолонжеронного крыла. Соединив центры жесткости линией,
получают ось жесткости, относительно которой подсчитывают крутящий момент/
От изгибающего момента М панель нагружается силой
где к - коэффициент использования строительной высоты профиля. В проектировоч-
ных расчетах обычно принимают k=0,8...0,9; Hq, — средняя высота межлонжерон-
ной части;
,. _ w'
Нср“~Г	(23)
- Здесь W* - площадь межлонжеронной части сечения крыла (рис. 4.8); а - расстояние
между лонжеронами.
Тогда площадь поперечного сечения панели
S
Fn=-r----- -	- (24)
Чэазр
Для растянутой панели 0разр=(%! для сжатой 0разр=Чкр- ® первом приближении
можно принять Окр=0,9(%.
Панели состоят из поясов лонжеронов, стрингеров и обшивки;
1’п " бл 4- SfcTp + FО($.	(25)
Здесь Гл - площадь сечения поясов лонжеронов в соответствующей панели; Sfстр -
площадь сечения стрингеров панели; код - площадь сечения обшивки.
Для растянутой панели
Гоб = 0,95оба ,	(26)
где Sog - толщина обшивки; 0,9 - коэффициент, учитывающий ослабление обшивки
заклепочными швами.
Для сжатой панели
РОб=п305о2б ,	(27)
43
Рис 4.8 Средняя высота межлонжерошюн
части крыла
где 305об - присоединенная ширина обшивки; и - количество стрингеров и поясов
лонжеронов сжатой панели.
При этом всегда должно быть соблюдено условие п30ооб=^а , т.с присоединенная
ширина обшивки не может быть больше действительной ширины обшивкй Если
п305об>а, то нужно брать Еоб=а5об.
Учитывая компоновочные и конструктивные соображения, задаемся теми или ины-
ми двумя составляющими площади поперечного сечения панели и определяем площадь
сечения третьего составляющего Можно определить либо площадь сечения поясов лон-
жеронов, либо тип и количество стрингеров, либо толщину обшивки
При выборе типов стрингеров и их количества в сжатой панели необходимо,чтобы при
заданном расстоянии между нервюрами крыла критическое напряжение стрингера было
не меньше взятого при расчете; С^р=О,9сч.
Если это окажется нерациональным из конструктивных соображений или вообще
не удастся обеспечить такое критическое напряжение, то необходимо соответственно
снизить Одр при определении площади сечения сжатой панели.
Выбранную при расчете на изгиб толщину обшивки необходимо проверить расче-
том на кручение. ✓
Погонная касательная сила в обшивке от крутящего момента и толщина обшивки
определяются по формулам (5) и (6).
Как правило, полученная при расчете на кручение толщина обшивки меньше вели-
чины, полученной при расчете на изгиб Из этих двух величин нужно взять большую
Толщины стенок лонжеронов определяются точно так же, как и в расчете двухлон-
жеронного крыла.
Если моноблочное крыло имеет монолитные панели, то его проектировочный
расчет может быть произведен по тем же формулам, это и крыла с листовой обшив-
кой, только площади верхней и нижнеи панелей следует подсчитывать по формуле
Еп “ Fn ^Fmjt,
где LrM п - суммарная площадь ссчсния всех монолитных панелей, образующих-соот-
ветствующую поверхность крыла.
СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА КОНСТРУКТИВЫ О-СИЛОВЫХ СХЕМ
ПРЯМЫХ КРЫЛЬЕВ
Конструкция крыла должна обеспечивать наилучшее использование мате-
риала для получения наименьшей массы, удовлетворять требованиям аэро-
динамики в отношении гладкости поверхности и правильности обводов
профиля, исключать возможность возникновения вибраций во всем диапа-
зоне летных скоростей самолета, обеспечивать удовлетворение эксплуата^
ционных и производственных требований.
Сравнительную оценку конструктивно -силовых схем будем произво-
дить исходя из перечисленных выше соображений.
Наименьшей массой будет обладать то крыло, у которого наилучшим об-
разом используется материал для работы на изгиб и кручение. Поэтому ра-
циональное размещение силовых элементов конструкции крыла является
основной задачей конструктора. При прочих-равных условиях масса одно-
лонжеронного крыла с лонжероном, расположенным в месте максимальной
толщины профиля, будет меньше массы двух-и многолонжеронных крыльев.
Весовые преимущества моноблочной конструкции начинают сказываться
с уменьшением относительной толщины крыла и ростом нагрузок, когда
размеры поперечного сечения стрингеров и толщина обшивки, воспринима-
ющих изгибающий момент* обеспечивают получение высоких критических
напряжений при сжатии. В этом случае удается наиболее полно использовать
материал конструкции.
В местах вырезов, особенно больших, моноблочная конструкция теряет
свои весовые преимущества. Потребное из условий прочности усиление выре-
за наряду с усложнением конструкции ведет к увеличению массы крыла.
Аэродинамическим требованиям в отношении гладкости поверхности и
сохранения точности обводов наиболее полно удовлетворяет толстая об-
шивка. Поэтому с этой точки зрения лучшими являются моноблочные
крылья, имеющие сравнительно толстую подкрепленную обшивку, несмот-
ря даже па то, что увеличение количества продольных заклепочных шво.в
несколько ухудшает качество поверхности. Одиако применение толстой об-
шивки в лонжеронных крыльях приведет к утяжелению конструкции.
Конструкция крыла должна исключить возможность возникновения ре-
верса элеронов, дивергенции и вибраций типа флаттера на всех режимах по-
лета самолета. Повышение жесткости крыла на кручение ведет к росту кри-
тических скоростей реверса элеронов, дивергенции и флаттера. Поэтому с
этой точки зрения наиболее выгодной является моноблочная конструкция.
большое влияние на величину критической скорости флаттера оказывает
положение центра масс крыла. Смещение центра масс к передней кромке
крыла ведет к росту критической скорости. Поэтому из лонжеронных
крыльев при прочих равных условиях предпочтение следует отдать одио-
лонже ровному.
Монтаж и дсмойтаж лонжеронных крыльев и их ремонт проще, чем мо-
ноблочных, но живучесть моноблочных крыльев выше лонжеронных.
В производственном отношении моноблочные крылья сложнее лонже-
ронных
Из сказанного следует вывод, что для скоростного самолета, имеющею
большую нагрузку на квадратный метр крыла и малую относительную тол-
щину профиля, наиболее выгодной является моноблочная конструкция,
обеспечивающая получение потребной прочности и жесткости крыла при наи-
меньшей его массе и выгодная в аэродинамическом отношении.
Для крыла нескоростцого самолета, особенно если в нем имеются боль-
шие вырезы (например, вырез под шасси), моноблочная конструкция те-
ряет свои преимущества и здесь выгодной может оказаться лонжеронная
схема.
Часто из соображений силовой компоновки крыла и фюзеляжа, необхо-
димости уборки шасси в крыло, простоты монтажа и демонтажа крепление
моноблочного крыла производится ие по всему крылу, а лишь в несколь-
ких точках по поясам лонжеронов. Такое крыло в сечениях вблизи задел-
ки имеет по существу лонжеронную схему. Но так как оио на большей час-
ти размаха выполнение по моноблочной схеме, его следует относить к моно-
блочным крыльям. В зависимости же от крепления эти крылья можно раз-
делить на моноблочные крылья с моментной заделкой по одному, по двум
или но нескольким лонжеронам. Проектировочный расчет таких крыльев
в сечениях заделки производится так же, как и расчет соответствующих
лонжеронных крыльев.
§ 4. СТРЕЛОВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ
Стреловидное крыло — это крыло скоростного самолета. Поэтому его
конструктивно-силовая схема должна удовлетворять и тем требованиям,
которые диктуются большой скоростью полета.
45
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4 9 Расположение нервюр в стреловидном
крыле
Нервюры в стреловидном крыле
могут ставиться по потоку или перпен-
дикулярно оси крыла (рис 4.9). Если
•крыло имеет тонкую обшивку, то из
аэродинамических соображений целесо-
образно нервюры ставить по потоку,
Неровности под заклепками и возможный небольшой прогиб обшивки
между нервюрами от воздушной нагрузки в этом случае располагаются вдоль
потока и вызывают меньшее дополнительное сопротивление Однако распо-
ложение нервюр по потоку приводит к .некоторому ухудшению работы об-
шивки на сдвиг. Это объясняется тем, что критическое касательное напря-
жение у косоугольного элемента обшивки, определяемое рабогойша сжатие
большой диагонали, будет меньше, чем у равновеликого по площади прямо-
угольного элемента. Кроме того, в этой схеме усложняется крепление нер-
вюр с продольным набором, главным образом с лонжеронами.
Расположение нервюр перпендикулярно оси крыла позволяет умень-
шить длину нервюр, что приводит к некоюрому снижению массы. Кроме
того, упрощаются узлы стыковки нервюр с лонжеронами. Так как стрело-
видные крылья имеют Сравнительно толстую обшивку, которая позволяет
получить достаточно гладкую поверхность крыла, то преимущества второй
схемы становятся еще более очевидными. Поэтому в настоящее время па
большинстве стреловидных крыльев нервюры ставятся перпендикулярно
оси крыльев.
Требованиям, предъявляемым к конструкции крыла скоростного са-
молета, наилучшим образом удовлетворяет моноблочная схема.
Моноблочная конструкция, имеющая сравнительно толстую подкреп-
ленную обшивку, обеспечивает получение качественной поверхности, cq-
хранение в полете теоретических обводов, обладает хорошей живучестью
и, несмотря на сравнительно небольшую относительную толщину профиля
стреловидного крыла, высокой жесткостью на кручение. Однако условия
компоновки крыла и фюзеляжа и требования простоты монтажа и демонта-
жа крыла часто делают нецелесообразным контурное крепление Поэтому
силовые схемы стреловидных крыльев отличаются друг от друга главным
образом конструкцией корневой части.
В зависимости от крепления крыла к самолету стреловидные крылья
можно разделить на крылья с моментной заделкой по одному лонжерону,
крылья с внутренним подкосом, крылья с моментной заделкой по двум
лонжеронам и крылья с заделкой по всему контуру.
Особенностью стреловидного крыла является наличие косой заделки,
которая и определяет характер нагружения силовых элементов конструк-
ции в корневой части.
За исключением корневых сечеинй проектировочный расчет остальной
части стреловидного крыла производится так же, как и расчет прямого мо-
ноблочного крыла.
Ниже будут рассмотрены силовые схемы и проектировочный расчет
корневых частей стреловидных крыльев при различных способах их.креп-
ления.
46
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
КРЫЛЬЯ С МОМЕНТНОЙ ЗАДЕЛКОЙ
ПО ОДНОМУ ЛОНЖЕРОНУ
В отлитие от прямого крыла у стреловидного крыла изгибающий
момент М лонжерона в сечеиии бортовой нервюры 1 ~2 дает составляющую
Msiny, что вызывает нагружение бортовой нервюры большим изгибающим
моментом (рис. 4.10).
В прямом крыле крутящий момент передается с обшггвки на борт фю-
зеляжа через бортовую нервюру. В стреловидном крыле крутящий момент
передается на борт фюзеляжа с обшивки, кроме бортовой нервюры 1-2,
нервюрами 1	и 2— 2'. Нервюра 1-1'-Г Представляет собой двухнор-
ную балку с консолью, загруженную распределенными силами с обшивки
крыла, вызывающими ее изгиб. Нервюра 2—2' загружается также распре-
деленными силами со стороны обшивки и представляет собой консольную
балку, работающую на изгиб. Следовательно, здесь, в отличие от прямого
крыта, большими изгибающими моментами загружаются бортовая нервюра
1—2 и нервюры 2-2' и 1 — Г—Г'.
Проектировочный расчет такого крыла в сечениях, находящихся, о г сечения lf-1 ,-1
на расстоянии большем, чем а (расстояние между лонжеронами в сечении 1-1-1 ),
производится так же, как и расчет прямого моноблочного крыла
При расчете корневой части делается допущение, что весь изгибающий момент вос-
принимается лонжероном. За ось жесткости здесь принимается ось лонжерона, отно-
сительно которой и подсчитывается крутящий момент. Часть крутящею момента па
борт фюзеляжа передастся изгибом нервюры 1	, другая часть изгибом нервюры
2-2'	(	-
Крутящий момент между неврюрами 1-1 -1 и 2-2' можно распредели!ь пропор-
ционально площадям, ограниченным их контурами
~м*р w7TwT:
W2
М vrO М tz п  -- Т
н кр W1 + W2
(28)
(29)
где МКр - крутящий момент к^ыла ; W1; W2 - площади, ограниченные сооз вс i ст веч-
но контурами нервюр 1-1 * -1" и 2-2
Тогда на нервюру I - Г — Г* со стороны обшивки действует поюнная касательная
сила
_ Мн 1
‘1н1“ 2WH?'
(30)
Рис 4 10 Схема ст реповидного крыла е моментной заделкой по одному лонжерону
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
От крутящего момента в узлах 1 и I ' возникнут реакции
R — R , — Мн1
Rj - Rp- ___ .	(3])
Перерезывающая сила и изгибающий момент в сечении нервюры (см. рис. 4 10 с)
будут	‘
на участке носка
Qhi = 4hi Н1	(32)
Mill = 2(1н1 WJOTC,	(ззj
где Н - высота нервюры в рассматриваемом сечении; Wlorc - площадь, ограниченная
контуром отсеченной части нервюры;
на участке между лонжеронами
Qhi = 4hiH - R1-;	(34)
Мщ = 2qHi.WiOTC~ Ri'x,	(35)
где ч - расстояние от лонжерона до рассматриваемого сечения нервюры.
На нервюру 2-2 *со стороны обшивки будет действовать погонная касательная сила
Чн2 —
^Н2
2\\2
Перерезывающая сила и изгибающий момент в сечении нервюры будут (см.
рис. 4.10, 6) :
QH2~q«2H;	(37)
Мн2 = 2qH2W2OTC .	(3g)
Кроме нагрузок от крутящего момента на эти нервюры, как и на каждую нервюру
крыла, действуют воздушные нагрузки с примыкающей к ним обшивки. Но в проек-
тировочном расчете этими нагрузками из-за их относительно небольшой величины
можно пренебречь.
Бортовая нервюра 1 -2 нагружается изгибающим моментом
M6 = Msinx+ MKpCOS% .	(39)
Отсюда видно, что с увеличении угла стреловидности растет и величина изгибающе-
го момента бортовой нервюры и при углах Х>45° она становится больше величины из-
гибающего момента подфюзеляжного лонжерона. Для включения в работу на изгиб
бортовая нервюра должна быть соединена по поясам с лонжероном и нервюрой 2—2 .
От Mg в узлах 1 и 2 возникнут реакции:
Мб
r,=r2= ------.	(40)
^1_-‘2	.-я-
Эпюры перерезывающей силы и изгибающего момента приведены на рис. 4.10, в.
По величинам изгибающих моментов и перерезывающих сил определяются площади
поперечного сечения поясов и толщины стенок лонжеронов, нервюр 1 -1'-1", 2-2’ н
бортовой нервюры 1-2.
У крыльев, максимальная толщина профиля которых сильно смещена назад, часто
встречается схема с задним расположением лонжерона (рис. 4.11). Преимуществом
этой схемы является возможность использовать лонжерон для крепления механиза-
ции и элеронов. Кроме того здесь изгибающим моментом от кручения нагружается
только одиа нервюра 1—1*-1 , что также несколько упрощает конструкцию. Бортовая
нервюра 1 -2 нагружается изгибающим моментом
Мб = MsinX" MKpcosX 	(41)
48
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.11. Схема стреловидного крыла с задним расположением основного лонжерона
КРЫЛЬЯ С ВНУТРЕННИМ подкосом
В рассмотренных выше схемах из-за необходимости постановки усилен-
ных нервюр — бортовой нервюры 1—2 и нервюры 1—1—1 — затрудняется
осуществление выреза для размещения шасси, особенно если колесо при
уборке частично укладывается в фюзеляж. Этот недостаток устранен в стре-
ловидном крыле с внутренним подкосом (рис. 4.12). Внутренний подкос
] 3, по конструкции аналогичный лонжерону, разгружает от изгиба пане-
ли корневой части крыла и бортовую нервюру. Концевая часть крыла пред-
сгдвляет собой моноблочную конструкцию. Крыло опирается на внутрен-
ний подкос в точках 1 и 3 и шарнирно в узле 2 на фюзеляж.
При проектировочном расчете крыло рассматривают как двухопорную балку с
консолью. Опорами являются узел 2 на борту фюзеляжа и узел 3 на внутреннем
подкосе. Расчет крыла на участке от сечения, отстоящего от нервюры 3-4 на рас-
стоянии lj — 4, до конца крыла может быть произведен так же, как и расчет прямого
моноблочного крыла. При расчете корневой часта крыло считается одиолонжеронным.
Корневая часть крыла (рис. 4.13) со стороны консоли нагружается перерезьгеающей
силой Q и изгибающим моментом М по лонжерону. Вся местная нагрузка корневой
части крыла относится к переднему лонжерону. Крутящий момент крыла МКр, подсчи-
танный относительно оси переднего лонже-
рона, передается на силовые элементы кор-
невой части изгибом нервюры 3—4- Перере-
зывающая сила Q передается в узле 3 на
внутренний подкос. Крутящий момент Мко
изгибом нервюры 3 -4 передается в виде
i
7
Рис. 4.12.* Схема стреловидного
крыла с внутренним подкосом
4.13. Схема нагружения силовых элемсц
т°в корневой части стреловидного крыла с
внутренним подкосом
49

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Р’-с 4 14 Расчетные схемы и эпюры Q и М цля силовых элементов корневой части
стреловидного крыла с внутренним подкосом
I ары сил R3 = К4 = МКр/1з-4 на внутренний подкос в узле 3 и на задний лонжерон и
узле 4 Сила R4 передается на внутренний подкос в точке 1 шарнирного крепления к
нему заднего лонжерона, Ri = R4
От силы R J в точке 4 на заднем лонжероне действует изгибающим момент ДМ =
— RiVi --4	*
Тач как рассматривается только действие крутящего момента МКр то из уело
вий равновесия консольной части крыла на переднем лонжероне должен возникнуть
такой же по величине ио обратный по знаку изгибающий момент Следовательно,в
точке 3 на переднем лонжероне действует изгибающий момент Мп —М + ДМ В узлах
крепления переднего лонжерона - узле 2 на бортх фюзеляжа и \зле 3 на внутреннем
подкосе - от этого момента возникнут реакции
о -
R3”^Rm“T7ZT
Кроме того, от местной нагрузки корневой части t в узлах 2 и 3 будут реакции
। z
dz / tdz
2	,
1*2-3
Z
z J tdz
3	,
*2 3
Внутренний подкос работает на изгиб от сил Q, Ran, &3t 11 ^3. приложенных в уз к
3, и силы Rj, приложенной в узле 1
Передний лонжерон в корневой части представляет собой балку на дву ч опорах, п t
груженную распределенной нагрузкой t и из< 1бающим моментом Мл, приложенным л
узле 3
Задний лонжерон на участке 1 -4 работает как балка, закрепленная на коисольч
часткрыла и нагруженная в узле 1 силой R]
Нервюра 3-4 нагружена погонными касательными у си ними q от крутящего х
мента крыла и работает от этогссмомента на изгиб как двухопорная балка с консо ’
расчетные схемы силовых элементов корневой ча щ крыла и эпюры Пиререзьц
щах сип и крулящч^ моментов для них показаны на pct 4 14
Пос с определения кагрузог. находятся площади поперечною сечения поясов и i
щины стенок подкоса юнжеронов и нервюры
КРЫЛЬЯ С МОМЕНТНОЙ ЗАДЕЛКОЙ ПО ДВУМ ЛОНЖЕРОНАМ
В этих крыльях (рис 4 15) изгибающий момент на борт фюзеляжа i
редается передним и задним лонжеронами, но в отличие от прямого крт d
из-за неодинаковой длины лонжеронов в корневых сечениях происходит к>
50
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками. Т
грузка более короткого, а следовательно, н менее податливого заднего лон-
жерона и соответствующая разгрузка переднего лонжерона С увеличением
угла стреловидности догрузка заднего лонжерона растет Аналогично проис-
ходит и перераспределение между лонжеронами перерезывающей силы Пере-
распределение нагрузки между лонжеронами вызывает появление допол-
нительных касательных напряжений в обшивке
От изгибающих моментов переднего и заднего лонжеронов изгибом на-
гружается бортовая нервюра Крутящий момент на борт фюзеляжа, кроме
бортовой нервюры 1—2, передается нагибом нервюр 1—1 —1" и 2—2'
Проекгироьо шый расчет концевой части крыла отстоящей от сечения 1-1' 1"
на расстоянии большем чем а, производите!» так же, как и расчет прямого моноблоч-
ного крыла	___
В сечении 1-Г-1 "отношение изгибающих моментов переднего и заднего лонже
ронов может быть определено по формуле
М 1 = Н2 __1_____
”~м7 Н2 I +г
где Н1 и Н2 - вьн оты переднего и заднс! о j онжеронов
Я- р соч4х 4- 1
2а smx tgX ’
(42)
D - длина фюзеляжной части крыла	t п
Учитывая что M=Mi+M2 (М - изгибающий момент в есчепии нервюры 1-1-1 ) ,
получим
(43)
(44)
(45)
11| t
М, =М	——
lift + Н2 (1 + о
н2 (1+5
м2 = м 2	-
н?г+н2(1 + /)
Погонная касательная сила в стенках переднего и заднего лонжеронов может быть
определена по формулам
41 = ЧI (х=0) ~
Яг = Я2(х=0) ‘+ДЧ’
(46)
4 15 Схема стреловидного крыла с
«Ментной заделкой по двум лонжеронам
Рис 4 16 Расчетная схема и эпюры Q и
М для бортовой нервюры
51
ГДе Ч1 (х^О ) И ч2 (х= 0) ~ погоннь1е касательные силы в стенках переднего и задне-
го лонжеронов без учета стреловидности, определяемыело формулам (15) и (17);
Aq - добавочная погонная касательная сила, обусловленная стреловидностью крыла'
Дч= лг^-Д0-5- —“—	(т
Здесь W! _i' - площадь межлонжеронной части крыла в сечении нервюры I
Погонная касательная сила в обшивке: *
на участке носка
^6=-^;	(48)
OD 2Wj
в межлонжеронной части
- МкР - Дл	(49)
406---2W?	’’
где Wi - площадь, ограниченная контуром крыла в сечении нервюры t-l'-j".
Крутящий момент крыла между нервюрами 1 и 2 -2' можно распределить
пропорционально площадям, ограниченным контурами крыла в их сечениях;
W2
Мн2-Мкр wT+wT	(51)
Под действием этих моментов нервюры работают на изгиб. Построение эпюр пере-
резывающих сил и изгибающих моментов для этих нервюр производится так же, как
и для соответствующих нервюр крыла с моментной заделкой по одному лонжерону.
Бортовая нервюра I -2 (рис. 4.16) нагружается изгибающими моментами;
на опоре 1
Mgi = MjSinX~" MhicosX>	(52)
на опоре 2
Мб2 = М2 sinX~ Мн2 cosX,	.	(5 3)
где Mi и М2 - изгибающие моменты в заднем и переднем лонжеронах.
Для того чтобы бортовая нервюра включалась в работу на изгиб, она должна быть!
соединена по поясам и стенкам с лонжеронами и нервюрами 1-l’-!*’и 2-2*. От им
гибающих моментов Мб1 и в узлах / и 2 возникнут реакции.-
М61 + Мб2
R 1 - R2 “	--------
Т-1 -2
Эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов показаны на рис. 4.16.	|
После определения нагрузок находят поперечные размеры силовых элементов ко, -I
Невой части крыла.
КРЫЛЬЯ С 3 А ДЕ ЛКОЙ ПО ВСЕМ У КОНТУРУ
В этих крыльях (рис. 4.17) в корневых сечениях по тем же причинам!
что и в крыльях с моментной заделкой по двум лонжеронам, происходит!
перераспределение изгибающего момента: догружаются продольный набор !
обшивка у заднего лонжерона и разгружаются у переднего. Аналогично нрО-1
исходит и перераспределение перерезывающей силы между стенками перед с
него и заднего лонжеронов. Передача крутящего момента на борт фюзеляжа!
рис 4.17. Схема стреловидного крыла с
моментной заделкой по всему контуру
Рис 4.18 Расчетная схема и эпюры Q
н М для бортовой нервюры
происходит изгибом нервюр 1-Г- 1 ". 2-2' и всех нервюр, расположенных
между ними. Кроме того, от крутящего момента изгибом нагружается и
бортовая нервюра. Основной нагрузкой бортовой нервюры является
нагрузка се распределенными касательными силами от изгибающего момен-
та крыла. От действия этих сил бортбвая нервюра работает на сдвиг.
Проектировочный расчет на участке, отстоящем от сечений 1 -Г-1" на расстоянии
а и до конца крыла, производится так же, как и расчет прямого моноблочного крыла.
Проектировочный расчет сечения 1-Г-1 "может быть выполнен следующим обра-
зом. Определяется сила, действующая в верхней и нижней панелях крыла:
е = М	~	(54)
кНер ’
где М - изгибающий момент в сечении 1 -Г-1"; к = 0,8 ..0,9 - коэффициент использо-
вания строительной высоты профиля;
W*
НСр“ а
Здесь W’ - площадь межлонжеронной части крыла в этом сечении.
Площадь поперечного сечения панели определяется по разрушающему напряжению
заднего стрингера (пояса заднего лонжерона) :
S
F = —-----------—— ,	-	(55)
°разр^^п( 1 4
где t подсчитывается по формуле (42)
Для сжатой панели Оразр = Ркр, а Для растянутой - СТразр = <7В.
Погонные касательные сиВы в стснкак лонжеронов и в обшивке определяются так
же, как и для крыла с моментной заделкой по двум лонжеронам.
При определении нагрузок на нервюры 1 - Г-1" и 2-2* можно не учитывать работы
1еРвюр, расположенных между ними. Тогда, как и в крыле с моментной заделкой по
^Ум лонжеронам, крутящий момент распределяется между нервюрами j_] и
"е п1ЮПоРци°нально площадям, ограниченным контурами крыла в их сечениях.
пи Ь°Ртовая нервюра работает на сдвиг от распределенных касательных сил, вызван-
IX действием изгибающего и крутящего момента крыла (рис. 4.18) :
п _ Мб
96 ~	(56>
Где \у=
бепт ° ~ площадь, ограниченная контуром межлонжеронной части крыла в сечении
Ртов он нервюры,
^б = MsmX + MKpcosX-	(57)
S3
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
От момента Mg в узлах / и 2 возникнут реакции
Перерезывающая сила и изгибающий момент нервюры на расстоянии х от узла I
будут:
Q = q6H-R2;	-	(58)
М = 2Чб^б.отс- R*x-	(59)
Определив нагрузки, находят площади поперечного сечения поясов и толщины сте-
нок нервюр 1-1'- 1". 2-2* и бортовой нервюры, толщину обшивки и площади попе-
речного сечения поясов лонжеронов и стрингеров и толщины стенок лонжеронов в
корневой части крыла.
СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫХ СХЕМ
СТРЕЛОВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ
В крыльях с моментной заделкой по двум лонжеронам и в крыльях с
заделкой по всему контуру в наиболее нагруженной корневой их части
из-за особенностей, вызванных косой заделкой, не удается рационально ис-
пользовать находящиеся вблизи от места максимальной строительной вы-
соты передний лонжерон или переднюю часть моноблока. Поэтому эти
крылья в весовом отношении могут уступить крылу с момеитиой заделкой
по одному лонжерону, когда последний расположен в месте максимальной
строительной высоты. Однако в таком крыле сложнее использовать внут-
ренние объемы, оно обладает меньшей в сравнении с Крыльями других схем
живучестью и меньшей жесткостью на кручение, а следовательно, имеет и
меиьшие значения критических скоростей флаттера и реверса элеронов.
По условиям компоновки крылья с момеитиой заделкой по лонжеро-
нам нашли широкое применение иа легких самолетах.
Для крыльев, внутрь которых осуществляется уборка шасси,часто при-
меняется схема с внутренним подкосом. Но эта схема выгодна лишь для
крыльев с умеренным углом стреловидности. При больших углах стрело-
видности длина внутреннего подкоса получается малой и схема теряет свои
Преимущества.
Крылья с моментной заделкой по всему контуру иашли широкое При-
менение иа тяжелых самолетах. Крыло этой схемы обладает более высокой
жесткостью иа кручение, что выгодно с точки зрения флаттера и реверса
элеронов, живучесть его выше, чем крыльев других схем, внутренние объе-
мы в таком крыле удобно использовать для размещения топлива.
1;
§ 5. ТРЕУГОЛЬНЫЕ КРЫЛЬЯ	j '
Треугольные крылья — это крылья малого удлинения; применяются
оии. как правило, иа сверхзвуковых самолетах.
Требования аэродинамики, предъявляемые к качеству поверхности
точности сохранения обводов крыла такого самолета, диктуют необх
мость постановки достаточно жесткой обшивки. Поэтому треугольное i
ло имеет обычно моноблочную конструкцию.
Однако исходя из условий компоновки самолета, моитажиых сообра-
жений и из-за необходимости делать в корневой части крыла большие выре-
54
www. vo lib-la. spb.fi
зы очень часто крепление крыла к фюзеляжу осуществляется не по всему
контуру, а только по лонжеронам.
Нервюры в треугольном крыле могут стали]ься по потоку или перпен-
дикулярно одному из основных лонжеронов.
В зависимости от расположения продольного набора треугольные
крылья можно разделить на крььлья со сходящимся продольным набором и
крылья с параллельным Продольным набором.
КРЫЛЬЯ СО СХОДЯЩИМСЯ ПРОДОЛЬНЫМ НАБОРОМ
Треугольные крььлья со сходящимся продольным набором можно разде-
лить на крылья с моментнои заделкой по одному лонжерону, с моментной
заделкой по всем лонжеронам и с заделкой по всему контуру.
Крыло с моментной заделкой по одному лонжерону
Продольный набор такого крыла (рис. 4.19) состоит из нескольких
сходящихся лонжеронов. Один основной лонжерон, расположенный в районе
максимальной строительной высоты профиля, имеет моментную заделку,
остальные лонжероны закреплены шарнирно. Для подкрепления обшивки
крыпо МЪжет иметь и стрингерный набор. Поперечный набор крыла состоит
из серии нервюр, которые располагаются обычно перпендикулярно основ-
ному лонжерону. Работа силовых элементов этого крыла не отличается от
работы в корневой зоне силовых элементов стреловидного крыла с мо-
ментной заделкой по одному лонжерону, и по тем же формулам может
быть произведен его проектировочный расчет.
Крыло с моментной заделкой по всем лонжеронам
. Силовой набор такого крыла (рис. 4.20) состоит из нескольких лонже-
ронов, пересекающихся в одной точке у его конца и имеющих моментное
крепление, обшивки, подкрепленной сходящимися стрингерами, и нервюр,
расположенных по потоку или перпендикулярно одному из основных лон-
жеронов. Изгибающий момент в таком крыле воспринимается в основном
лонжеронами. Перерезы ющая сила воспринимается стенками лонжеро-
нов, а крутящий момент - замкнутыми контурами, образованными обшив-
кой и стенками лонжеронов.
Схо" 4‘19' Схсма треугольного крыла со
ь1енЛЯ1цимся продольным набором с мо-.
< гной заделкой по одному лонжерону
Рис. 4.20. Схема треугольного крыла со
сходящимися лонжеронами, имеющими
моментную заделку
55
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При проектировочном расчете принимают, что перерезывающая сила и изгибающий
момент воспринимаются только лонжеронами, а крутящий момент - замкнутым кон-
туром, образованным обшивкой и стенкой заднего лонжерона.
Так как кривизна оси всех лонжеронов в точке их пересечения у конца крыла оди-
кова, то можно принять, что при изгибе будет одинаковой кривизна и в любом поточ-
ном сечении по размаху, Следовательно, в проектировочном расчете можно использо-
вать гипотезу плоских сечений, на основе которой и находится распределение изгиба-
ющего момента и перерезывающейсилы между лонжеронами,
Выделим из крыла (рис. 4.21, а) двумя сечениями, параллельными плоскости за-
делки, элементарную полоску dz. При изгибе сечение 2—2 повернется относительно
сечения 7 - 7 на некоторый угол dp. Тогда перемещение вдоль оси z любого элемента
на поясе каждого лонжерона будет
u = dj3y,
где у — расстояние элемента от нейтральной оси.
Перемещение вдоль оси лонжерона будет ucos0ja относительное перемещение
U COS$1
е . =________-—.
1 dz/cos0j
или после подстановки значения и
d0
dz
у cos2 0;.
Этому относительному перемещению будет соответствовать нормальное напряжение
Oj = CjEj =-—-Tjy cos2(?j
Но в то же время
где Mj - изгибающий момент i-ro лонжерона. Приравнивая правые части выражений
для Oj, получим
(1/3	2 л
Mi= -4-(EJ)iCOs20i 
dz
' fl?
Рис. 4.21. Расчетная схема треугольного крыла со сходящимися лонжеронами
56
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Выражение для d/З/ dz (кривизны упругой линии) найдем из условий равновесия :
SMjcosflj = МЛ
где М - изгибающий момент крыла в рассматриваемом сечении.
Подставив значения М;,найдем
М
£. -
dz S(EJ cos30j
После подстановки значения d/З/ dz получим следующий ^акон распределения изги-
бающего момента между лонжеронами:
(60)
(61}
(EJ)jcos20j
Mi = M^7 V' ‘
2;(EJ)jcos Pj
_ dMj
Учитывая, что Q^=, и принимая одинаковым закон изменения жесткостей
лонжеронов по размаху крыла, получим для определения перерезывающей силы в лон-
жероне следующую зависимость:
(EJ)icos3 0i
Q S(EJ)iCOS3 0j
Зная закон распределения перерезывающей силы между лонжеронами в сечении*,
находим положение центра жесткости, определяя его как точку приложения равно-
действующей сил Qj (рис. 4.21, б) ;	1
SQpcj _ 2(EJ)ixicos30i .
\1.ж" —q	2tEJ)icosd0i
Если принять в проектировочном расчете, что моменты инерции лонжеронов про-
порциональны квадратам их высот: Jj=KH2j, то формулы для перерезывающей силы,
изгибающего момента и координаты положения центра жесткости запишутся в виде
(62)
Н? cos3 0i
Ql=Q
Mj = M
SH2 cos30j
H2 cos20;
S H2 cos30j
(63)
(64}
SHj2xj cos30j
(65)
ХЦ-Ж чп 2 Зд
V J.]- cos
После бпределеиня положений центров жесткости в сечениях проводится ось жест-
кости и относительно ее подсчитывается крутящий момент.
От крутящего момента в замкнутом контуре, образованном обшивкой крыла и
стенкой заднего лонжерона, будет действовать погонная касательная сипа
__ кр
ч°6"~ ~~2Ы~
(66)
® W _ площадь, ограниченная контуром сечения крыла. После определения нагрузок
адовых элементах крыла подбираются их сечения.
57
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Крыло с моментной заделкой по всему контуру
Продольный набор этого крыла (рис 4 22) состоит из лонжеронов
стрингеров, сходящихся у конца крыла Поперечный набор состоит из иер
вюр расположенных по потоку или перпендикулярно одному из лонжерс
нов Крепление крыла осуществляется по всему контуру
Изгибающий момент в этом крыле воспринимается обшивкой и по
крсгляющими ее поясами лонжеронов и стрингерами Перерезывающая ci
ла воспринимается стенками лонжеронов и обшивкой, а крутящий v
мент замкнутыми контурами, образованными обшивкой и стенками-лон
жеронов
Проектировочный расчет такого крыла может быть произведен так же, как и расч<
крыла с моментной заделкой по нескольким лонжеронам с той лишь разницей, «п
определенный для i го лонжерона изгибающий момент следует отнести к площади прч
мыкающей к нему панели
Fni —	+ SrCTp + Г-о6	(68)
Здесь Гд,- площадь сечения пояса лонжерона, ^*стр - площадь сечения стрингеров
панели, гоб - площадь сечения обшивки панели, Н, - высота лонжерона в рассмат
риваемом ечении, к - коэффициент использования строительной высоты профиля
(к=0,8 0 9)
Для растянутой панели
Fq5 = 0,9бо6>	(69)
гдебрб “ толщина обшивки, Ajq - ширина панели, 0,9 - коэффициент, учитывающий
ослабление обшивки заклепочными швами
Для сжатой панели
FO6=n3062O6,	(70)
где 305об - присоединенная ширина обшивки, п - количество стрингеров (вклю-
чая лонжерон) в панели При этом должно соблюдаться условие пЗ()ооб^=2\х1
Если в констргкции крыла используются монолитные панели, то площад! Ь щ
будет
Гп|“РЛ|+Гмп	(71)
где Дбм п - площадь сечения монолитных панелей на участке Дх;
КРЫЛЬЯ С ПАРАЛЛЕЛЬНЫМ ПРОДОЛЬНЫМ НАБОРОМ
Треугольные крылья с параллельным продольным набором, в свою оче-
редь, можно разделить на крылья с моментной заделкой по одному лонже-
рону с моментной заделкой по всем лонжеронам и с заделкой по всему
контуру
Крыло с моментной заделкой по одному лонжерону
Силовая схема этого крыла (рис 4 23) состоит из одного основного
Лонжерона, имеющего моментную заделку на фюзеляже, системы вспомо-
гательных лонжеронов, шарнирно закрепленных на фюзеляже, обшивки,
’ подкрепленной стрингерами, и нервюр, расположенных по потоку
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?1
Рис 4 22 Схема треугольного крыла со
сходящимися продольным набором с мо
ментной заделкой no выуиу контуру
Рис 4 23 Схема треугольного крыла с
параллельным продольным набором с мо
ментной заделкой по одному лонжерону
Изгибающий момент в этом крыле иа борт фюзеляжа передается основ-
ным лонжероном, стенки лонжеронов воспринимают перерезывающую силу,
от которой в узлах крепления иа фюзеляже возникают реакции обшивка
крыла работает на сдвиг
При проектировочном расчете делается допущение, что на каждый вспомогать ль
ный лонжерон передается нагрузка tn. с примыкающего к нему учаежа крыла шири
ной Axj (рис 4 24)
Под действием этой нагрузки лонжерон работает на поперечный изгиб как балка
закрепленная на обшивке и шарнирно опертая ла борту фюзеляжа
Действующая на лонжерон нагрузка передается на борт фюзеляжа в виде силы
О
^Q,=/ tmdz
(721
(П)
(74 f
При этом создается момент
О z
ДМ(^/ dzj Гл, dz,
L. Ц
который уравновешивается в обшивке погонными касательными силами
ДМ.
Д], =	,
* 2Wni
где \\Л| _ площадь ограниченная контуром обшивки в продольном сеченид по i-му
в егюмогательно м у лон же ро ну
Па рис 4 24 а показана нагрузка вспомогательного лонжерона Перерезывающая
сила и изгибающий момент в сечении лонжерона определяются следующим образом
Qi = J tnidz- ДсцН!
J-i
(75
Z 7
Mi=7 Wz- 2A41Wni ,
Ц Li
Л - высота лонжерона в рассматриваемом сечении, ЗУЛ] - площадь ограниченная
"ГУром отсеченной части лонжерона
Интегрирование можно вести методом трапеций
слоя °МенТЬ1 передаются на основной лонжерон сдвигом обшивки В сечении oi
Шем от носка корневой хорды на расстоянии х, обшивка своим сдвигом должн!
59
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4 24. Расчетная
параллельным продольным набором с моментной
заделкой по одному лонжерону
ZZZZZZZZZ
схема треугольного крыла с
(78)
(77)
От этого момента в обшивке будет действовать по-
гонная касательная сила
Мх
2W,
где Wx - площадь, ограниченная контуром рассматриваемого продольного сечения
передать момент, представляющий собой сумму мо-
ментов AMj лонжеронов, расположенных на этом
участке (см. рис. 4.2, б):
Мх ~
крыла.
В сечении по борту фюзеляжа основной лонжерон нагружается изгибающим момен-
том крыла
М = LAMj •	(?9)
В эту сумму входит и момент от погонной силы tOCH
О 7
A^ocH = J dz f tOCHdz.
I-осн LoCH
Изгибающий момент передается на лонжерон с обшивки погонными касательны-
ми силами
AqOCH =----М_.	(80)
2Woch
где WOCH — площадь, ограниченная контуром обшивки в продольном сечении по ос-
новному лонжерону.	»
Тогда перерезывающая сила и изгибающий момент в сечении основного лонжерона
(см. рис. 4.24, в) определяются по формулам :
Оосн= А<]осннОСн;	,	(81) '
Моей = ^^Чосп^осн >	(82)
60
WWW. VI
I.S
где Носн - высота основного лонжерона в рассматриваемом сечении; WOCH - площадь
ограниченная контуром отсеченной части основного лонжерона.
Найдя таким образом нагрузки, действующие в элементах конструкции, можно пе-
рейти к определению площади сечеиий поясов лонжеронов, толщин их стенок и толщи-
ны обшивки.
Крыло с моментной заделкой по всем лонжеронам
В этом крыле (рис. 4.25) продольный набор состоит из нескольких
перпендикулярных оси фюзеляжа лонжеронов,имеющих моментную задел-
ку, и стрингеров, служащих для подкрепления обшивки. Поперечный набор
крыла состоит из системы нервюр, расположенных по потоку.
Почти весь изгибающий момент воспринимается лонжеронами крыла.
Большая часть перерезывающей силы воспринимается стенками лонжеро-
нов. Обшивка крыла работает на сдвиг.
В отличие от статически определимого крыла с моментной заделкой по одному лон-
жерону рассматриваемое крыло, у которого каждый лонжерон имеет моментную за-
делку на борту фюзеляжа, статически неопределимо. Степень неопределимости на
единицу меньше числа лонжеронов. Расчет такого крыла, особенно при большом числе
лонжеронов, представляет собой сложную задачу.
Если бы крыло имело обшивку пренебрежимой жесткости на сдвиг и нежесткие
нервюры, то каждый лонжерон представлял бы собой изолированную консольную
балку, на которую передается нагрузка с примыкающего к ней участка крыла. Если
бы крыло имело абсолютно жесткую на сдвиг обшивку и жесткие нервюры, то под на-
грузкой оно не закручивалось бы и в этом случае изгибающий момент распределялся
бы между лонжеронами пропорционально их жесткостям на изгиб. В реальной кон-
струкции обшивка и нервюры имеют какую-то определенную жесткость, которой и
определяется закон распределения изгибающего момента между лонжеронами.
В проектировочном расчете делается допущение, что изгибающий момент лонжеро-
на представляет собой"среднюю величину между моментом, подсчитанным для крыла
с обшивкой пренебрежимой жесткости на сдвиг, и моментом, подсчитанным для ^ры-
ла с абсолютно жесткой обшивкой.
В крыле с обшивкой пренебрежимой жесткости на сдвиг распределенная сила
нагружающая изолированный лонжерон, определяется так же, как и для крыла с мо-
ментной заделкой по одному лонжерону. В этом случае изгибающий момент лонже-
рона в сечении его заделки запишется так:
f 0 z
МЛ = / dzf tnidz.
10 Li Li
Изгибающий момент этого лонжерона в сечении эадепки для Крыла с абсолютно
жесткой обшивкой
(EJ)i
(83)
МЮ М°
где
ки;
мю
(EJ)j - изгибная жесткость i-ro лонжерона в сечении задеп-
Мо ~ изгибающий момент крыла в сечении заделки.
На рис. 4.26 показаны кривые изгибающих моментов
ИМ».
Так как истинное распределение изгибающего момента
по лонжеронам принимается средним между М-д и М-д
(пунктирная линия на рис. 4.26), то изгибающий момент в
ечении заделки лонжеронов, находящихся выше пинии А-А,
^••4.25. Схема треугольного крыла с параллельными лонже-
ронами, имеющими моментную заделку
61
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
м г. = м J+ Дм.
iO 10 I
а изгибающий момент в сечении заделки лонжеронов, находящихся ниже линии А-А.
(85)
мю = мю-дмг
(86)
где ДМ, —
|М|О- м.о!
(87)
Так как перераспределение изгибающего момента между лонжеронами происходит
из-за сдвига обшивки, то моменты Д-Mj вызываются действующими в обшивке погон-
ными касательными силами
(88)
ДМ.
Дс]: = ---
'* 2Wj
где W, - площадь, ограниченная контуром обшивки в продольном сечении по i-му лон-
жерону.
Тогда перерезывающая силл и изгибающий momchi в сечении любого лонжерона
(рис. 4.27) могут быть подсчитаны по формулам
Qi = / tnidz +
Li
(89)
z z
М,=/ dz/ tnidz + 2Д1]У1,	,(90)
Li Lj
где Hj - высота лонжерона в рассматриваемом сечении; W; - площадь, ограниченная
контуром отсеченной части лонжерона.
Зная можно определить величину погонной касательной силы в обшивке в лю-
бом сечении, параллельном лонжеронам. Эта сила определяемся алгебраическим сум-
мированием Дч1 от первого до рассматриваемого отсека:
4i= Дчг	 (91)
Затем по величинам перерезывающих сил определяются толщины стенок лонжеро-
нов, по величинам изгибающих моментов - площади поперечного сечения поясов лон-
жеронов и по величине погонной касательной силы - толщина обшивки.
Рис. 4.26. Расчетная схема треугольного
крыла с параллельными лонжеронами,
имеющими моментную заделку
Рис. 4.27. Расчетная схема и эпюры <
для лонжерона
62
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.28- Схема треугольного крыла с параллельным продольным
набором с моментной заделкой по всему контуру
Крыло с моментной заделкой по всему контуру
Основным силовым элементом такого крыла
(рис. 4.28) является обшивка, подкрепленная продоль-
ным набором. Изгибающий момент воспринимается об-
шивкой и продольным набором, перерезывающая сила —
стенками лонжеронов, а обшивка работает на сдвиг. Креп-
ление крыла осуществляется по всему кожуру. Попереч-
ный набор состоит из системы нервюр, расположенных по
потоку.	t
При проектировочном расчете этою крыла можно воспользоваться формулами,
полученными при расчете крыла с моментной заделкой но всем лонжеронам.
Ио здесь в качестве пояса лонжерона берется примыкающая к нему панель, состо-
ящая из обшивки и элементов продольное набора. По величине Mj определяется пло-
щадь сечения этой панели:
р ,=_______м'
kHj<7pa3p
(92)
где Н; - строительная высота лонжерона; к - коэффициент использования строитель-
ной высоты профиля. В проектировочном расчете можно принять к=0,8...0,9.
Для растянутой панели бра3р=С^, для сжатой - Оразр=С^р.
В панель входят пояс лонжерона, стрингеры и обшивка:
^, = ^1 + ^стр^боб,	(93)
Здесь - площадь сечения лонжерона; SfCTp - площадь сечения стрингеров, на-
ходящихся в naiiCjin; Fog — площадь сечения обшивки.
Для растянутой панели
1 об = C'95ogAxj .	_ (94)
где 5Об - толщина обшивки; - ширина панели; 0,9 - коэффициент, учитывающий
ослабление обшивки заклепочными швами.
Для сжатой панели
Fo6=»305o26.
где 306 (- — присоединенная ширина обшивки; и- количество стримеров (включая
лонжерон) в панели. При этом должно соблюдаться условие нЗОб -
Если в конструкции крыла используются монолитные панели, ю площадь Fn-
подсчитывается по формуле (71).
КОМБИНИРОВАННЫЕ И ОСОБЫЕ СХЕМЕ!
ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ
Треугольные крылья могут иметь комбинированные конструктивно-си-
ловые схемы. Некоторые из этих схем показаны на рис. 4.29. В схеме а рас-
положенные параллельно лонжероны опираются иа передний лонжерон. На
борту фюзеляжа все лонжероны имеют моментную заделку. В схемах б не
крылья имеют моментную заделку по контуру средней части крыла и шар-
вирную заделку по лонжеронам. С силовой точки зрения эти крылья
аналогичны рассматриваемым нами крыльям с моментной заделкой по од-
ному лонжерону, только вместо лонжерона здесь применен моноблок. На
63
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4.29. Комбинированные схемы треугольных крыльев
Рис. 4.30. Типовые сечения монолитных крыльев:
а - без продольных стенок; б — с продольными стенками
схеме г показано крыло со сходящимся продольным набором с моментной
заделкой по внутреннему подкосу.
Очень тонкие крылья небольших по размерам сверхзвуковых само-
летов часто выполняются по схеме так называемой монолитной конструк-
ции. Типовые сечения таких крыльев приведены на рис. 4,30. Эти крылья
имеют разъем по хорде. Верхняя и нижняя панели соединяются при помощи
болтов. При расчете иа прочность такие крылья рассматривать как тонко-
стенные нельзя. Так как здесь толщина обшивки соизмерима с толщиной
крыла, допущение о постоянстве напряжений по толщине обшивки, прини-
маемое при расчете тонкостенных конструкций, неправомерно.Расчетными
схемами для крыльев без продольных стеиок является изотропная пластина
а для крыльев со стенками — анизотропная пластина.
СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА КОНСТРУКТИВНО СИПОВ ЫХ СХЕМ
ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ	1
В крыльях с параллельным продольным набором в сравнении с крыл а
ями со сходящимся продольным набором длина лонжеронов меньше, бош
товая нервюра не нагружается большими изгибающими моментами из-за ои
сутствия перелома лонжеронов у борта фюзеляжа, что делает эти крыльЯ
более рациональными в весовом отношении. Кроме того, здесь проще кон»
структивио обеспечить соединение элементов продольного и поперечного
набора, пересекающихся под прямым углом, удобнее использовать внут-
ренние объемы крыла для размещения топлива. Но расположение продоль-
ного набора не по образующей конической поверхности крыла вызывает
необходимость делать лонжероны и стрингеры двойной кривизны, что ус
ложняет их изготовление.
Так как из условий удовлетворения требований аэродинамики, предь
являемых к качеству поверхности и к точности сохранения обводов, п<« г1'’
угольных крыльях ставится достаточно жесткая обшивка, то желак
более полно использовать ее в работе крыла на изгиб. Поэтому в вес
отношении более рациональными являются крылья с момеитиой заде
'по всему контуру. Но из-за компоновочных соображений и большей пр
ты монтажа и демонтажа зачастую более выгодными являются крьи
рис. 4.31 Конструктивно силовая схема поворотной части
крыла изменяемой геометрии в районе узла поворота
моментной заделкой по нескольким (иногда и по
одному) лонжеронам.
§ 6. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
ПОВОРОТНОЙ ЧАСТИ КРЫЛЬЕВ
ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИИ
Поворотные части крыльев изменяемой геомет-
рии имеют, как правило, моноблочную конструк-
цию. Особенностью конструкции является переход от моноблока к узлу
поворота. Примерная конструктивно-силовая схема этой части крыла пока-
зана на рис. 4.31. Проушины между собой соединяются стенками 7, сходя-
щимися к центру узла поворота. В поперечном направлении стенки под-
крепляются диафрагмами 2.
ГЛАВА 5.
КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА
§ 1. ЛОНЖЕРОНЫ
По конструктивно-силовой схеме лонжероны делятся на балочные и
ферменные.
Основную часть массы лонжерона составляют пояса. Поэтому правиль-
ный выбор поперечного сечения поясов и их материала приводит к уменьше-
нию массы лонжерона.
Величиной, характеризующей форму поперечного сечения поясов лон-
жерона, является коэффициент использования строительной высоты про-
филя :
k= h/H ,
где h — расстояние между центрами масс сечений поясов лонжерона
(рис. 5.1); Н — строительная высота крыла в месте установки лонжерона
Чем больше величина к, тем выгоднее в весовом отношении будет лон-
жерон при прочих равных условиях.
БАЛОЧНЫЕ ЛОНЖЕРОНЫ
Балочный лонжерон (рис. 5.2) состоит из двух поясов — верхнего и
нижнего, связанных между собой стенкой.
При изгибе лонжерона в его поясах возникают нормальные напряже-
ния. Пояса лонжерона имеют по размаху переменное сечение. Формы попе-
речного сечения поясов различны. При выборе формы необходимо стре-
миться более полно использовать строительную высоту крыла в этом месте
^>Ис- 5 1. Характерные размеры лон-
жерона по высоте
3 Гребеньков	1
65
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.2. Балочный лонжерон
для получения наименьшей
массы лонжеронов. Кроме
того, форма пояса должна
обеспечивать получение вы-
сокого критического на-
пряжения.
Пояса изготовляют из
прессованных н катаных
профилей и лишь в кон-
цевых мало нагруженных се-
чениях лонжерона они могут
быть сделаны из гнутых
профилей.
На рис. 5.3 показаны основные типы сечений балочных лонжеронов.
Для поясов сильно нагруженных лонжеронов применяют прессованные
профили 4 и 5. С целью увеличения коэффициента использования строитель-
ной высоты Профиля пояса лонжерона выводятся иа внешнюю поверхность
крыла (рис. 5.4). Для крепления обшивки на профиле делаются специаль-
ные полочки. К недостаткам такой схемы следует отнести сложность обра-
ботки поверхности пояса по контуру крыла, особенно если лонжерон по
размаху расположен не на одном проценте хорды. Поэтому иногда в ущерб
весовым характеристикам, ио для удовлетворения производственных тре-
бований, пояс лонжерона касается обшивки лишь только на участке неболь-
ших полочек, к которым обшивка и крепится (рис. 5.5).
Если пояс лонжерона выг злнен из стали, то для упрощения подгонки
его по контуру крыла между обшивкой и поясом устанавливается профи-
лирующая накладка из алюминиевого сплава, обработка которой значи-
тельно легче (рис. 5.6).
Для снижения массы лонжерона необходимо стремиться к созданию -
равнопрочной конструкции. Достигается это уменьшением площади попе-
речного сечения поясов лонжерона к их концам.
Такое изменение площадей сечений поясов может быть осуществлено
изменением по длине лонжерона сортамента профилей и фрезерованием по-
ясов. Для этой цели часто используются накладки. Накладка обрабатывает-
Рис. 53 Типовые сечения балочных лонжеронов;
а - пояса из прессованных и катаных профилей; б—пояса из гнутых профилей
I
66
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 5.4 Пояс лонжерона, выходящий на
внешнюю поверхность крыла
Рис. 5.5 Пояс лонжерона с полочками
для крепления обшивки
Рис 5.6 Пояс лонжерона с профилирую-
щей накладкой
Рис 5 7 Пояс лонжерона с накладкой
ся по контуру крыла, а изменение площади поперечного сечения пояса лон-
жерона достигается путем уменьшения ее толщины (рис. 5.7). Такая ком-
бинация позволяет осуществить пояс лонжерона из одного Профиля по все-
му размаху. К концу крыла, Кроме того, могут сфрезеровываться и полки
профилей как по толщине, так и по высоте. Уменьшение массы лонжерона
может быть достигнуто и установкой на поясах лонжеронов накладок нз
композиционных материалов с высокой удельной Прочностью.
Гнутые профили, идущие на пояса лонжеронов, часто делаются с отбор-
товкой для повышения критических напряжений местной потери устой-
чивости.
В балочном лонжероне пояса соединяются стенками. Двухстеночные
лонжероны не иашли широкого применения. Оин значительно сложнее в
производстве и невыгодны в весовом отношении, так как из-за низких кри-
тических напряжений сдвига тонкой стенки двухетеночного лонжерона
суммарная их толщина получается больше толщины одинарной стенки
По длине лонжерона стенка подкрепляется стойками из уголковых
профилей. Постановка стоек увеличивает критические напряжения сдвига
в стенке и препятствует изменению расстояния между поясами лонжерона
при его изгибе и при появлении в стенке диагонального поля. Кроме того
стойки используются для крепления к лонжерону нервюр. Для повышения
критических напряжений сдвига в стенке могут делаться зиги. Из произ-
водственных соображений для облегчения подходов при клепке во время
сборки крыла в стенке лонжерона делаются отверстия Отверстия, как
Правило, отбортовываются (рис. 5.8) .
Отбортовка отверстий повышает жесткость стенки и уменьшает кон-
центрацию напряжений. В концевых сечениях лонжерона, где нагрузка мала
и толщина выбирается конструктивно, в последней делаются отверстия для
Уменьшения массы. Эти отверстия также отбортовываются н используются
при проведении клепальных работ.
Стенка Крепится к поясам *лонжерона при помощи заклепок Диаметр
заклепок, их шаг и количество рядов заклепочного шва определяется вели-
чиной действующей нагрузки. Ею же определяется выбор материала и тол-
щины стенки. Стенка изготовляется йз листового материала Толщина стен-
ки по размаху переменна. Это достигается постановкой различных по Ton-
s'11
67
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 5,8. Подкрепление стенки лонжерона
Д-А
Вырабнибающая
прокладка
Накладка
Рис. 5.9-Сгык стенки лонжерона
щине листов. Соединение отдельных частей стенок производится заклепка-
ми при помощи специальных накладок (рис. 5.9) или внахлестку. Стыки
стенок и поясов должны находиться в разных сечениях для уменьшения
концентрации напряжений.
В концевых мало нагруженных сечениях лонжерон часто изготовляется
штамповкой из листа и в сечении имеет форму швеллера (рис. 5.10).
ФЕРМЕННЫЕ ЛОНЖЕРОНЫ
Сильно нагруженные лонжероны крыльев тяжелых самолетов, име-
ющих большую строительную высоту, часто выполняются по ферменной
схеме. Сильно нагруженный ферменный лонжерон при его большой высоте
получается легче балочного. Отсутствие сплошной стенки у ферменного
лонжерона обеспечивает более удобные подходы при клепке внутри крыла
и тем самым облегчает его сборку. Ферменный лонжерон выполняется, как
правило, по раскосно-стоечной схеме (рис. 5.11). Стойки устанавливаются
в местах крепления к лонжерону нервюр.
При образовании фермы необходимр стремиться, чтобы оси ее стерж-
ней пересекались в одной точке. Невыполнение этого условия приводит к
возникновению в узле местного изгибающего мо-
мента, догружающего изгибом стержни.
Наиболее простым по конструкции и
выгодным в весовом отношении является
сварной лонжерон из стальных труб. Изменение
площади поперечного сечеиия поясов по длине
лонжерона достигается изменением диаметра
Рис. 5.10. Конструкция концевого участка лонжерона
68
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 5.11, Схема ферменного
лонжерона
Рис. 5.]2. Ферменный лонжерон
Б-Б
А
и толщины стенок труб. Однако из-за трудности обеспечения высокого ка-
чества сварки, необходимости термообработки всего лонжерона после свар-
ки н правки его от поводок после термообработки, конструктивной слож-
ности соединения лонжерона с обшивкой и нервюрами н нетехнологичностн
конструкции при крупносерийном Производстве такие лонжероны не нашли
расп рост ранения.
Лонжероны из труб, выполненных нз алюминиевых сплавов,у которых
соединение стержней друг с другом может осуществляться только клепкой
при помощи косынок, не применяются из-за сложности изготовления, труд-
ностей соединения их с обшивкой и нервюрами н плохих весовых характе-
ристик.
На рнс. 5.12 показан ферменный лонжерон, стержни которого изготов-
лены нз открытых профилей.
Пояса таких лонжеронов могут изготовляться нз таких же профилей,
как и пояса балочных лонжеронов. Соединение стержней фермы осущест-
вляется заклепками, узлы подкрепляются косынками.
Небольшие участки ферменных лонжеронов могут изготовляться штам-
повкой. Размеры таких участков определяются мощностью прессового обо-
рудования.	*'
§ 2.	СТРИНГЕРЫ
Функции, выполняемые стрингера мн, определяются кон ст руктнв но-
сил овой схемой крыла. В лонжеронном крыле стрингеры служат для под-
крепления обшивки с целью повышения ее критических касательных напря-
жений при работе крыла на Кручение и изгиб и участвуют совместно с об-
шивкой в передаче аэродинамической нагрузки на нервюры, работая на по-
перечный изгиб, а в моноблочном крыле, кроме того, стрингерный набор
совместно с обшивкой воспринимает большую часть изгибающего момента.
Стрингеры и обшивка При этом работают на сжатие или растяжение, в них
действуют нормальные напряжения.
При выборе формы поперечного сечения стрингера необходимо учиты-
вать условия его нагружения. В лонжеронных крыльях из-за малых нагру-
зок, действующих на стрингер, размеры его поперечного сечения получают-
ся небольшими. Форма и размеры поперечного сечения стрингера, устанав-
ливаемого на сжатых в расчетном случае панелях моноблочного крыла,
должны обеспечить При совместной работе с обшивкой получение наиболее
высокого критического нормального напряжения.
Стрингеры изготавливают из прессованных иля гнутых профилей. На
рис. 5.13 показаны основные формы сечений стрингеров. Прессованные
профиля имеют более высокие критические напряжения сжатия, чем гну-
тые Профили подобных сечений н равной поперечной площади. Поэтому в
69
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ри₽. 5.14. Типовые сечения задних (хвостовых)
У''/ '/-у//7гТ'ъ	стрингеров
сжатых панелях моноблочных крыцьев применяются, как правило, стрин-
геры из прессованных профилей. Гнутые профили применяются иногда для
стрингеров, которые при основной нагрузке, действующей на крыло, рабо-
тают на растяжение (например, на нижней панели крыла).
Закрытые профили (у прессованных 6, у гнутых 6 и 7), образуя сов-
местно с обшивкой замкнутый контур, обеспечивают получение более вы-
соких критических напряжений, чем равные по площади сечения профили
других типов. Недостатками этих профилей являются необходимость по-
становки двухрядного заклепочного шва, что ухудшает качество поверх-
ности крыла, и пониженная стойкость к коррозии из-за наличия закрытых
плохо вентилируемых полостей.
Бульбовые прессовые профили 2 и 5 только при малых длинах (ма-
лом расстоянии между нервюрами) имеют более высокие критические на-
пряжения в сравнении с подобными им профилями равной площади попе-
речного сечения, но без утолщений.
Дря уменьшения массы и создания равнопрочной конструкции стринге-
ры делаются с переменной по размаху площадью поперечного сечения,
уменьшающейся к концам крыла. Осуществляется это либо изменением по
длине стрингера сортамента профиля, либо фрезерованием профилей.
В моноблочных крыльях стрингеры исходя из условий их работы разре-
зать нецелесообразно. В местах технологических разъемов стрингеры долж-
ны связываться специальными фитингами.
При выборе типа профиля для стрингера необходимо также учитывать
способ его крепления к нервюре и обшивке.
Задние (хвостовые) стрингеры, придающие жесткость задней кромке
крыла, выполняются из специальных прессованных профилей (рис. 5.14
§ 3.	НЕРВЮРЫ
По назначению нервюры можно разделить на нормальные и усиленные.
Усиленные нервюры, выполняя те же функции, что и нормальные нер-
вюры, дополнительно воспринимают сосредоточенные нагрузки от прикреп-
ленных к ним агрегатов (шасси, силовых установок, элеронов, закрылков
70
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис 5.15. Нормальная балочная
нервюра
т.д.) или являются элемен-
тами местного усиления кон-
струкции в местах, где про-
исходит резкое перераспре-
деление нагрузки (иервюры,
окантовывающие вырез под
люк шасси, бортовая нервю-
ра и т.п.).
По конструктивно-силовой схеме нервюры делятся на балочные и
ферменные.
БАЛОЧНЫЕ НЕРВЮРЫ
Нормальная балочная нервюра изготовляется штамповкой из листово-
го материала (рис. 5.15). По лонжеронам нервюра имеет вертикальные
разъемы. Функции поясов в такой нервюре выполняют отогнутые края сте-
иок вместе с приклепанной к ним обшивкой. Толщина листа, из которого
штампуется ~ нервюра, выбираемая, как правило, из конструктивных
соображений, обеспечивает большие запасы прочности в стенке нервюры.
Для облегчения иервюры в ее стенке делаются*вырезы. Для повышения ус-
тойчивости стенок края отверствий отбортовываются, а на больших по
высоте нервюрах устанавливаются стойки и иногда делаются зиги.
Усиленная нервюра (рис. 5.16) состоит из поясов и соединяющей их
стенки. Пояса выполняются из профилей, которым придается форма, тре-
буемая для обеспечения обводов крыла. Если по нервюре осуществляется
стык листов обшивки крыла, то ее пояса могут выполняться так, как пока-
зано на рис. 5.17.
Соединение нервюры со стрингерами осуществляется различными спо-
собами.
В нервюре под стрингер делается вырез. Соединение иервюры со стрин-
гером в этом случае может осуществляться с помощью образованной при
вырезе лапки (рис. 5.18, а) или с помощью уголковых накладок (рис.
5.18, бив). Первый способ конструктивно более простой и выгоден в весо-
вом отношении, ио требует более высокой точности изготовления.
Очень часто встречаются конструкции, когда нервюры не соединяются
со стрингерами непосредственно. Если иа сборку крыла обшивка поступает
с прикрепленными стрингерами (в настоящее время преимущественно так и
делается, так как в этом случае можно применять высокопроизводитель-
ную прессовую клепку), то нервюра может не крепиться непосредственно
к стрингеру, а соединяться с ним лишь через обшивку, с которой склепы-
вается и пояс иервюры.
В моноблочных крыль-
ях с частым и мощным
стрингерным набором иер-
вюры иногда не склепы-
ваются с обшивкой и ие
Доходят до нее. Крепление
нервюр в этом случае
°существляется только со
Рис. 5.16. Усиленная нервюра
71
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.17. Типовые сечения поясов нервюры
по которым осуществляется стык обшивки
стрингерами или непосредственно (рис. 5,19, а), или с помощью уголковых
накладок (рис. 5.19, б не) . При такой конструкции нет вырезов в поясах
нервюр, уменьшающих их жесткость, и сокращается объем клепки.
Крепление стенки нервюры к стенке лонжерона осуществляется с по-
мощью уголковых профилей, приклепанных к стенке лонжерона (рнс.
5.20). Крепление можно осуществлять и непосредственно с помощью отог-
нутой стенкн нервюры (рнс. 5,21), Такое соединение выгодно в весовом от-
ношении, но значительно снижает точность сборки или требует повышенной
точности изготовления нервюры.
Пояса нервюр крепятся к поясам лонжеронов. Это крепление осущест-
вляется через обшивку и может быть усилено путем подсечки пояса нервю-
ры (рис, 5.22, а) или прн помощи вспомогательных промежуточных дета-
лей (рис. 5.22, 6) , Такие детали применяются, как правило, при креплении
к лонжерону усиленных нервюр.
У современных скоростных самолетов точность внешних обводов кры-
ла должна быть очень высокой. Наибольшую точность обводов можно по-
лучить при сборке крыла в специальных приспособлениях с базированием
по внешней поверхности обшивки. При таком методе сборки обшивка уста-
навливается в приспособлении, ограничивающие элементы которого (ру-
бильники и ложементы) имеют контур, соответствующий теоретическим
обводам крыла. Затем устанавливаются нервюры и подгоняются по
обшивке. Чтобы облегчить этот процесс, выбирается соответствующая кон-
струкция нервюр. Широкое распространение при сборке с базированием по
обшивке получили разрезные по хорде нервюры н нервюры с компенсато-
рами — элементами, служащими для соединения нервюры с обшивкой.
Рассмотрим примеры сборки крыльев с разрезными по хорДе нервюрами.
На рис. 5.23 изображено сечение крыла, сборка которого осуществляет-
ся следующим образом. Обшивка, которой предварительно придается необ-
Рис. 5.18, Соединение нервюры со стрингером
Рис. 5.19. Соединение стрингеров с поясом нервюры
72
www.voKo-ia.spo.ru - 1 амолет своими
Рис. 5.20. Крепление стенки нервюры к
стенке лонжерона при помощи уголка
Рис. 5.21. Крепление стенки нервюры к
стенке лонжерона
ходимая форма, устанавливается в точно изготовленном приспособлении, и
к ней затем присоединяются стрингеры, половники лонжеронов и нервюр.
Собранные таким образом верхняя и нижняя панели крыла соединяются в
специальном стапеле, причем погрешности в вертикальных размерах легко
могут быть исправлены путем подбора прокладок соответствующей толщи-
ны. Отъемный носок присоединяется к носовой части крыла при помощи
винтов и анкерных гаек.
Для сборки крыла, сечение которого изображено на рис. 5.24, в приспо-
соблении устанавливаются лонжероны н точно отформованная верхняя па-
нель обшивки с присоединенными к ней стрингерами и верхними половни-
ками нервюр. После этого в специальном стапеле с учетом толщины обшив-
ки приклепываются нижние половинки нервюр, а затем присоединяется
нижняя панель обшивки с закрепленными на ней стрингерами. Носок уста-
навливается, как и в предыдущем случае.
Для получения точных обводов носка крыла также можно использо-
вать разрезные по хорде нервюры. Отформованная обшивка устаиавливает-
Рис. 5.22. Крепление пояса нервюры к поясу лонжерона
Рис. 5.23. Сечение крыла, разрезанного по хорде
73
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5 24. Сечение крыла с разрезанной по хорде нервюрой
ся в приспособлении, и к ней приклепываются верхние и нижние половники
нервюр. После точной подгонки обшивки по ложементам верхняя н нижияя
половинки нервюр склепываются (рис. 5.25). Точность обводов носка
будет определяться в этом случае в основном точностью изготовления ло-
жементов .
Высокую точность обводов удается получить при применении нервюр с
компенсаторами (рис. 5.26). В приспособлении устанавливаются и фикси-
руются лонжероны. К стойкам лонжеронов прикрепляются средние части
нервюр. Затем устанавливаются и фиксируются точно изготовленные по
контуру панели обшивки с прикрепленными к ней стрингерами и уголка-
ми-компенсаторами. По направляющим отверстиям компенсаторов свер-
лятся отверстия в нервюрах, затем с помощью заклепок нервюры соединя-
ются с компенсаторами. К собранной таким образом средней части крыла
присоединяется носок. Соединение нервюры с обшивкой при помощи ком-
пенсаторов одновременно повышает и жесткость конструкции.
Разновидностью балочной нервюры является так называемая панельная
нервюра (рнс. 5.27). Эта нервюра состоит нз верхнего и нижнего поясов,
стенка отсутствует. Такие нервюры ставятся в местах расположения баков
Рис. 5.25 Сечение носка крыла с разрезан-
ной по хорде нервюрой
Рис. 5.26. Соединение нервюры с панелями
при помощи компенсаторов
74
WWW.’
Рис 5 27 Панельная нервюра
Рис 5 28 Ферменная нервюра
Рис 5 29 Ферменные штампованные
нервюры
для горючего Односторонние панельные нервюры, состоящие по существу
из одного верхнего пояса, устанавливаются над люком убирающегося
шасси
ФЕРМЕННЫЕ НЕРВЮРЫ
Ферменные нервюры, как и ферменные лонжероны, могут иметь мень-
шую, чем балочные нервюры, массу в крыльях с большой строительной
высотой. Особенно выгодны в весовом отношении усиленные ферменные
нервюры, воспринимающие большие сосредоточенные нагрузки (рис. 5.28).
Образование фермы и соединение ее стержней производится так же, как и
в ферменных лонжеронах. Однако ферменные нервюры из стержней техно-
логически сложнее балочных нервюр и самым крупным их недостатком яв-
ляется трудность обеспечения большой точности профиля крыла.
Этих недостатков не имеют ферменные штампованные нервюры. Нор-
мальные нервюры изготовляются штамповкой из листа (рис. 5.29, а), а
усиленные нервюры - горячей штамповкой (рис. 5.29, б).
§ 4.	ОБШИВКА
Обшивка образует внешние поверхность крыла. От качества поверхнос-
ти крыла в определенной степени зависят его аэродинамические характерис-
тики. В современном самолетостроении преимущественное распростране-
ние получила жесткая металлическая обшивка, как наиболее полно удов-
летворяющая требованиям аэродинамики, прочности, жесткости и массы.
75
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.30. Соединение листов обшивки
Металлическая обшивка чаще всего выполняется из листов.Толщина ее
колеблется от 0,5 мм в очень мало нагруженных местах у конца крыла до
4...6 мм и даже больше в сильно нагруженных местах в корневых сечеииях.
Наибольшее распространение на современных самолетах получила об-.
нивка из высокопрочных алюминиевых сплавов. На самолетах, летающих
на больших сверхзвуковых скоростях (М> 2), применяется обшивка из
жаропрочных сталей и титановых сплавов, не теряющая своих механичес-
ких свойств при повышенных температурах в условиях аэродинамического
нагрева конструкции.
Соединение листов обшивки друг с другом может производиться
внахлестку (рис. 5.30, а), внахлестку со снятой кромкой (рис. 5.30, б),
внахлестку с подсечкой (рис. 5.30, в) и встык (рис. 5.30,г) . Наиболее про-
стым является соединение внахлестку, но оио вызывает наибольшее аэро-
динамическое сопротивление. Для ^лченьшения сопротивления применяют
стык внахлестку со снятой кромкой и стык внахлестку с подсечкой.
Последний стык может производиться только для тонких листов толщиной
в 0,5...1 мм. Наилучшим в аэродинамическом отношении и получившим по-*
этому наибольшее распространение иа современных самолетах является
соединение встык, хотя здесь и приходится ставить как минимум двух-
рядный заклепочный шов, тогда как в других схемах можно обойтись и
однорядным швом Рядность шва определяется действующими нагрузками.
Стыки обшивки осуществляются по элементам каркаса: лонжеронам, стрин-
герам и нервюрам.
В настоящее время для крепления обшивки применяется потайная
клепка. Отверстия на наружной поверхности зенкуются под закладную го-
ловку потайной заклепки. При клепке очень тонких листов толщиной
0,5. . .0,6 мм отверстия под закладную головку заклепки могут подштампо-
вываться. В этом случае подштамповываются или зенкуются отверстия и
в элементах тех деталей, к которым приклепывается такая обшивка.
На современных самолетах широко применяется слоистая обшивка,
состоящая из двух несущих слоев, соединенных между собой легким за-
полнителем. Несущие слои обшивки изготавливаются чаще всего из алюми-
ниевых листов. Заполнитель может быть сотовым, пористым или выпол-
няться из гофрированного листа. Сотовый заполнитель изготавливается из
металлической фольги толщиной 0,03. . .0,02 мм. Дейты фольги гофрируют-
ся и соединяются между собой путем склейки, пайки или точечной сварки.
Вид сотов зависит от формы гофра (рис. 531). Сотовый заполнитель может
Рис. 5.31. Виды сотовых заполнителей
Рис. 5.32. Слоистая обшивка с заполните-
лем из гофрированного листа
76
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5.33. Размеры сечений слоистой и лис-
товой обшивок

Рис. 5.34 Соединение панелей слоистой
обнгавки
изготавливаться и из гофрированных пластмассовых лент, склеиваемых
между собой. Пористый заполнитель изготавливается из пористых пласт-
масс, имеющих малую плотность. Обшивка с заполнителем из гофрирован-'
него листа (рис. 5.32) хорошо воспринимает нагрузки, направление кото-
рых совпадает с направлением гофра. Несущие листы обшивки приклеи-
ваются к заполнителю, а металлические листы могут и припаиваться к ме-
таллическому заполнителю.
На крыльях сверхзвуковых самолетов, подверженных большому аэ-
родинамическому нагреву, несущие слои обшивки могут изготавливаться
из титановых листов или из листов жаропрочной стали, а сотовый заполни-
тель - из фольги этого же материала.
Слоистая обшивка имеет целый ряд преимуществ в сравнении с одно-
слойной. Слоистая, обшивка имеет большую поперечную жесткость, а сле-
довательно, и высокие критические напряжения. Погонный момент инер-
ции слоистой обшивки (рис. 5.33) больше погонного момента однослой-
ной обшивки, толщина которой равна толщине двух несущих слоев слоис-
Jcjl 5h3/4 h
той обшивки, в —— « 53/12~ —	Раз-
Так, при толщине несущего слоя 6/2 — 1 мм и при h = 10 мм, это отно-
шение равно 75, а при h = 20 мм - 300. Примерно в таком же отношении
повышается и поперечная жесткость. По этой причине слоистая обшивка
не нуждается в частом стрингерном наборе, позволяет значительно умень-
шить число нервюр. Крыло со слоистой обшивкой может оказаться легче
крыла с однослойной обшивкой, подкрепленной стрингерами. Качество по-
верхности крыла со слоистой обшивкой из-за отсутствия заклепочных
швов получается более высоким.
Слоистая обшивка обладает хорошими теплоизоляционными свойства-
ми, что делает выгодным ее применение на подверженных большому аэро-
динамическому иагреву крыльях сверхзвуковых самолетов, внутренние
объемы которых заняты горючим.
Но слоистая обшивка имеет и большие недостатки. Технология изго-
товления слоистой обшивки сложна, сложен контроль качества склейки
или припайки несущих слоев к заполнителю, затруднен ремонт обшивки.
Большие трудности встречаются при осуществлении стыков частей слоис-
той обшивки и стыка ее с элементами силового набора крыла. В стыке
необходимо осуществить соединение ие только сильно нагруженных несу-
щих слоев обшивки, ио и заполнителя, который обеспечивает совместную
их работу
Стык панелей обшивки производится по специальным окантовкам
(рис. 5.34). Окантовка приклеивается или припаивается к несущим слоям
обшивки и к заполнителю. Соединение панелей осуществляется при помо-
щи винтов с анкерными гайками нли болтов. Стык обшивки с элементами
силового набора крыла производится также с использованием окантовок
( рис. 5.35).
77
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5 35 Соединение слоистой обшивки
с лонжероном
Рис. 5.36. Слоистая обшивка, у которой
внешние слои выполнены из двух листов
С целью уменьшения массы слоистой обшивки следует стремиться к
сокращению количества стыков. Если из конструктивных и технологичес-
ких соображений можно изготовлять длинные панели обшивки, превышаю-
щие длину листов, идущих на несущие ее слои, то сначала соединяют на-
кладками несущие слои при помоши склейки или пайки, а затем соединяют
их с заполнителем (рис. 5.36).
В местах крепления к слоистой обшивке различных деталей, передаю-
щих сосредоточенные нагрузки, ее прочность достигается установкой раз-
личных вкладышей и втулок, включаемых в конструкцию в процессе сбор-
ки панели (рис. 5.37)
В моноблочных крыльях современных скоростных самолетов широкое
применение находит обшивка из монолитных панелей. В таком крыле почти
все нагрузки воспринимает обшивка и масса ее составляет основную часть
массы крыла. Применение монолитной обшивки позволяет снизить массу
крыла благодаря соответствию размеров сечений действующим нагрузкам
и значительно меньшему, чем в панелях с листовой обшивкой, количеству
соединений.
Крылья, выполненные из монолитных панелей, обладают повышенной
жесткостью иа кручеиие, что благоприятно с точки зрения аэроупругости
Однако монолитные панели в сравнении со сборными имеют и ряд не-
достатков: большая трудоемкость изготовления, значительный отход ма-
териала, высокая стоимость, трудность ремонта, худшие характеристики
усталостной прочности.
Монолитные панели изготовляются фрезерованием из плит, прессо-
ванием, прокаткой, горячей штамповкой и литьем.
Плиты, из которых изготовляются фрезерованием панели, получают-
ся горячей прокаткой или ковкой. Панели сложной конфигурации фрезе-
руют на специальных копировально-фрезерных станках и станках с про-
граммным управлением. Панели более простой конфигурации можно изго-
товлять и с помощью химического фрезерования. Криволинейные панели
получаются либо фрезерованием плоской панели с последующей гибкой,
либо приданием плите необходимой кривизны свободной ковкой с после-
дующим фрезерованием по требуемому контуру.
Прессованием изготовляются паи ел й постоянного сечения с параллель-,
ным продольным набором. На рис. 5.38 показаны типовые сечения таких!
панелей. После термообработки паиель подвергается механической обработ!
ке, формовке и окончательной доводке по обводу.	|
Рис. 5.37. Крепление деталей к слоистой обшивке
78
www.vokb-ia.spb.ru - Самолёт своими руками
Рш. 5.38 Типовые сечения прессованных
панелей
Рис 5.39 Сечение панели, полученной
прокаткой
Рис. 5.40 Вафельная панель, полученная
прокаткой
Прокаткой получают панели простой конфигурации. Сечение такой па-
нели показано на рис. 5.39. Прокаткой можно получать и панели вафельно-
го типа (рис. 5.40). Перед прокаткой заготовку и матрицу нагревают до
температуры горячей штамповки. Дальнейшая обработка панели произво-
дится так же, как и обработка прессованной панели.
При горячей штамповке панелей продольный и поперечный набор и тол-
щина панели могут иметь переменное по длине сечение. Форма поперечного
сечения ребер трапециевидная. Так как штамповка не позволяет получить
требуемую точность размеров ребер и толщины обшивки, необходима ка-
либровка панелей либо дополнительная механическая обработка.
Изготовление панелей литьем позволяет получить конструкцию со слож-
ным силовым набором и с обшивкой значительно меньшей толщины, чем
при других способах получения панелей. Панели, изготовленные литьем,
требуют меньшего объема механической обработки.
Каждый из способов изготовления панелей имеет свои преимущества и
недостатки.
Преимуществами панепей, изготовленных фрезерованием из плит,
являются возможность получения панелей сложной конфигурации с пере-
менными сечениями, относительно высокая точность и чистота поверхнос-
тей и сравнительная простота и дешевизна применяемой оснастки. К недос-
таткам следует отнести большой отход материала- (до 90 %), высокую тру-
доемкость изготовления и худшие по сравнению со штампованными пане-
лями механические свойства.
Преимуществами прессованных панелей являются их высокие механи-
ческие свойства, малый отход материала и меньшая по сравнению с горячей
штамповкой мощность оборудования. Недостатком является ограничен-
ность форм и размеров панелей.
К преимуществам панелей, полученных прокаткой, следует отнести
возможность получения значительно меньшей, чем у прессованных панелей,
толщины обшивки (до 1 мм if даже менее), а в сравнении с горячештампо-
ванными панелями — меиьшую мощность оборудования и сравнительную
простоту, а следовательно, и меньшую стоимость оснастки. Недостатком
горячекатаных панелей является ограниченность геометрических форм в
сравиении со штампованными панелями.
Горячештампованные панели обладают почти такой же высокой проч-
ностью, как и прессованные панепи. При штамповке панелей обеспечивается
требуемое изменение площади сечеиия ребер и толщины обшивки, получа-
ется малый отход материала. Крупным недостатком этого способа изготов-
ления панелей является большая мощность оборудования. Так, для изго-
79
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
товления панели из алюминиевых сплавов требуется усилие в 300000 Н на
один квадратный метр. Поэтому размеры штампованных панелей ограниче-
ны. Большая трудоемкость и длительность цикла изготовления штампов и
невозможность получить требуемую точность размеров ребер и толщины
обшивки без дополнительной обработки также являются недостатками
этого способа изготовления панелей.
Преимущества изготовления панелей литьем состоят в возможности по-
лучения больших по размерам панелей с требуемым силовым набором, тон-
кой обшивкой и необходимым с точки зрения прочности изменением пло-
щади сечений по длине. К достоинствам этого способа изготовления панелей
следует отнести также малый отход материала, значительно большую про-
изводительность труда и малую трудоемкость изготовления оснастки. Ос-
новной недостаток литых панелей — худшие механические характеристики.
§ 5.	СТЫКОВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ КРЫЛА
Соединения, с помощью которых осуществляется крепление отъемных
частей крыла к центроплану или к борту фюзеляжа или одной части крыла
к другой, называются стыковыми. Стыковое соединение — соединение
разъемное, поэтому его конструкция должна обеспечивать простоту монта-
жа и демонтажа крыла.
В крыльях с заделкой по лонжеронам стыковое соединение осуществля-
ется с помощью узлов, монтирующихся на лонжеронах.
Вспомогательный лонжерон имеет шарнирный стыковой узел, соедини-
тельным элементом которого является стыковой болт. Узел состоит, как
правило, из вилки и ушка (рис. 5.4]). Зазор между вилкой и ушком, меж-
ду соединительным болТом и отверстием в узле должен быть по возможнос-
ти меньшим. При отсутствии зазоров болт будет работать на срез. При боль-
ших же зазорах болт будет работать и на изгиб, что потребует увеличения
его диаметра. Последнее нежелательно с точки зрения размеров и массы
узла. Конструкция крепления такого узла на лонжероне различная и за-
висит от действующих на узел нагрузок, конструкции лонжерона, монтаж-
ных условий и т.п. Крепление узла к лонжерону осуществляется при помо-
щи болтов и заклепок.
Основной лонжерон, передающий изгибающий момент, имеет жесткий
стыковой узел, элементы которого закреплены на верхнем и нижнем поя-
сах. В жестком узле стыковые болты могут располагаться как вертикально,
так и горизонтально. При горизонтальном расположении болта его ось
Рис. 5.41. Шарнирный узел на вспомогагслыюм лонжероне
Рис. 5.42. Стыковой узел с горизонтальными болтами,
ось которых параллельна плоскости нервюры
80
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолет своими руками..
Рис. 5.43. Узел гребенчатого Рис. 5.44. Стыковой узел т горизонтальными болта-
типа	миуось которых перпендикулярна плоское] и нервюры
может быть параллельной плоскости стыковой нервюры или перпендику-
лярной к ней.
При конструировании жесткого узла для уменьшения его массы необ-
ходимо стремиться к выполнению следующих двух условий
1) для уменьшения усилий на стыковые болты расстояние между верх-
ним и нижним болтом должно Выть по возможности большим,
2) центр масс сечения пояса лонжерона должен совпадать с точкой при-
ложения передаваемой силы на стыковом болте. Если зто условие выпол-
няться не будет, пояс лонжерона и сам узел будут загружаться местными
изгибающими моментами, что приведет к увеличению массы. С точки зре-
ния аэродинамики желательно, чтобы стыковые узлы вписывались в габа-
ритные размеры крыла.
На рис. 5.42 показана схема жесткого узла, в котором стыковые болты
расположены горизонтально и их ось параллельна плоскости стыковой нервю-
ры. Жесткое соединение лонжерона осуществляется здесь с помощью двух уз-
лов вильчатого типа. Стыковой болт в этом соединении работает на срез в
двух плоскостях. В узлах гребенчатого типа (рис. 5.43) благодаря увели-
чению плоскостей среза диаметр стыкового болта получается меньше. Та-
кой узел легче вписывается в габаритные размеры крыла, но он значительно
сложнее с технологической точки зрения.
На рис. 5.44 приведена схема жесткого узла, в котором стыковые бол-
ты расположены горизонтально и их ось перпендикулярна плоскости нер-
вюр. Желательно, чтобы ось болта совпадала с осью пояса лонжерона. Боль-
шим преимуществом этой конструкции является более простое обеспече-
ние взаимозаменяемости, так как может быть допущен зазор между от-
верстием и болтом.
На рис. 5.45 изображена схема жесткого узла со стыковыми болтами,
расположенными вертикально. Вертикальное расположение оси болта ,шк-
туется эксплуатационными и монтажными соображениями. На самолетах
со склеивающимися крыльями нижние узлы могут делаться с вертикаль-
ными тбосъемиыми стыковыми болтами, а верхние узлы - с горизон-
тальны болтами, параллельными плоскости стыковой нервюры и явля-
ющимис,, осью, относительно которой происходит поворот крыла при
складывании.
В крыльях с малой строительной высотой иногда применяется стыко-
вой узел с вертикальными Стыковыми болтами., изображенный па рис
5-46. Из-за малой строительной высоты лонжерона такою крыла в сю
поясах у стыковых узлов действуют очень большие осевые усилия. Если
ставить обычный вильчатый узел, потребовался бы стыковой болгбольшо-
Го диаметра, а следовательно, были бы и большими [абаритныс размеры
стыкового узда. Постановка двух или трех вертикальных стыковых бол-
тов Позволит соответственно уменьшить их диаметр и вертикальные габа-
ритные размеры стыкового узла.
81
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис.
Рис 5 45 Стыковой узел с вертикальны
ми болтами
5.47 Стыковка по контуру
мощью уголковых профилей
Рис 5.46 Стыковой узел с вертикальными
болтами на лонжероне малой строительной
высоты
Рис 5.48 Схема стыковки по контуру-
с угольниками, установленными внутри
крыла
А-А
Рис 5 49. Стыковка по контуру с помощью специальных профилей
Крепление моноблочных крыльев осуществляется по всему силовому
контуру. Конструктивно стыковое соединение моноблочных крыльев мо-
жет быть выполнено различными способами.
Наиболее простой конструкцией является соединение при помощи угол-
ковых профилей (рис. 5.47). Снаружи по всему силовому контуру отъем-
ной части крыла приклепываются уголки. Такие же уголки приклепывают
И к ответной части конструкции. В стенках уголков делаются отверстия, в
которые вставляются стыковые болты. Недостатком такого крепления яв-
ляется выступание его за габаритные размеры крыла, что даже при поста-
новке обтекателя ухудшает аэродинамику. Кроме того, несовпадение осей
болтов с линией действия сигСы в панели приводит к возникновению мест-
ных изгибающих моментов в стыковом угольнике и в панелях крыла. С аэ-
родинамической точки зрения выгоднее ставить стыковой угольник внутрь
крыла (рис. 5.48). Но такое соединение несколько хуже в-эксплуатации,
82
так как подход к болтам осуществляется через лючки в крыле. Общим не-
достатком стыковых соединений при помощи стыковых угольников явля-
ется плохая передача усилий со стрингеров, особенно если стрингеры имеют
сложную форму поперечного сечения. Поэтому такие констукции не нашли
применения.
Контурное крепление осуществляется при помощи специальных стыко-
вых профилей, обеспечивающих хорошую аэродинамику, малую массу сты-
ка и удобный подход к стыковым болтам (рис. 5.49).
В нормальном полете стыковые болты работают на срез от кручения и
перерезывающей силы, а на нижией поверхности — н на растяжение при из-
гибе крыла. При отрицательных перегрузках, меньших, чем перегрузки в
нормальном полете, на растяжение работают болты на верхней поверхности.
По этой причине площадь сечеиия болтов на нижней поверхности больше,
чем иа верхней. Достигается это постановкой болтов большего диаметра
или уменьшением их шага.
§ 6.	ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ
СТЫКОВЫХ СОЕДИНЕНИЙ КРЫЛА
РАСЧЕТ СТЫКОВЫХ УЗЛОВ КРЫЛЬЕВ
С ЗАДЕЛКОЙ ПО ЛОНЖЕРОНАМ
Стыковые узлы нагружаются силами от действующих в сечении заделки изгибаю-
щего момента, перерезывающей силы и крутящего момента. От этих нагрузок на каж-
дый узел действуют силы (рис. 5.50) в направлении оси пояса лонжерона - N и в на-
правлении, перпендикулярном оси пояса, - вертикально R и горизонтально Т.
Расчет начинается с определения диаметра болта. Рассмотрим расчет стыковых
узлов различных конструкций.
1.	Стыковой узел с горизонтальным болтом, ось которого параллельна плоскости
нервюры (рис. 5.51). На стыковой болт действует срезающая сила Р = J №+R2.
Диаметр болта d определяется из условия его работы на срез
СР PTTd2 /4 СТВ’
где п - число плоскостей среза болта; Тв - сопротивление среза материала болта.
Толщина ушка (суммарная толщина проушины) 6 проверяется на смятие по
формуле
асм =
и на разрыв по формуле
О -v~— <ко„;
5(b-d) в
Тле к - коэффициент, учитывающий перенапряжение в отдельных точках сечеиия.
Рис. 5 50. Силы, действующие на стыко-
вые узлы лонжерона
Рис. 5.51. Расчетная схема стыкового узла
83
юлет своими руками?!
Значения его зависят от соотношения размеров Проушины и приводятся в справочной
литературе. Приближенно коэффициент к можно определить по формуле
У	ь
к = 0,565+0,46— -0, 1 — <1.
х	d	,
Затем от действия сил N, R и Т проверяется ряд сечений узла. Выбор этих сечений
определяется конструкцией узла и условиями его закрепления на лонжероне.
2.	Стыковой узел с горизонтальными болтами, ось которых перпендикулярна плос-
кости нервюры (рис. 552) На стыковые болты действ уют растягивающая сила N и
срезаю шая сила
В плоскости среза стыкового болта действует нормальное напряжение
_ N
G nTTd1 /4
и касательное напряжение
S
7 =------ f
nird2 /4
где п — число стыковых болтов узла.
Болт проверяется по третьей теории прочности:
О0 = /о3 +47" <ив.
Кроме того, болт необходимо проверить на разрыв по сечению резьбы
N
0 nTrd2 /4	*
где d, — внутренний диаметр резьбы.
3.	Стыковой узел с вертикальными болтами (рис. 553). Диаметр стыкового бол-
та d и размеры ушка (проушины) S н b определяются точно так же, как и для стыко-
вого узла с горизонтальными болтами, только расчетной силой здесь будет Р =
= /1ГьТ2.
РАСЧЕТ КОНТУРНОГО КРЕПЛЕНИЯ
МОНОБЛОЧНОГО КРЫЛА
В проектировочном расчете можно принять, что в сечении заделки (рис. 5.54) из-
гибающий момент крыла М передается стыковыми болтами верхней и нижней пане-
лей (при этом нагружаются болты лишь в растянутой зоне), а перерезывающая сила
передается болтами по стенкам переднего и заднего лонжеронов. От крутящего мо-
мента Мк« нагружаются срезом все стыковые болты.
Так же, как и в проектировочном расчете моноблочного крыла, определяется сила
S, действующая в панели, а затем находится растягивающая сила болта
N - S/n,
где п - число стыковых болтов на панели
Рис. 5 53 Расчетная схема стыкового
узла с вертикальными болтами
Рис 5 52. Расчетная схема стыкового узла
с болтами, перпендикулярными плоскости
нервюры
84
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис 5 54 Расчетная схема кончу рного крепления
Срезающая сила болта от кручения
^кр ~ Ч1'
где q = MK0/2W — погонная касательная сила в об-
шивке в сечении заделки: W — площадь мсжлопжс-
ровной части этого сечения крыла; t — шаг стыко-
вых. болтов
Следовательно, в сечении среза стыкового бол-
та на панели будут действовать нормальное напря-
жение
- N
~ 7Td2 /4
и касательное напряжение
т = Jkp___
nd2 /4
Болт проверяется по третьей теории прочности:
и„ = / а1 + 4т2 <ив.
Кроме того, болт необходимо проверить на разрыв по сечению резьбы
N,
G° 7Td2/4	°в'
где d. — внутренний диаметр резьбы.
В болтах по стопкам лонжеронов кроме срезающих сил от крутящего момента Тк_
будут и срезающие силы Tq от перерезывающих сил в лонжеронах Q, и Q2. Перерезы-
вающую силу крыла в ссчснчи заделки в проектировочном расчете можно распределять
между лонжеронами пропорционально квадрату их высот. На болт по стенке переднего
лонжерона будет действовать сила
TQi= Ql/n*’
где п, — число болтов по переднему лонжерону.
На болт по стенке заднего лонжерона будет действовать сила
Tq^ — Q3 / 14,
где п2 — число болтов по заднему лонжерону.
Суммарная срезывающая сила в болту по лонжерону •
Т = Ткр ±Tq .
Диаметр болта определяется из условия
Т
Гср~тр/4 ^тв
§ 7 КОНСТРУКЦИЯ УЗЛА ПОВОРОТА КРЫЛА
ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИИ
Наиболее ответственной частью конструкции крыла изменяемой гео-
метрии является узел поворота. Он должен обеспечить передачу всех нагру-
зок с поворотной части крыла во всем диапазоне изменения ее углов стре- х,
ловидпости. Узел поворота должен вписываться в обводы крыла и иметь
возможно мсиыпие габаритные размеры, обладать высокой жесткостью,
обеспечивать простоту монтажа и демонтажа поворотной части крыла,
иметь малое трение и быть надежным в эксплуатации, при этом масса его
Должна быть по возможности меньшей
85
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 5 56 Схема шарнирного вильчатого соединения с двумя проушинами, плоскости
которых пересекаются
Узел поворота может быть выполнен по схеме с ползунами (рис. 5.55,я)
и по схеме шарнирного вильчатого соединения с одной проушиной (рис.
5 55, б) или с двумя проушинами (рис. 5.55, в).
Каждая из этих схем имеет свои достоинства и свои недостатки
Схема с .ползунами, перемещающимися в направляющих, позволяет
разместить узел поворота в тонком крыле, упрощает передачу сил с крыла
иа фюзеляж, обеспечивая несколько путей передачи нагрузок. К недостат-
кам следует отнести меиьшую, чем в других схемах, жесткость, значитель-
ный объем, занимаемый в фюзеляже узлом поворота, необходимость уси-
ления конструкции фюзеляжа в местах крепления направляющих.
Достоинствами схем с шарнирным вильчатым соединением являются
относительная простота конструкции, небольшой объем и несколько мень-
шая масса. Несмотря на необходимость некоторого утолщения крыла в
месте установки шарнира и относительно большие нагрузки в его подшип'
никах, эти схемы иашли наибольшее распространение. Схему с одной про-
S6
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ушнной целесообразно применять на крыльях с малой строительной высо-
той, а схему с двумя проушинами - на более толстых крыльях.
В схемах с двумя проушинами целесообразно верхнюю и нижнюю про-
ушины разместить так, чтобы их плоскости пересекались по линии, на кото-
рой лежит осредненный центр давления поворотной части крыла (рнс. 5.56) .
В этом случае момент воспринимается как бы ферменной конструкцией,
благодаря уему уменьшаются поперечные нагрузки на проушины. При из-
менении угла стреловидности происходит и изменение наклона плоскости
поворотной части крыла Для компенсации этого наклона в узле должны
быть установлены сферические подшипники.
Г Л А В А 6.
ЭЛЕРОНЫ
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ ЭЛЕРОНОВ И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ
Элероны служат для обеспечения поперечной управляемости самоле-
та. Они представляют собой рулевые поверхности, расположенные на кон-
цах крыла у задней кромки н отклоняемые вверх илн вниз. Отклонение
одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного мо-
мента, вызывающего крен самолета
К элеронам предъявляются следующие основные требования.
1)	эффективность на всех режимах полета самолета;
2)	минимальное сопротивление в неотклоненном положении;
3)	минимальный момент рыскания при крене, при этом разворот само-
лета должен происходить в сторону крена;
4)	малые шарнирные моменты;
5)	полная весовая балансировка при наименьшей массе балансировоч-
ных грузов;
6)	исключение возможности заклнннвання при деформациях крыла в
полете;
7)	простота монтажа и демонтажа элерона на крыле при обеспечении
взаимозаменяемости.	,
§ 2.	ПАРАМЕТРЫ ЭЛЕРОНА, ЕГО НАВЕСКА НА КРЫЛЕ
Длн обеспечения потребной эффективности элероны (рис. 6.1) с уче-
том плеча от продольной осн самолета должны иметь определенную пло-
щадь. Эффективность элеронов принято оценивать коэффициентом стати-
ческого момента
S3L3
Аэ=—j— ,
ST
гДе S3 - площадь двух элеронов; S - площадь крыла; L3 — расстояние от
Центра тяжести площади элерона до продольной оси самолета; 1 — размах
крыла.
Для современных самолетов обычно Аэ = 0,035 . .0,07, при этом S3/S =
~ 0,045. . 0,1. Хорда элерона составляет 20. . .30 % хорды крыла. Ьэ -
— (0,2. . .0,3) Ь. Дальнейшее увеличение хорды элерона не приводит к повы-
шению его эффективности Для получения требуемой площади элерона при
Такой хорде размах его должен составлять 30. . .40 % полуразмаха крыла:
87
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6 2 Изменение кривых Су = f (О
при отклонении элеронов
— (0,3- . .0,4) V2. До конца крыла элерон обычно не доводят, чтобы пре-
дотвратить ранний срыв потока при его отклонении в концевых сечениях
крыла, приводящий к увеличению лобового сопротивления и уменьшению
эффективности поперечного управления. Максимальный угол отклонения
элеронов обычно находится в пределах 5этах = 12 . .25°. Максимальны1
угол отклонения элеронов скоростного самолета, как правило, меньше, че’
у нескоростиого.
В сечениях крыла, где расположен элерон, при отклонении последне!
изменяются кривизна профиля и угол атаки. Это приводит к появления ,
дополнительных аэродинамических сил. На рис. 6.2 показано изменение
кривых коэффициента подъемной силы в зависимости от угла атаки крыла
при отклоненных элеронах. На полукрыле с отклоненным вниз элероном
коэффициент подъемной силы увеличивается, а на полукрыле, где элерсп
отклонен вверх, уменьшается. Эта разность в подъемных силах вызывав
крен самолета в сторону полу крыла с отклоненным вверх элероном. G
клоиение элеронов приводит и к изменению лобового сопротивления o6eii
половин крыла. При отклонении элеронов на одинаковые углы вверх
вниз лобовое сопротивление поднятого полукрыла (элерон на ней откло-
нен вниз) может оказаться больше сопротивления опущенного полукрыла
(элерон на нем отклонен вверх). Это создаст момент рыскания в сторону
поднятого полукрыла, что противоречит условиям нормального пилотиро-
вания, требующим разворота самолета в сторону крена.
Для обеспечения разворота в сторону крена при нейтральном положе-
нии руля направления необходимо, чтобы коэффициент лобового сопротив-
nei-Ия опущенного пол у крыла, на котором элерон отклонен вверх, был
Рис 6.3. Расположение оси вращения щелевого
элерона
Рис. 6.4. Потеря поперечной управляемости при
полете на больших углах атаки
88
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
больше коэффициента лобового сопротивления поднятого полукрыла, на
котором элерон отклонен вниз.
Достичь этого можно тремя способами:
1) смещением оси вращения элерона к его нижнеи поверхности (рис.
6.3). Здесь при отклонении элерона вниз носок его ие выходит за габарит-
ные размеры крыла, чем обеспечивается плавность обтекания. При откло-
нении же элерона вверх носок его выходит в поток, плавность обтекания
нарушается, что приводит в значительному увеличению сопротивления;
2) применением дифференциальных элеронов, у которых углы откло-
нения вверх больше, чем углы отклонения вниз. Отклонение элерона вверх
на больший угол приводит в большему увеличению кривизны профиля в
сечениях, занятых элероном, а следовательно, и к большему значению
коэффициента лобового сопротивления, чем при отклонении элерона вниз
на меньший угол.
3) комбинацией первых двух способов
При полете на больших, близких к критическому, углах атаки (рис.
6.4, угол cq) на полукрыле, на котором элерон отклонится вниз, может
наступить срыв потока, что вызовет падение коэффициента подъемной
силы. Принтом коэффициент подъемной силы на полукрыле с отклонен-
ным вниз элероном cv j может оказаться меньше коэффициента подъем-
J 3L
ной силы полукрыла с отклоненным вверх элероном cv 2з что вызовет
*
крен самолета в сторону, противоположную требуемой. Такое нарушение
поперечной управляемости при полете на больших углах атаки особенно
опасно при посадке и взлете.
Для повышения эффективности элеронов при полете на больших углах
атаки применяются дифференциальные элероны и щелевые элероны.
На рис. 6.5 показано изменение кривых су по а для крыла с дифферен-
циальными элеронами. Здесь при том же угле атаки , что и на рис. 6.4, па-
дение суа на полукрыле с отклоненным вниз элероном будет меньше, чем
на полукрыле с отклоненным вверх элероном, благодаря чему сохраняется
эффективность поперечного управления и крен самолета будет соответство-
вать отклонению командного рычага.
Применение щелевых элеронов (см рис. 6.3) позволит увеличить кри-
тический угол атаки полукрыла с,отклоненным вниз элероном. При откло-
нении такого элерона вниз между ним и крылом образуется профилирован-
ная щель Протекающий через нее воздух сдувает пограничный слои, затя-
гивая срыв потока на большие углы атаки. Недостатком этих элеронов яв-
ляется дополнительное сопротивление, вызванное наличием щели. По этой
причине щелевые элероны на скоростных самолетах применяются редко.
Рис 6 5 Кривые Су — f (а) для крыла с
дифференциальными элеронами
Рис 6 6. Схема разрезного элерона
&9
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Элерон навешивается на крыле на двух, трех и более узлах. Осущест-
вить навеску элерона на двух узлах проще технологически, в этом случае
легче обеспечиваются требования взаимозаменяемости и уменьшается воз-
можность заклинивания элерона при деформации крыла в полете. При уве-
личении числа опор уменьшаются величины перерезывающих сил и изги-
бающих моментов, Что ведет к снижению массы элерона, уменьшаются его
прогибы, что выгодно в аэродинамическом отношении, повышается живу-
честь. Но одновременно увеличивается возможность заклинивания элерона
при деформации крыла, усложняется технологический процесс навески эле-
рона и обеспечение требований взаимозаменяемости. Чтобы исключить воз-
можность заклинивания элерона из-за непрямо линейности оси вращения
при деформации крыла, его можно сделать разрезным с навеской каждой
части на двух опорах (рис. 6.6). С целью более простого обеспечения требо-
ваний взаимозаменяемости элерон иногда навешивается на ориентирующих-
ся по размаху кронштейнах. При этом один из кронштейнов крепится жест-
ко, чтобы элерон не мог перемешаться вдоль оси вращения (рис. 6.7). Вы-
бор числа опор в большой степени зависит от размеров элерона.
Рычаг управления элероном с целью уменьшения максимального кру-
тящего момента, а следовательно, и массы элерона, желательно размещать
в сечении, в котором крутящей момент справа и слева будет одинаковым
(рис. 6.8). Однако по ряду соображений общей компоновки крыла это не
всегда может быть осуществлено. Часто рычаг управления элероном нахо-
дится в его корневых сечениях. В этом случае упрощается проводка управ-
ления, масса ее получается меньшей, рычаг управления элероном из-за боль-
шей строительной высоты в этих сечениях может либо совсем не выходить
за обводы крыла, либо выходить незначительно, что улучшает аэродинами-
ку. Но в любом случае рычаг управления желательно размещать в сечении
узла навески. Если этого не сделать, то от усилия в тяге управления элерон
будет нагружаться изгибающим моментом, причем величина его будет тем
больше, чем дальше от узла будет располагаться рычаг управления.
§ 3.	АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ ЭЛЕРОНОВ
При отклонении элерона действующая иа него аэродинамическая сила
создает относительно оси вращения момент, который называется шарнир-
ным: Мш = Рэа (рис. 6.9). При больших размерах элерона или значительных
90
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
скоростях полета действующая на элерон сила может быть очень большой, а
следовательно, и большим будет шарнирный момент.
Для уменьшения величины шарнирного момента, а значит, и для облег-
чения усилия прн отклонении элерона применяются различные типы аэроди-
намической компенсации. Основным тре ованием к аэродинамической
компенсации является обеспечение ее эффективности при возможно мень-
шем ухудшении аэродинамики крыла. Применяются следующие виды аэ-
родинамической компенсации, роговая, осевая, внутренняя и сервоком-
пенсация.
Роговая аэродинамическая компенсация. Она осуществляется частью
поверхности элерона, расположенной впереди оси вращения и выполненной
в виде ’’рога”. Роговой компенсатор располагается у края элерона либо
вписываясь в контуры крыла (рис. 6.10, а), либо выступая за его концы
(рис. 6.10, б) . Сила, действующая иа рог при отклонении элерона, создает
относительно осн вращения момент, уменьшающий величину шарнирного
момента. Прн отклонении элерона на большие углы возникающая у края
элерона в месте расположения рогового компенсатора щель вызывает пере-
текание потока и значительные завихрения, что приводит к увеличению ло-
бового сопротивления и к потере эффективности части площади элерона в
этой зоне. По этой причине роговые компенсаторы на скоростных самоле-
тах не применяются.
Осевая аэродинамическая компенсация осуществляется смещением оси
вращения элерона назад, что приводит к уменьшению величины шарнирного
момента нз-за уменьшения плеча силы. Таким образом, осевой компенсатор
представляет собой площадь элерона, расположенную впереди его оси вра-
щения (рис. 6.11.). Размеры осевых компенсаторов колеблются в широких
пределах и доходят до 25 % площади элерона. Дальнейшее увеличение пло-
щади осевого компенсатора может повести к перекомпенсации. К недостат-
кам осевой компенсации следует отнести возникновение дополнительного
сопротивления при выходе за габаритные размеры крыла иоска элерона при
больших углах отклонения. Этот недостаток особенно сильно проявляется
при больших относительных размерах осевой компенсации.
Из всех видов аэродинамической компенсации осевая компенсация по-
лучила наибольшее распространение.
Внутренняя аэродинамическая компенсация. Она представляет собой
особого вида осевой компенсатор большой относительной величины, нахо-
дящийся в специальной камере внутри крыла, которая соединяется с окру-
Иш-р3а-РрлЪ
91
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6.11. Схема осевой компенсации
Рнс. 6.12 Схема внутренней компенсации
жающим воздухом узкими щелями (рис. 6.12). Выполненная из прорези-
ненной ткани гибкая перегородка, прикрепленная к носку компенсатора и
к стенке лонжерона, разделяет герметически камеру на две части.
Здесь в отличие от осевой компенсации носок элерона не обтекается по-,
током. При отклонении элерона вниз за счет увеличения кривизны профиля
на верхней поверхности крыла возникает разрежение. Благодаря наличию
щели такое же разрежение возникает и в камере иад компенса! ором, что
приводит к возникновению силы, действующей на компенсатор и направ-
ленной вверх, т.е. в ту же сторону, куда направлена и сила, действующая на
элерон. Но знак момента действующей иа компенсатор силы относительно
оси вращения элерона противоположен знаку щариириого момента. Анало-
гичная картина происходит и при отклонении элерона вверх. Для обеспече-
ния требуемой эффективности площадь внутреннего компенсатора прихо-
дится делать значительной, доходящей до 50 % площади элерона. Однако
при такой площади внутреннего компенсатора часто не удается, особенно в
крыльях малой относительной толщины, получить требуемые углы откло-
нения элеронов, что ограничивает применение этого типа компенсации.
Внутренний компенсатор почти не создает дополнительного лобового сопро-
тивления, что является большим его достоинством.
Сервокомпенсация. Она осуществляется при помощи небольшой руле-
вой поверхности, расположенной иа части размаха элерона у задней кромки
и навешенной шариирио (рис. 6.13). Сервокомпенсатор посредством тяги
кинематически связан с неподвижным кронштейном, закрепленным на
крыле. При отклонении элерона благодаря кинематической связи серво-
компенсатор отклоняется в противоположную сторону. Возникающая при
этом на сервокомпенсаторе сила создает относительно оси вращения мо-
мент, уменьшающий величину шарнирного момента элерона. Площадь сер-
вокомпенсатора обычно ие превышает 5. . .7 % площади элерона. При та-
кой сравнительно небольшой площади сервокомпенсатор является эффек-
тивным средством уменьшения шарнирного момента элерона.
Максимальный угол отклонения сервокомпенсатора ие превышает 15°,
так как при больших углах он становится неэффективным. Потребное со-
отношение между углами отклонения злероиа и сервокомпенсатора дости-
гается соответствующим выбором плеч ОА иОД В нейтральном положе-
нии элерона сервокомпенсатор очень незначительно увеличивает лобовое
сопротивление, так как рычаги и тяги удается почти полностью разместить
внутри обводов крыла.
Но сервокомпенсатор обладает и рядом недостатков. Он снижает
эффективность элерона, так как возникающая на нем сила противополож-
на по направлению силе, действующей на элерон. Сервокомпенсатор может
способствовать возникновению флаттера крыла, особенно если не устране-
92
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
ны люфты в шарнирах навески и в узлах тяги. Кроме того, сервокомпенса-
ция приводит к снижению степени устойчивости самолета особенно ври
свободном командном рычаге, что объясняется независимостью при этом
виде компенсации величины шарнирною момента от угла отклонения
элерона.
Из-за этих недостатков сервокомпенсаторы не нашли применения в ка-
честве единственного средства аэродинамической компенсации. В настоящее
время особенно на тяжелых больших самолетах сервокомпенсатор приме-
няется как дополнительное средство к осевой компенсации, при этом
сервокомпенсатор часто используется и в качестве триммера.
В рассмотренных видах аэродинамической компенсации коэффициент
шарнирного момента пропорционален углу отклонения элерона. Усилия же
в системе управления зависят еще и от скорости полета. Поэтому при очень
большой скорости эти усилия могут стать недопустимо большими, а при
малой скорости, наоборот, быть настолько малым, что не будет сохраняться
’’чувство управления”. Этих недостатков не имеет пружинная сервоком-
пенсация. Установленный на элероне сервокомпенсатор (рис. 6.14) соеди-
нен тягой 1 с двуплечим рычагом 2, к которому присоединяется тяга 3, вхо-
дящая в систему управления элероном. Рычаг 2 имеет возможность прово-
рачиваться относительно оси вращения элерона. Этому проворачиванию пре-
пятствуют имеющие предварительную затяжку пружины 4. между которы-
ми зажато второе плечо рычага 2. При небольшом, не требующем аэроди-
намической компенсации, шарнирном моменте элерона, что соответствует
малым его углам отклонения и небольшой скорости полета, когда в тяге 3
создается усилие, недостаточное для преодоления усилия предварительной
затяжки пружин, сервокомпенсатор отклоняется вместе с элероном как
одно целое. С увеличением шарнирного момента вследствие увеличения ли-
бо угла отклонения элерона, либо скорости полета, либо того и другого
вместе возросшее усилие в тяге 3 преодолевает сопротивление пружин, и
сервокомпенсатор начинает отклоняться, поворачиваясь относительно
Рис. 6.14. Схема пружинного серво-
компенсатора
Рис. 6.15 Схема серворуля
93
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
своей оси вращения. Включен компенсатор в проводку управления так, что
отклоняется он в сторону, противоположную отклонению элерона После
отклонения компенсатора элерон начинает отклоняться не только из-за уси-
лия, передаваемого с командного рычЗ^а, но н вследствие действующей иа
компенсатор аэродинамической силы. Таким образом, создаваемая пру-
жинным сервокомпенсатором нагрузка пропорциональна только усилию на
командном рычаге. Подобрав соответствующим образом площадь компен-
сатора и усилие предварительной затяжки пружины, можно до требуемых
пределов снизить усилие на командном рычаге, сохранив при этом необхо-
димое ’’чувство управления” Крупным недостатком пружинного серво-
компенсатора является возможность возникновения флаттера из-за введе-
ния в систему управления элероном упругих элементов.
Для обеспечения управления элеронами главным образом тяжелых са-
молетов иногда применяются серворули. Серворуль представляет
собой небольшую рулевую поверхность, шарнирно закрепленную на элеро-
не. Эта рулевая поверхность может быть отнесена от элерона иа некоторое
расстояние (рнс. 6.15, о) или располагаться на нем вдоль задней кромки,
вписываясь в его обводы (рнс. 6.15, б). Летчик непосредственно управ-
ляет серворулем, отклонение которого, создавая относительно осн вра-
щения элерона момент, вызывает отклонение последнего в противополож-
ную сторону Таким образом, управление элеронами, а следовательно, и
поперечное управление самолета достигается здесь управлением сервору-
лями. Но серворулн из-за своих недостатков — запаздывание действия,
ухудшение ’’чувства управления”, возможность возникновения флаттера —
не нашлн широкого применения.
§ 4.	ВЕСОВАЯ БАЛАНСИРОВКА ЭЛЕРОНОВ
Для устранения возможности возникновения изгибио-элеронного
флаттера крыла элероны должны иметь весовую балансировку. Различают
статическую и динамическую балансировку элерона. Выделим на элероне
отсек длиной dz, имеющий массу din (рнс. 6.16)/Пусть центр масс этого
отсека будет находиться на расстоянии х от осн вращения и при колебаниях
будет перемещаться с ускорением}. Тогда инерционная сила этого отсека
dP= dinj вызовет появление шарнирного момента 6МШ - dPx = dmxj.
Весь шарнирный момент элерона от инерционных сил
Ч
М = J dmxj.
О
Чтобы исключить отклонение элерона при колебаниях крыла, необхо-
димо уничтожить этот момент. Достигается это размещением в элероне впе-
реди его оси вращения одного или нескольких грузов так, чтобы шарнир-
ный момент от их инерционных сил уравновесил шарнирный момент эле-
рона
Lnijxj, = J dmxj.
Здесь т„ х, и j, - соответственно масса груза, расстояние от его центра
масс до оси вращения н его ускорение. Такая балансировка элерона назы-
вается динамической.
94
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 6 16 Весовая балансировка
элерона
Если бы элерон в процес-
се колебаний перемещался
только поступательно, т е. ус-
корения по всему размаху
элерона были равны, то равно-
весие достигалось бы прн ус-
ловии
Zn^Xj = J dmx.
Такая балансировка называется статической, т.е в этом случае общий
центр масс конструкции элерона и балансировочных грузов размещается на
оси вращения.
Если балансировочный груз разместить таким образом, что центр масс
каждого сечения будет находиться на оси вращения, то в этом случае стати-
ческая балансировка обеспечит н динамическую балансировку.
С релью уменьшения массы балансиров необходимо стремиться при
проектировании элерона к созданию по возможности такой конструкции,
у которой расстояние между центром масс и осью вращения было бы ми-
ннмальным^ С этой же целью желательно привод механизма управления
триммером располагать в носке элерона. Несмотря на эти мерь», центр масс,
как правило, лежит все же позади оси вращения и для весовой балансиров-
ки приходится применять специальные грузы.
Возможны два способа балансировки: балансировка сосредоточенными
грузами и балансировка распределенным по размаху элерона грузом. Ба-
лансировка сосредоточенными грузами может осуществляться путем за-
крепления груза непосредственно на элероне впереди его оси вращения ли-
бо путем соединения груза с элероном кинематической цепью.
На рис. 6.17 показаны различные схемы размещения на элероне закреп-
ленных сосредоточенных грузов. При наличии роговой аэродинамической
компенсации весовой балансир целесообразно размещать в роге (рис.
6.17, о). В этом случае весовая балансировка не ухудшает аэродинамику.
Весовые балансиры можно размещать и в носке элерона (рис. 6.17, б). Что-
бы уменьшить массу балансира, желательно увеличить вынос его вперед
относительно оси вращения (рнс. 6.17, в). Но выносные балансиры также
выходят в поток, что приводит к росту лобового сопротивления и делает
неприемлемой эту схему для скоростных самолетов.
На рнс. 6.18, а показана схема балансировки сосредоточенным грузом,
расположенным внутри крыла и соединенным с элероном кинематической
пепью, соответствующим выбором передаточного числа которой удается
Рис. 6.17. Весовая балансировка элеронов закрепленными на них сосредоточенными
грузами
95

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 6 19. Весовая балансировка элеро-
нов распределенным по размаху грузом
Рис 6 18 Весовая балансировка сосредото-
ченными грузами. соединенными с элеро-
ном кинематической цепью
значительно уменьшить массу балансира Иногда для связи балансира с эле-
роном целесообразно использовать проводку управления элероном (рис.
6.18. б). При таких схемах балансировки грузы можно размешать в носке
крыла у его концов, что улучшает флаттерные характеристики крыла Ки-
нематическая цепь должна иметь минимальное количество звеньев, рычаги
и тяги должны быть достаточно жесткими, соединения не должны иметь
люфтов. Если эти требования не будут выполнены, то такая балансировка
может вообще оказаться неэффективной. Даже при очень тщательном вы-
полнении наличие кинематической цепи снижает эффективность балансиров.
Размещать сосредоточенные грузы необходимо так, чтобы при их воз-
можно меньшей массе была обеспечена динамическая балансировка элеро-
на. С этой целью балансировочные грузы приходится устанавливать, как
правило, в нескольких сечениях элерона. Одним из крупных недостатков
балансировки сосредоточенными грузами является сильная перебаланси-
ровка сечений, в которых находятся грузы или к которым крепится кине-
матическая цепь, и несбалансированность остальных сечений при сбаланси-
ровании элерона в целом По этой причине при недостаточной жесткости
па кручение элерон будет закручиваться, что может повести к возникно-
вению флаттера. Этот фактор необходимо учитывать, особенно при балан-
сировке больших по размаху элеронов.
Весовая балансировка распределенным по размаху грузом осуществля-
ется при помощи металлических прутков или пластин, закрепленных в нос-
ке элерона (рис. 6.19, а). Такой балансир располагается по всему размаху
или иа значительной его части. Балансир желательно по возможности ис-
пользовать в качестве конструктивного элемента. Так, при внутренней
аэродинамической компенсации с помощью бал ан сира осуществляете я креп-
ление к носку аэродинамического компенсатора герметической гибкой
перегородки (рис. 6.19, б).
К преимуществам балансировки распределенным по размаху грузом
относятся отсутствие дополнительного аэродинамического сопротивления,
обеспечеиие динамической балансировки при наличии статический балан-
сировки, отсутствие закручивания элерона от инерционных сил балансира.
Недостатками этого способа балансировки являются большая масса балан-
сира из-за малого плеча относительно оси вращения и некоторое смешение
центра масс крыла назад, что является неблагоприятным с точки зрения
изгибно-крутильного флаттера.
96
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 5.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ЭЛЕРОН
На элерон в полете действуют аэродинамические силы. Величина и рас
пределение нагрузки определяются по результатам продувок в аэро динами
ческой трубе при неотклоненном и отклоненном положении элерона. Сила-
ми тяжести конструкции элерона ввиду их малости пренебрегают.
С точки зрения строительной механики элерон представляет собой мно-
гоопорную балку переменной жесткости, нагруженную распределенной аэ-
родинамической силой 1Э, действующей в плоскости, перпендикулярной
хордам, и силой от управления Т, дейтсвующей по оси тяги (рис. 6 20, о).
Усилие в тяге управления определяется из условий равновесия элерона
(рис. 6.20, б):
Опоры элерона, строго говоря, упругие, но в расчетах их обычно счита-
ют жесткими ввиду относительно большой изгибной жесткости крыла.
В практических расчетах при построении эпюр перерезывающих сил,
изгибающих и крутяших моментов используют теорему о трех моментах,
принимая изгибную жесткость элерона в каждом пролете постоянной
Составив на основе теоремы о трех моментах уравнения и решив их.
определяют опорные моменты М( и реакции R[t а затем переходят к по-
строению эпюр перерезывающих сил и изгибающих моментов. Эти эпюры
строятся в двух плоскостях - в плоскости, перпендикулярной хордам, и в
плоскости хорд элерона
Эпюра крутящих моментов строится относительно оси жесткости, при
этом элерон рассматривается как балка, защемленная в сечении тяги управ-
ления. В сечении узлов навески от реакций элерона возникают дополнитель-
ные крутящие моменты (см. рис 6.20, б):
^^[Кр — R[X1‘
На рис. 6.20. в показаны эпюры Q и М от распределенной аэродинами-
ческой нагрузки ц и эпюра МКр
Рис. 6 20 Нагружение и эпюры Q.M и Мкр для элерона
4 Гребеньков
97
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 6.	КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕРОНОВ
Конструктивно элерон изготовляется, как правило, по однолонжероп-
ной схеме (рис. 6.21). При разработке конструкции элерона надостремшь-
ся уменьшить массу балансиров, добиваясь, чтобы центр масс элерона был
возможно ближе к оси вращения. Это достигается более передним располо-
жением лонжерона, применением более тонкой обшивки на хвостовой части
элерона, расположением механизма управления триммером в носовой части
элерона и т.п. К продольному набору элерона относятся и стрингеры, кото-
рые служат для подкрепления обшивки. Поперечный набор элерона состоит
из нервюр. Сверху каркас закрывается' металлической обшивкой. Изгибаю-
щий момент элерона воспринимается поясами лонжеронов, в которых
возникают нормальные напряжения. Перерезывающая сила воспринимается
в основном стенкой лонжерона и частично обшивкой. Крутящий момент
воспринимается замкнутыми контурами, образованными обшивкой и стен-
кой лонжерона.
Лонжерон обычно представляет собой балку швеллерного или двутав-
рового сечения. Изготавливается лонжерон чаще всего штамповкой из лис-
тового материала, к которому для создания более мощных поясов в необ-
ходимых случаях приклепываются еще и уголки. Лонжерон в больших эле-
ронах тяжелых самолетов по конструкции аналогичен лонжеронам крыла,
т.е. состоит из верхнего и нижнего поясов, выполненных из тавровых или
уголковых профилей, н соединяющей их стенки. Для уменьшения массы
балансира лонжерон иногда размещают впереди оси вращения элерона. К
лонжерону крепятся узлы навески элерона и рычаг управления им.
Стрингеры имеют небольшую площадь поперечного сечения и выполня-
ются обычно из уголковых профилей. Задний стрингер точно такой же
конструкции, как и задний стрингер крыла.
Нервюры состоят из двух частей: носка и хвостика. Они изготовляются
штамповкой из листового материала. Стенки нервюр отгибаются для креп-
ления к стенке лонжерона. Для обеспечения более высокой точности при
сборке крепление стенок нервюр к лонжерону может производиться при
помощи уголков, предварительно закрепленных на стенке лонжерона. Эти
уголки одновременно подкрепляют стенку лонжерона.
Обшивка крепится к каркасу заклепками с потайной головкой. Соеди-
нение листов обшивки чаще всего производится встык в продольном на-
правлении по поясу лонжерона, в поперечном направлении — по поясам нер-
вюр, Для крепления кронштейнов узлов навески в носке элерона делаются
вырезы. Разрез нарушает контур носка, воспринимающий кручение, и поэто-
му часто для сохранения требуемой прочности на кручение в этом месте при-
ходится усиливать хвостовой контур. Усиление это может производиться ус-
тройством позади лонжерона еще одного замкнутого контура с более толстой
обшивкой -(под обшивку хвостика подкладывается дополнительный лист
материала, что обеспечивает получение в этом месте более толстой обшив-
ки), или постановкой косых нервюр, которые своим изгибом передают
крутящий момент носка на участке выреза (рис. 6.22).
Рис. 6.21. Схема поперечного сечения эле- риС. 6.22 Компенсация выреза в носке
Р°на	элерона
98
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 6 23. Кронштейн навески элерона на
крыле
Кронштейн
Шарнирный
подшипник
Рис 6,24. Ориентирующийся кронштейн
навески элерона на крыле
В последнее время в конструкции элеронов широкое применение на- .
ходят панели с заполнителями. Хвостовая часть небольших по размеру эле-
ронов легких самолетов может быть выполнена из двух листов обшивки,
в пространстве между которыми находится легкий заполнитель. Обшивка
больших элеронов тяжелых самолетов может быть слоистой. Наружный и
внутренний слои обшивки выполняются из очень тонкого листового мате-
риала, между ними находится слой заполнителя. Заполнитель может быть
сотовым или из пенопласта. В такой конструкции отсутствуют стрингеры
и i еобходимо меньшее количество нервюр.
Крепление элеронов к крылу производится при помощи узлов навески.
В узел навескн входит кронштейн, закрепленный на крыле, кронштейн на
элероне н шарнирный болт. Конструктивное оформление узлов навески
весьма многообразно. Кронштейны изготовляются лнтьем, штамповкой,
сваркой с необходимой последующей механической обработкой; встреча-
ются конструкции фрезерованных и клепанных кронштейнов.
На рнс. 6.23 показана конструкция кронштейна, закрепленного жестко
на крыле. В ушке кронштейна устанавливается шарнирный подшипник, что
уменьшает тренне и исключает возможность заклинивания элерона от пере-
коса его оси вращения при деформации крыла в попете.
На рис. 6.24 изображена конструкция ориентирующегося по размаху
кронштейна.
Часто на элеронах, чтобы не делать больших вырезов в носке для поста-
новки шарнирного болта, устанавливаются кронштейны с промежуточной
серьгой (рис. 6.25, а). В этом случае серьга шарнирным болтом крепится к
кронштейну элерона при его сборке, а монтаж н демонтаж элерона осущест-
вляется при помощи вспомогательных болтов, имеющих хороший доступ
снаружи. В ориентирующихся по размаху узлах серьга крепится к кронш-
тейну крыла при помощи одного вспомогательного болта (рис. 6.25, б), в
жестких узлах - при помощи двух болтов ( рис. 6.25, в).
Кронштейн на элероне чаще всего выполняется в виде проушины (рис.
6.26). Если он изготовлен из алюминиевого илн магниевого сплавов, то в
ушках его под шарнирный болт устанавливаются стальные втулки, что пре-
дотвращает быстрый износ кронштейна н появление люфтов.
Кронштейн элерона устанавливается на его лонжероне и связывается с
нервюрой. Соединение кронштейна с нервюрой разгружает стенку лонжеро-
на и исключает ее прогиб.
При большой осевой компенсации ось вращения часто целесообразно
разместить позади лонжерона. Расположение лонжерона за осью вращения
в этом случае не позволяет рационально использовать строительную высоту
4
99
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 6,25 Узел навески элерона с проме-
жуточной серьгой-
1 — кронштейн на крыле; 2 - серьга; 3 -
кронштейн на элероне; 4 — вспомогатель
ный болт;5 - шарнирный болт
□перона и приводит поэтому к увеличению массы лонжерона и к смещению
назад центра масс, что, в свою очередь, требует дополнительного увеличе-
ния массы балансиров,
В случае расположения оси вращения позади лонжерона в его стенке
делается вырез для прохода кронштейна крыла. Вырез подкрепляется осно-
ванием кронштейна элерона (рис, 6,27), Этот кронштейн также связывает-
ся с нервюрой.
Крайние узлы иавески, особенно иа небольших по размерам элеронах,
часто делаются в виде торцевого шарнира (рис, 6,28),
Рычаг управления элероном, как уже указывалось выше, желательно
размещать в сечении узла навески или вблизи его. Часто кронштейн узла
иавески иа элероне и рычаг управления представляют собой одну деталь
(рис, 6,29), Устанавливать рычаг управления элероном следует так, чтобы
ои при требуемом плече как можно меньше выходил в поток.
Рис, 6,27, Узел навески элерона при распо-
ложении оси вращения позади лонжерона
Рис, 6,28. Торцевой узел

100
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
§ 7	ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ ЭЛЕРОНА
Проектировочный расчет элерона основан на допущении, что весь изгибающий мо-
мент воспринимается поясами лонжерона, перерезывающая сила - стенкой лонжерона,
крутящий момент - обшивкой. При этом за ось жесткости принимается ось лонжеро-
на и относительно ее подсчитывается крутящий момент.
Площадь поперечного сечения поясов лонжерона подбирают по нескольким наибо-
лее нагруженным сечениям.
П 0,9Я1акр '
где М изгибающий момент в рассматриваемом сечении; Н - высота лонжерона в
рассматриваемом сечении ; О' - критическое напряжение пояса лонжерона , опре-
пелясмое в соответствии с рекомендациями, приводимыми в справочной литературе.
Стенка лонжерона имеет, как правило, постоянную толщину по размаху. Подби-
рают се по наибольшему значешзю перерезывающей силы:
5
ст
Н^разр
где т'аз_ - разрушающее касательное напряжение, определяемое по формулам, при-
водимым в справочниках.
Тотщину обшивки находят из условий работы элерона на кручение:
5еб-
мкр
^^^разр
где Мкр — крутящий момент; \\ - площадь, ограниченная контуром обшивки; Г '
разрушающее касательное напряжение.
§ 8. ДРУГИЕ ТИПЫ ОРГАНОВ ПОПЕРЕЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ
На определенных режимах полета могут возникнуть затруднения в
обеспечении нормальной поперечной управляемости. Это объясняется глав-
ным обраюм снижением эффективности элеронов.
Эффективность элеронов может оказаться недостаточной:
при полете на больших углах атаки самолета со стреловидным крылом
при появлении срывов потока иа концах крыла;
при уменьшении длины элерона с целью увеличения размаха механиза-
ции для повышения ее эффективности:
при полете со скоростями, близкими к критической скорости реверса
элеронов,
при нодеге с числами М >М* и со сверхзвуковыми скоростями.
В этих случаях можно обеспечить потребную поперечную управляе-
мость установкой дополнительных органов поперечного управления — ин-
терцепторов
Интерцептор представляет собой щиток, который в нерабочем поло-
жении вписывается в обводы крыла, а в рабочем положении либо отклоня-
ется (рис. 6.30, о), либо выдвигается (рис.
6.30, б). Интерцептор вызывает повышение
давления на верхней поверхности крыла как
впереди себя вследшвие подпора потока
воздуха, так и сзади из-за срыва потока, в ре-
’не б 29 Кронштейн навески, с рычагом управления
Тяге управления
101
а)
Рис. 6.30. Схемы интерцепторов
Рис. 6.31. Расположение на крыле элерона и интер-
цептора
зультате чего происходит падение подъемной силы на этой половине крыла
с одновременным увеличением сопротивления. Следовательно, отклонение
интерцептора, например, на правой половине крыла при неподвижном ин-
терцепторе на левой создает креи и разворот в правую сторону, что удов-
летворяет условиям нормального пилотирования. Большим недостатком
интерцептора является запаздывание в действии. В первый момент при от-
клонении интерцептора поток обтекает его без срыва, что приводит даже к
некоторому увеличению подъемной силы. Это ухудшает маневренные ха-
рактеристики самолета, нарушает чувство управляемости. Поэтому интер-
цепторы как самостоятельные органы поперечной управляемости ие приме-
няются. Применяются они в комбинации с элеронами, обеспечивая потреб-
ную эффективность поперечного управления. На крыле интерцепторы рас-
полагаются впереди закрылков (рис. 6.31) .*
При управлении элеронами интерцептор отклоняется на той половине
крыла, иа которой элерон отклонен вверх. Обеспечивается это созданием
соответствующей связи между системами управления элеронами и интер-
цепторами. На рис. 6.32 показана одна из таких схем. На тяге 1 системы уп-
равления элероном имеется участок 2 с фигурным вырезом, в котором рас-
положен ролик 3, соединенный с тягой 4, идущей к механизму управления
интерцептором. При отклонении элерона вниз тяга 1 перемещается вправо
и ролик 3, катясь в вырезе звена 2, не перемещает тягу 4, а следовательно,
не вызывает отклонения интерцептора. При отклонении же элерона вверх
тяга 1 перемещается влево и ролик 3, катясь по фигурному вырезу звена 2,
перемещает тягу 4, что приводит к отклонению интерцептора вверх. Обыч-
но отклонение интерцептора начинается при достижении определенного угла
отклонения элерона. Благодаря этому иа основных режимах полета, когда
не требуется больших кренящих моментов (например, крейсерский полет)
и поперечное управление может быть обеспечено одними элеронами при ма-
Рис. 6.32. Схема управления элероном и интерцептором
102
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лых углах их отклонения , интерцепторы не включаются в работу. Это
уменьшает вредный эффект интерцепторов, заключающийся в увеличении
сопротивления при их отклонении.
Обеспечение потребной эффективности поперечного управления самоле-
том при полете на больших числах М может быть достигнуто также приме-
нением дифференциального цельноуправляемого горизонтальндго опере-
ния — оперейия с отклоняемыми в разные стороны половинами.
На самолетах с крылом изменяемой в полете стреловидности переход к
большим сверхзвуковым скоростям сопровождается увеличением угла
стреловидности крыла. Снижение эффективности элеронов, связанное с по-
летом на сверхзвуковой скорости, и уменьшение их плеча при увеличении
угла стреловидности крыла может привести к нарушению поперечной управ-
ляемости самолета. В этом случае для обеспечения поперечного управления
и используется дифференциальное цельноуправляемое горизонтальное
оперение.
Однако применение такого оперения в качестве единственного сред-
ства поперечного управления может оказаться недостаточным при полете на
малых скоростях и особенно при посадке. Поэтому часто дифференциаль-
ное цельноуправляемое горизонтальное оперение применяется в комбина-
ции с элеронами или интерцепторами.
На самолетах без горизонтального оперения для обеспечения попереч-
ной и продольной управляемости обычно используются одни и те же руле-
вые поверхности, расположенные вдоль задней кромки крыла у его концов.
Такие рулевые поверхности носят название элевонов. Отклонение элевонов
в разные стороны обеспечивает поперечную управляемость, а одновременно
отклонение вверх или вниз — продольную.
ГЛАВА 7.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
§ 1. НАЗНАЧЕНИЕ МЕХАНИЗАЦИИ И ТРЕБОВАНИЯ К НЕЙ
Механизация крыла служит главным образом для улучшения вэлетно
посадочных характеристик самолета. Основными из них являются посадоч-
ная и взлетная скорости и длины посадочной и взлетной дистанций.
Рост максимальных скоростей пояета потребовал наряду с другими ме-
роприятиями-применения менее несущих тонких профилей и увеличения
удельной нагрузки на крыло, что, в свою очередь, привело к увеличению
посадочных и взлетных скоростей. Увеличение посадочной скорости услож-
няет посадку самолета, делает ее менее безопасной, требует более высокого
качества посадочной полосы и ведет к увеличению дистанции пробега. Уве-
личение взлетной скорости ведет к увеличению дистанции разбега.
Как известно, посадочная скорость определяется по формуле
V
пос
./ 2G
с Sp&*
у апос
где к — коэффициент, учитывающий влияние земли .
Увеличение с помощью механизации коэффициента подъемной силы
сУапос приводит к уменьшению посадочной скорости, а следовательно, и
дистанции пробега. Применение механизации иа углах атаки, соответствую-
ЮЗ
l.sni-.ru
-амолет своими руками?!
щих режимам разбега и взлета, приводящее к повышению Су при незна-
чительном росте сх , позвопяет сократить взлетную дистанцию.
Отдельные виды механизации крыла служат для других целей.
Концевые предкрылки предназначены для улучшения поперечной
управляемости и устойчивости самолета, а у самолета со стреловидным
крылом -- и для улучшения продольной устойчивости при полете на больших
углах атаки.
Тормозные щитки, устанавливаемые на крыльях, служат для увеличе-
ния лобового сопротивления и используются для уменьшения скорости при
совершении маневра и сокращения дистанции пробега после посадки.
Гасители подъемной силы, располагаемые на верхней поверхности кры-
ла в зоне, обслуживаемой закрылками, отклоняясь в момент посадки,
обеспечивают резкое уменьшение подъемной силы, благодаря чему эффек-
тивнее можно использовать колесные тормоза, и значительное увеличение
лобового сопротивления, что приводит к сокращению дистанции пробега
самолета после посадки.
На некоторых самолетах средства механизации используются и для
улучшения маневренных характеристик самолета.
К механизации крыла, служащей для увеличения коэффициента подъем-
ной силы, предъявляются следующие требования:
1)	наибольшее приращение су в рабочем положении на посадочных уг-
лах атаки;
2)	наименьшее увеличение с в нерабочем положении;
3/2 а
3)	наибольшее значение су /сх на взлетном режиме;
4)	возможно меньшее перемещение центра давления крыла в рабочем
положении.
Выполнение основного требования, предъявляемого к механизации, -
наибольшее приращение су на посадочных углах атаки — может быть Осу-
ществлено следующими способами
а)	увеличением эффективной кривизны профиля;
б)	увеличением площади крыла;
в)	управлением пограничным слоем (отсасывание или сдувание), что
затягивает срыв потока на большие углы атаки;
г)	управлением циркуляцией путем применения реактивных закрылков.
Есть виды механизации, использующие только один из перечисленных
способов, но есть и такие, которые используют несколько способов. В по-
следнем случае повышается эффективность механизации, но происходит
одновременно усложнение конструкции.
Различают механизацию хвостовой и носовой части крыла.
К механизации хвостовой части крыла относятся щитки и закрылки.
К механизации носовой части крыла относятся предкрылки, носовые
щитки и отклоняемые носки.
§ 2.	МЕХАНИЗАЦИЯ ХВОСТОВОЙ ЧАСТИ КРЫЛА	I
ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
Щитки. Щиток представляет собой ^профилированный элемент крыла,
расположенный у задней его кромки снизу на участке, не занятом элеро-
ном. Различают простые щитки (рис. 7.1, а), отклоняемые в рабочее поло-
жение вниз поворотом относительно фиксированной оси вращения, и вы-
104
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукйми?!
движные щитки, которые при отклонении вниз одновременно смещаются
назад (рис 7.1 ,б).
Отклонение щитка вниз увеличивает эффективную кривизну профиля,
что приводит к росту коэффициента подъемной силы су . Из-за большого
разрежения, создаваемого в зоне между крылом и щитком, происходит ин-
тенсивный отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла, что затя-
гивает срыв потока на большие утлы атаки. Благодаря этому критический
угол атаки крыла с отклоненным щитком очень мало отличается от крити-
ческого утла исходного крыла.
На рис. 7.2 показано смещение кривой су = f(a) при отклонении щитка.
Простой щиток является эффективным средством механизации прямо-
го крыла. Наивыгоднейшие параметры щитка: хорда Ьщ = 0,2b и макси-
мальный угол отклонения бщ тах = 60°. В нерабочем положении простой
щиток практически не увеличивает лобового сопротивления, что является
его достоинством. В отклоненном положении простой щиток дает значи-
тельный прирост сх . Это позволяет увеличить угол планирования самолета
при посадке и уменьшить длину Доел с посадочного пробега. Увеличение уг-
ла планирования и уменьшение длины пробега ведет к сокращению посадоч-
ной дистанции. Поэтому простые щитки нашли широкое применение на лег-
ких дозвуковых самолетах, имеющих избыточную тягу на взлете, для кото-
рых длина взлетно-посадочной полосы и размеры аэродрома определяются
посадочной дистанцией.
Но простые щитки выгодны лишь для самолетов с прямыми крыльями.
Эффективность простого щитка резко снижается с увеличением угла стре-
ловидности. Приращение коэффициента подъемной силы при отклонении
простого щитка на стреловидном крыле может быть приближенно опреде-
лено зависимостью
где Дсу х ~ о — приращение коэффициента подъемной силы при отклоне-
нии простого щитка на прямом крыле, имеющем те же геометрические раз-
меры. Отсюда видно, что на крыле большой стреловидности простой щиток
совершенно не эффективен.
Выдвижной щиток при отклонении одновременно смещается назад.
Здесь увеличение с^ происходит как из-за увеличения кривизны профиля,
так и из-за увеличения площади крыла в сечениях, занятых щитком. По
этой причине су тах такого крыла больше, чем крыла с простым щитком.
LSI
-амолет своими руками?!
Рис. 7 3. Схемы закрылков
Выдвижные щитки нашли широкое применение иа околозвуковых са-
молетах — истребителях со стреловидным крылом. Наилучшей эффектив
иостью обладают выдвижные щитки, у которых хорда Ь!Л ~ 0,3b, максималь-
ный угол отклонения 5щтах 60° и сдвигается щиток назад так, что его
передняя кромка находится иа 90 % хорды крыла.
Закрылки. Закрылок представляет собой отклоняемую вниз хвосто-
вую часть крыла. Размещаются закрылки на участках крыла, ие занятых
элеронами. Различают поворотные (рис. 7.3, а), щелевые (рис. 7.3, 6} и
выдвижные (рис. 7.3, в) закрылки.
При отклонении поворотного закрылка вниз увеличивается кривизна
профиля на участке крыла, занятого закрьиГком, что ведет росту су . При
отклонении закрылка кривая cv — f(a) смещается качественно так же, как
у а
и при отклонении щитка. Разница состоит в том, что при отклонении по-
воротного закрылка критический угол атаки уменьшается на большую ве-
личину, чем при отклонении простого щитка.
Наивыгоднейшие параметры поворотного закрылка: хорда Ь3 =
= (0,2. . .0,25) b и максимальный угол отклонения 53]1]ах =40. . .50°. Пово-
ротные закрылки, уступающие в эффективности другим типам закрылков,
применяются очень редко.
При отклонении щелевого закрылка между ним и основной частью
крыла создается профилированная щель. Проходящий через эту щель воз-
дух сдувает пограничный слой иа верхней поверхности закрылка, что затя-
гивает срыв иа большие углы атаки. Благодаря этому щелевой закрылок
создает больший прирост су , чем поворотный. Недостатком щелевого за-
крылка является большее, чем у поворотного закрылка, лобовое сопротив-
ление в иеотклоиенном состоянии из-за наличия щели. Для устранения это-
го недостатка положение оси вращения и очертание носка закрылка выби-
раются таким образом, чтобы в неотклоиениом его положении щель была
бы полностью закрыта. Щелевые закрылки обычно имеют хорду Ь3 =
= (0,25. . .0,3 )Ь и максимальный угол отклонения 5зтах=50. . .60°.
Выдвижной закрылок при отклонении одновременно смещается назад
с образованием между крылом и закрылком профилированной щели. Уве-
личение кривизны профиля, сдув пограничного слоя с верхней поверхнос-
ти закрылка и увеличение площади крыла приводят к росту су П1ах. Наи-
большая эффективность выдвижного закрылка будет при следующих па-
раметрах: хорда Ь3 = (0,3. . .0,4)Ь и максимальный угол отклонения
о3 тах =30. . .40°. С точки зрения прироста су [Пах эффективность щеле-
вых закрылков примерно равна эффективности простых щитков, а эффек-
тивность выдвижных закрылков - эффективности выдвижных щитков.
Но при отклонении закрылков сх будет меньше, чем при отклонении щит-
ков , причем эта разница особенно заметна на малых углах отклонения. На
малых взлетных углах отклонения закрылка происходит очень небольшой
прирост сх при значительном увеличении су , что позволяет уменьшить
106
скорость отрыва и сократить длину разбега. Благодаря этой особенности за
крылки нашли широкое применение на тяжелых самолетах, для которых
размеры аэродрома определяются взлетной дистанцией.
Выдвижные закрылки, несмотря на более сложную конструкцию навес*
ки и большую массу, благодаря своей высокой эффективности находят ши-
рокое применение на тяжелых скоростных самолетах, имеющих стреловид-
ные крылья.
На тяжелых транспортных самолетах широкое распространение получи-
ли двухщелевые выдвижные закрылки. Двухщелевые закрылки могут
быть с дефлектором (рис. 7.4, а) и двухзвенными (рис. 7.4, о). При откло-
нении такого закрылка также происходит увеличение кривизны профиля,
увеличение площади крыла и сдув с верхней поверхности закрутка погра-
ничного слоя. Но проходящий через две профилированные щели воздух
обеспечивает более эффективный сдув пограничного слоя, вызывая безот-
рывное обтекание до больших углов отклонения закрылка и больших уг-
лов атаки крыла. Благодаря этому двухщелевые выдвижные закрылки
дают больший прирост су m ах, чем однощелевые выдвижные закрылки.
Еще эффективнее трех щелевые закрылки, которые можно разделить
на двухзвенные с дефлектором (рис. 7.5, а) и трехзвеиные (рис. 7.5,6). При
перемещении таких закрылков в посадочное положение воздух перетека-
ет через три щели.
При сдвижении двух- и трехщелевых закрылков во взлетное положение 
образуется, как правило, одна щель.
Хорда двух- и трехщелевых закрылков обычно составляет Ь3 =
= (0,3.. .0,4)Ь, а максимальный угол отклонения о3 m ах ~ 50. . .70°.
-Рис. 7.4. Схема двухщелевого выдвижного закрылка
Рис. 7.5. Схема трехщелевого выдвижного закрылка
107
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА МЕХАНИЗАЦИЮ
ХВОСТОВОЙ ЧАСТИ КРЫЛА
Щитки и закрылки иа] ружаются аэродинамическими силами как в ней-
тральном, так и в отклоненном положении. В нейтральном положении иа
щитки и закрылки действует нагрузка как на часть крыла. Распределение
ее по размаху и хорде щитка или закрылка соответствует распределению
нагрузки по занятой ими части крыла.
В отклоненном положении прочность щитка или закрылка проверяет-
ся на режимах взлета и посадки, а там, где они служат еще и для улучшения
маневренных характеристик самолета, и иа этих режимах.
Величина расчетной нагрузки в отклоненном положении закрылка
(щитка) определяется по формуле
P^ = CR34S,f,
где cR3 — коэффициент полной аэродинамической силы; q — скоростной
напор, соответствующий рассматриваемому случаю; S3 - площадь закрыл-
ка; f — коэффициент безопасности.
Распределение нагрузки по размаху и хорде определяется по результа-
там продувок моделей.
Кроме того, щитки и закрылки, механизмы их открытия и замки сле-
дует также проверить иа случаи нагружения, соответствующие убранному
их положению.
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЕКТИРОВОЧНЫЕ РАСЧЕТЫ МЕХАНИЗАЦИИ
ХВОСТОВОЙ ЧАСТИ КРЫЛА
Простой щиток (рис. 7.6) . Продольный набор его состоит из лонжерона
7, переднего 3 и хвостового 4 стрингеров. Поперечный набор состоит из
системы разрезных иервюр 2. С нижней стороны к каркасу крепится иа за-
клепках обшивка. Иногда для придания щитку большей жесткости ставит-
ся обшивка и с верхней стороны.
Основным силовым элементом щитка является лонжерон, расположен-
ный вблизи центра давления. Под действием нагрузки лонжерон работает
как многоопориая балка, опертая иа тяги-таидеры. Лонжерон выполняется
обычно из стандартного профиля.
Нервюры изготавливаются штамповкой из листового материала. Креп-
ление к лонжерону осуществляется заклепками за отбортованную стенку
и при помощи киицы. Хвостики иервюр прикрепляются к хвостовому
стрингеру, выполненному, как правило, штамповкой из листового мате-
риала.
Навеска шитка на крыле осуществляется при помощи шомпола. Петли,
выполненные из специального профиля 5,вклепываются в переднюю кром-
ку Такие же петли имеются и иа заднем Лонжероне крыла.
Управление щитком осуществляется посредством передвижения вдоль
своей оси тяги, иа которой шарнирно закреплены тяги-тандеры. Передви-
жение ее в одну сторону вызывает отклонение щитка, а в другую — уборку.
Реже встречаются простые щитки, навеска которых иа крыле осущест-
вляется при помощи двух или нескольких шарнирных узлов. На рис. 7.7
ггоказана навеска простого щитка на трех шарнирных узлах. Управление
щитком осуществляется подъемником, усилие которого прикладывается к
закрепленному на щитке в сечении узла навески рычагу.
108
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками..
Б-5
Рис 7 6. Конструкция простого щитка
Рис. 7.7. Навеска простого щитка на шарнирных узлах
109
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 7.8. Нагрузки, действующие на лон-
жерон и шомпол простого щитка
Рис. 7.9. Эпюры Q и М для лонжерона
простого щитка
В убранном положении простой щиток фиксируется на замках для
предотвращения его отсоса в полете.
Лонжерон простого щитка, имеющего шомпольное крепление, нагружается реак-
циями нервюр, но так как последние расположены относительно часто, то можно рас-
сматривать лонжерон нагруженным распределенными силами. Величина погонной на-
грузки лонжерона (рис. 7.8) будет 1л = 1щ—, а величина погонной нагрузки шомпола
_ а-с
1ш “ *щ с
Лонжерон представляет собой многоопорную балку, опорами которой являются
тяги-тандеры. Построение эпюр изгибающих моментов н перерезывающих сил произ-
водится с использованием теоремы о трех моментах.
Составив уравнение трех моментов для каждой промежуточной опоры и решив за-
тем эти уравнения совместно, получают значения опорных моментов. Затем подсчиты-
ваются опорные реакции.
После определения опорных моментов и реакций строятся эпюры перерезываю-
щих сил и изгибающих моментов по лонжерону (рнс. 7.9). По величине перерезываю-
щих сил и изгибающих моментов определяются размеры поперечного сечения лон-
жерона.
Шомпол, на котором навешеи щиток, работает на срез. Нагрузка на одну плоскость
среза (рис. 7.Ю)	1
Р - — 1Ш1. Тогда диаметр Шомпола
/4Р~
<1- /---,
где т_ - разрушающее напряжение среза материала шомпола.	<
Тяги-тандеры работают на сжатие. Усилие в тяге определяется по найденным реак-
циям лонжерона щитка:
s- R
cos(^R)
где SR - угол между тягой-тандером и нормалью к щитку.
Выдвижной щиток. Конструктивно выдвижной щиток (рис. 7.11)
сложнее простого. Продольный набор его состоит из одного или двух лон-
жеронов, переднего и хвостового стрингеров. Поперечный набор состоит
из серии разрезных нервюр. С иижней стороны к каркасу крепится обшив
ка. У относительно больших по размерам щитков иногда для поддержания
обшивки ставятся стрингеры. Выдвижные щитки имеют и верхнюю обшив-
ку, с помощью которой образуются замкнутые контуры, способные вое
принять крутящий момент. Сечение лои
жероиов щитка может быть двутавро-
вым, швеллерным или Z-образным. У
небольших по размеру щитков лон-
Рис. 7.10. Петли передней кромки
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 7.11. Конструкция выдвижного щитка
жерон может быть выполнен из одного профиля. Нервюры выполняются
штамповкой из листа. Крепление их к лонжеронам осуществляется так же,
как и у простого щитка. Передний и хвостовой стрингеры Щитка могут
быть гнутыми или выполняться из специальных профилей.
Воздушная нагрузка с нижней обшивки передается на нервюры, вызы-
вая их изгиб. С нервюр нагрузка передается на лонжероны. Лонжерон пред-
ставляет собой балку, опертую на узлы иавески щитка и загруженную рас-
пределенной нагрузкой, под действием которой ок изгибается. С лонжеро-
нов нагрузка передается на узлы навески щитка к крылу. Изгибающий мо-
мент воспринимают пояса лонжеронов совместно с примыкающей к ним
обшивкой. Перерезывающая сила воспринимается стенками лонжеронов, а
крутящий момент — замкнутыми контурами, образованными обшивкой и
стенками лонжеронов.
Существует несколько схем навески выдвижного щитка на крыле.
Наибольшее распространение получила схема иавески на монорельсах (рис.
7.12). На монорельсы, закрепленные к крылу, щиток устанавливается на
каретках. Прикрепленные к щитку каретки имеют ролики, которые катят-
ся по внутренним и наружным поверхностям одной из полок монорельса.
Во избежание бокового смещения этих роликов иа крайних каретках уста-
навливаются боковые ролики или специальные ограничители. У небольших
по размерам щитков вместо кареток с роликами могут устанавливаться
ползуны, которые при сдвижении щитка скользят по монорельсам. Неболь-
шие по размаху щитки навешиваются на двух монорельсах, большие — иа
нескольких. При выдвижении щитка назад ои одновременно отклоняется
вниз. Передвижение щитка может осуществляться при помощи одной тяги,
ио лучше передвигать щиток при помощи двух тяг управления, усилия ко-
торых прикладываются к рычагам, закрепленным на лонжероне щитка. Тя-
ти управления следует размещать в сечениях крайних узлов навески или
вблизи их, чтобы не нагружать щиток изгибом от усилий в тягах.
Встречаются и другие схемы навески выдвижного щитка иа крыле. Так,
иа рис. 7.13 показана схема навески выдвижного щитка на четырехзвениом
механизме. Каждый щиток подвешивается на двух или нескольких таких
механизмах.
В убранном положении выдвижной щиток фиксируется иа замках с
целью предотвращения его отсоса в полете.
Ш
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
Рис. 7.12. Схема навески выдвижного
щитка на монорельсах
Рис. 7.13. Схема навески выдвижного щит-
ка на четырехзвенном механизме
Для того чтобы построить эпюры перерезывающих сил, изгибающих и крутящих
моментов для выдвижного щитка, необходимо вначале определить опорные реакции.
Рассмотрим построение эпюр для выдвижного щнтка с наиболее часто встречающейся
схемой навески - навески на монорельсах. Опорами щнтка являются ролики кареток
и тяги управления. Реакции роликов 1 и 2 (рис. 7.14) проходят через точку 3 пересе-
чения нормалей к поверхности монорельса в точках касания роликов (силами треш1я
в роликах можно пренебречь) . Усилие в тяге управления определяется из уравнения
моментов относительно точки 3\
Рассмотрим построение эпюр для щитка, имеющего одну тягу управления. По уси-
лию Т и нагрузке щитка определяются его опорные реакции в точках 3 сечений на-
вески. Сначала определяются реакции, нормальные плоскости щитка R^ и Rjjn от
распределенной нагрузки и силы Tsinp (рис. 7.15, а), а затем определяются реак-
ции, параллельные плоскости щитка и Rpt от силы TcosjS (рис. 7.15,6). По реак-
циям Rn и Rt определяются суммарные реакции в точках 3 (см. рис. 7Л 4): R* и Rn.
По найденным реакциям определяются силы, действующие на ролики (рис. 7.14, о).
Затем строятся эпюры в двух плоскостях (рис. 7.15, в и г).
Чтобы построить эпюру крутящих моментов, необходимо определить положение
оси жесткости. Если щиток выполнен по однолонжеронной схеме, то в проектировоч-
ном расчете принимают, что ось жесткости совпадает с осью лонжерона; если щиток
выполнен по двухлонжеронной схеме, положение оси жесткости определяют точно так
же, как и в двухлоижеронном крыле. При подсчете погонного крутящего момента по-
гонная нагрузка умножается на плечо d — расстояние от центра давления до центра
жесткости. Сосредоточенные крутящие моменты на опорах и в сечении, где приложена
сила Т, находятся как произведение сил реакций на плечи d^ и силы Т на плечо dy
(см. рис. 7-14, а). Затем строится эпюра крутящих моментов (см. рис. 7-15,6).
Если выдвижной щиток навешен на нескольких монорельсах и управляется при
помощи двух тяг управления, то силу Т, определенную в сечении приложения резуль-
тирующей силы Рщ, разносят по тягам по правилу рычага а затем находят опорные
моменты и реакции, используя теорему о трех моментах. В остальном расчет такого
щитка ничем не отличается от приведенного выше расчета щитка, навешенного на двух
монорельсах.
По найденным значениям Q, М и Мк производится подбор сечений силовых элемен-
тов выдвижного щитка.	1
Закрылки. Конструкция поворотных и щелевых закрылков и их наве-
ска на крыле аналогичны конструкции элерона и его навеске. Однощелевые
выдвижные закрылки и последние звенья многощелевых выдвижных за
крылков по конструкции также ничем не отличаются от элерона. Навеск«
выдвижных закрылков чаще всего осуществляется на монорельсах. Вы-
движной закрылок можно навешивать и на выносных кронштейнах (рис
7.16). В этом случае ось вращения закрылка находится вне обводов кры
ла. Такие выносные кронштейны, хотя н закрываются обтекателями, соз-
дают дополнительное сопротивление, но конструктивно эта схема навески
проще навески на монорельсах.
112
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
7 COS/i
а)

-----Qt
рис. 7.15. Эпюры Q, М И Мкр для вы-
движного щитка
ИЗ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 7 17 Дв у хмелевой выдвижной закрылок
На рис. 7.17 показана конструкция двухщелевого закрылка с дефлек-
тором
Нагрузки, действующие на закрылок, определяются аналогично нагруз-
кам щитка. У многощелевого закрылка нагрузка распределяется между его
частями в соответствии с рекомендациями норм.
С учетом особенностей навески закрылка строятся эпюры Q, М и МКр,
а затем производится ею проектировочный расчет У многощепевого за-
крылка эпюры Q, М и МКр строятся для каждой его части.
§ 3.	МЕХАНИЗАЦИЯ НОСОВОЙ ЧАСТИ КРЫЛА
ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ
Предкрылки. Предкрылок представляет собой небольшое крылышк
расположенное в носовой части крыла и вписанное в нерабочем положение
в его обводы (рис. 7.18). При отклонении предкрылка между иим и кры
лом образуется профилирированиая щель. Воздух, проходящий через эт
щель, сдувает пограничный слой с верхней поверхности крыла, затягив 
срыв потока иа большие углы атаки, при этом увеличиваются критически
угол атаки нкр и максимальное значение коэффициента подъемной сип]
су ша\ - Кривая су = f(a) крыла с предкрылком показана иа рис. 7.15
Хорда предкрылка обычно составляет Ьп = (0,12. . .0,15 )Ь, а угол отклои»
иия - 6пр = 35. . .45°.
Несмотря иа то, что предкрылки имеют малую массу и дают большо
прирост су тах, они все же ие получили распространения в качестве едиис:
венного средства посадочной механизации крыла. Объясняется это тем, чт
cv max получается на очень больших углах атаки, для обеспечения которЫ
на посадке самолет должен был бы иметь очень высокое шасси. Большая ж
высота шасси затрудняет его уборку и приводит к увеличению массы.
Более широкое применение предкрылки получили как средство, ул/
шающее поперечную устойчивость и управляемость самолета, а у самолет
114
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 7.18. Схема предкрылка
Рис. 7.19. График кривой Cya = f(a) для
Крыла с предкрылком:
1 — предкрылок не отклонен; 2 — пред-
крылок отклонен
со стреловидным крылом - и продольную устойчивость при полете на боль
ших углах атаки. В этом случае предкрылки устанавливаются на концах
крыльев против элеронов. Отклонение таких концевых предкрылков на
больших углах атаки затягивает срыв потока с концевых частей крыла, что
обеспечивает эффективность элеронов и улучшает поперечную управляе-
мое! ь. При отсутствии предкрылка при полете на больших, близких к кри-
тическому, углах атаки отклонение элерона вниз привело бы к срыву пото-
ка на части крыла, где расположен элерон, и вместо требуемого увеличения
подъемной силы получилось бы ее падение.
Как средство, уменьшающее посадочную скорость, предкрылки приме-
няются в комбинации с теми типами механизации хвостовой части крыла,
которые при отклонении уменьшают критический угол атаки. Чаще всего
встречаются комбинация предкрылка с закрылком. При такой комбинации
критический угол атаки получается обычно не меньше, а даже несколько
больше критического угла немеханнзированного крыла, но он оказывается
приемлемым с точки зрения высоты шасси. При такой механизации обеспе-
чивается получение более высоких значений с
уапос-
Различают автоматические и управляемые предкрылки.
Автоматические предкрылки применяются как средство, улучшающее
/стойчивость и управляемость самолета при полете на больших углах атаки.
Они располагаются на концевых участках крыла против элеронов. Отклоне-
ние такого предкрылка происходит автоматически на больших углах атаки
под действием аэродинамических сил.
Механизм иавески автоматического предкрылка должен обеспечить его
выдвижение начиная с определенного угла атаки. Для этого мгновенный
центр вращения механизма должен располагаться так, чтобы результирую-
щая аэродинамических сил предкрылка начиная с этого угла атаки (угол
0-4 на рнс. 7.20) создавала относительно мгновенного центра момент, вы-
зывающий отклонение предкрылка.
Управляемые предкрылки выдвигаются при помощи специальных ме-
ханизмов управления одновременно с отклонением закрылков.
Носовые щитки (щитки Крюгера). Носовой щнток (рнс. 7.21) распо-
лагается в корневых сечениях крыла. В неотклоненном положении он обра-
зует нижнюю поверхность крыла у иоска. Отклонение носового шитка при-
водит к увеличению кривизны профиля и площади крыла в сечеш1ях, заня-
тых носовым щитком, благодаря чему происходит увеличение су п1ах. Кри-
ВйЯ Суа = для кРьша с носовым щитком показана на рнс. 7.22. Хорда
115
носового щитка обычно составляет величину Ьн щ = (0,15. . ,0,2)Ь. Носовой
щиток нашел применение на стреловидных крыльях. Применяется ои обыч-
но в комбинации с предкрылком: в корневых сечениях крыла устанавлива-
ется носовой щиток, на остальной части крыла — предкрылок. Объясняет-
ся это тем, что предкрылок обеспечивает более высокое значение <тКр,чем
носовой щиток. Поэтому у стреловидного крыла, у которого аКр концевых
сечений меньше акр корневых сечений, постановка в концевых сечениях
1редкрылка, а в корневых носового щитка обеспечивает примерно одина
ковые значения акр по всему размаху.
Отклоняемый иосок. Отклоняемый носок представляет собой подвиж-
ную переднюю часть крыла (рис. 7.23) и применяется на крыльях малой от-
носительной толщины, имеющих острую кромку. Острый иосок приводит
к раннему срыву потока. Наибольший эффект отклоняемый носок дает тог-
да, когда при увеличении угла атаки крыла ои остается установленным при-
мерно по потоку. Следовательно, угол отклонения носка должен быть свя-
зан с углом атаки крыла зависимостью ~ Отклонение иоска увеличи-
вает эффективную кривизну профиля и затягивает срыв потока на большие
углы атаки, что ведет к увеличению су П1ах. Кривая су = Ь(а) для крыла с
отклоняемым носком показана на рис. 7.24. Следовательно, отклонение
носка, как и отклонение предкрылка, приводит к росту су m ах вследствие
увеличения «-кр. Отличне между ними состоит в том, что действие отклонен-
ного предкрылка проявляется лишь на больших углах атаки, в то время как
действие отклоненного носка проявляется на всех углах атаки, при этом
в зависимости от того, как влияет изменение кривизны на величину коэф-
фициента подъемной силы, кривая 2 смещается либо вправо, либо влево от
кривой 7. Наиболее эффективен отклоняемый носок, расположенный на
Рис. 7.22. График кривой сУа — f (а) для
крыла с носовым щитком;
I - щиток не отклонен; 2 - щиток отклонен
Рис. 7.23. Схема отклоняемого носка
116
Рис. 7.24. График кривой суд = f (а) для
крыла с отклоняемым носком:
I носок не отклонен; 2 - носок от-
клонен
Рис. 7.25. Поперечное сечение пред-
крылка
концах крыла и занимающий не менее половины его размаха, хорда кото*
рого составляет 10.. .15 % хорды крыла.
Отклоняемый иосок, увеличивающий ДКп, применяется обычно в ком*
бинации с закрылком, уменьшающим а^. Такая комбинация позволяет
получить достаточно высокие значения су при приемлемых значениях по-
садочного угла атаки.	а
КОНСТРУКЦИЯ ПРЕДКРЫЛКОВ
Поперечное сечение предкрылка показано на рис. 7.25. Продольный на-
бор его состоит из одного или двух лонжеронов швеллерного или Z-образ-
ного сечений. Поперечный набор состоит из серии штампованных из листа
нервюр. К каркасу крепится металлическая обшивка.
Навеска управляемых предкрылков осуществляется чаще всего на мо-
норельсах. Но здесь монорельс закреплен обычно на предкрылке и перемег
щается по направляющим крыла (рис. 7.26). Управляемый предкрылок
состоит, как правило, из нескольких секций, каждая из которых навешена
на двух монорельсах. Механизмы навески автоматических пгедкрылков
выполняются по различным схемам.
На рис. 7.27 показан четырехзвенный механизм навески предкрылка.
Конструктивно такой механизм прост, размещение его даже внутри тон-
напрабдяющие ролики
с' 7.26. Схема навески предкрылка
на монорельсах
Рис. 7.27. Схема навески предкрылка
на четырехзвенном механизме
117
Рис. 7.28. Схема навески предкрылка на качалках
кого крыла не вызывает затруднений. Навес-
ка осуществляется в двух сечениях.
Широкое распространение получила на-
веска автоматических предкрылков на качал-
ках (рис. 7.28). При такой схеме навески пред-
крылок одновременно с выдвижением вперед
смещается несколько и вдоль размаха крыла.
У последних двух механизмов силы Тре-
ния невелики, что особенно важно для авто-
матического предкрылка.
С силовой точки зрения предкрылок
представляет собой балку на двух опорах,
нагруженную, распределенными силами. Проектировочный расчет пред-
крылка аналогичен расчету других средств механизации.
§ 4.	УПРАВЛЕНИЕ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ
Значительное уменьшение посадочной скорости и сокращение длин раз-
бега и пробега самолета могут быть достигнуты при применении управле-
ния пограничным слоем. Установка на современных скоростных самолетах
мощных турбовинтовых и особенно турбореактивных двигателей, имею-
щих большие расходы воздуха, создала благоприятные возможности для
управления пограничным слоем. Управление пограничным слоем осуществ-
ляется либо путем отсасывания, либо путем сдувания.
Отсасывание пограничного слоя может производиться через щель или
через пористый участок, расположенный на верхней поверхности крыла. В
этом случае срыв потока затягивается на большие углы атаки, что ведет к
повышению су тах (рис. 7.29) . Щель или пористую поверхность лучше все-
го располагать в зоне разрежения у наибольшего отрицательного градиен-
Рис. 7.29. График кривой Cya=f(a)
для крыла с отсасыванием погранично-
го слоя:
1 - без отсасывания, 2 — с отсасы-
ванием
Рис. 7.30. График кривой Су = i (Ct) с
отсасыванием пограничного слоя у перед-
ней кромки отклоненного закрылка-
1 — без отсасывания, закрылок не откло-
нен; 2 - без отсасывания, закрылок от-
клонен; 3 — с отсасыванием, закрылок от-
клонен
118
та давления. У тонких профилей эта зона находится на верхней поверхнос-
ти у передней кромки. Эффективность отсасывания зависит от места поло-
жения щели или пористого участка, их размеров и количества отсасывае-
мого воздуха. Отсасывание воздуха через щель и пористую поверхность
позволяет получить в полете высокие значения су тах. Но так как су п1ах
получается при очень больших углах атаки, практическое использование
этого способа управления пограничным слоем сильно затруднено из-за ог-
раничений, накладываемых на угол атаки высотой шасси и условиями
обзора.
Чтобы устранить этот недостаток, лучше производить отсасывание по-
граничного слоя у передней кромки отклоненного закрылка, так как здесь
также расположена зона разрежения. Здесь значительное увеличение коэф-
фициента подъемной силы достигается при неизменном критическом угле
атаки (рис. 7.30). су^П1ах в значительной степени зависит от размеров за-
крылка, относительной толщины профиля, формы крыла в плане, расхо-
дов воздуха и некоторых других факторов
Сдувание пограничного слоя, как показали эксперименты, наиболее
целесообразно производить в зонах разрежения и больших положительных
градиентов давления, т.е. на верхней поверхности крыла у передней кром-
ки профиля и у оси вращения закрылка.
Сдувание пограничного слоя путем выдувания воздуха у передней
кромки крыла позволяет затянуть отрыв потока на большие углы атаки
(рис. 7.31). Но ухудшение обзора и необходимость применения высокого
шасси для получения больших углов атаки, которым соответствуют высо-
кие значения с., , затрудняют практическое применение этого способа
•а	-
управления пограничным слоем. Применение выдувания воздуха вблизи
оси вращения закрылка позволяет получить значительное приращение су
при приемлемых углах атаки (рис. 7.32). Последний способ управления по-
граничным слоем - выдувание воздуха над закрылком - получил наиболь-
шее распространение. Объясняется это двумя причинами. Во-первых, конст-
руктивной простотой системы выдувания в сравнении с системой отсасыва-
ния. Воздух, необходимый для выдувания, забирается из компрессора тур-
^>Ис- 7.31. График кривой су =f(U)
при выдувании воздуха у передней
у _ , кромки крыла:
без выдувания; 2 — с выдуванием
Рис. 7.32. График кривой суа =f(a) при
выдувании воздуха над закрылком:
1 — без выдувания, закрылок не отклонен;
2 — без выдувания, закрылок отклонен;
3 — с выдуванием, закрылок отклонен
110
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 7.33 Способы выдувания воздуха на закрылок
бореактивного двигателя, в то время как для отсасывания необходимо ста-
вить специальные компрессоры. Кроме того, трубопроводы, по которым
направляется к закрылку сжатый воздух, требуют меньшего диаметра, чем
трубопроводы для отсасывания воздуха, и поэтому их легче разместить в
крыле. Во-вторых, выдувание воздуха над закрылком обеспечивает получе-
ние высоких значений су при обычных посадочных углах атаки.
Выдувание воздуха может быть осуществлено двумя способами: либо
через щель в крыле на закрылок (рис. 7.33, а), либо через щель, располо-
женную на самом закрылке (рис. 7.33, 6) по касательной к его поверхнос-
ти. Конструктивно способ выдувания воздуха на закрылок через щель
крыле значительно прощсутоэтому он обычно и применяется.
§ 5.	УПРАВЛЕНИЕ ЦИРКУЛЯЦИЕЙ
Управление циркуляцией может производиться также либо путем о)
сасывання, либо путем выдувания. Прн больших расходах воздуха оказы-
вается непосредственное воздействие на внешний поток, обтекающни
крыло.
• Управление циркуляцией путем отсасывания пока не нашло практичес-
кого применения, так как отсасывание больших масс воздуха связано с
большими конструктивными трудностями и требует большой затраты мош
ностн двигателей, при этом прирост с, тах получается, как правило, не
больше, чем при управлении пограничным слоем.
Большое внимание в последнее время уделяется вопросу использова-
ния в качестве средства управления циркуляцией струн сжатого воздуха, вы-
текающей из крыла вблизи его задней кромки под некоторым углом к хор-
де. Этот способ управления циркуляцией лол учил название реактивного
закрылка.
Вытекающая под некоторым углом к хорде у задней кромки струя
воздуха отклоняет внешний поток. Воздействие струн воздуха па внешний
поток аналогично воздействию на него выдвижного отклоненного вниз
закрылка, т.е. равносильно увеличению кривизны и хорды профиля. Приме-
нение реактивного закрылка приводит в большому приросту подъемной
силы крыла.
Эффективность реактивного закрылка зависит от двух основных пара-
метров- угла 6 — угла между хордой профиля и направлением выдуваемой
струи (рис. 7.34) и коэффициента с^ — коэффициента количества движс
ння. Коэффициент количества движения представляет собой следующую
зависимость:
MWC
2 ^мех
где М — массовый расход выдуваемого воздуха в секунду; WL - скороеть
истечения выдуваемого воздуха на срезе сопла; pV2/2 - скоростной напор;
SMex - площадь крыла, обслуживаемая реактивным закрылком.
120
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 7.34 Схема реактивного закрылка
Рис. 7.35. Изменение Дсг в зависимости от с„
Общий прирост коэффициента подъемной силы складывается из верти-
кальной составляющей реакции струи c^sinfl и приращения Дсу г, обуслов-
ленного циркуляцией, создаваемой струей выдуваемого воздуха"
ДсУа = cosine + ДсУаГ.
На рис. 7.35 показано изменение Дсу в зависимости от с^ для симмет-
ричного профиля при угле атаки, равном нулю. Из графика видно, что вер-
тикальная составляющая реакции струи дает небольшую часть общего при-
роста подъемной силы. Крупным недостатком реактивного закрылка яв-
ляется большое смещение назад центра давления, определяемого с учетом
реакции струи. При этом с ростом с^ смещение увеличивается. Для обеспе-
чения продольной балансировки самолета в этом случае необходимо иметь
иа горизонтальном оперении большую действующую вниз аэродинамичес-
кую силу, что приводит к значительной потере подъемной силы самолета.
Есть и конструктивные трудности в применении реактивного закрылка,
связанные с необходимостью регулирования угла отклонения струи во вре-
мя полета самолета. Кроме того, применение реактивного закрылка в ’’чис-
том’* виде вряд ли найдет широкое применение иа самолетах из-за полной
потери управления подъемной силой при нарушении работы системы выду-
вания, что сделает в этом случае практически невозможной безопасную
посадку.
По этим причинам более целесообразным является одновременное ис-
пользование эффекта струи в комбинации с обычным закрылком. Здесь
при отказе системы выдувания закрылок сохраняет эффективность. Разме-
ры закрылка могут быть уменьшены, так как его основное назначение в
этом случае все же будет состоять в управлении струей. Кроме того, такая
комбинация позволит при равных значениях с^ и угла отклонения струи
несколько увеличить подъемную силу в сравнении с ’’чистым” реактивным
закрылком.
ГЛАВА 8.
ОПЕРЕНИЕ
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
К оперению самолета относятся горизонтальное и вертикальное опе-
рение.
Горизонтальное оперение служит для обеспечения продольной, а верти-
кальное — путевой устойчивости и управляемости самолета.
К оперению самолета предъявляются следующие основные требования.
121
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.	Обеспечение продопьной и путевой устойчивости и управляемости
самолета на всех режимах полета, в том числе и на режимах, близких к
<ткр (посадка, штопор).
2.	Наименьшее лобовое сопротивление.
3.	Малые шарнирные моменты рулей.
4.	Возможно меньшее затенение оперения крылом, фюзеляжем,
гондолами двигателей, а также одной части оперения другой.
5.	Более позднее, чем на крыле, возникновение волнового кризиса, что
обеспечивает меиьшее нарушение характеристик устойчивости и управляе-
мости при полете иа околозвуковых скоростях. '
6.	Исключение возможности возникновения вибраций.
7.	Простота монтажа и демонтажа оперения на самолете.
8.	Простота установки рулей с обеспечением взаимозаменяемости.
В этой главе более подробно будет рассмотрено оперение самолета нор-
мальной схемы
§ 2.	ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ОПЕРЕНИЯ
Различают четыре схемы оперения (рис. 8.1):
1)	с центральным вертикальным оперением (а);
2)	с разнесенным вертикальным оперением, закрепленным на фюзе-
ляже (б)'
3)	с разнесенным вертикальным оперением, закрепленным на концах
горизонтального оперения (в);
4)	V-образиое оперение (г).
Оперение, выполненное по первым трем схемам, состоит из горизон-
тального и вертикального оперений. У большинства самолетов горизонталь-
ное оперение, в свою очередь, состоит из стабилизатора и руля высоты, а
вертикальное — из киля и руля направления.
Две несущие поверхности V-образного оперения, расположенные на-
клонно по бокам фюзеляжа, состоят из неподвижной части — стабилизатора
и подвижной части - руля. Отклонение обоих рулей в одну сторону анало-
гично действию руля высоты, а отклонение в разные стороны аналогично
действию руля направления.
Наиболее широко применяется схема с центральным вертикальным
оперением, имеющая очевидные конструктивные преимущества.
При большой площади вертикального оперения его на некоторых само-
летах делают разнесенным, закрепляя обе части на фюзеляже. В этом случае
из-за уменьшения плеча силы, действующей иа вертикальное оперение,
уменьшается крутящий момент фюзеляжа.
Разнесенное вертикальное оперение в виде двух шайб, укрепленных на
концах горизонтального оперения, конструктивно сложнее центрального
вертикального оперения. Но у него есть и преимущества: улучшение задне-
го обзора, повышение эффективности горизонтального оперения вслед-
ствие наличия концевых шайб, уменьшение крутящего момента фюзеляжа.
Применение этой схемы иа многомоторных самолетах с расположением
шайб в струе от винтов позволяет повысить и эффективность вертикально-
го оперения. Разнесенное вертикальное оперение применяется на двухбалоч-
ных самолетах.
Встречаются самолеты и с тремя плоскостями вертикального оперения.
Преимуществами V-образного оперения является возможность выноса
«оперения из аэродинамической тени крыла и из Струи выхлопных газов дви-
гателей. К недостаткам этой схемы относятся сложность кинематики управ-
122
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам
-6-	-<У>-
а)	б)	в) г)
Рис 8 1. Схемы оперения
Рис 8.2. Расчетная схема при выборе
площади горизонтального оперения
пения рулями и появление больших закручивающих фюзеляж моментов
при отклонении рулей в разные стороны, снижение эффективности рулей
при совместном действии ручного и ножного управления.
Форма в плане горизонтального оперения аналогична форме крыла.
Наибольшее распространение имеет трапециевидная форма горизонтального
оперения. На двухбалочных самолетах применяется прямоугольное в плане
горизонтальное оперение. На скоростных самолетах устанавливается стре-
ловидное и треугольное оперение.
Параметрами, характеризующими форму горизонтального оперения в
плане, как и у крыла, являются площадь, удлинение, сужение и угол стре-
ловидности.
Площадь горизонтального оперения зависит от площади крыла S, сред-
ней аэродинамической хорды ЬА и плеча горизонтального оперения Lro,
представляющего собой расстояние от центра масс самолета до центра дав-
ления горизонтального оперения по прямой, параллельной оси фюзеляжа.
Обычно принимают, что центр давления находится на 25 % Ьс г х — средней
геометрической хорды горизонтального оперения у дозвуковых и на 50 % -
у сверхзвуковых самолетов (рис. 8.2).
Плошадь горизонтального оперения выбирается по величине коэффици-
ента статического момента
S L
°г о г о
где Sr о и 1Т о - площадь горизонтального оперения и его плечо; S и ЬА —
площадь крыла и его средняя аэродинамическая хорда.
Для современных самолетов Аг о = 0,35.. .0,55. Меньшне значения Аг
соответствуют легким маневренным самолетам, а большие — тяжелым не-
маневренным. У некоторых транспортных самолетов с большим разбегом
центровок Аг о = 0,7. . .0,8 и может даже доходить до 0,9.. .1.
Для самолетов с прямыми крыльями и для тяжелых неманевренных
самолетов со стреловидными крыльями 1Т о = (2. . .3,5)ЬА, а для сверх-
звуковых маневренных самолетов с треугольными и стреловидными
крыльями малого удлинения Lr = (1,2. . ,1,5)ЬА.
Плошадь рулей высоты обычно находится в пределах S в ~
Удлинение влияет на характеристики горизонтального оперения точно
Так же, как и на характеристики крыла. При выборе удлинения следует
также учитывать, что его увеличение приводит к увеличению эффективнос-
ти горизонтального оперения из-за уменьшения площади, находящейся в
заторможенном фюзеляжем потоке, и увеличения с® г 0 . Кроме того, с
увеличением Хг о уменьшается шарнирный момент руля высоты, что ве-
ДеТ * уменьшению потребной площади аэродинамической компенсации.
Влияние сужения на характеристики горизонтального оперения такое же,
Как и У крыла. Дополнительно при выборе сужения следует учитывать, что’
121
•AOK
i.sph.ru - С амолет своими руками?!
его увеличение приводит к некоторому снижению эффективности горизон-
тального оперения из-за увеличения площади, находящейся в заторможен-
ном фюзеляжем потоке. Для большинства современных самолетов т]г о =
= 2.. .3.
У скоростных самолетов со стреловидными и треугольными крыльями
горизонтальное оперение делается также стреловидным или треугольным.
Угол стреловидности берется таким же, как у крыла, или иа несколько гра-
дусов больше. Этим обеспечивается более позднее, чем на крыле, возник-
новение волнового кризиса, что приводит к меньшему нарушению устой-
чивости и управляемости при полете на больших скоростях.
На горизонтальном оперении обычно применяются симметричные про-
фили, что обеспечивает меиьшее сопротивление, более высокое критическое
число М и меиьшую величину шарнирного момента рулей высоты. На тяже-
лых самолетах иногда горизонтальное опереиие имеет несимметричный
профиль, который устанавливается вогнутостью вниз. В этом случае потреб-
ная для горизонтального полета направленная вниз балансировочная сила
получается при очень малом угле атаки, что обеспечивает снижение сопро-
тивления. Относительная толщина профиля горизонтального оперения рав-
на или чаше всего меньше относительной толщины профиля крыла.
Угол поперечного V горизонтального оперения, как правило, равен
нулю. И лишь в случае необходимости выноса горизонтального оперения из
струи расположенных впереди двигателей или из зоны затенения крылом
и различными надстройками ему может придаваться угол поперечного V.
Обычно этот угол не превышает ±10°.
Вертикальное оперение при виде сбоку имеет обычнр трапециевидную
форму. Эллиптическая и близкая к ней формы могут применяться для раз-
несенного вертикального оперения. На скоростных самолетах устанавли-
вается стреловидное вертикальное оперение.
Площадь вертикального оперения выбирается по величине коэффици-
ента статического момента
__	.о^-в.о	t
Ав.о  SL
тде SB — площадь вертикального оперения; LB о — плечо вертикального
оперения, представляющее собой расстояние по прямой, параллельной оси
фюзеляжа, от центра масс самолета до центра давления вертикального опе-
рения, т.е. до точки, лежащей иа 25 % Ьс г х — средней геометрической хор-
ды вертикального оперения у дозвуковых и иа 50 % — у сверхзвуковых
самолетов (рис. 8.3) ; S и 1- площадь и размах крыла.
Для самолетов с прямым крылом Ав о = 0,04. . .0,055, для скоростных
самолетов со стреловидным и треугольным крылом Ав о = 0,06. . .0.14, при
этом LB о Lj. 0.
Площадь руля направления обычно находится в пределах S н =
= (0,35. . 0,46) SB O.	Р
Удлинение вертикального оперения обычно меньше удлинения горизон-
тальною оперения. Уменьшение удлинения, хотя и вызывает некоторое
снижение эффективности вер-
тикального оперения из-за
увеличения площади, находя-
щейся в заторможенном фю-
зеляжем потоке, позволяет
Рис. 8.3. Расчетная схема при вы-
боре площади вертикального опе-
рения
124
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
уменьшить Крутящий момент фюзеляжа и максимальный изгибающий мо
мент оперения, что выгодно в весовом отношении У современных самоле-
тов Хв о = 0,8 ... 2.
При выборе сужения вертикального оперения учитываются те же фак-
торы, что и при выборе сужения крыла и горизонтального оперения. Су-
жение вертикального оперения современных самолеюв обычно находится
в пределах т?в о = 2.. .3.
У вертикального оперения, на копне которого располагается горизон-
тальное оперение (так называемое Т-образное оперение), т?во =1 ..1,5
Уменьшение сужения в этом случае диктуется стремлением увеличить
строительную высоту концевого сечения киля, чтобы упростить размеще-
ние узлов крепления горизонтального оперения
По тем же причинам, что и для горизонтального оперения, угол стрело-
видности вертикального оперения берется равным или на несколько граду-
сов большим угла стреловидности крыла.
Целесообразно увеличивать угол стреловидности вертикального опере-
ния, если на нем размещается горизонтальное оперение. В этом случае уве-
личение хв о позволяет получить требуемые значения Ц, о и LB о при мень-
шей длине хвостовой части фюзеляжа, что выгодно в весовом отношении.
Кроме тою, при креплении внутри фюзеляжа двигателя это выгодно и из-за
возможности укоротить выхлопную трубу.
Профиль вертикального оперения симметричный, относительная его
толщина, как правило, меньше относительной толщины крыла, что обеспе-
чивает получение меньшего сопротивления и более высокого критического
числа М.
У разнесенного вертикального оперения, когда плоскости его располо-
гаются в струе от винтов, профиль может быть и несимметричным, обра-
щенным вогнутостью к плоскости симметрии самолета. В этом случае
при полете с одним неработающим двигателем будет меньший момент
разворота.
§ 3.	РАСПОЛОЖЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ НА САМОЛЕТЕ
Эффективность оперения в значительной степени зависит от его распо-
ложения па самолете. Желательно, чтобы на всех режимах полета оперение
ие попадало бы в зону потока, заторможенного крылом, гондолами двига-
телей, фюзеляжем или другими частями самолета. Большое влияние на эф-
фективность оперения оказывает и взаимное расположение его частей.
За крылом самолета образуется зона заторможенного потока, носящая
название спутной струи. Размеры этой зоны зависят от скорости полета, уг-
ла атаки крыла и его параметров. Точные границы спутной струи определя-
ются на основании аэродинамических продувок. В спутной струе значитель-
но уменьшаются скорости, больших значений достигают углы скоса потока,'
зона насыщена вихрями.
По этим причинам размещение в спутной струе горизонтального опере-
,П1Я привело бы к снижению его эффективности (из-за уменьшения скорос-
ти потока), ухудшению характеристик устойчивости (из-за больших углов
скоса) и возникновению вибраций при интенсивном вихреобразовании. При
®Ь|боре положения горизонтального оперения необходимо, чтобы иа всех
режимах полета оно ие попадало бы в спутную струю. Горизонтальное опе-
рение распологается либо выше (рис. 8.4, с), либо ниже (рис. 8.4, б) спут-
1,0 и струи.
125
Рис 8 4 Расположение горизонтального оперения по высоте относительно крыла
При выборе положения горизонтального оперения необходимо также
обеспечить достаточное удаление его от реактивной струи двигателей.
Взаимное расположение горизонтального и вертикального оперений
должно быть таким, чтобы в полете одна часть оперения возможно меньше
затеняла другую При полете самолета на больших углах атаки или со
скольжением определенная часть вертикального оперения попадает в аэро-
динамическую тень горизонтального оперения (рис 8,5). Самолет, у кото-
рого вертикальное оперение и особенно руль направления сильно затенены
обладает плохими штопорными характеристиками.
Затенение вертикального оперения можно уменьшить, размещая гори-
зонтальное оперение либо позади, либо впереди вертикального, либо на
верхней его части.
Каждый из этих вариантов имеет свои преимущества и недостатки
Если правильно выбрано плечо горизонтального оперения, то при раз-
мещении вертикального оперения впереди горизонтального необходимо
увеличить площадь вертикального оперения для обеспечения потребной его
эффективности, а это приведет к увеличению его массы и сопротивления и
к увеличению крутящего момента фюзеляжа При размещении же верти-
кального оперения за горизонтальным необходимо будет увеличить длину
фюзеляжа, что вызовет увеличение массы фюзеляжа и его сопротивления
При размещении горизонтального оперения на вертикальном усложняется
конструкция крепления и увеличиваются нагрузки киля
В последнее время на тяжелых транспортных и пассажирских самоле-
тах с двигателями, установленными на пилонах по боком хвостовой части
фюзеляжа, широкое распространение получила схема Т-образного оперения
В этом случае обеспечивается вынос горизонтального оперения из струи
двигателей, К преимуществам такой схемы также относится повышение
эффективности вертикального оперения ( в этом случае горизонтальное
оперение играет ролЪ концевой шайбы) и уменьшение возможности его за-
тенения. Крупным недостатком этой схемы является возможность попада-
ния самолета в режим так называемого ’’глубокого срыва”. При превыше-
нии допустимых значений угла атаки (это может произойти случайно при
Рис 8.5 Затенение вертикального опере- Рис. 8.6 Схема установки форкиля и по i
ния горизонтальным	фюзеляжного гребня
126
i.spo.ru - < амолет своими ру
сильном вертикальном порыве) и наступлении срыва на крыле спутная
струя может охватить все горизонтальное оперение и эффективность руля
окажется недостаточной. Для исключения этого в системе продольного
управления ставятся специальные автоматические устройства.
Для повышения путевой устойчивости и эффективности вертикального
оперения и а больших углах скольжения на самолетах устанавливаются фор-
кил и и подфюзеляжные гребни (рис. 8.6).
Окончательно вопрос размещения оперения на самолете и взаимного рас-
положения отдельных его частей решается иа основании результатов проду
вок, а затем и летных испытаний.
§ 4.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ОПЕРЕНИЕ
На оперение самолета в полете действуют распределенные аэродинами-
ческие силы и распределенные силы тяжести конструкции.
Силы тяжести конструкции сравнительно невелики и ими обычно пре-
небрегают.
Аэродинамические нагрузки определяются по данным продувок в соот-
ветствии с требованиями норм.
Особенностью расчета на прочность оперения является необходимость .
учета податливости опор руля при числе их больше двух. При двухопорном
руле построение эпюр производится просто. Руль в этом случае рассматри-
вается как двухопорная балка, загруженная распределенной нагрузкой и
силой, приложенной к рычагу управления рулем. Эта сила определяется из
условия Уравновешивания шарнирного момента. Затем строятся эпюры пе-
ререзывающих сил, изгибающих моментов и крутящих моментов руля и
производится подбор сечений его силовых элементов.
При проектировочном расчете оперения с многоопорным рулем не учи-
тывается податливость опор — они принимаются жесткими. Тогда расчет.,
руля производится аналогично расчету многоопорного элерона с помощью
теоремы о трех моментах.
Нагрузками неподвижной части оперения будут распределенные аэро-
динамические силы и реакции, приложенные в опорах руля. После оп-реде-
ления нагрузок строятся эпюры перерезывающих сил, изгибающих и кру-
тящих моментов неподвижной части оперения и производится подбор се-
чений се силовых элементов.
§ 5.	КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ОПЕРЕНИЯ
Правильный выбор конструктивно-силовой схемы оперения позволя-
ет получить конструкцию наименьшей массы при требуемой прочности и
жесткости.
На современных скоростных самолетах устанавливается свободноне-
сущер оперение с жесткой работающей обшивкой. Свободно несущая схе-
-ма наиболее полно удовлетворяет требованиям аэродинамики,- предъяв-
ляемым к скоростному самолету, а применение жесткой работающей об-
шивки обеспечивает требуемое аэродинамическое качество поверхности и
позволяет получить выгодную в весовом отношении конструкцию.
В связи с особенностями нагружения и закрепления отдельных частей
оперения имеются и различия в их конструктивно-силовых схемах.
127
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
стабилизаторы И КИЛИ
Стабилизатор может быть разъемным и неразъемным. Разъемный ста-
билизатор состоит из двух половин — левой и правой, прикрепленных к
фюзеляжу или килю.
Киль и разъемный стабилизатор представляют собой консольные бал-
ки, а неразъемный стабилизатор - двухопорную балку с двумя консолями.
Конструктивно силовые схемы стабилизатора и киля мало чем отли-
чаются от конструктив ио силовых схем крыла.
Для конструктив но-с иловых схем стабилизатора и киля может быть
применена та же классификация, которая применялась для схем крыла. Ха-
рактер нагружения и работа отдельных силовых элементов аналогичны на-
гружению и работе этих элементов в крыле.
У самолетов небольших размеров с центральным расположением верти-
кального оперения киль иногда изготовляется как одно целое с фюзеля-
жем (рис. 8.7).
Конструкция силовых элементов — лонжеронов, стрингеров, нервюр
и обшивки - ничем ие отличается от конструкции этих элементов в крыле.
РУЛИ
Конструкция рулей точно такая же, как и конструкция элеронов Рули,
как и элероны, имеют аэродинамическую компенсацию. Следует лишь за-
метить, что для рулей не применяется внутренняя аэродинамическая ком-
пенсация
по причине
больших углов отклонения
рулей
и невозможности
поэтому разместить в тонком стабилизаторе или киле внутренний компе!
сатор. Рули так же, как и элероны, должны иметь весовую балансировку.
Руль высоты может состоять из двух половин, а может быть и сплои
иым. Последний вариант встречается сравнительно редко.
Рис. 8.7. Киль, изготовленный ю
одно целое с фюзеляжем
Рис. 8.8. Схема соединения ДВУ*
половин руля стреловидного гори-
зонтального оперения
128
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Но и руль высоты, состоящий из двух половин, управляется, как пра-
вило, с помощью одного рычага. С этой целью две половинки руля соеди-
няются между собой, и на оси симметрии устанавливается рычаг управле-
ния. В случае стреловидного оперения оси вращения двух половин руля пе-
ресекаются под углом. Но и здесь желательно осуществлять управление при
помощи одного рычага, установленного в плоскости симметрии самолета.
Обеспечивается это постановкой на оси вращения руля двух карданных уз-
лов (рис. 8.8).
На некоторых современных скоростных самолетах, особенно тяжелых,
где в системах управления используются усилители, с целью повышения на-
дежности применяется секционирование рулей. При этом каждая секция
руля имеет независимый привод управления. <
К узлам навески рулей предъявляются те же требования, что и к узлам
навески эперона, поэтому и конструктивно они выполняются одинаково.
§ 6.	КОНСТРУКЦИЯ СТЫКОВЫХ УЗЛОВ
Узпы крепления разъемного стабилизатора к фюзеляжу или килю и уз-
лы крепления киля к фюзеляжу конструктивно выполняются так же, как
и узлы крепления крыла. В лонжеронных схемах это обычно шарнирные
узлы, установленные на поясах лонжеронов. Крепление моноблочного опе-
рения осуществляется по всему контуру.
Крепление неразъемного стабилизатора к фюзеляжу или килю осущест-
вляется обычно в четырех точках с помощью шарнирных узлов (рис. 8.9).
Стыковой, бопт в таком узле работает на срез. Встречаются конструкции
Рис. 8.9 Узел крепления неразъ-
емного стабилизатора
Рис. 8 10. Стыковой узел с бол-
том, работающим на растя-
жение :
1 - лонжерон стабилизатора;
‘ - нервюра стабилизатора;
~ кронштейн на стабилиза-
4 - шпангоут фюзеляжа;
3 - обшивка фюзеляжа; 6 —
кронштейн на фюзеляже; 7 —
стыковой болт
12»
5 Гребеньков
Рис 8.11 Передний узел стабилизатора с регулируемым на земле углом установки
стыковых узлов, в которых стыковые болты работают на растяжение
(рис. 8.10)
Если предусматривается регулировка на земле установочного угла
стабилизатора, то обычно на передних узлах устанавливается специальная
гребенка (рис. 8.11). Гребенка имеет прорезь, в которой может переме-
щаться стыковой болт. Фиксация узла в требуемом положении производит-
ся при помощи гребенчатых шайб, подкладываемых под головку болта
и гайку.
§ 7 СРЕДСТВА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ БАЛАНСИРОВКИ
САМОЛЕТА
Под балансировкой понимают приведение к нулю моментов всех дей-
ствующих иа самолет сил относительно его центра масс К средствам аэро-
динамической балансировки самолета относятся подвижной стабилизатор
и триммеры. Эти средства должны обеспечивать балансировку самолета в
горизонтальном полете с брошенным управлением.
Средством продольной балансировки является подвижной стабилиза-
тор - стабилизатор с изменяемым в полете углом установки (рис. 8.12)
Узлы одного из креплений — либо переднего, либо заднего — делаются шар-
нирными, ось их является осью вращения. Другое крепление делается под-
вижным по вертикали, что и обеспечивает изменение в полете угла установ-
ки стабилизатора. Схема с подвижным передним креплением является бо-
лее удобной, так как передние узлы менее нагружены и изменение угла
установки стабилизатора меньше влияет на положение оси вращения руля
высоты.
Для обеспечения балансировки самолета относительно всех трех осей
используются триммеры. Триммер представляет собой небольшой руль,
установленный на всех рулевых поверхностях (руле высоты, руле направ-
ления, элероне), и конструктивно ничем не отличается от сервокомпенса-
тора. Отличие состоит лишь в управлении. Управляется триммер не от ко-
мандного рычага управления соответствующей рулевой поверхностью, а
от самостоятельного штурвала или рычага.
Рис. 8.12. Схемы стабилизаторов с изменением в полете углом установки
130
Угол отклонения триммера относительно рулевой поверхности ие дол-
жен меняться при ее поворотах. Для этого механизм управления триммера
пучше всего устанавливать в руле (рис. 8.13, а). Если по конструктивным
соображениям это сделать трудно, механизм управления устанавливается
в части конструкции, к которой прикреплен руль, и соединяется с трим-
мером кинематической связью так, чтобы повороты руля яс приводили-
к изменению угла отклонения триммера (рис. 8.13, б) или изменение этого
угла было небольшим (рис. 8.13, в).
Механизм управления триммером чаще всего винтовой или червячный.
Он приводится в действие обычно от электромоторчика, управление кото-
рым осуществляется пилотом из кабины. Раньше барабан винтового меха-
низма обычно приводился во вращение при помощи троса, идущего от бара-
бана, установленного в кабине, и вращаемого пилотом при помощи штур-
вальчика.
При отклонении триммера возникающая на нем аэродинамическая сила
создает момент относительно оси вращения руля, под действием которого
руль начинает отклоняться. Отклоняться он будет до тех пор, пока момент
от возникшей на нем силы относительно оси вращения ие уравновесит мо-
мент триммера. Летчик отклоняет триммер так, чтобы возникшая при по-
вороте руля сила сбалансировала самолет на данном режиме полета.
Триммер на руле высоты служит для продольной балансировки само-
лета при изменении режима его полета или при изменении в полете центров-
ки самолета из-за выгорания горючего и сброса грузов.
Триммер на руле направления используется для путевой балансировки
самолета при остановке одноЛз из двигателей.
Триммер на элероне обеспечивает'поперечную балансировку и служит
для уравновешивания реактивного момента виита, а также для устранения
крена, возникающего при остановке части двигателей иа многомоторном
самолете. Так как элероны имеют между собой кинематическую связь,
триммер обычно устанавливается на одном из них.
Размеры триммеров определяются величиной силы, необходимой для
балансировки самолета. Обычно для рулей высоты площадь триммера
=(0,05...0,l)Sp.B,
для рулей направления
STp.H =(0,03...0,l)Sp.H,
для элерона
STp.3 = (0,04. ..0,08)S3,
Триммер имеет те же недостатки, что и сервокомпенсатор: снижает эф-
фективность руля ( так как возникающая на нем сила противоположна си-
ле руля) и может способствовать возникновению вибраций, особенно если
не устранены люфты в узлах навески и в системе управления.
Рис. 8.13. Схемы управления триммерами
5
131
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Конструкция триммера относительно проста. Одним из важных требо-
ваний, предъявляемых к триммеру, является требование наименьшей массы.
Триммер, размещенный у задней кромки руля, требует увеличения баланси-
ровочных грузов. Небольшие по размерам триммеры иногда представляют
собой согнутый по профилю лист, подкрепленный диафрагмами (рис. 8.14).
Навеска его осуществляется на торцевых шарнирах.
На рис. 8.1 5 показано поперечное сечение триммера, крепящегося к ру-
левой поверхности при помощи шомпола. Продольный набор его состоит из
переднего профиля и хвостового стрингера, поперечный набор — из не-
скольких диафрагм, обшивка — жесткая.
В последнее время широкое применение находят триммеры из пласт-
массы.
Большие по размерам триммеры навешиваются на обычных шарнирах.
Чтобы не нагружать триммер дополнительным изгибающим моментом,
рычаг управления устанавливается в сечении узла навески или вблизи его.
На рулях направления и элеронах небольших самолетов иногда вместо
управляемых триммеров применяются неуправляемые. Такой триммер
представляет собой пластинку, заделанную в задней кромке руля или эле-
рона. Отгибанием пластинки на земле в ту или иную сторону достигается
снятие нагрузок с управления в установившемся полете. Причиной возник-
новения таких нагрузок может быть неточность изготовления .отдельных
частей самолета и их стыковки, несовершенства регулировки и т.п.•
На некоторых самолетах устанавливаются три мм еры-сервокомпенса-
торы, выполняющие функции и триммеров и сервокомпенсаторов (рис.
8.16). При отклонении руля триммер-сервокомпенсатор работает как серво-
компенсатор. а при включении механизма управления он работает как
триммер.
§ 8. ЦЕЛЬНОУПРАВЛЯЕМОЕ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Смещение фокуса крыла назад при сверхзвуковых скоростях полета
приводит к увеличению продольной статической устойчивости самолета, что
требует повышения эффективности продолыюго'управления. При возник-
новении на горизонтальном оперении скачка уплотнения площадь оперения,
подверженная аэродинамическому воздействию отклоненного руля, ограни-
131
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт; своими руками
чивается пространством за скачком. Дальнейший рост скорости ведет к пе-
ремещению скачка назад, а следовательно, и к уменьшению этой площади.
Начиная с какого-то значения числа М скачок при отклонении руля переме-
щается на его переднюю кромку и эффективность продольного управления
в этом случае будет зависеть лишь от площади руля и его угла отклонения.
Необходимость повышения эффективности продольного управления
потребует значительного увеличения площади руля высоты и его углов от-
клонения, что приведет в большому росту лобового сопротивления. В этом
случае постановка цельноуправляемого горизонтального оперения позволяет
при той же эффективности продольного управления получить меньшее ло-
бовое сопротивление.
Форма в плане цельноуправляемого горизонтального оперения чаще
всего треугольная или стреловидная.
При выборе положения оси вращения цель но управляемого горизон-
тального оперения необходимо стремиться, чтобы шарнирный момент был
по возможности меньшим, т.е. чтобы ось вращения проходила вблизи центра
давления. Так как на дозвуковых скоростях полета центр давления нахо-
дится примерно на 25 %, а на сверхзвуковых скоростях примерно иа 50 %
средней геометрической хорды, то ось вращения должна проходить где-то
посередине между двумя этими точками.
Ось вращения может быть перпендикулярной плоскости симметрии
самолета (рйс. 8.17, а) и может быть направлена к ней под углом (рис.
8.17, б). Каждый из этих двух вариантов имеет свои преимущества и
недостатки.
В первом варианте конструктивно проще осуществить управление, да
и ось получается неразрезиой, что выгодно в весовом отношении. Но здесь
из-за неравномерности аэродинамической компенсации по размаху полу-
чаются большие крутящие моменты в конструкции и несколько сложнее
силовая схема оперения, так как ось не проходит во всех сечениях вблизи
максимальных толщин профиля.
Ось вращения может быть выполнена по двум конструктив но-силовым
схемам:
1) ось жестко связана с фюзеляжем (рис. 8.18, а);
2) ось жестко связана с оперением (рис. 8.18, б) .
В схеме на рис. 8.18, а рычаг управления размещен на горизонтальном
оперении. Оперение крепится на оси на подшипниках. Для уменьшения
реакций в подшипниках расстояние между ними желательно делать боль-
шим. В этом случае ось работает только на изгиб.
В схеме на рис. 8.18, б рычаг управления закреплен на оси, представ-
ляющей собой продолжение лонжерона оперения. Здесь ось работает и на
кручение, поэтому она должна иметь замкнутое поперечное сечение.
^1С 8.17. Схема расположения оси враще-
ния цельноуправляемого горизонтального
оперения
Рис. 8.18. Схемы закрепления оси враще-
ния цельноуправляемого горизонтально-
го оперения
133
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 8.19. Конструктивно-си-
ловые схемы цельноуправляе-
мого горизонтального опере-
ния с осью, жестко с ним свя-
занной
Рис. 8.20. Конструктив но-
силовые схемы целеуправляе-
мого горизонтального опере-
ния, устанавливаемого на оси,
жестко закрепленной на фю-
зеляже
Конструктивно-силовые схемы цель но управляемого горизонтального
оперения во многом определяются формой его в плане и способом крепления
оси вращения. На рис. 8.19 показаны конструктив ио-силовые схемы цель-
шоу правд яем ого стреловидного и треугольного оперения с осью, жестко
связанной с оперением. В схеме а лонжерон, расположенный в месте макси-
мальной .строительной высоты и имеющий обычно двутавровое сечение, пе-
реходит в ось. Усиленными делаются бортовая нервюра 1—3 и нервюры
1—1 и 2—2 . Аналогичная схема в может быть применена и для треугольно-
го оперения со сходящимся продольным набором. В схеме б лонжерон 1—4
переходит в ось. Усиленными также делаются нервюры 1—2 и 3—4. На схе-
ме г показано треугольное оперение с параллельным продольным набором.
Здесь усиленными делаются лонжерон, переходящий в ось, и бортовая нер-
вюра. На рис. 8.20 показаны схемы с осью, заделанной в фюзеляже. В схеме
а усиленными кроме лонжерона будут нервюры 1—2, 1 — 1Г и 2—2'. У тре-
угольного оперения с параллельным продольным набором, показанного на
схеме 6, подшипники устанавливаются на лонжероне, в месте пересечения
его с усиленными нервюрами 1 —2 и 3—4. Для передачи нагрузок на ось слу-
жат и косые нервюры 1 —5 и 1 —6.
§ 9. ВИБРАЦИИ ОПЕРЕНИЯ
Различают два типа вибраций оперения — бафтииг и флаттер.
БАФТИНГ
Бафтинг - вибрации оперения, возникающие от действия вихрей, сры-
вающихся с лежащих впереди оперения частей самолета — крыла, гондол
двигателей, сопряжения крыла с фюзеляжем, фонарей кабин, различных
надстроек иа фюзеляже и т.п. Под влиянием вихрей оперение деформирует^
ся и начинает колебаться. При совпадении частоты пульсаций с собственной
44
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
частотой колебаний оперения наступает явление резонанса, амплитуда ко-
лебаний резко возрастает, что приводит к поломке оперения,
Завихренный поток образуется при срыве, который Возникает вслед- -
ствие больших углов атаки, образования скачков уплотнений (когда мест-
ная скорость достигает величины скорости звука) либо совместного влия-
ния этих двух факторов.
В соответствии с двумя причинами срыва потока различают нескорост-
ной и скоростной бафтийг.
Нескоростной бафтинг может возникнуть иа малых скоростях во вре-
мя маневра самолета, при полете на максимальной высоте или перед посад-
кой, когда полет осуществляется на больших углах атаки.
Скоростной бафтинг характерен для околозвуковых скоростей полета,
когда возникают скачки уплотнения
И, наконец, бафтинг возможен и как следствие срыва из-за совместно-
го влияния больших углов атаки и скачков уплотнения.
Для предотвращения бафтинга оперения необходимо’
1)	устранить причины, вызывающие срыв потока;
2)	вывести оnepeinie из завихренной зоны;
3)	увеличить общущ жесткость конструкции.
Борьба с бафтингом ведется главным образом путем выполнения пер-
вых двух требований. Для устранения срыва потока тщательно выполняют-
ся сопряжения фюзеляжа с крылом и различными надстройками, сопряже-
ния гондол двигателей с крылом и т.п. При выборе расположения оперения
необходимо выносить его из завихренной зоны. Увеличение общей жесткос-
ти фюзеляжа и оперения приводит к увеличению массы и применяется в
редких случаях.
ФЛАТТЕР
Флаттер оперения в общем аналогичен флаттеру крыла, но значительно
сложнее, так как оперение нз-за изгиба и кручения фюзеляжа имеет больше
степеней свободы. Из большого многообразия возможных форм флаттера
оперения рассмотрим следующие две формы:
1) изгибно-рулевой флаттер, при котором происходят изгибные коле-
бания фюзеляжа в вертикальной плоскости с одновременным отклонением
руля высоты (рис. 8.21. я) ;
2) крутильно-рулевой флаттер, при котором происходят крутильные
колебания фюзеляжа с одновременными антисимметричными отклонения-
ми правой и левой половин руля высоты и отклонением руля направления
(рис. 8 21,6).
1’ис 8 21 Схемы колебаний при флат-
тере оперения
Рнс 8 22. Схема возникновения изгиб-
но-рулевого флаттера
135
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На рис. 8.21 показаны нейтральное и отклоненное положения хвостовой
части фюзеляжа при колебаниях, вызванных отклонением рулей.
Причиной возникновения флаттера оперения является весовая несба-
лансированность рулей. При отсутствии весового балансира центр-масс руля
находится позади его оси вращения.
Рассмотрим физическую картину возникновения изгибпо-рулевого
флаттера. Пусть под действием какой-то возмущающей силы фюзеляж про-
гнулся вверх (рис. 8.22). Из верхнего положения под действием упругой
силы фюзеляж начнет двигаться вниз с ускорением.
Возникшая при этом инерционная сила руля, приложенная в его центре
масс и направленная вверх, создаст относительно оси вращения момент, под
действием которого руль отклонится вверх. Это вызовет появление допол-
нительной аэродинамической силы, направленной в сторону движения, —
ДУВ. Вследствие вертикальной скорости движения U появится дополни-
тельная демпфирующая сила — AYfl.
Имея запас кинетической энергии, фюзеляж пройдет нейтральное по-
ложение и из-за сопротивления, оказываемого упругими силами, начнет
двигаться с замедлением, а руль под действием возникших при этом инер-
ционных сил начнет возвращаться к своему нейтральному положению. За-
тем из иижиего положения фюзеляж под действием упругих сил начнет
двигаться с ускорением вверх, а руль под действием инерционных сил —
отклоняться вниз. При этом опять появятся дополнительные возбуждаю-
щие и демпфирующие силы.
При некоторой скорости полета работа возбуждающих сил станет рав-
на работе демпфирующих сил, и колебания будут происходить с постоянной
амплитудой. Эта скорость и будет критической скоростью изгибно-рулево-
го флаттера. При скорости больше критической работа возбуждающих сил
будет больше работы демпфирующих сил, колебания начнут быстро воз-
растать — вплоть до разрушения конструкции.
Аналогична картина возникновения и других форм флаттера.
Основным мероприятием, предупреждающим возможность возникно-
вения флаттера оперения, является весовая динамическая балансировка
рулей. Весовая балансировка рулей осуществляется точно так же, как и ве-
совая балансировка элеронов. Увеличение изгибиой и крутильной жесткос-
ти фюзеляжа, увеличение жесткости оперения также повышает критичес-
кую скорость флаттера.
§ 10. ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТОВ ОСОБЫХ СХЕМ
Все оперение бесхвостого самолета и самолета типа ’’летающее крыло”
размещается иа крыле. На таких самолетах рули высоты и элероны часто
совмещаются в одних рулевых поверхностях — элевонах. Вертикальное
оперение этих самолетов может быть разнесенным, может быть и централь-
ным — в зависимости от формы крыла в плане. Если крыло стреловидное,
то вертикальное оперения может делаться разнесенным и устанавливаться
иа концах крыла, что позволяет увеличить его плечо, а следовательно,
уменьшить площадь. При треугольном крыле чаще применяется централь-
ное расположение вертикального оперения, ио размеры его значительно
больше, чем у самолета нормальной схемы, вследствие малого плеча отно-
сительно центра масс самолета.
У самолета типа ’’утка” горизонтальное оперение располагается впере-
ди крыла. Конструктивно оно ничем ие отличается от горизонтального опе-
рения самолета нормальной схемы. Вертикальное оперение в сравнении с
самолетом нормальной схемы имеет большую площадь вследствие малого
плеча и большого дестабилизирующего влияния удлиненной носовой части.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА 9.
ФЮЗЕЛЯЖ
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ ФЮЗЕЛЯЖА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
Фюзеляж, соединяя в одно целое все части самолета, предназначен
для размещения экипажа, оборудования и перевозимой нагрузки (пасса-
жиров, грузов и т.п.).
В двухбалочных самолетах экипаж, оборудование и перевозимая на-
грузка размещаются в специальной гондоле.
Большинство современных самолетов выполняется по одиофюзеляж-
ной схеме. Конструкцию фюзеляжей таких самолетов мы и будем рассмат-
ривать.
К фюзеляжу предъявляются следующие основные требования.
1.	Минимальное лобовое сопротивление.	z
2.	Рациональное использование внутренних объемов.
3.	Удобное размещение экипажа, пассажиров, оборудования, грузов
4.	Обеспечение требуемого обзора с кабины пилотов и экипажа.
5.	Простота загрузки и разгрузки. 
6.	Надежная герметизация и теплозву ко изоляция, требуемая вентиля-
ция, отопление и освещение кабин.
§ 2.	ВНЕШНИЕ ФОРМЫ ФЮЗЕЛЯЖА
Внешние формы фюзеляжа определяются требованиями аэродинамики
и назначением самолета. Поперечное сечеиие фюзеляжа можетТыть прямо-
угольным, круглым, овальиьпу и комбинированным. Каждая из этих форм
имеет свои преимущества и недостатки.
В аэродинамическом отношении лучшим является круглый фюзеляж,
так как по сравнению с другими он при одинаковом объеме имеет наимень-
шую поверхность, а следовательно, и наименьшее сопротивление трения.
При среднем расположении крыла получается и малое сопротивление интер-
ференции. Круглая форма целесообразна для герметизированных отсеков
фюзеляжа. Криволинейная обшивка имеет более высокие критические на-
пряжения.
К преимуществам прямоугольного фюзеляжа следует отнести большую
простоту изготовления и возможность лучшего использования внутренних
объемов для размещения пассажиров, грузов, оборудования и т.п.
. Основными формами поперечного сечения фюзеляжей современных
самолетов являются круглая или комбинированная.
При виде сбоку форма фюзеляжа, как правило, несимметричная. В но-
совой части размещается кабина пилота. У одноместных самолетов фонарь
кабины выполняется в виде надстройки. Высота фонаря должна обеспечить
требуемый обзор, а очертания его должны быть выбраны с учетом получе-
ния наименьшего сопротивления
У тяжелых самолетов габаритные размеры фюзеляжа позволяют впи-
сать кабину пилота в обводы фюзеляжа, но для улучшения обзора передняя
часть фонаря образует уступ. Носовая часть фюзеляжей сверхзвуковых са-
молетов делается заостренной, с тем, чтобы обеспечить возникновение ко-
сых скачков, дающих меньшее сопротивление.
Форма хвостовой части фюзеляжа во многом определяется необходи-
мостью размещения тех или иных грузов, агрегатов и т.п. Так, иа рис. 9.1, а
137
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 9.1. Форма фюзеляжей (вид сбоку)
показана форма фюзеляжа, в хвостовой части которого расположен турбо-
реактивный двигатель, на рис. 9.1, б — форма фюзеляжа транспортного са-
молета, у которого для упрощения погрузки и разгрузки больших грузов
( автомобилей, танков и т.п.) люк расположен в задней части фюзеляжа.
• Очертания хвостовой части фюзеляжа при виде сбоку выбираются йз*
условий обеспечения посадочного угла атаки апос при наименьшей высоте
шасси и обеспечения необходимого выноса горизонталь но го оперения hr о
(рис. 9.1, в), чтобы исключить его попадание в спутную струю крыла.
При виде сверху фюзеляж имеет симметричную форму. У самолетов,
летающих на больших околозвуковых и сверхзвуковых скоростях, фю-
зеляж в зоне сопряжения с ним крыла очень часто ’’поджат”, т.е. выпол-
няется с соблюдением ’’правила площадей” с целью получения наимень-
шего лобового сопротивления (рис. 9.2).
Кроме фонаря кабины пилота фюзеляж может иметь и ряд других над-
строек: стрелковые башни, прицельные станции и т.д.
Фюзеляж характеризуется следующими основными параметрами:
длиной Сф;
диаметром миделевого (наибольшего по площади) сечения Вф, или
высотой Н и шириной В миделевого сечения;
‘удлинением
Здесь L/ф = 2/5ф/я,
где 5ф — площадь миделевого сечения.
Площадь миделевого сечения фюзеляжа при выполнении требований
размещения в нем кабни, агрегатов, грузов и т.п. должна быть минималь
ной. Для одноместных самолетов ми делево сечение определяется либо раз
мерами кабины пилота, либо размерами двигателя, если последний распо
ложен в фюзеляже, доя тяжелых самолетов —  размерами пассажиры^»
илн грузовой кабин нли размерами отсеков для размещения тех или ины>
агрегатов оборудования н т.п.
Длина фюзеляжа определяется требдваниями получения необходимо
го плеча горизонтального оперения, требованиями центровки и компонов-
ки самолета.
Большое влияние на лобовое сопротивление фю'зеляжа оказывает его
удлинение. Лобовое сопротивление фюзеляжа складывается нз сопротив-
ления трения, сопротивления давления и волнового сопротивления. При
Рис. 9.2 Форма фюзеляжа сверхзвуко-
вого самолета, выполненного в соответ-
ствии с ’’правилом площадей”
1 зя
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
до критических скоростях полета большую часть лобового сопротивле-
ния составляет сопротивление трения, величина которого пропорциональна
площади поверхности фюзеляжа. Поэтому увеличение длины фюзеляжа при
заданной площади миделевого сечения, т.е. увеличение Хф, приводящее к
увеличению площади его поверхности, вызывает рост лобового сопротивле-
ния. С точки зрения минимума лобового сопротивления желательно, чтобы
удлинение фюзеляжей таких самолетов находилось -в пределах Хф = 4. . .8,
если при этом удовлетворяются требования компоновки и центровки. При
числах М>М* основную часть сопротивления фюзеляжа составляет волно-
вое сопротивление. Увеличение удлинения фюзеляжа приводит к снижению
полного сопротивления. Поэтому для сверхзвуковых самолетов наиболее
выгодным является удлинение Х= 10. . .12.
Габаритные размеры фюзеляжа, его форма в поперечном сечении ипри
виде сбоку и сверху зависят от ряда часто противоречивых требований. За-
дача конструктора состоит в выборе оптимального варианта, наиболее пол-
но отвечающего назначению самолета и обеспечивающего получение хоро-
ших аэродинамических характеристик.
§ 3.	НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА Ф103 ЕЛЯЖ
На фюзеляж самолета в полете и при посадке действуют следующие
нагрузки:
1	1) силы от прикрепленных к фюзеляжу частей самолета (крыльев, опе-
рения, шасси, силовой установки);
2)	силы тяжести агрегатов оборудования и грузов, расположенных в
фюзеляже;
3)	силы тяжести собственной конструкции;
4)	аэродинамические силы, распределенные на поверхности фюзеляжа
(они почти не оказывают влияния на общую прочность конструкции, но мо-
гут оказать существенное влияние на местную прочность и быть расчетными
для отдельных частей фюзеляжа);
5)	силы избыточного давления в герметических кабинах.
По требованию норм прочность фюзеляжа рассматривается в соответ-
ствии со всеми случаями нагружения крыльев, оперения и силовой уста-
новки (если последняя расположена на фюзеляже) и проверяется также на
нагрузку от шасси во всех посадочных и взлетных случаях. Кроме того,
прочность фюзеляжа проверяется и на несколько специальных случаев на-
гружения.
Расчетная схема фюзеляжа представляет собой балку с консолями, за-
крепленную иа крыле. На отдельную часть конструкции фюзеляжа, иа от-
дельный расположенный в нем или прикрепленный к нему груз или агрегат
действует сила тяжести
Pi = Ср,,
где Gj = irijq; nij — масса груза, агрегата или части конструкции; iij — пере-
грузка в центре масс этого груза, агрегата или части конструкции, опреде-
ляемая в соответствии с рекомендациями норм.
Фюзеляж нагружается и аэродинамическими силами оперения.
Силы тяжести и аэродинамические силы могут действовать в вертикаль-
ной и горизонтальной плоскостях, вызывая изгиб фюзеляжа в этих плос-
костях и закручивая его.
На рис. 9.3 показаны эпюры перерезывающих сил и изгибающих момен-
тов для фюзеляжа, закрепленного на двухлонжсроином крыле, от сил,
Действующих в вертикальной плоскости. Эпюры Q и М на участке крыла'
139
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 9.3. Эпюры Q и М фюзеляжа
зависят от способа крепления крыла с фюзеляжем. Если крыло многолон-
жеронное, то на этом участке будут реакции и всех промежуточных лонже-
ронов, а в случае контурного крепления моноблочного крыла — реакции
его обшивки.
§ 4.	КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ
, И ПРОЕКТИРОВОЧНЫЙ РАСЧЕТ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
По конструктив но-силовой схеме фюзеляжи можно разделить на фер
менные, балочные и смешанные (ферменно-балочные).
ФЕРМЕННЫЕ ФЮЗЕЛЯЖИ
Ферменный фюзеляж (рис. 9.4) представляет собой пространственную
ферму, состоящую из четырех плоских форм (двух вертикальных и двух
горизонтальных), связанных между собой поперечным набором.
Иногда фюзеляж состоит из трез плоских ферм.
Каждая плоская ферма состоит из поясов, общих для двух смежных
ферм, стоек и раскосов. Раскос может быть заменен крестом расчалок.
Поперечный набор состоит из диагональных пространственных стерж-
ней, которые также могут быть заменены крестом расчалок.
Такая пространственная ферма воспринимает все действующие на фю-
зеляж нагрузки. В стержнях фермы возникают при этом осевые усилия
растяжения или сжатия.
Для придания фюзеляж у" обтекаем ой формы иа фермы ставятся профи-
лирующие шпангоуты, к которым крепятся стрингеры. Каркас фюзеляжа
140
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 9 4. Ферменный фюзеляж
1 - пояс; 2 - стойка; J - раскос; 4 - расчалки;
5 - профилирующий шпангоут; 6 - стрингер
закрывается обшивкой. Стрингеры и профи-
лирующие штангоуты выполняются из эле- /
ментов, имеющих малую шющадь поперечно- 2
го сечения, так как^оии воспринимают лишь $
местные аэродинамические нагрузки с обши- 4
вки и передают их иа ферму, не принимая
участия в работе фюзеляжа на изгиб и круче-
ние. Обшивка ферменного фюзеляжа также не принимает участия в сило-
вой работе.
Широкое распространение получили сварные ферменные фюзеляжи, вы-
полненные из труб. Такне фюзеляжи рациональны в весовом отношении,
так как трубчатые стержни хорошо работают на продольный изгиб, асвар-.
ные узлы очень мало увеличивают массу конструкции. Крупным недостат-
ком сварного фюзеляжа является необходимость термообработки фермы
после сварки, а затем правки ее.
Ферменные фюзеляжи, у которых стержни в узлах соединяются при по-
мощи болтов и заклепок, не нашли применения, так как они в весовом от-
ношении уступают сварным фюзеляжам из труб.
Ферменные фюзеляжи целесообразно делать для нескоростных легких
самолетов, на которых может быть применена полотняная обшивка. В этом
случае ферменный фюзеляж может иметь меньшую массу, чем балочный.
Постановка же профилирующих штангоутов, стрингеров и металлической
обшивки, обеспечивающих получение хороших аэродинамических форм
фюзеляжа и качественной поверхности, но не участвующих в его силовой
работе, приводит к значительному утяжелению конструкции. Кроме того,
наличие элементов поперечной жесткости (диагональных стержней или рас-
чалок) затрудняет использование внутреннего объема фюзеляжа. Живучесть
ферменных фюзеляжей ниже балочных, так как иногда поломка даже одно-
го, а тем более нескольких стержней фермы может привести к общему раз-
рушению. По этим причинам ферменные фюзеляжи не применяются иа со-
временных скоростных самолетах.
БАЛОЧНЫЕ ФЮЗЕЛЯЖИ
Стремление придать фюзеляжу хорошие аэродинамические формы, по-
лучить высокое качество поверхности, создать при малой массе прочную и
жесткую конструкцию, которая обладала бы высокой живучестью н позво-
ляла бы полностью использовать внутренние объемы, привело к широкому
распространению балочных фюзеляжей.
Конструкция балочного фюзеляжа (рис, 9.5) состоит из жесткой об-
шивки, продольною набора (лонжеронов и стрингеров) н поперечного на-
бора — штангоутов.
Лонжеронами называются мощные элементы продольного набора,
воспринимающие практически весь изгибающий момент фюзеляжа.
Стрингеры служат для подкрепления обшивки и воспринимают совмест-
но с ней изгибающий момент.
Шпангоуты обеспечивают сохранение заданной формы поперечных сече-
ний фюзеляжа, подкрепляя обшивку и стрингерный набор, н воспринимают
местную аэродинамическую нагрузку и нагрузки от прикрепленных к ним
агрегатов
141
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 9 5 Балочный фюзеляж
1 — лонжерон, 2 - стрингер, 3 - шпангоут, 4 — обшивка
Обшивка фюзеляжа образует его поверхность, передает аэродинамичес-
кую нагрузку на каркас и участвует в работе фюзеляжа на изгиб и кручение
Все балочные фюзеляжи в зависимости от степени участия в силовой
работе отдельных элементов можно подразделить на лонжеронные н стрин-
1ерные (фюзеляжи типа полу монокок) н бес стрингерные (фюзеляжи ти-
па моно кок)
Задачей проектировочного расчета фюзеляжа является приближеннее
определение нагрузок, действующих в-его силовых элементах, н подбор
их сечений
ЛОНЖЕРОННЫЙ ФЮЗЕЛЯЖ
Продольный набор лонжеронного фюзеляжа (рис 9 6) состоит из четы-
рех мощных лонжеронов и относительно небольшого числа стрингеров,
имеющих очеиь малую площадь поперечного сечення К поперечному набо-
ру относятся штангоуты Каркас покрывается сравнительно тоикой жест-
кой обшивкой •
Рис 9 6 Лонжеронный фюзеляж (попе-
речное сечепие)
Рис 9 7 Расчетная схема сечения лонже-
ронного фюзеляжа
142
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Основными силовыми элементами такого фюзеляжа являются четыре
мощных лонжерона которые практически воспринимают весь изгибающий
момент Слабый набор стрингеров служит главным образом для подкрепле-
ния обшивки Относительно тонкая обшивка воспринимает крутящий мо
мент и перерезывающую силу
При проектировочном расчете лонжеронного фюзеляжа делается допущение, что
изгибающий момент воспринимается только лонжеронами Тогда осевая сила в лон-
жероне может быть найдена по формуле
1 Мв Мг
^7‘Г‘Г’'
где Мв и Мг - изгибающие моменты в вертикальной и горизонтальной плоскости в
сечении в рассматриваемом расчетом случае, h и b — расстояние между лонжеронами
по высоте и ширине (рис 9 7)
Затем по величине осевой силы определяется площадь поперечного сечения лон
жерона
Fjt — 8л/<7
Для сжатого лонжерона О — OKD, а для растянутого - о = Од
Обшивка лонжерошюго фюзеляжа воспринимает перерезывающую силу и крутя-
щий момент От крутящего момецта в обшивке будет действовать погонная касатель-
ная сила
,КР 2XV ’
где М - крутящий момент в рассматриваемом сечении; W - площадь, ограниченная
наружным контуром сечения фюзеляжа
В проектировочном расчете обычно считают что вертикальная составляющая пере-
резывающей силы воспринимается боковыми панелями обшивки, а горизонтальная
составляющая - верхней и нижней панелями обшивки Следовательно, от перерезы
вающей силы в панелях обшивки будут действовать следующие погонные касатель-
ные силы
в боковых панелях
QQr = QB/2h,
в верхней и нижней панелях	г
~ Qr/2b,
где QB и Qr' вертикальная и горизонтальная перерезывающие силы в рассматривае-
мом сеченни
Общая погонная касательная сила в каждой панели определяется алгебраическим
суммированием q от перерезывающей силы и от кручения
41 = ЧО^кр
После подсчета q( находится толщина обшивки каждой панели 5] = q(/7\а3р РазРУ‘
шающее касатетыгое напряжение в обшивке	определяется по формулам и
графикам приводимым в справочной литературер р
Стрингерный фюзеляж
Продольный набор такого фюзеляжа (рис 9 8) состоит из большого
числа стрингеров, поперечный - нз серии шпангоутов Каркас покрывается
жесткой обшивкои
Мощный стрингерный набор совместно с обшивкой воспринимает из-
гибающий момент фюзеляжа Доля изгибающего момента, воспринимаемая
обшивкои, зависит от толщины обшивки и от частоты стрингерного набора
Чем толще обшивка и чем меньше расстояние между стрингерами, тем
Большее участие в работе на изгиб принимает обшивка Крутящий момент
и перерезывают in сила воспринимаются обшивкой Таким образом, в об-
143
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 9 8. Стрингерный фюзеляж
(поперечное сечение)
Рис. 9 9. Размер панелей стрингерного фюзеляжа
воспринимающих изгибающий момент:
а ~ изгиб в вертикальной плоскости; б - изгиб в
горизонтальной плоскости
2(3 В
S)
шивке стрингерного фюзеляжа возникают не только касательные, но и нор-
мальные напряжения. Шпангоуты в стрингерном фюзеляже устанавливают-
ся чаще, чем в лонжеронном. Частая установка шпангоутов улучшает рабо-
ту стрингеров и обшивки прн сжатии.
Прн изгибе стрингерного фюзеляжа сильно нагружаются осевыми си-
лами стрингеры и обшивка, наиболее удаленные от нейтральной оси, и очень
мало нагружаются стрингеры и обшивка вблизи этой оси.
В проектировочном расчете обычно принимают, что от изгибающего момента на-
гружаются только крайние панели подкрепленной стрингерами обшивки. Размер их
определяется 1/4 габаритного размера рассматриваемого сечения фюзеляжа (на рис.
9.9 эти панели обведены штриховыми линиями). При этом расстояние между точка-
- ми приложения результирующих внутренних сил панелей берется равным 2/3 габа-
ритного размера сечения.
Тогда осевая сила в верхней и нижней панелях
Мв
s тн'
а в боковой панели
Мг
s=t;:
3
где Н и В - высота и ширина рассматриваемого сечения. Эта сила должна быть вос-
принята обшивкой и стрингерами панели.
Площадь поперечного сечения панели
Г = S/ О,
где для растянутой панели О = Ов, а для сжатой о = окр.
Площадь растянутой панели
I раст	^стр+ 0.951,
где SfCTO - площадь поперечного сечения всех стрингеров панели; 5 - толщина об-
шивки; Ч- — длина дуги панели; 0,9 - коэффициент, учитывающий ослабление об-
шивки заклепочными швами.
Отсюда, задавшись толщиной обшивки, можно найти площадь сечения стрингеров,
а затем их типы и количество или, выбрав типы стрингеров и их количество, опреде-
лить потребную толщину обшивкн.
144
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Площадь сжатой панели
FC>K = SfCTn+ЗОб2 п,
где п - количество стрингеров; ЗОб — присоединенная ширина обшивки.
При этом следует учитывать, что присоединенная ширина обшивки не может быть
больше расстояния между стрингерами по дуге ДЕ Если же ЗОоР/JL, то нужно брать
просто длину дуги At между стрингерами. Здесь при выборе типа стрингеров необхо-
димо, чтобы критическое напряжение стрингера при заданном расстоянии между шпан-
гоутами было не меньше взятого при определении площади поперечного сечения пане-
ли. Если оно подучается меньше, то расчет надо повторить сначала, снизив соответст-
венно G при определении Есж.
В стрингерном фюзеляже так же, как и в лонжеронном, принято считать, что верти-
кальная составляющая перерезывающей силы воспринимается боковыми панелями
обшивки, а горизонтальная составляющая - верхней и нижней панелями, при этом
размер панели берется 2/3 соответствующего габаритного размера. Тогда погонная
касательная сила в боковой панели будет
(]Qb=3Qb/4H,
в верхней и инжирй панелях
(!ОГ =3Qr/4B.
От крутящегося момента в обшивке будет действовать погонная касательная сила
4Kp=MKp/2W.
Общая погонная касательная сила в панели от перерезывающей силы и крутящего
момента
41 — 4Q -Чкр>
а касатальнре напряжение
Т1 ~ 4, / бр
Необходимо, чтобы
т1^тразр’
где Граз„ - разрушающее касательное напряжение в обшивке, определяемое по фор-
мулам п‘графикам, приводимым в справочной литературе.
Бесстрингерный фюзеляж
Бесстрингерный фюзеляж (рис. 9.10) представляет собой конструкцию,
состоящую из сравнительно толстой обшивки или .слоистой обшнвки с за-
полнителем, подкрепленной только шпангоутами. В таком фюзеляже все
нагрузки воспринимает обшивка, и в ней при этом возникают и нормаль-
ные, и касательные напряжения. В местах выреза обшивки и в местах при-
ложения сосредоточенных нагрузок в таких фюзеляжах устанавливаются
стрингеры и другие усиливающие элементы.
Проектировочный расчет бес стрингерного фюзеляжа аналогичен расчету стрингер-
ного фюзеляжа. Здесь также считается, что от изгибающего момента нагружаются
только крайш*е панели обшивки размером в 1/4 габаритной величины сечения фюзеля-
жа между точками приложения результирующих внутренних сил панелей, равным 2/3
высоты или ширины этого сечения. Следовательно, осевая сила в верхней и нижи- и па-
нелях
мв
а в боковой панели
145
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 9.10- Отсек бесстрингерного фюзеляжа
Эта осевая сила должна быть воспринята соответст-
вующей панелью обшивки. Площадь сечения панели под-
считывается по формуле
F = S/Cr-
Для растянутой панели О = с^, а для сжатой О = С^р-
Критическое нормальное напряжение панели общивки, работающей на сжатие, опреде-
ляется по приводимым в справочной литературе формулам и графикам
Определив F. находят толщину обшивки
6= — ,
, 1
где 1- длина дуги панели.
Расчет на сдвиг при изгибе и кручеиии производится так же, как и для стрингер-
ного фюзеляжа.
Сравнительная характеристика
•	различных типов балочных фюзеляжей
Наиболее выгодным в весовом отношении мог бы быть бесстрингерный
фюзеляж с обшивкой переменной толщины. Его конструкция обладает вы
сокой живучестью, позволяет рационально использовать внутренний объем
Однако многочисленные вырезы в обшивке, необходимость передачи на не
сосредоточенных усилий от других агрегатов самолета требуют местны ,
усилий в виде накладок и окантовок профилями. Масса этих усилий и-
бесстрингерном фюзеляже при большом числе различных вырезов становит-
ся настолько большой, что в весовом отношении эта схема становится ме-
нее выгодной, чем стрингерная или лонжеронная.
Если фюзеляж имеет очень большие вырезы, то наиболее выгодной мо-
жет оказаться лонжеронная схема. В таком фюзеляже обшивка тонкая и
поэтому проще производить подкрепление больших вырезов, при этом ве-
совые затраты будут меньше.
При наличии в конструкции большого числа ие очень крупных вырезов
наиболее выгодным в весовом отношении является стрингерный фюзеляж.
Наличие частого стрингерного набора позволяет облегчить работу обшивки,
проще осуществить подкрепление вырезов. Вот почему эта схема получила
в настоящее время широкое распространение, особенно для тяжелых са-
молетов.
Очень часто применяются балочные фюзеляжи комбинированной схе-
мы, например, лонжеронный фюзеляж в передней части, где имеются очень
большие вырезы (фонарь кабины, различные люки) и расположены стыко-
вые узлы крыла, и стрингерный — в хвостовой части.
ФЕРМЕННО-БАЛОЧНЫЕ фюзеляжи -
На небольших нескоростных самолетах с поршневым двигателем щ
меняются фюзеляжи смешанной схемы. Передняя часть фюзеляжа, к ко'
рой крепится при помощи моторамы двигатель, крепится крыло инеко
рыс агрегаты оборудования н в которой размещается кабина пилота, в
полняется по ферменной схеме. Хвостовая часть, не имеющая больших л
ков, выполняется по балочиой схеме. Такой фюзеляж позволяет__раш
нально использовать преимущества обеих силовых схем и при удовлетво
нии предъявляемых к нему требований может обеспечить получение выг<
ной в весовом отношении конструкции.
146
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
§ 5. КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ БАЛОЧНОГО ФЮЗЕЛЯЖА
ЛОНЖЕРОНЫ И СТРИНГЕРЫ
По конструктивному выполнению лонжероны н стрингеры могут быть
простыми, т.е. состоящими в сеченин из одного конструктивного элемента,
или составными, состоящими из нескольких элементов.
Лонжероны н стрингеры воспринимают совместно с обшивкой нор-
мальные силы прн изгибе и, как правило, проходят по всей длине фюзеля-
жа. Исключение составляют вспомогательные стрингеры и лонжероны, ко-
торые устанавливаются лишь на небольших по длине участках фюзеляжа.
Вспомогательные лонжероны устанавливаются в местах крепления узлов
навески двигателя, крыла, шасси и служат для лучшей передачи сосредото-
ченных сил на фюзеляж. Они устанавливаются и на тех участках фюзеляжа,
где имеются очень крупные вырезы. Вспомогательные стрингеры служат
для местного подкрепления обшивки и для других вспомогательных целей:
окантовки различных вырезов, окон, люков и т.п.
Простые стрингеры и лонжероны представляют собой, как правило,
стандартные прессованные и реже гнутые профили. Лонжероны иногда вы-
полняются из специальных прессованных профилей. Для уменьшения массы
площадь поперечного сечения профилей по длине может делаться перемен-
ной путем фрезерования. На рнс. 9.11 изображены наиболее употребитель-
ные сечения прессованных и гнутых профилей* применяемых для изготов-
ления лонжеронов н стрингеров.
Составными чаще делаются лонжероны и значительно реже стрингеры.
Обычно такой лонжерон или стрингер склепывается из двух, реже трех
профилей (рис. 9-12). Это позволяет усилить лонжерон или стрингер в нуж-
ных сечениях и благодаря этому отказаться от фрезерования. Иногда
применение, составного лонжерона или стрингера вызывается технологичес-
кими соображениями.
Большие вырезы под грузовые люки, фонари и т.п. окантовываются по
продольным границам более сложными лонжеронами. Эти лонжероны сов-
местно с установленными по краям усиленными шпангоутами должны ком-
пенсировать потерю прочности конструкции, вызванную вырезом. Сечение
одцого из таких лонжеронов показано на рис. 9.13. Лонжерон представляет
собой замкнутую тонкостенную балку, состоящую из четырех профилен,
соединенных двумя стеиками и наружной обшивкой.
б)
Рис. 9.11. Типовые сечения лонжеронов и стрингеров фюзеляжа:
а — прессованные профили; б — гнутые профили
Рис. 9.12. Сечения сложных лонжеронов и стрингеров фюзеляжа
147
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 9 13 Сечение сложного лонжерона
фюзеляжа, выполненного в виде тонкос-
тенной балки
Рис 9 14 Ферменный шпангоут
ШПАНГОУТЫ
По назначению шпангоуты можно разделить на нормальные и усилен-
ные Нормальные шпангоуты обеспечивают форму поперечного сечения
фюзеляжа и подкрепляют стрингеры и обшивку Усиленные шпангоуты
выполняют помимо этих же задач еще и задачу местного усиления конст-
рукции Узлы крепления крыла, оперения, шасси, двигателей, агрегатов
оборудования, грузов, и т п. размещаются на усиленных шпангоутах. Уси-
ленные шпангоуты устанавливаются также по краям больших вырезов и в
местах разъемов фюзеляжа Некоторые из таких шпангоутов имеют лишь
местное усиление.
По конструктивным признакам шпангоуты можно разделить на фер-
менные и рамные Ферменные шпангоуты (рис 9.14), образуемые стержня-
ми и контурным поясом, применяются в качестве усиленных.
Нормальный рамный шпангоут показан на рис. 9.15. Обычно такой
шпангоут состоит из нескольких частей 7, соединенных друг с другом на-
кладками 2 Характерные сечения нормальных шпангоутов показаны на
рис 9 16.
Рис 9 15 Нормальный рамный шпангоут
148
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 9 16 Типовые сечения нормальных
рамных шпангоутов
Рис 9 17 Усиленный рамный шпангоут
Усиленный рамный шпангоут имеет более сложное поперечное сечение.
Одна иЗ конструкций такого шпангоута показана на рис 9 17 Внешний н
внутренний ободы шпангоута изготовлены из прессованных профилен н
соединены между собой стенкой Для подкрепления стенкн на ней в ра-
диальном направлении установлены стойки Усиленные шпангоуты иногда
изготовляются нз гнутых профилей н листов из алюминиевых сплавов и
склепываются с обшивкой так, что образуют с ней коробчатое сеченнс По-
перечное сечение такого шпангоута изображено на рис 9 18
Иногда сильно загруженные шпангоуты изготовляются штамповкой
Обычно такой шпангоут состоит из нескольких соединенных между собой
частей, а небольшие по размерам шпангоуты могут быть и цельно штампо-
ванными (рис 9 19)
Отдельные части усиленных шпангоутов могут изготовляться фрезеро-
ванием или ковкой с последующим фрезерованием.
В сечении фюзеляжа, где необходимо сделать перегородку, устанавлива-
ется усиленный шпангоут со сплошной стенкой (рис 9 20) Стейка обычно
подкрепляется установленными горизонтально и вертикально профилями
149
()Ki-ta.sp .ru - Самолет своими руками??
Рис. 9.21 Соединение листов обшивки фю
зепяжа
У шпангоутов, ограничйваюших герметическую кабину, стенку из ус-
ловий минимальной массы целесообразно делать полусферической. В этом
-случае исключались бы изгибные напряжения от внутреннего давления. У
некруглых фюзеляжей, а часто исходя из условий компоновки и у круг-
лых, не удается выполнить стенку полусферической. В этом случае она
выполняется сопряжением нескольких криволинейных поверхностей. Та-
кая криволинейная стенка также подкрепляется каркасом из профилей.
Если значительную часть стенки занимает дверь, то стенку делают обычно
плоской.
ОБШИВКА
Обшивка изготовляется из отдельных листов, отформованных по по-
верхности фюзеляжа. Обшивка крепится к каркасу фюзеляжа чаще всего
потайной клепкой. Соединение листов обшивки производится преимущест-
венно встык по элементам продольного и поперечного наборов (рис.
9.21, а). Реже встречается соединение лисюв встык с подкладками (рис.
9.21, б), внахлестку с подсечкой (рис. 9.21, с) и внахлестку без подсечки
(рис. 9.21,г).
В последнее время широкое применение начинает находить слоистая об-
шивка. Преимущества и недостатки слоистой обшивки, ее конструкция,
способы соединения панелей рассмотрены в гл.5.
В балочных фюзеляжах независимо от их типа обшивка является сило-
вым элементом. Поэтому в местах вырезов в обшивке должны быть сдела-
ны местные подкрепления. В лонжеронных и стрингерных фюзеляжах не-
большие вырезы, не затрагивающие стрингеров и лонжеронов, мало ослаб-
ляют сечение, и для их усиления достаточно лишь круговой окантовки от-
верстия. В бесстрингерном фюзеляже при таком же вырезе усиление долж-
но быть более мощным. Значительные вырезы в обшивке, какие требуются,
например, для фвиаря, для входной двери в пассажирском самолете, для
грузового люка и т.п., существенно ослабляют фюзедяж. По краям такого
выреза приходится ставить усиленные стрингеры, лонжероны и усиленные
шпангоуты для образования рамиой окантовки.
Рис- 9-22. Способы соединения об-
шивки с элементами каркаса:
1 - обшивка; 2 - стрингер; 5 -
щпангоуг
Рис. 9-23. Соединение шпангоута с обшивкой при
помощи компенсатора:
1 - обшивка; 2 — стрингер; 3 - шпангоут; 4 -
комйенсатор
<50
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам]
1
Рис. 9.24. Соединение шпангоута со стрингером:
1 - обшивка; 2 - стрингер; 3 — шпангоут; 4 ~ лапка; 5 — уголковая накладка
СОЕДИНЕНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ КАРКАСА И ОБШИВКИ
Существуют два способа соединения обшивки с элементами каркаса:
1) обшивка крепится только к стрингерам (рис. 9.22, а);
2) обшивка крепится к шпангоутам и к стрингерам (рис. 9.22, б); .
Каждый их этих способов имеет свои преимущества и недостатки.
При первом способе соединения на обшивке имеются лишь продольные
заклепочные швы, что позволяет получить более высокое качество поверх-
ности фюзеляжа и, следовательно, является выгодным с точки зрения аэро-
динамики. К недостаткам следует отнести несколько худшие условия рабо-
ты иа сдвиг не подкрепленной в поперечном направлении обшивки, что тре-
бует увеличения ее толщины и приводит к утяжелению конструкции. Чтобы
устранить этот недостаток, шпангоуты иногда Соединяют с обшивкой при
помощи специальных компенсаторов (рис. 9.23).
Наиболее часто применяется второй способ соединения. В шпангоуте
под стрингеры делаются вырезы.
Стрингер со шпангоутом в этом случае
может непосредстванно не соединять-
ся. Если же они соединяются, то это
осуществляется, либо при помощи
отогнутой лапки (рис. 9.24, а), либо
при помощи уголковой накладки
(рис.9.24, б). В усиленных шпангоу-
тах очень часто для подкрепления
вырезов под стрингеры устанавлива-
ются специальные накладки (рис. 9.25).
К недостаткам такого способа
крепления обшивки к каркасу следу-
ет отнести большее количество закле-
почных швов и некоторое усложнение
конструкции шпангоутов из-за наличия
в них вырезов под стрингеры. Но при
Прочих равных условиях такая кон-
струкция получается более жесткой и
имеет меньшую массу.
Рис. 9.25. Подкрепление выреза под стрин-
гер в усиленном шпангоуте
151
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 6.	ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
РАЗЪЕМЫ ФЮЗЕЛЯЖА
Для сокращения цикла сборки фюзеляж (особенно фюзеляж большого
самолёта) целесообразно расчленить по длине иа несколько отсеков. Сбор-
ка каждого отсека производится в отдельном стапеле. Стыковка отсеков
производится в стапеле общей сборки фюзеляжа.
Такой способ сборки требует создания рациональной конструкции тех-
нологических разъемов. Технологические разъемы фюзеляжа делаются по
шпангоутам. По разъему режутся все элементы продольного набора. Пере-
дача осевых усилий, действующих в стрингерах, осуществляется при по-
мощи специальных стыковочных фитингов.
Кроме того, стыковка производится и по контуру шпангоутов. На рис.
9.26 показаны элементы стыковки отсеков фюзеляжа.
В фюзеляжах некоторых самолетов иногда приходится делать эксплуа-
тационные разъемы. Так, например, при расположении двигателя в хвосто-
вой части фюзеляжа последняя обычно в этом случае делается легкосъем-
иой. С эксплуатационной точки зрения число стыковых узлов в таком
разъеме должно быть возможно меньшим. Однако уменьшение стыковых
точек в стрингерном и особенно в обшивочном фюзеляже приводит к утя-
желению конструкции. Поэтому при выборе количества стыковых точек
конструктор должен стремиться иайти оптимальный вариант, удовлетво-
ряющий как эксплуатационным требованиям, так и требованиям мини-
мальной массы.
Узлы разъема монтируются на лонжеронах и усиленных стрингерах.
Для лучшего включения обшивки в работу устанавливаются дополиитеяь
Рис. 9.26. Элементы стыковки отсеков фюзеляжа:
1 - шпангоут; 2 - фитинг; 3 - болт; 4 - стрингер
152
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 9 27 Узел эксплуатационного разъема
фюзеляжа
пые профили и листовые подкладки,
обеспечивающие передачу сосредоточен-
ной нагрузки с узла иа большую пло-
щадь обшивки
Конструкция узлов разъема фюзеляжа должна обеспечивать простоту
стыковки и расстыковки и ие ухудшать аэродинамику фюзеляжа.
Примером такой конструкции может служить узел, изображенный на
рис. 9.27. В фитинг 7, служащий для соединения лонжерона 4 (или стрин-
гера), либо закладывается болт, либо ввертывается шпилька 5. На такие
болты (или шпильки) устанавливается другая часть фюзеляжа, в фитингах
которой имеются окна 6. Через эти окна осуществляется постановка гаек 7
После того как все гайки будут завинчены, окна закрываются легкосъем-
ными крышками. Фитинг на съемной части фюзеляжа сложнее конструк-
тивно. но также служит для передачи сосредоточенной нагрузки со стыко-
кового болта на лонжерон (или стрингер) и обшивку 3 и соединяет их с
разъемным шпангоутом 2 этой части фюзеляжа.
§ 7.	УЗЛЫ КРЕПЛЕНИЯ К ФЮЗЕЛЯЖУ
ОТДЕЛЬНЫХ АГРЕГАТОВ
।
Крепление к фюзеляжу отдельных агрегатов осуществляется при по-
мощи узлов. На фюзеляже устанавливаются узлы крепления крыла, хвос-
тового оперения, двигателя, шасси и т.д. Конструктивное оформление
каждого из этих типов узлов чрезвычайно многообразно. Поэтому, не имея
возможности привести конструктивные схемы этих узлов, можно дать
лишь несколько общих рекомендаций, которые обычно берутся за основу
при их проектировании.
Конструкция узлов должна быть тесно увязана как с силовой схемой
фюзеляжа, так и с силовой схемой стыкуемого агрегата. Все узлы должны
монтироваться на усиленных элементах каркаса фюзеляжа (лонжероны,
усиленные стрингеры и усиленные шпангоуты), желательно в местах соеди-
нения элементов продольного и поперечного наборов.
Для уменьшения массы фюзеляжа желательно производить крепление1
нескольких агрегатов на одном усиленном шпангоуте. Например, иа шпан-
гоуте, к которому крепиться горизонтальное оперение, целесообразно уста-
навливать узлы крепления вентикалыгого о л ере ни я и узлы навески тормоз-
ных щитков. К усиленному шпангоуту, на котором установлены узлы креп-
ления крыла, желательно крепить сиденье пилота, узлы системы управле-
ния и т.п.
§ 8.	КАБИНЫ
Помещения в самолете, служащие для размещения экипажа и пассажи-
ров, называются кабинами. Кроме кабин на самолете имеются помещения и
Для размещения различных грузов, оборудования, вооружения, а на пасса-
жирских самолетах — помещения для размещения багажа и бытовые поме-
щения (буфет, кухня, туалет и пр.).
153
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
КАБИНА ПИЛОТА
Кабина пилота на современных самолетах делается закрытой, с остек-
ленным верхом. Остекленная часть кабины носит название фонаря. Фонарь
кабины для создания условий хорошего обзора делается, как правило, в
виде надстройки на фюзеляже. Он состоит из каркаса, выполненного из раз-
личного типа профилей, и остекления. Для остекления фонарей широко
используется органическое стекло - плексиглас. Однако на некоторых
участках фонаря устанавливается и силикатное стекло. Это смотровые стек-
ла с электротепловой защитой от обледенения. Они состоят из двух слоев
силикатного стекла, между которыми вклеено очень тонкое органическое
стекло с вделанными в него нагревательными элементами в виде очень тон-
ких проволок диаметром 0,05 .0,1 мм.
Между каркасом 7 и стеклом 2 устанавливаются резиновые прокладки
5 Стекло* к каркасу крепится либо с помощью болтов малого диаметра 4
(рис. 9.28. о), либо зажимается на резиновой прокладке между двумя про-
филями рамки (рис. 9.28, б)*
При креплении стекла необходимо исключить возможность передачи
остеклению деформаций и усилий, возникающих в рамке. Достигается зто
с помощью резиновых прокладок, температурных зазоров и свободной по-
садки болтов в отверстиях, сделанных в стекле
На одноместных самолетах фонарь одновременно является и входным
люком. Часть фонаря — средняя или средняя и задняя — делается откиды-
вающейся или сдвижной назад. В закрытом положении фонарь фиксируется
замком.
На всех самолетах, кроме пассажирских, на случай аварии в воздухе
должна быть предусмотрена возможность быстрого покидания самолета.
Одноместный самолет пилот покидает, как правило, через фонарь. Тяжелый
самолет пилоты покидают через фонарь либо через аварийный люк. В по-
следнем случае целесообразно аварийный люк совмещать с входным лю-
ком. Фонари и крышки люков, через которые осуществляется покидание
самолета, в случае аварии должны сбрасываться. Конструктивно это осу-
ществляется различными способами. Прн включении аварийного сброса фо-'
нарь или крышка люка освобождается от замков и сбрасывается набегаю-
щим потоком воздуха. На самолетах, летающих с большими скоростями,
когда самостоятельное покидание самолета становится невозможным, при-
меняются катапультируемые сиденья, а на сверхзвуковых самолетах приме-
няются и отделяемые кабины.
Сиденье пилота должно быть удобным, спинка сиденья — несколько от-
клонена назад, чтобы пилоту легче было переносить перегрузки в полете.
Чтобы независимо от роста пилота его глаза находились на уровне нормаль-
ного обзора, сиденье регулируется по росту. Для этого чашка сиденья пере-
мещается в вертикальном направлении и крепится в нужном положении.
Катапультируемые сиденья устанавливаются в кабине на наклонных
направляющих, по которым они пере-
мещаются на роликах, расположенных
на задней стенке сиденья.
Габаритные размеры кабины до-
лжны быть достаточными для распо-
ложения в ней пилота (или двух пило-
тов на тяжелом самолете) и для разме-
Рис. 9.28. Крепление стекла
154
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
щения командных рычагов управления, приборов и оборудования. Разме-
щение ручек, рычагов и кнопок управления, размещение приборов и обору-
дования должно обеспечить удобство пользования ими, при этом ближе к
пилоту должны располагаться тс рукоятки, которыми приходится пользо-
ваться чаще, и располагаться они должны гак, чтобы пилот, управляя ими.
ие менял своего положения.
КАБИНЫ ЧЛЕНОВ ЭКИПАЖА
Экипаж большого самолета, состоящий из нескольких человек, мо-
жет размещаться как в одной общей кабине, так и в нескольких отдельных
кабинах. На самолетах, полет которых происходит на большой высоте, для
обеспечения нормальных условий для жизнедеятельности человека кабины
делаются герметическими. С целью уменьшения размеров гермокабин,
упрощения их оборудования, снижения массы конструкции экипаж жела-
тельно размещать в одной общей кабине. Если же по условиям работы эки-
пажа это сделать нельзя, кабин может быть больше.
Каждый член экипажа имеет свое рабочее место. Сидеиье члена экипа-
жа, размещение приборов, кнопок управления оборудованием должно обес-
печить удобство в работе. Отдельные члены экипажа могут выполнять не-
сколько функций. В этом случае сиденья иногда приходится делать вращаю-
щимися, передвигающимися или с откидывающейся чашкой. На скорост-
ном самолете сиденья членов экипажа делаются катапультируемыми.
ПАССАЖИРСКИЕ КАБИНЫ
Конструкция и оборудование пассажирской кабины должны обеспечить
создание наиболее благоприятных условий для пассажиров в полете.
К пассажирской кабине предъявляются следующие основные требо-
вания.
1.	Благоприятные для человека давление, температура и влажность
воздуха. Отсутствие в воздухе вредных примесей.
2.	Надежная звукоизоляция.
3.	Достаточные площадь и объем кабины на каждого пассажира.
4.	Удобные кресла, удобное размещение пассажиров и хороший обзор
для большинства из них.
5.	Хорошее освещение как естественное, так и искусственное.
6.	Хорошая внутренняя отделка и оборудование.
7.	Удобное размещение и оборудование кухни, буфетов, гардеробов и
туалетных комнат.
8.	Удобный вход и выход из кабин. Возможность аварийного покида-
ния самолета в случае вынужденной посадки.
Требуемые параметры воздуха в кабине обеспечиваются установкой иа
самолете соответствующего оборудования. Необходимая температура и
чистота воздуха поддерживаются с помощью специального отопительио-вен-
тиляционного оборудования. Для уменьшения расхода тепла иа обогрев ка-
бины последняя должна иметь надежную теплоизоляцию, которая в то же
время служит и звукоизоляцией.
Теплозвукоизоляционный материал должен обладать высокой звуко-
поглощаемостью, малой теплопроводностью, малой вла го поглощаемостью,
высокой огнестойкостью и иметь малую плотность. На современных пасса-
155
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
жирских самолетах в качестве теплоизоляционных материалов применяют-
ся главным образом различные пористые пластмассы. Плотность лучших из
них составляет 0,02 г/см3. Такой тепло- и звукоизоляционный материал
устанавливается между обшивкой и внутренней обивкой фюзеляжа. Для
улучшения степени тепло- и звукоизоляции желательно изоляционный
материал устанавливать в несколько слоев с воздушными прослойками
между ними. Изоляционный материал крепится к обшивке и каркасу
фюзеляжа.
Размеры пассажирской кабины определяются количеством размещай-
мых в ней пассажиров и ее классом. В зависимости от степени комфорта
и условий обслуживания все кабины в настоящее время делятся па три
класса: 1 класса, II класса — туристического и Ш класса — экономическо-
го. Чем выше класс, тем большим будет удельный объем пассажирской ка-
бины, т.е. объем, приходящийся на одного пассажира. Так, для кабин I
класса этот показатель составляет 1,5 —1,8 м3/чел., для кабин 11 класса —
1,2—1,3 м3/чел. и для кабин Ш класса — 0,9—1 м3/чел.
Пассажирская кабина отделена от кабины экипажа. Исключение состав-
ляют лишь небольшие самолеты с числом пассажирских мест, не прерываю-
щим 4—6, где экипаж и пассажиры размещаются в обшей кабине. На боль-
ших самолетах пассажирская кабина состоит, как правило, из нескольких
салонов.
Конструкция пассажирских кресел, их размеры определяются классом ка
бииы. Пассажирские кресла могут быть одиночными, но чаще применяют-
ся блоки из двух или трех кресел. В каждом ряду в зависимости от разме-
ров самолета устанавливается от двух до десяти кресел с одним или двумя
‘проходами. Ширина прохода зависит от класса и колеблется от 390—400 мм
в экономическом классе до 500 мм и более в 1 классе.
Пассажирское кресло должно быть удобным, обеспечивать возможно
большую площадь соприкосновения с телом сидящего человека, так как
чем больше эта площадь, тем меньше утомляемость. Спиику желательно
делать отклоняющейся. Кресло должно быть соответствующим образом
оборудовано: иметь пепельницу, карман для пакетов, карман для газет и
журналов, лампочку для чтения, кнопку для вызова бортпроводницы, на
высотных самолетах — кислородный прибор, а иа самолетах с большой про-
должительностью полета - откидной или складной столик. Кресла снабжа-
ются привязными ремнями.
Естественное освещение кабины обеспечивается необходимым коли-
чеством окон, причем кресла по отношению к окнам устанавливаются так,
чтобы окна приходились между рядами и в них удобно было смотреть.
Окна кабины имеют обычно прямоугольную или круглую форму. У
каждого окна есть окантовка. Крепится она к элементам продольного и по-
перечного набора фюзеляжа. Мощность окантовки зависит от размеров ок-
на и от количества перерезанных им стрингеров. Для остекления окон ис-
пользуется органическое стекло. Чтобы не нарушалась тепло- и звукоизоля-
ция окна обычно имеют двойное остекление с небольшим воздушным про-
межутком между стеклами. Заделка стекла в рамке осуществляется так же,
как и на фонаре.
Искусственное освещение кабины обеспечивается установкой необхо-
димою количества светильников, конструкция которых должна исклю-
чить возможность их повреждения при сотрясениях.
Большое значение в создании комфорта имеет правильный выбор отде-
лочных материалов. К отделочным материалам предъявляется ряд требо-
ваний: хорошая звукопоглощасмость, огнестойкость, устойчивость против
156
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
выцветания, легкость очистки, малая масса. Отделка кабины должна созда-
вать у пассажиров чувство безопасности, видимость простора и свободы
передвижения.
11а. пассажирских самолетах имеются помещения для хранения ручного
багажа и гардеробы для верхней одежды пассажиров. Размещаются они, как
правило, у входных дверей. На самолетах с большой продолжительностью
полета оборудуются кухни и буфеты. Пассажирские самолеты имеют туа-
леты с соответствующим оборудованием. Размещаются туалеты обычно в
передней и задней частях фюзеляжа.
Количество входных дверей в пассажирской кабине зависит от числа
пассажиров. На самолетах с числом пассажиров до 30-40 обычно имеется
одна дверь. Располагается она в передней или в задней части пассажирской
кабины. На самолетах с большим числом пассажиров делаются две входные
двери — в передней и задней части кабины. Вырез под дверь ограничивает-
ся шпангоутами и усиленными стрингерами, к которым крепится мощ-
ная рамиая окантовка. Дверь должна плотно закрываться. Для аварийного
покидания пассажирского самолета при вынужденной посадке иа другом
борту самолета могут устанавливаться аварийные двери. В качестве аварий-
ных выходов используется и часть окон, которые при помощи специальных
устройств могут сбрасываться.
На всех пассажирских самолетах имеются багажные помещения, служа-
щие для перевозки грузов и почты. Их объем -и расположение на самолете
должны обеспечивать удобное размещение грузов, простоту и быстроту их
выгрузки, которая осуществляется через люки и двери требуемых раз-
меров.
§ 9. КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ
ГЕРМЕТИЧЕСКИХ КАБИН
Герметическая кабина представляет собой герметизированный отсек
фюзеляжа, внутри которого при полете и а больших высотах поддерживает-
ся избыточное давление, доходящее до 400—500 ГПа.
Лучшей формой кабины, нагруженной изнутри избыточным давлением,
является круглый цилиндр со сферическими днищами, так как в этом слу-
чае оболочка работает только на растяжение. Однако из-за необходимости
удовлетворения ряда других требований, предъявляемых к фюзеляжу, фор-
ма герметической кабины может сильно отступать от этой наиболее выгод-
ной с точки зрения минимальной массы формы.
Фюзеляжи современных самолетов представляют собой преимущест-
венно клепаные конструкции. Кабины, как часть фюзеляжа, имеют такую
же конструкцию, только герметизированную. Герметичными должны быть
все заклепочные швы, должна быть обеспечена герметизация всех люков и
дверей, а также выводов из кабины тяг и тросов управления, различных
трубопроводов и электропроводки.
Стык листов обшивки производится , как правило, по элементам про-
дольного и поперечного наборов. Герметизация в местах стыка листов об-
шивки обеспечивается постановкой термостойких уплотнительных ма-
териалов и применением миогорядных заклепочных швов с малым шагом
заклепок. Уплотнительные материалы должны обладать вибростойкостью,
быть влагоустойчивыми и ие менять своих свойств при изменении темпера-
ТУРЬ1 в заданных пределах.
На рис. 9.29 показаны типовые герметизированные стыки листов об-
шивки фюзеляжа. При стыке с помошью двух накладок герметизация
157
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис, 9,29. Типовые герметизированные стыки листов обшивки фюзеляжа,
1 - обшивка; 2 - накладка; 3 - уплотнительная лента
производится уплотнительной лентой и постановкой двухрядного закле-
почного шва (рис, 9,29, а), Аналогично производится герметизация стыка
листов по элементам каркаса (рис, 9,29, б). Высокая герметизация стыка
достигается при наклейке воздухонепроницаемой ленты (рис. 9,29, в),
Надежное уплотнение должны иметь открывающийся или сдвижной фо-
нарь, люки и двери. Различают следующие способы их герметизации:
1)	ножевое уплотнение;
2)	уплотнение резиновой трубкой;
3)	уплотнение при помощи надувной трубки;
4)	уплотнение при помощи пластинчатого клапана.
Элементом, обеспечивающим герметизацию при ножевом уплотнении,
является резиновая прокладка, которая может быть выполнена либо из
мягкой резины (рис, 9,30, л), либо из пластинчатой (рис, 9’30, б) . Этот спо-
соб герметизации может быть применен для люков и дверей, открывающих-
ся как внутрь, так и наружу. Если люк открывается наружу, то для обеспе-
чения надежной герметизации с учетом отжатия люка избыточным внутрен-
ним давлением пластинчатая резина должна обладать требуемой упругостью.
Уплотнение резиновой трубкой (рис, 9,31) лучше применять для лю-
ков, открывающихся внутрь. Для обеспечения хорошей герметизации по-
верхность, к которой прижимается трубка, должна быть гладкой.
Наилучшая герметизация больших по размерам люков и дверей дости-
гается уплотнением, надувной трубкой. Окантовка люка или двери имеет
желоб, в который укладывается трубка (рнс. 932, а). После закрытия две-
ри или люка и запирания замков в трубку поступает воздух под давлением
1500, , ,3000 ГПа, Под действием этого давления трубка расширяется, плот-
но прижимаясь к люку или двери и к желобу. Герметизация сдвижных фо-
нарей осуществляется только этим способом (рис. 9,32, б).
Простейшим способом герметизации люков и дверей, открывающихся
наружу, является герметизация при помощи пластинчатого клапана (рис.
9,33) . Он представляет собой полосу пластинчатой резины, прикрепленную
к окантовке с внутренней стороны по всему контуру. После закрытия и за-
пирания люка пластинчатый клапан под действием избыточного давления
Атмосфера
Атмосфера
Рис. 9 30, Герметизация люков и дверей при пойощи
ножевого уплотнения;
1 - стенка кабины; 2 - уплотнительная прокладка;
3 - окантовка люка; 4 - стенка люка; 5 - рамка
люка с ножом; 6 - прокладка из мягкой резины;
7 - прокладка из пластинчатой резины
Атмосфера
Рис. 9 31 Герметизация люка
или двери при помощи рези-
новой трубки:
1 - стенка кабины; 2 "
уплотнительная прокладка;
3 - окантовка дюка; 4 - стен-
ка люка; 5 — рамка люка,
6 - резиновая трубка
158
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 9.32. Герметизация люков, дверей и сдвижных
фонарей при помощи надувной трубки:
1 - стенка кабины; 2 - уплотнительная прокладка;
3 ~ окантовка с желобом; 4 — стенка люка; 5 -
рамка люка; б - надувная трубка; 7 рамка сдвиж-
ного фонаря; 8 - стекло
Атмосфера
Рис. 9.33. Герметизация лю-
ков и дверей при помощи
пластинчатого клапана:
1 - стенка кабины; 2 —
уплотнительная прокладка;
3 - окантовка люка; 4
стенка люка; 5 рамка люка
6 пластинчатый клапан .
прижимается к люку и закрывает щель. Но этот способ не обеспечивает на-
дежной герметизации и поэтому применяется редко
Герметизация остекления и окон фюзеляжа производится с помощью
мягкой морозоустойчивой резины (см. рис. 9.28) Уплотнение остекления
можно производить н невысыхающей замазкой.
Конструкция выводов из герметических кабин тяг и тросов управления
самолетом н его агрегатами должна обеспечивать высокую герметичность
и эксплуатационную надежность, быть простой в изготовлении и ремонте,
не нуждаться в регулировке и не увеличивать заметно усилий при управ-
лении.
При выводе тяг, имеющих возвратно-поступательное движение, герме-
тичность обеспечивается установкой воздухопроницаемых гофрированных
шлангов - цилиндрических или конических (рис. 9.34).
Если шланг установлен в кабине, то, чтобы предотвратить его сдавли-
вание и не допустить соприкосновения с тягой управления, внутрь шланга
вставляются кольца жесткости (см. рис. 9.34, а). При наличии внутри шлан-
га избыточного давления (а это будет при установке шланга вне кабины)
кольца ставятся с наружной стороны (см. рис. 9.34, б).
Герметизация с помощью гофрированных шлангов допускает и некото-
рое поперечное перемещение тяг. Такая герметизация может применяться
и для выводов тросов. Недостатком этого способа герметизации является
появление дополнительных усилий в управлении от перепада давлении.
 Герметизация выводов тяг, имеющих поступательное движение вдоль
своей оси, показана на рис. 9.35. При этом способе герметизации допуска-
ется возможность вращения тяги. В герметичном выводе, выполненном по
схеме <7, герметизирующим элементом является асбестш рафитовая набив-
ка. В выводе, выполненном по схеме б, герметизация осуществляется ре-
зиновыми кольцами. Внутренняя полость корпуса для уменьшения трения
тяг заполнена смазочным материалом.
Герметизация выводов тросов управления может быть произведена с
помощью резинового вкладыша, имеющего основное отверстие по диамет-
ру троса и продольный разрев, позволяющий надевать его на трос (рис,
9.36, а). Вместо вкладыша может быть применен полый разрезной резино-
вый шарик (рис. 9.36, б). Вкладыши или шарики поджимаются к тросам
гайками. Трос по всей длине его хода покрывается незамерзающим смазоч-
ным материалом, содержащим графит. К недостаткам такого уплотнения
следует отнести большую утечку воздуха, необходимость периодической
смены резинового вкладыша и частого возобновления смазочного материа-
ла троса. По этим причинам устанавливаться такой вывод должен в доступ-
ном д-1я осмотра и обслуживании меш е.
159
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 9.34. Герметизация вывода тяг с поступательным движением:
а - цилиндрический шланг, установленный внутри кабины; б — конический шланг,
установленный вне кабины
Рис. 9 35 Герметизация вывода тяг, имеющих только поступательное движение:
1 - тяга; 2 - корпус; 3 - гайка; 4 ~ бронзовая втулка; 5 - асбестографнтовая
набивка; 6 - уплотнительное резиновое кольцо; 7 - фетровое кольцо; 8 - полость,
заполненная смазочным материалом; 9 - пробка
Уплотнение выводов валов с вращательным движением производится
либо при помощи притертых плоских поверхностей, прижимаемых одна к
другой пружиной или резиновой шайбой, либо при помощи уплотнительных
колец из резины.
На рис. 9.37 изображен вывод, в котором уплотнение производится
при помощи притертой текстолитовой шайбы 1, а в качестве прижима ис-
пользуется резиновая шайба 2.
На рис. 9.38 изображен вывод с уплотнением резиновым кольцом/. По
степени герметичности уплотнение резиновыми кольцами уступает уплотие-
иию с помощью притертых поверхностей.
Рис 9 36. Герметизация вывода троса:	Рис. 9.37. Герметизация вывода вала
1 - корпус; 2 - гайка; 3 - трос; 4 - шайба;	при помощи притертых поверхностей
5 - разрезная резиновая пробка; 6 — разрез-
ной резиновый шарик
160
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
Рис. 9.38. Герметизация вывода вала с уплотнением резиновым кольцом
Рис. 9.39. Герметизация вывода электропроводки:
1 — стенка кабины;#2 - уплотнительная прокладка; 3 — пластмассовый корпус
Рис. 9.40. Герметизация вывода трубопровода;
I — стенка кабины; 2 - уплотнительная прокладка; 3 - уплотнение; 4 — трубопро-
вод; 5 — корпус; 6 - втулка; 7 - гайка
Очень часто на самолетах все выводы управления монтируются в одной
герметической коробке. В коробке монтируется необходимое количество
валиков, имеющих либо уплотнение резиновыми кольцами, либо уплотне-
ние с помощью притертых поверхностей. На этих валиках закрепляются ры-
чаги, к которым и подводятся тяги управления. Монтаж всех выводов в од-
ной герметической коробке упрощает осмотр и обслуживание.
С определенными трудностями сопряжен и вывод из герметической ка-
бины различных трубопроводов и электропроводки.
На рис. 9.39 показан типовой вывод электропроводки из герметичес-
кой кабины, а на рис. 9.40 — герметизация вывода трубопровода.
ГЛАВА 10.
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
§ 1.	НАЗНАЧЕНИЕ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
Управление самолетом служит дчя обеспечения заданной траектории
его полета. Достигается это потребным изменением сил на крыле и опере-
нии самолета путем соответствующего отклонения рулевых поверхностей.
Система управления каждой рулевой поверхностью состоит из командного
рычага, установленного в кабине пилота, проводки управления, соединяю-
щей командный рычаг и руль, и включенных в систему механизмов, уст-
ройств-и автоматов, улучшающих характеристики устойчивости и управляе-
мости и облегчающих управление самолетом.
Рост скорости самолетов и особенно переход на сверхзвуковые скорос-
ти полета потребовал совершенствования систем управления самолетом и
автоматизации их для обеспечения приемлемых характеристик управляе-
6 Гребеньков
161
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мости. Системы управления сверхзвуковых самолетов все в большей степе-
ни становятся полуавтоматическими и автоматическими. Однако системы
управления сверхзвуковых и дозвуковых самолетов имеют много общего.
В этом разделе главным образом и будут рассмотрены конструкции
элементов и схемы механизмов управления, общие для всех типов самоле-
тов. Вопросы автоматического управления и конструкции различного рода
автоматов не рассматриваются.
Рулевые поверхности, обеспечивающие поперечную управляемость са-
молета, и рулевые поверхности, обеспечивающие его продольную управляе-
мость, управляются от руки при помощи командного рычага, имеющего
две степени свободы. Это управление иосит название ручного.
Рулевые поверхности, обеспечивающие путевую управляемость самоле-
та, управляются при помощи педалей, приводимых в движение ногами.
Поэтому управление носит название ножного.
При движении командного рычага ручного управления от себя рули вы-
соты, или цельноуправляемое горизонтальное оперение, или элевоны откло-
няются вниз, и самолет опускает нос. При движении же командною рычага
на себя эти поверхности отклоняются вверх, и самолет поднимает пос. На
самолете типа ’’утка” этим же движениям командного рычага соответству-
ют обратные отклонения рулей высоты. *
При движении командного рычага ручного управления вправо или вле-
во происходит отклонение обеспечивающих поперечную управляемость ру-
левых поверхностей (элеронов, интерцепторов, дифференциального цельно-
управляемого горизонтального оперения, элевонов) , вызывающее соответ-
ственно правый или левый крен самолета.
В ножиом управлении движение правой ноги вперед вызывает отклоне-
ние руля направления вправо и поворот самолета вправо, движение левой
ноги вперед — отклонение руля направления влево и поворот самолета влево.
Такое следование самолета за командным рычагом является своеобраз-
ным стандартом и принято во всем мире.
Будем называть рулевые поверхности, обеспечивающие продольную
управляемость самолета (рули высоты, цельноуправляемое горизонтальное
оперение и отклоняющиеся в одну сторону элевоны), органами продольно-
го управления, а рулевые поверхности, служащие для создания креиа само-
лета (элероны, дифференциальное цельноуправляемое горизонтальное опе-
рение, интерцепторы и отклоняющиеся в разные стороны элевоны), — орга-
нами поперечного управления, и рули направления - органами путевого
управления.
К системе управления самолетом предъявляются следующие- тре-
бования.
1.	Минимальное сопротивление, достигаемое уменьшением числа и раз-
меров выступающих в поток деталей.
2.	Возможно меньшее отклонение командного рычага, когда к нему
приложена нормированная нагрузка, а рули застопорены, обеспечиваемое
необходимой жесткостью проводки управления и отсутствием в ней
люфтов.
3.	Исключение резонансных колебаний тяг проводки управления
4.	Плавное нарастание усилий на командных рычагах при отклонении
рулевых поверхностей, при этом величины усилий не должны превышать
установленных нормами пределов.
5.	Возвращение рулевых поверхностей в нейтральное положение при
брошенных командных рычагах.
162
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своими
руками
6.	Возможность регулировки педалей ножного управления под рост
пилота.
7	Независимость отклонения органов продольного и поперечного
управлений, приводимых в движение от командного рычага ручного управ-
ления.
8.	Исключение возможности заедания проводки управления при дефор-
мациях фюзеляжа, крыла и оперения в полете.
9.	Минимальное трение, не нарушающее чувство управления.
§ 2.	ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ
СХЕМЫ ПОСТОВ РУЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Ручное управление по типу командного рычага разделяют на две схемы:
управление при помощи ручки и штурвальное управление.
Управление при помощи ручки. Схемы постов управления при помощи
ручки (рис. 10.1) отличаются взаимным расположением осей ее вращения.
Ручка имеет две оси вращения: ось а-а, перпендикулярную плоскости сим-
метрии самолета, и ось Ь—Ь, параллельную плоскости симметрии самолета
или лежащую в ней. Поворот ручки относительно оси а—а приводит к от-
клонению органов продольного управления, а поворот относительно оси
b-b — к отклонению органов поперечного управления.
Независимость отклонения органов продольного и поперечного управ-
лений может быть достигнута двумя способами.
1.	Конец А тяги, присоединенной другим концом к ручке и служащей
для управления одной из рулевых поверхностей, размещается на оси, отно-
сительно которой поворачивается ручка при управлении другой рулевой
поверхности. Тогда тяга при повороте ручки относительно этой оси описы-
вает поверхность кругового конуса и точка А, находящаяся в его вершине,
не перемещается в направлении оси тяги (см. рис. 10.1, а и б).
2.	Ось тяги, служащая для управления одной из рулевых поверхностей,
совмещается с осью, относительно которой осуществляется поворот ручки
при управлении другой рулевой поверхностью (см. рис. 10.1, в и г).
Ручка устанавливается обычно на маневренных самолетах, так как
обеспечивает более высокую чувствительность управления, что очень важно
для таких самолетов.
Штурвальное управление. Пост штурвального управления состоит из ко-
лонки, поворачивающейся относительно перпендикулярной плоскости сим-
метрии самолета оси при отклонении органов продольного управления, и
штурвала, поворот которого вправо или влево обеспечивает отклонение ор-
ганов поперечного управления (рис. 10.2).
Усилие со штурвала передается на проводку, идущую к органам попе-
речного управления, либо при помощи пластинчатой цепи, надетой на сидя-
щую на оси штурвала звездочку, а затем через трос (см. рис. 10.2,а), тягу
(см. рис. 10.2, б) или вал (см. рис. 10.2, «), либо при помощи зубчатой
передачи и вертикального вала (см. рис. 10.2, г).
Независимость отклонения органов продольного и поперечного управ-
лений обеспечивается здесь одним из следующих способов:
1)	с осью вращения штурвальной колонки совмещается ось троса, иду-
щего от штурвала к органам поперечного управления (см. рис. 10.2, о);
2)	с осью вращения штурвальной колонки совмещается ось тяги, через
которую передается усилие со штурвала по проводку, идущую к органам
поперечного управления (см. рис. 10.2, б);
6*	163
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. Ю I. Схемы постов управления при помощи ручки-
1 — к органам продольного управления; 2 - к органам по-
перечного управления
3)	с осью вращения штурвальной колонки совмещается одна из осей
универсального шарнира (см. рис. 10.2, в иг).
Штурвальное управление обычно применяется на тяжелых неманеврен-
ных самолетах, так как здесь можно получить при больших шарнирных
моментах меньшее усилие на штурвале при допустимом для таких само-
летов времени отклонения элеронов.
СХЕМЫ ПОСТОВ НОЖНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Ножное управление по типу командного рычага можно разделить на три
схемы.
1)	рычажное управление с вращением рычагов педалей относительно
вертикальной оси;
164
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?
Рис 10 3 Схемы постов ножного рычажного
управления с вращением рычагов педалей
относительно вертикальной оси
2) рычажное управление с качанием
рычагов педалей относительно горизон-
тальной оси, перпендикулярной плоскос-
ти симметрии самолета;
3) управление со скользящими пе-
далями.
Рычажное управление с вращением
рычагов педалей относительно вертикальной оси. Схема простейшего
механизма такого управления показана на рис. 10 3, а. Большим недостат-
ком этого механизма является поворот опорной поверхности педалей при
повороте их рычага, что приводит к перекашиванию ступней. По этой причи-
не такой механизм не получил распространения.
Широко применяется параллелограммный механизм (рис. 10.3, б). В
ием при повороте рычагов педали не перекашиваются, что позволяет выб-
рать наиболее удобное их положение относительно ног. Регулировка педа-
лей под рост пилота производится путем их передвижения в требуемом на-
правлении с последующей фиксацией. К недостаткам такого механизма
следует отнести относительно большую его ширину, что необходимо для
обеспечения требуемого хода ноги. Кроме того, при повороте рычагов изме-
няется расстояние по ширине между педалями.
Рычажное управление с качанием рычагов педалей относительно гори-
зонтальной оси. Ось вращения рычагов может располагаться как над педа-
лями (рис. 10.4, а), так и под ними (рис. 10.4, б).
Рычаги обеих педалей связаны тягами с рычагами, закрепленными ла
трубе, на которой расположен и рычаг, связанный с проводкой, идущей к
рулю направления. Связь между рычагами педалей может осуществляться
и при помощи троса (рис. 10.4, в). Здесь педали также регулируются под
рост пилота.
Преимуществом таких схем управления является небольшая ширина и
постоянное расстояние между плоскостями, в которых движутся педали.
Схема, показанная на рис. 10.4, б, предпочтительнее, так как здесь рычаги
педалей крепятся на полу кабины. В схемах, показанных иа рис. 10,4, с и в,
для крепления рычагов педалей необходима установка специальных кон-
структивных элементов, что приводит к увеличению массы.
Схемы с качанием рычагов педалей относительно горизонтальной оси
получили широкое распространение на тяжелых самолетах из-за возмож-
ности дифференцировать ход педалей и увеличить их рабочий ход.
Рис 10 4 Схемы постов ножного рычажного управления с качанием рычагов педалей
относительно горизонтальной оси
165
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Управление со скользящими педалями. В этой схеме (рис 10.S) педали
перемещаются по направляющим , связываются они тросовой проводкой.
Конструкция обеспечивает регулировку педалей под рост пилота.
Преимуществом этой схемы является поступательное перемещение пе-
далей, небольшие габаритные размеры и по высоте, и по ширине. К недо-
статкам следует отнести большее, чем у других постов, трение и большую
массу.
ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ
Проводка управления по типу делится иа гиб кую, жесткую и смешанную.
Гибкая проводка управления. Она осуществляется двумя гибкими эле-
ментами - обычно тросами, связывающими командный рычаг с рулевой
поверхностью. Из этих двух тросов при перемещении командного рычага
усилие иа рулевую поверхность передает одни растянутый трос. Тросовая
проводка должна быть так проложена в самолете, чтобы при отклонении
рычага исключалась возможность перетяжки одного троса и чрезмерного
ослабления другого. Это достигается заменой рычагов секторами
(рис. 10.6, б). При постановке обычных рычагов необходимо, чтобы угол
между осью троса и осью рычага качалки в нейтральном положении равнял-
ся 9 0° (рис. 10.6, в).
Изменение направления троса производится при помощи роликов. Для
уменьшения треиия в управлении и износа троса угол обхвата ролика тро-
сом желательно делать по возможности меиьшим; угол обхвата более 90°
не рекомендуется.
Преимущества гибкой проводки следующие:
Г) меиьшая в сравнении с жесткой проводкой масса;
2)	конструктивная простота прокладки ее в самолете;
3)	безопасность в отношении вибраций.
Недостатками гибкой проводки являются:
1)	упругие люфты в проводке, что приводит к ухудшению чувствитель-
ности управления и снижению критической скорости рулевого флаттера;
2)	возможность провисания или перенатяжеиия тросов при деформации
конструкции самолета в полете, при этом первое приводит к возникнове-
нию люфтов и. связанных с ним недостатков, а второе — к увеличению тре-
ния в управлении;
3)	большее, чем при жесткой проводке, треиие;
4)	необходимость частой регулировки из-за вытяжения тросов;
5)	невозможность создания переменного передаточного числа по углу
отклонения командного рычага (невозможность дифференциального управ-
ления) .	____—-——д
Рис. 10 6. Схемы прокладки Тросовой про-
водки:
а - неправильно; б. в — правильно
Рис. 10.5 Схема поста ножного управ-
ления со скользящими педалями
166
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 10 7 Типы качалок
Рис 10 8 Схема расстановки роликовых направляющих
Жесткая проводка управления. Она выполняется нз жестких тяг, связыва-
ющих командный рычаг с рулевой поверхностью. Тяги изготовляются пре-
имущественно из тонкостенных труб из алюминиевого сплава. Для корот-
ких, сильно нагруженных тяг часто применяются стальные трубы. Работают
тяги на растяжение и сжатие. Длина отдельной тяги определяется условия-
ми компоновки и желанием получить наименьшую массу проводки при пе-
редаче расчетных усилий.
Для подвески тяг служат качалки (рис. 10.7). С помощью качалок
можно изменить направление движения тяг, изменить величину передавае-
мого усилия. Есть качалки, служащие лишь для поддержания тяг. Для под-
держания длинных тяг, совершающих движение только вдоль своей оси,
применяются роликовые направляющие. Чтобы исключить возможность
заедания проводки при деформации конструкции в полете, желательно
больше двух направляющих па одной тяги не ставить. При этом угол между
осями соседних тяг должен быть равным или очень близким к нулю, чтобы
исключить появление значительных поперечных сия, вызывающих изгиб
тяг, увеличение трения в проводке и, как следствие этого, быстрый износ
направляющих и тяг. На рис. 10.8 показана схема правильной расстановки
роликовых направляющих.
Преимуществами жесткой проводки управления являются:
1)	более высокая жесткость;
2)	меньшее, чем у гибкой проводки, трение;
3)	возможность обеспечения дифференциального управления;
4)	простота в эксплуатации, так как жесткая проводка не требует час-
той регулировки.
Но жесткая проводка имеет и ряд недостатков:
1)	большая масса;
2)	возможность возникновения резонансных колебаний;
3)	большая конструктивная сложность деталей проводки;
4)	трудности прокладки се по самолету.
Жесткая проводка управления нашла широкое применение на совре-
менных скоростных самолетах.
Смешанная проводка управления. Часть проводки делается гибкой, а
часть — жесткой. Применение смешанной проводки диктуется соображе-
ниями удобства при прокладке, желанием получить возможно меньшую
массу и меньшее трение при обеспечении требуемой живучести, высокой
чувствительности управления, простоты в эксплуатации.
167
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 3.	ОСОБЫЕ МЕХАНИЗМЫ УПРАВЛЕНИЯ
ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
Управление, при котором отклонение командного рычага на один и тот
же угол в разные стороны вызывает отклонение рулевой поверхности на
неодинаковые углы, носит название дифференциального.
Простейшим Элементом дифференциального управления является дву-
плечий рычаг, к которому тяги подходят под разными углами (рис. 10.9).
Отклонение двуплечевого рычага вправо или влево на угол приводит к
перемещениям тяги 1 иа одинаковые расстояния в разные стороны (т0 -
= п0) и тяги 2 на неодинаковые расстояния (т > п).
Степень дифференциальност и определяется в этом случае отношением
m / п. Величины тип связаны с углами а ч /3 и радиусом рычага R следую-
щими зависимостями:
m = R sin а - R sin (а- 0 ); п = R sin (а + (J) ~ R sin а.
Величина же степени дифференциальное™ зависит лишь от углов а и /3'
m
sin а — sin (а — (3)
п
sin (а + (3) — sin а
Отсюда видно, что степень дифференциальности при одинаковых а рас-
тет с увеличением угла 3, а при одном и юм же - с увеличением угла а.
На рис. 10.10 показаны различные типы двуплечих рычагов, применяе-
мых при дифференциальном управлении. Эти рычаги, обеспечивая диффе-
реициальность управления, одновременно позволяют и изменить направле-
ние движения тяг. Одна из тяг в нейтральном положении руля подходит к
рычагу под углом в 90°, другая - под острым или тупым.
Степень дифференциальиости, обеспечиваемая такими рычагами, при
наиболее употребительных углах а и 0 обычно не превышает 1,5. Для повы-
шения степени дифференциальности всей системы управления в ней уста-
навливается несколько таких рычагов. Можно повысить степень дифферен-
циальное™ и на одном рычаге, заменив прямой угол между плечом и одной
из тяг тупым или острым (рис. 10.1 ]).
НЕЛИНЕЙНЫЕ МЕХАНИЗМЫ
У скоростного самолета, геометрические размеры рулей которого под-
бираются из условий обеспечения необходимой эффективности при полете
на большой высоте с максимальной скоростью,
наблюдается повышенная эффективность орга-
нов управления на больших дозвуковых ско-
ростях у земли.
Для изменения режима полета такого са-
молета у земли на большой скорости необхо-
димо очень малое отклонение рулевых поверх-
ностей, а следовательно, и очень малое откло-
Рис. 10.9. Двуплечий рычаг дифференциального
управления
www.voKD-ia.spo.ru - < амолег своими руками
Рис. 10.13. Схемы нелинейных механизмов:
а - с жестким треугольником; б - кулисный; в - шестеренчатый; I - от командно-
го рычага; 2 — к рулю
нение командных рычагов. Даже небольшая ошибка в отклонении послед-
них вызывает здесь значительное изменение режима полета, что создает
большие трудности в управлении н, кроме того, может привести к возник-
новению недопустимых перегрузок. Для устранения этого недостатка в сис-
темах управления стали применять механизмы нелинейной передачи, обес-
печивающие увеличение углов отклонения командных рычагов в начале от-
клонения рулевых поверхностей.
На рнс. 10.12 приведена характеристика такой нелинейной передачи, по-
казывающая зависимость угла отклонения руля Sp от угла отклонения
командного рычага SK р. Из характеристики видно, что для отклонения ру-
ля на какой-то угол от нейтрального положения требуется значительно боль-
ший угол отклонения командного рычага, чем при отклонении руля на этот
же угол вблизи его крайних положений.
169
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На рис. 10.13 показано несколько схем нелинейных механизмов.
На современных самолетах нелинейные механизмы нашли широкое
применение в системах управления элеронами и рулями высоты и особенно
в системах управления пельноуправляемым горизонтальным оперением.
МЕХАНИЗМЫ ИЗМЕНЕНИЯ ПЕРЕДАТОЧНЫХ ОТНОШЕНИЙ
Повышение эффективности органов управления при большой скорости
полета требует понижения чувствительности самолета к случайным неболь-
шим перемещениям командного рычага. Добиться этого можно изменением
передаточного отношения от командного рычага к рулю. При достижении
заданной скорости полета включается механизм, уменьшающий передаточ-
ное отношение. Когда скорость полета станет меньше этой заданной величи-
ны, передаточное отношение увеличивается. Переключение механизма мо-
жет производиться пилотом или автоматом, установленным в системе уп-
равления.
На рис 10.14 показана схема механизма изменения передаточного отно-
шения, установленного иа ручке управления. В зависимости от скорости по-
лета пилот, переводя тумблер в соответствующее положение, с помощью
электродвигателя, вращающего ходовой винт, изменяет длину выходного
звена ручки и обеспечивает тем самым требуемое передаточное отношение.
В случае отказа электродвигателя изменение передаточного отношения про-
изводится с помощью ручного привода ходового винта.
На рис 10.15 показана схема механизма изменения передаточного от-
ношения, установленного в проводке управления. Изменение с помощью
электродвигателя наклона направляющей приводит к изменению передаточ-
ного отношения
На рис 10.16 показана схема механизма, установленного в проводке уп-
равления, обеспечивающего изменение передаточного отношения путем из-
менения длины выходного звена качалки.
Рис 10 14 Схема механизма изменения передаточного -
отношения, установленного на ручке
1 — тумблер; 2 - электродвигатель с редуктором; J -
ходовой вицт; 4 - выходное звено ручки; 5 - ручной
привод ходового винта
Рис 10 15 Схема механизма изменения передаточного
отношения, установленного в проводке управления-
а - положение механизма при коэффициенте передачи п=
= 1; б - положение механизма при n> 1; 1 - направля-
ющая; 2 - ползун
170
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 10.16. Схема механизма изменения
передаточного отношения, установлен-
ного на качалке
Рис. 10.17. Схема механизма автомата
изменения передаточного отношения:
1 — электродвигатель; 2 — корпус ме-
ханизма; 3 - перемещающийся двупле-
чий рычаг
В системах управления с автоматическим изменением передаточных от-
ношений широкое применение нашли механизмы, обеспечивающие одновре-
менное изменение длин входного н выходного звеньев. Схема такого меха-
низма показана на рис. 10.17.
§ 4.	ОСОБЫЕ СХЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ-ЗАКРЫЛКАМИ
В качестве одного нз средств повышения су тах механизированного
крыла могут быть использованы и элероны. При включении механизации
одновременно с ней отклоняются вниз и оба элерона,что приводит к появ-
лению на крыльях дополнительной подъемной силы. Если теперь отклонить
вправо или влево ручку илн штурвал, то одни нз элеронов отклонится
вверх, а другой — вниз, что вызовет крен самолета. Такие рулевые поверх-
ности носят название элеронов-закрылков, нлн зависающих элеронов.
На некоторых самолетах для повышения эффективности поперечного
управления отдельные секции закрылков могут использоваться и как эле-
роны. Такие закрылки-элероны носят название флаперонов.
Существуют различные схемы управления элеронами-закрылками. Од-
на нз них приведена на рис. 10.18.
Командный рычаг управления элеронами соединен тягами 7 с двупле-
чим рычагом 3, на втором плече которого установлен двухплечнй рычаг 4,
связанный тягой 5 с элероном. К другому плечу рычага 4 подходит тяга 2,
связанная с механизмом управления закрылками.
Прн управлении элеронами-закрылками как элеронами отклонение
ручки (штурвала) вызывает поворот рычага 3, а следовательно, н переме-
щение установленного на нем рычага 4, что приводит к передвижению тягн
•5 и к отклонению элерона-закрылка. При включении механизма управле-
ния закрылками тяга 2 передвигается в направлении, указанном стрел-
кой. Происходящий при этом поворот рычага 4 вызывает отклонение элеро-
на-закрылка вниз, т. е последний работает в этом случае как закрылок.
171
www.voKD-ia.spo.ru - самолет своими руками:I
Злерон-закрылок
Рис. 10.18. Схема управления
элеронами-закрылками
Рис 10 19 Схема управления элеро-
нами и дифференциальным цельно-
управляемым горизонтальным опе-
рением с механизмом, совмещен-
ным с постом ручного управления
УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕВОНАМИ И ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫМ ЦЕЛЬНОУЛРАВНЯЕМЫМ
ГОРИЗОНТАЛЬНЫМ ОПЕРЕНИЕМ
Элевоны, совмещающие в себе элероны и рули высоты, и дифферен-
циальное цельноуправляемое горизонтальное оперение, выполняющее
функции органов продольного и поперечного управлений, управляются от
командного рычага ручного управления. При отклонении ручки или штур-
вальной колонки на себя или от себя механизм управления должен обеспе-
чить одновременное отклонение обоих элевонов или обеих половин опере-
ния вверх или вниз, а при отклонении ручки или штурвала вправо или вле
во — отклонение элевонов или половин оперения в разные стороны.
Существуют различные типы механизмов, обеспечивающих такое уп-
равление. Один из таких механизмов, совмещенных с постом ручного уп-
равления, показан на рис. 10.19. В этом механизме к оси а —а крепления
ручки жестко присоединены рычаги 7, на которых шарнирно крепятся
двуплечие рычаги 2. У каждого рычага 2 к одному из плеч присоединяется
тяга 5 управления рулевой поверхностью. На оси а—а закреплена ось b - b
вращения ручки в стороны. С осью b—Ь жестко связан рычаг 5, концы ко-
торого при помощи тяг 4 соединены с двуплечими рычагами 2. При откло-
нении ручки на себя или от себя происходит вращение всего механизма от-
носительно осид — d, что вызывает отклонение рычагов 2 в одну сторону и,
следовательно, одновременное отклонение вверх или вниз рулевых поверх-
ностей. При отклонении ручки вправо или влево происходит поворот жестко
связанного с ней рычага 3 относительно оси Ь — Ь, что приводит к отклонению
двуплечих рычагов 2, а следовательно, и рулевых поверхностей в разные
стороны.
На рис. 10.20 показан механизм, включенный в проводку управления
При отклонении ручки на себя и от себя поворачивается рычаг-рамка 7 от-
носительно оси с-с, вызывая одновременное отклонение рулевых поверх-
ностей вверх или вниз. Отклонение ручки вправо или влево вызывасг пово-
рот оси 2 и жестко связанного с ней рычага 3. С помощью тяги 4 отклонение
рычага 3 приводит к вращению трехплечего рычага 5 относительно оси d-d
что вызывает отклонение рулевых поверхностей в разные стороны.
172
www.voK-la.spb.ru - Самолет своими рукам
Рис 10.20. Схема управления
УПРАВЛЕНИЕ V-ОБРАЗНЫМ ОПЕРЕНИЕМ
Рули V-образиого оперения выполняют функции рупя высоты и руля
направления и управляются поэтому от командных рычагов ножного и руч-
ного управления. Движение педалей вызывает отклонение рулей в разные
стороны, а движение ручки или штурвальной колонки на себя или от себя
вызывает одновременное отклонение рулей вверх или вниз. При этом от-
клонения как руля высоты, так и руля направления должны быть независи-
мыми. Механизм управления должен удовлетворять также и предъявляе-
мому к ручному управлению требованию независимости отклонения рулей
высоты и элеронов.
На рис. 10.21 показана схема управления V-образным оперением. От-
клонение ручки вправо или влево при управлении элеронами не вызывает
отклонения рулей, так как точка О располагается на продол женин осн а-а.
Прн повороте педалей перемещение тягн 7 н 8 вызывает вращение кри-
вого рычага 1 относительно осн с—с трубы 2, жестко с ннм соединенной.
Труба 2 вращается в трубе, к которой крепятся цапфы 4. Вращение трубы
2 вызывает поворот жестко соединенного с ней рычага 3, что приводит к
перемещению тяг 5 н б в разные стороны, а следовательно, н к отклонению
в разные стороны рулей.
Прн отклонении ручки от себя илн на себя перемещение тягн 9 вызыва-
ет поворот кривого двуплечевого рычага 7, трубы 2 и рычага 3 относитель-
но осн b-b, что приводит к перемещению тяг 5 н б в одну сторону н, следо-
вательно, к одновременному отклонению рулей вверх или вниз. Независи-
мость отклонения их как руля высоты н руля направления обеспечивается
присоединением тяг 7 и 8 к рычагу 1 в точках, лежащих на оси Ь—Ь.
§ 5.	КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ УПРАВЛЕНИЯ
КОНСТРУКЦИЯ КОМАНДНЫХ РЫЧАГОВ РУЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Ручка. Она представляет собой неравноплечий рычаг, устанавливаемый
вертикально в кабине пилота. Ручка крепится шарнирно к кронштейну
трубчатой осн, установленной в опорах на шарикоподшипниках. Конструк-
173
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 10 22 Ручка управления:
I — рукоятка; 2 — труба; 3 - основание,- 4 корпус кнопки;
5 - рычаг торможения колес; 6 - цилиндр; 7 - стопор ручки;
8 - трос
Рис 10.23 Штурвальная колонка.
1 — головка; 2 - вал; 3 - шарикоподшипник; 4 — звездочка;
5 - пластинчатая цепь; 6 - тросы управления элеронами; 7 —
рычаг управления рулем высоты; 8 - труба; 9 — основание;
10 - труба; И - штурвал; 12...15 - кнопки; 16 - ролики
тивно ручки выполняются различно. Как правило, ручка состоит из трех ос-
новных частей: рукоятки, трубы и основания, на котором имеется узел
крепления ручки. На рукоятке монтируются кнопки управления отдельны-
ми агрегатами — тормозами, тормозными щитками, электроспуском воору-
жения т. п. На рнс. 10.22 показана ручка управления.
Штурвальная колонка. Она состоит из головки со штурвалом, верти
кальной трубы и основания.
В головку запрессовываются два шарикоподшипника, в которых враща-
ется вал. На конце вала закрепляется штурвал. Сверху обод штурвала име-
ет вырез, что облегчает наблюдение за установленными на приборной доске
указателями. На штурвале монтируются кнопки управления отдельными
<74
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своими руками
агрегатами. На валу внутри головки при помощи шпонки закрепляется
звездочка. Надетая па нес пластинчатая цепь и тросы, перекинутые через ус-
тановленные внутри основания ролики, передают усилия со штурвала на
проводку, идущую к органам поперечного управления (см. рис. 10.2,с).
В других конструкциях пластинчатая цепь идет на вторую звездочку, закре-
пленную на валике внутри основания. На этом валике в одном случае кре-
пится рычаг, соединенный тягой (ось ее совпадает с осью вращения колон-
ки) с проводкой, идущей к органам поперечного управления (см.
рис. 10.2, б). В другом случае валик при помощи универсального шарнира,
лежащего на оси вращения колонки, крепится к валу, на котором установ-
лен рычаг, соединенный с проводкой, идущей к органам поперечного управ-
ления (см. рис. 10.2, в). В некоторых колонках иа валу внутри головки
закрепляется коническая шестерня, которая передает усилия со штурвала
через другую шестерню на вертикальный вал и затем на проводку управле-
ния (см. рис. 10.2,г).
Вертикальная труба соединяется с головкой и основанием при помо-
щи заклепок и болтов.
Колонка поворачивается относительно оси, закрепленной на основании.
Ось устанавливается в подшипниках, запрессованных в прикрепленные к
конструкции фюзеляжа кронштейны. К основанию прикреплен рычаг, сое-
диненный с проводкой, идущей к органам продольного управления.
Конструктивное оформление штурвальных колонок весьма многооб-
разно. Конструкция одной из них показана на рис. 10.23. -
КОНСТРУКЦИЯ КОМАНДНЫХ РЫЧАГОВ НОЖНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Несмотря на конструктивное многообразие постов ножного управле-
ния, в конструкции их элементов есть много общего.
Во всех постах педали должны иметь возможность регулировки под
рост пилота. Наибольшее распространение получили следующие два способа
регулировки.
При первом способе подножка педали закрепляется на элементе, кото-
рый имеет возможность перемещаться в направляющей. Необходимое поло-
жение подножки фиксируется стопором (рис. 10.24). Этот способ регулиров-
ки применяется чаще всего в параллелограммиых механизмах и механиз-
мах со скользящими педалями.
Второй способ регулировки, применяемый чаще всего в механизмах с
качающимися педалями, осуществляется поворотом рамок педалей относи-
тельно секторов, связанных с проводкой управления. Положение педалей
здесь также фиксируется при помощи стопоров (рис. 10.25). Регулировка
педалей под рост пилота производится, как правило, на земле. Но на само-
Р»с 10 24 Пост ножного управления с па-
раллслограммным механизмом
1 ~ педаль; 2 ~ ремень; 3 - инок регу-
лировки педали; 4, 5 - тоубы па рал л ел о -
граммного механизма; 6 - ограничитель
отклонения пейалей; 7 - стопор регул и-
ровки педалей; 8 - тяга управления ру-
лем направления; 9 — кронштейн
175
Рис. 10.25. Пост (южного управления с качающимися педалями
1 - педаль; 2 - сектор; 3 — рычаг стопора; 4 — гнездо стопора; 5 — рычаг: 6 - тяга;
7 - рычаг управления рулем направления; 8 - тяги управления тормозами; 9 - ка-
чалка; 10 - клапан тормоза
лете большой продолжительности полета с одинарным постом, управляе-
мым посменно двумя пилотами, обязательно должна предусматриваться
возможность регулировки педалей в полете.
Подножки педалей имеют различную форму. Наиболее простыми явля-
ются трубчатая н призматическая формы. Встречаются подножки, выпол-
ненные по форме стопы. Опорная поверхность подножки имеет насечку, пре-
пятствующую соскальзыванию ногн пилота. Для этого же на педалях име-
ются ремни.
На постах ножного управления очень часто монтируется управление
тормозами колес самолета. Для включения тормозов необходимо либо по-
вернуть относительно горизонтальной оси педаль, нажав на нее носком ноги
(рнс. 10 25), либо нажать ногой на специальную гашетку, установленную на
педали.
На рис. 10.24 показана конструкция поста ножного управления с па рал-
лелограммным механизмом, а на рис. 10.25 — конструкция поста с педалями
качающимися относительно горизонтальной оси.
КОНСТРУКЦИЯ ДЕТАЛЕЙ ПРОВОДКИ УПРАВЛЕНИЯ
К деталям жесткой проводки управления относятся тяги, качалки, роли-
ковые направляющие.
176
2	3	1
Рис 10.26 Регулируемый наконечник
У - стакан; 2 - вилка (ушко); 3 - контр- Рис 10.27 Нерегулируемым наконечник
гайка
Тяга состоит из трубы и двух наконечников. Труба изготовляется из
алюминиевого сплава, а у коротких, сильно нагруженных гяг - из стали.
Тяги разделяются на регулируемые и нерегулируемые У регулируемых
по длине тя! один из наконечников делается регулируемым. Он состоит из
стакана, ушка или вилкн и контргайки (рис. 10.26) Стакан крепится к трубе
пистонами или болтами. Другой конец стакана имеет отверстие с резьбой
для ввинчивания ушка или вилки. Контргайка служит для устранения люф-
та в резьбе.
Нерегулируемый наконечник представляет собой ушковый или вильча-
тый стакан (рис. 10.27), крепление которого к трубе осуществляется при
помощи пистонов или болтов. Вильчатый наконечник соединяется с ушком
качалки, а ушковый наконечник — с вилкой качалки. Для уменьшения сил
трения в ушковых наконечниках и в ушках качалок устанавливаются ша-
рикоподшипники.
Обычно применяются радиальн сферические шарикоподшипники с вы-
ступающим внутренним кольцом, допускающие небольшой перекос колец.
Постановка таких подшипников упрощает монтаж проводки, исключает
возможность ее заедания от перекосов при деформациях конструкции са-
молета.
В тяге, один из концов которой при управлении или при технологичес-
ких перекосах должен поворачиваться относительно ее оси (например, тяга,
присоединенная к ручке управления), устанавливается вращающийся па
двух упорных шарикоподшипниках ушковый или вильчатый наконечник
(рнс. 10.28).
Качалки могут быть штампованными, сварными и фрезерованными.
Штампованные качалки изготовляются в основном нз алюминиевых спла-
вов. Для уменьшения сил трения качалка вращается на двух запрессован-
ных в иее шарикоподшипниках (рис. 10.29).
Сварная качалка, изготовленная из двух стальных щек, показана на
рис. 10.30. В качалку вварена втулка, в которую запрессованы два шарико-
подшипника.
Качалки крепятся на кронштейнах при помощи болтов
Роликовая направляющая (рис. 10.31) состоит из кроштейна, роликов
и болтов или валиков, служащих для роликов осями. Кронштейн изготовля-
ется обычно питьем из магниевого сплава. Ролики могут быть металличсс-
Рис 10 28 Тяга с вращающимся наконечником
177
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 10 29. Штампованная качалка:
1,6- тяги; 2 - кронштейн; 3, 4 - шарикоподшипники; 5 - качалка
Рис. 10.30. Сварная качалка:
у j —тяги; 2— качалка; 4 — кронштейн; 5, 8 — шарикоподшипники; б — стальн
’	втулка; 7 — распорная втулка
178
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис 10 31 Роликовая направляющая Рис 10 32 Способы заделки концов гроса
Рис 10 33 Тандер
кими н пластмассовыми. Металлический ролик состоит из кольца и запрес-
сованного в него шарикоподшипника. Иногда в качестве роликов исполь-
зуются одни шарикоподшипники. В последнее время широко применяются
ролики из капрона. Направляющая, как правило, имеет три ролика, уста-
новленных радиально под углом 120°.
К деталям гибкой проводки управления относятся тросы, секторы, ро-
лики, тандеры.
Трос изготовляется из большого числа тонких проволочек. Диаметр
троса выбирается исходя из действующего на него усилия. Перед постанов-
кой трос предварительно вытягивается под нагрузкой, составляющей при-
мерно 50% разрушающей. Конец троса заделывается в виде петли, в кото-
рую для предохранения от перетирания устанавливается коуш (рис. 10.32, а).
Коуш изготовляется из стали или пластмассы. В пластмассовые коуши мо-
гут запрессовываться стальные втулки. Недостатком такой заделки являет-
ся вытяжка троса в этом месте из-за его заплеткн и перегиба. Поэтому в
последнее время широкое применение нашла заделка троса обжатием в
специальных наконечниках (рис. 10.32,6).
Регулировка натяжения тросов производится прн помощи тандеров
(рис. 10.33). Тандер состоит из муфты и двух наконечников. Внутреннее
отверстие муфты имеет резьбу. На одной половине муфты и на одном нако-
Рис 10 34 Сектор
Рис. 10 35 Установка роликов
1 — трос; 2 — ролик. 3 — кронштейн. 4 —
болт; 5 - ограничитель
179
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
печнике резьба правая, иа другой половине муфты и иа другом наконечнике —
левая. Натяжение троса производится вращением муфты.
Секторы, изготовляемые литьем или штамповкой из магниевых или
алюминиевых сплавов, представляют собой часть диска с канавками на обо
де для тросов (рис. 10.34).
Направляющие ролики, служащие для поддержания тросов, изготовля-
ются из пластмассы или алюминиевых сплавов. Для уменьшения трения в
ролик запрессовываются шарикоподшипники. В ободе ролика имеется ка-
навка для троса. Диаметр роликов выбирается в зависимости от диаметра
троса и угла охвата. Чтобы исключить соскальзывание троса с ролика, уста-
навливаются специальные ограничители. Крепится ролик иа кронштейне
при помощи болта, являющегося осью вращения (рис. 10 35).
§ 6.	БУСТЕРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
НАЗНАЧЕНИЕ БУСТЕРНОГО УПРАВЛЕНИЯ
И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
С ростом скорости полета и особенно при переходе к сверхзвуковым
скоростям происходит перемещение центра давления рулевой поверхности.
По этой причине шарнирные моменты рулей и элеронов с измеиеиием ско-
рости могут резко изменять свою величину, а в некоторых случаях даже и
знак. Это приводит к тому, что у околозвуковых и сверхзвуковых самоле-
тов нельзя обеспечить необходимую аэродинамическую компенсацию иа
всех режимах полета. У таких самолетов максимальные усилия иа команд-
ных рычагах могут оказаться очень большими и пилот при помощи мус-
кульной силы либо совсем не сможет отклонить рулевые поверхности, либо
не сможет отклонить их с требуемой скоростью для обеспечения необходи-
мой маневренности. Изменение же знака шарнирно момента рулевой по-
верхности у сверхзвукового самолета приводит к нарушению чувства
управляемости.
На таких самолетах для обеспечения нормальной управляемости в сис-
темах управления рулевыми поверхностями устанавливаются специальные
усилители - бустеры.
К бустерному управлению предъявляются следующие основные требо-
вания 
1)	сохранение у пилота чувства управления;
2)	возможность управления самолетом в случае выхода из строя бусте-
ра, что обеспечивается переходом на непосредственное управление либо
включением аварийной системы;
3)	возвращение рулей в нейтральное положение при брошенных ко-
мандных рычагах (обратимость управления);
4)	следование руля за командным рычагом практически без запаздыва-
ния при скорости его отклонения, не превышающей величины, определяемой
допустимыми перегрузками при маневре;
5)	простота конструкции бустера, возможно меньшая его масса, надеж-
ность в эксплуатации, удобство подхода к агрегатам бустера для осмотра и
регламентных работ.
Силовой привод бустера располагается как можно ближе к рулевой по-
верхности, что уменьшает нагрузки и трение в проводке управления, а сле-
довательно. позволяет уменьшить ее массу.
По способу создания усилия на командном рычаге бустерное управле-
ние можно разделить на две схемы: обратимую и необратимую.
180
www.vokb-la.spb.ru -
'амолёт своими
При обратимой схеме бустерного управления усилие на командном ры-
чаге пропорционально величине шарнирного момента рулевой поверхности.
Здесь большая часть усилия, необходимого для отклонения руля, создается
бустером, а небольшая его часть, составляющая постоянный процент от
общего усилия, передается с командного рычага.
При необратимой схеме бустерного управления все усилие необходи-
мое для отклонения рулевой поверхности, создается бустером. Для обеспе-
чения чувства управления усилие на командном рычаге при отклонении ру-
ля создается специальным загрузочным механизмом. Здесь усилие на ко-
мандном рычаге уже не будет пропорционально величине шарнирного мо-
мента. Загрузочные механизмы обеспечивают также и обратимость — воз-
вращают рули в нейтральное положение прн брошенных командных ры-
чагах.
На скоростных дозвуковых самолетах для получения допустимой (с
тоски зрения усилия на командном рычаге) величины шарнирного момента
руля требуется большая аэродинамическая компенсация. Вследствие нели-
нейности характеристики шарнирного момента по углу отклонения руля
возможно частичная перекомпенсация руля на некоторых углах его откло-
нения. Во избежание этого приходится уменьшать аэродинамическую ком-
пенсацию, что приводит к увеличению усилий на командном рычаге. Поэто-
му на таких самолетах целесообразно применять обратимую схему бустер-
ного управления.
На сверхзвуковых самолетах, где прн возникновении кризисных явле-
ний происходит резкое изменение величин шарнирных моментов, а в некото-
рых случаях даже и изменение их знака, применяется необратимая схема
бустерного управления.
Необратимая схема бустерного управления всегда применяется на
сверхзвуковых самолетах с цельноуправляемым горизонтальным оперени-
ем. Ось вращения оперения для уменьшения величин шарнирных момен-
тов размещают между центрами давления прн дозвуковой и сверхзвуковой
скорости. По этой причине шарнирный момент цельноуправляемого горизон-
тального оперения прн переходе с дозвуковой к сверхзвуковой скорости
меняет свой знак, что и делает невозможным применение обратимой схемы
бустерного управления (из-за создания ’’неправильных” усилий на команд-
ном рычаге).
Бустеры могут быть электрическими н гидравлическими. Более широ-
кое применение получили гидравлические бустеры.
По типу силового привода различают гидравлические бустеры поступа-
тельного и вращательного действия. Значительно чаще применяются гидрав-
лические бустеры поступательного действия, схемы которых и будут рас-
смотрены в этом разделе.
ОБРАТИМАЯ СХЕМА БУСТЕРНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Обратимая схема бустерного управления характеризуется так называе-
мым коэффициентом усиления, который представляет собой отношение ве-
личины общего усилия, необходимого для отклонения рулевой поверхнос-
ти, к величине усилия, передаваемого с командного рычага.
Коэффициент усиления может создаваться тремя способами: механичес-
ким, гидравлическим и смешанным.
На рис. 10.36 показана схема бустера, в котором коэффициент усиле-
ния создается механическим способом.
Бустер работает следующим образом. При перемещении тяги 1, связан-
181
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 10.36. Обратимая схема бустерного
управления с созданием коэффициента
j силсния механическим способом
Рис. ГО,37. Обратимая схема бустерного
управления с созданием коэффициента
усиления гидравлическим способом
ной с командным рычагом управления, рычаг 2 поворачивается вокруг точ-
ки О и передвигает стержень 3, а следовательно, и шток золотника. Переме-
щение золотника открывает путь жидкости из магистрали нагнетания гид-
росистемы в бустер. Давление жидкости на поршень в бустере создает уси-
лие в штоке 5, которое через рычаг 2 передается на тягу 4 и вызывает от-
клонение руля. Из другой полости бустера жидкость вытесняется через
золотник в бачок гидросистемы. Движение рычага 2 перемещает одновре-
менно и золотник, который прн прекращении перемещения тяги 1 занимает
нейтральное положение, перекрывая подачу жидкости в бустер. Таким об-
разом, отклонение руля всегда следует за перемещением тяги 1 н, следова-
тельно, за отклонением командного рычага, с которым эта тяга связана.
При брошенном командном рычаге усилие в тяге 1 становится равным
нулю, следовательно, рычаг 2 не будет уравновешен и под действием усилия
в тяге 4 он отклонится, поворачиваясь вокруг шарнира О. Отклонение ры-
чага 2 вызывает перемещение золотинка, что приводит к подаче жидкости в
бустер и перемещению его поршня. Система уравновесится при нулевом
усилии в тяге 4, т.е. тогда, когда шарнирный момент рулевой поверхности
станет равным нулю.
Если усилие в тяге 1 обозначим Р, а усилие в тяге 4 - Рр, то коэффи-
циент усилия i = Рр/Р-
Зависимость между усилиями Р и Рр получается из условий равновесия
рычага 2. Если не учитывать сил трения, то эти условия запишутся в виде
1>а =РбЬ; Рр = рб+ Р,
гДе Рб — условие в штоке бустера 5.
а
Отсюда Р- Р(------+ 1).
" ь
После подстановки значения Рр получим следующее выражение для
коэффициента усиления:	-	"
а
1 =— +’•
Таким образом, коэффициент усиления в этой схеме бустера при пре-
небрежении силами трения определяется только соотношением размеров
длеч рычага 2.
Схема бустера, в котором коэффициент усиления создается гидравличес-
ким способом, показана на рис. 10.37.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам
Бустер работает следующим образом. При передвижении тяги 7, свя-
занной с командным рычагом управления, перемещается золотник, и жид-
кость из магистрали нагнетания начинает поступать в бустер. Давление жид-
кости на неподвижный поршень бустера 2 вызывает перемещение его кор-
пуса и присоединенной к нему тяги 3 управления рулем. Из другой полости
бустера жидкость через золотник идет в бачок гидросистемы. Движение
корпуса бустера вызывает одновременное перемещение жестко соединен-
ного с ним корпуса золотника, что при остановке движения тяги 1 приводит к
прекращению подачи жидкости в бустер. Таким образом, и здесь отклоне-
ние руля всегда следует за отклонением командного рычага. При брошен-
ном командном рычаге и в этом бустере равновесие наступит тогда, когда
шарнирный момент рулевой поверхности станет равным нулю. Из схемы
видно, что когда Р — 0, те золотник и бустер будут перемещаться до тех
пор, пока нс станет и Рр = О.
Коэффициент усиления этого бустера
i =Рр/Р.
Условие равновесия бустера:
Рр - Рб + Р-
Но так как Рб = pF6 и Р = Р3()Л = pF зол, где р - давление жидкости в
гидросистеме, a F б и F3OJ7 - площади поршней бустера и золотника, то
Рр ” Р ( ^6 + Рзол) 
т - Гб . I
Тогдат = -=------- + 1.
зол
Следовательно, если не учитывать сил трения, коэффициент усиления в
этом бустере зависит от соотношения площадей поршней бустера и зо-
лотинка.
На рис. 10.38 показана схема бустера, в котором коэффициент усиления
создается смешанным способом, т. е. используются оба принципа, рассмот-
ренные в предыдущих схемах.
При перемещении тяги 7, связаннойс командным рыча!ом, рыча! 2 по-
ворачивается вокруг точки О, перемещая золотник, вследствие чего жид-
кость из магистрали нагнетания начинает поступать в бустер. Давление жид-
кости на поршень бустера создает усилие в тяге 5, что приводит к отклоне-
нию руля. На тягу 5 передается также усилие тяги 4, которое получается в
результате приложения нагрузки на рычаг 3 в точке О от рычага 2.
Как и в предыдущих схемах, при брошенном командном рычаге система
Уравновешивается тогда, когда шарнирный момент рулевой поверхности
становится равным нулю.
Определим коэффициент усилия бустера:
i = Рр/Р.
Условие равновесия бустера:
Рр = Рб + Р<-
Рис. 10.38. Обратимая схема бустер-
ного управления с созданием коэф-
фициента усиления смешанным
способом
183
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Р4 определяется из условия равновесия рычага 3:
Р4 (а + b) = (Р + Рзол) Ь,
где Рзол — усилие в штоке золотника.
Соотношение между Р и Р^ получается из условия равновесия рычага 2:
Ра = рзоль-
Отсюда РЗО)1 == Р-'1’-
Подставив значение Рзол, получим Р4 = Р.
Если давление в гидросистеме будет р, то усилия в штоках бустера и
золотника будут:
Рб ~ Р р б ’ Рзол ~ Р Р ЗОЛ ’
где F6 и F3on - площади поршней бустера и золотинка.
Тогда Р^ /Р3ол Е б / Г зол 5
F6
откуда Рб = Рзоп —р----,
зол
а после подстановки значения Рзол
Подставляя значение Рб в выражение для PpJнайдем
Тогда коэффициент усиления
Таким образом, коэффициент усиления этого бустера при пренебреже-
нии силами трения зависит от соотношения плеч рычагов и от соотношения
площадей поршней бустера и золотника.
Силы трения, создаваемые в уплотнениях бустера и золотника, во всех
рассмотренных схемах изменяют величину коэффициентов усиления, при-
чем меньшее изменение i будет у бустеров механического тина
НЕОБРАТИМАЯ СХЕМА БУСТЕРНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Бустеры этой схемы управления, в свою очередь, можно разделить на
бустеры с обратной рачажиой связью и бустеры простого действия.
На рис, 10.39 изобоажена схема бустера с обратной рычажной связью
При перемещении тяги 7,с вязанной с командным рычагом, поворачива-
ется рычаг 2 и передвигает золотник, что открывает доступ в бустер жид-
кости из магистрали нагнетания. Под давлением жидкости поршень бустер.
184
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
рис. 10.39. Необратимая схема управ-
ления с бустером с обратной рычаж-
ной связью
со штоком 3 и тяга 4 начинают
перемещаться, отклоняя руль.
При этом начинает двигаться ры-
чаг 2, вызывая перемещение зо-
лотника, благодаря чему откло-
нение рулевой поверхности сле-
дует за перемещением тягн /,
а следовательно, н за отклонением командного рычага, с которым эта тяга
связана.
Усилие на командном рычаге, имитирующее чувство управления, созда-
стся загрузочным механизмом 5. При брошенном командном рычаге
загрузочный механизм устанавливает в нейтральное положение тягу 7, что
приводит к установке в нейтральное положение н рулевой поверхности.
Схема бустера простого действия показана на рнс. <0.40. Здесь переме-
щение тяги J, связанной с командным рычагом, вызывает перемещение зо-
лотника, благодаря чему жидкость из магистрали нагнетания поступает в бус-
тер. Давление жидкости на неподвижный поршень бустера 2 вызывает пере-
мещение его корпуса н присоединенной к нему тяги Л что приводит к откло-
нению руля. Движение корпуса бустера вызывает перемещение жестко сое-
диненного с ним корпуса золотника,.чем и обеспечивается пропорциональ-
ность отклонения руля отклонению командного рычага.
Чувство управления обеспечивается загрузочным механизмом 4. Здесь
так же, как и в предыдущей схеме, при брошенном командном рычаге за-
грузочный механизм устанавливает тягу 1 в нейтральное положение, что
приводит к установке в нейтральное положение и рулевой поверхности <
ЗАГРУЗОЧНЫЕ МЕХАНИЗМЫ
Загрузочные механизмы служат для создания требуемых усилий на
командных рычагах прн отклонении рулей и обеспечивают обратимость уп-
равления. Для уменьшения нагрузок н трения в проводке управления
загрузочные механизмы устанавливаются вблизи командных рычагов.
Простейшим загрузочным механизмом является пружина (рис. 10.41),
характеристики которой выбираются по величине максимального усилия
на командном рычаге. Такой загрузочный механизм обеспечивает линейное
изменение усилий на командном рычаге по его углу отклонения.
Крупным недостатком этого механизма является малая величина уси-
лий на командном рычаге прн малых углах его отклонения. При большом
скоростном напоре (полет с большой дозвуковой скоростью на малой вы-
соте) даже небольшое отклонение рулевой поверхности, соотвествующее
Рис Ю 40. Необратимая схе-
ма управления с бустером
простого действия
185
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 10 41 Пружинный загрузочный Рис 10.42. Пружинный загрузочный меха-
механизм:	низы с дополнительными пружинами;
а - схема механизма; б - диаграмма а - схема механизма; б - диаграмма об-
обжатия	жатия
небольшому отклонению командного рычага и требующее поэтому малого
усилия, может вызвать недопустимую перегрузку. И наоборот, при требуе-
мых больших отклонениях руля усилие на командном рычаге может ока-
заться недопустимо большим.
Для создания большого усилия при малом отклонении командного ры-
чага применяются загрузочные механизмы с дополнительными пружинами
/рис. 10.42).
Усилия, создаваемые пружинными механизмами, зависят лишь от угла
отклонения командного рычага, а следовательно, и от угпа отклонения ру-
левой поверхности, но ие зависят от скоростного напора. Чтобы пилот ощу-
щал изменение режима полета по изменению усилий на командном рычаге,
применяются более сложные загрузочные механизмы, обеспечивающие кор-
рекцию по скоростному напору.
В таких механизмах загрузка от скоростного напора может создаваться
двумя способами: непосредственно н с помощью силового привода,
управляемого автоматом, иа чувствительный элемент которого действует
скоростной напор.
Рис 10.43. Схема загрузочного механизма с непосредственной коррекцией по скорост-
ному напору
186
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 10 44 Схема установки механизма
т рим ми ров ани я.
1 - трехпозиционный тумблер; 2 - ме-
ханизм триммирования; 3 - загрузочный
механизм; Д1т - управляемый летчиком
ход механизма
Схема одного из загрузочных
механизмов, в котором нагрузка от
скоростного напора создается непо-
средственно, показана на рнс. 10.43.
Прн брошенном командном ры-
чаге все типы загрузочных механиз-
мов обеспечивают возвращение руля
в нейтральное положение.
Использование для аэродннамн-

ческой балансировки самолета трим-
меров на рулевых поверхностях , управляемых с помощью бустеров, уста-
новленных по необратимой схеме, естественно, невозможно. Поэтому
здесь для снятия усилия с командного рычага' в установившемся режиме по-
лета применяется специальный механизм, смещающий точку крепления загру-
зочного механизма. Так как использование этого механизма создает тот же
эффект, что и использование триммера, он носит название механизма
триммирования. Схема установки механизма триммирования показана на
рис. 10.44. Отклоняя в ту или другую сторону трехпозиционный тумблер
(или гашетку), пилот включает привод, который и смещает загрузочный
механизм в требуемом направлении.
ГЛАВА 11.
ШАССИ САМОЛЕТА
§ I.	НАЗНАЧЕНИЕ ШАССИ И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ
Щассн служит для обеспечения разбега самолета перед взлетом и пробе-
га после посадки, для движения по аэродрому и для смягчения ударов, воз-
никающих при посадке и движении.
В этой главе будет рассмотрено только колесное шасси самолета.
На самолетах, скорость полета которых превышает 200 ... 250 км/ч,
шасси делается убирающимся. Это объясняется тем, что при такой скорости
полета выигрыш в тяге от уменьшения лобового сопротивления из-за убор-
ки шасси будет большим, чем проигрыш от утяжеления конструкции выз-
ванного установкой механизма уборки.
К шасси предъявляются следующие основные требования.
1.	Обеспечение устойчивости и маневренности самолета при движении
по аэродрому и возможность управления по тангажу на разбеге.
2.	Обеспечение необходимой проходимости по аэродрому.
3.	Исключение возможности капотирования самолета.
4.	Обеспеченно потребного посадочного угла атаки и необходимого рас-
стояния от нижией точки самолета до поверхности аэродрома.
5.	Поглощение кинетической энергии ударов при посадке самолета и
,при его движении по неровной поверхности с целью уменьшения перегру-
187
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
зок и рассеивания возможно большей ее части для быстрого гашения коле-
баний.
6.	Большая эффективность тормозов на колесах для уменьшения дли-
ны пробега самолета после посадки.
7.	Возможно меньшее время уборки и выпуска шасси (ие более
12 ... 15 с).
8.	Возможно меньшее изменение положения центра масс самолета при
уборке и выпуске шасси.
9.	Обеспечение аварийного выпуска и уборки шасси.
10.	Надежность замков выпущенного и убранного положений опор
шасси.
11.	Исключение возможности появления самовозбуждающихся колеба-
ний ориентирующихся колес передней опоры.
12.	Обеспечение возможно меньшего лобового сопротивления.
§ 2	КОМПОНОВОЧНЫЕ СХЕМЫ ШАССИ
На современных сухопутных самолетах применяются следующие три
основные схемы шасси.
1)	с хвостовой опорой (рис. 11.1, л);
2)	с передней опорой (рис. 11.1, б);
3)	велосипедное шасси (рис. 11.1, в).
Параметры схемы шасси определяются главным образом из условий
обеспечения потребного посадочного угла атаки, исключения возможности
капотирования или опрокидывания самолета и обеспечения устойчивости и
управляемости при разбеге.
ШАССИ С ХВОСТОВОЙ ОПОРОЙ
При компоновке шасси с хвостовой опорой (рис. 11.2) необходимо
правильно выбрать положение колес основных опор относительно центра
масс самолета, высоту шасси Н и колею В.
Вынос колес основных опор вперед от центра масс самолета определя-
ется из условии исключения капотирования. При посадке самолета силы тре-
ния колес о землю, возникающие вследствие их торможения, создают относи-
тельно центра масс опрокидывающий момент: при посадке самолета на три
точки Мопр = Т у ,а в случае скоростной посадки на основные опоры Мопр =
188
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 112. Схема шасси с хвос-
товой опорой
= Т1у1. Капот будет невоз-
можен, если восстанавлива-
ющий момент от реакции
земли на колеса основных
опор относительно центра
масс самолета, равный при
посадке на три точки
Мвосст = Q* и при скорост-
ной посадке Mgqqст — Qi^i,
будет больше опрокиды-
вающего Мвосст>Мопр.
Вынос колес основных опор характеризуется противокапбтажным уг-
лом у — углом между перпендикуляром к поверхности земли при положе-
нии самолета в линию полета и линией, проходящей через центр масс
самолета и точку опрокидывания (точка касания колеса о землю при
тормозных колесах н ось колеса при нетормозных). При определении угла
7 необходимо брать самое переднее положение центра масс самолета, воз-
можное при посадке.
Рассчитать угол 7 трудно, так как при скоростной посадке сразу же
после касания калесами основных опор земли самолет начинает перевали-
ваться на хвост, что приводит к изменению сил Q и Т и плеч хну. Поэто-
му проще определить угол выноса X — угол между линией, проходящей че-
рез центр масс самолета и точку касания колес о землю, и перпендикуля-
ром к поверхности земли при стоянке самолета на трех точках.
Сила трения Т = Од, где д — коэффициент трения. Следовательно, для
исключения возможности капотирования необходимо, чтобы
Q х > Оду.
Отсюда х/у > д
Но х/у = tg X, следовательно, угол выноса определяется из условия
tg А>Д .

Величина коэффициента трения зависит от покрытия аэродрома и типа
колес (тормозные или нетормозные) н находится в пределах д = 0,1 ... 0,6.
Если д = 0,6, то X = 31°. Обычно у самолетов X = 27 ... 31°.
После определения X протнвокапотажный угол 7 легко может быть най-
ден графически. Приближенно он будет равен
7% X- ,
Тде р — стояночный угол — угол между осью фюзеляжа и поверхностью
земли при стоянке самолета. .
Высота шасси Н — расстояние между точкой крепления основной опоры
и землей при положении самолета в линию полета — должна обеспечить по-
лучение максимального посадочного угла атаки
аПос max V7 + а закл »
189
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
где a- угол заклинения крыла — угол между хордой крыла и осью
фюзеляжа.
Высота шасси, кроме того, должна обеспечить при полном обжатии
пневматиков и амортизаторов определенное расстояние от самой нижней
точки самолета до поверхности земли. Величина этого расстояния зависит
от типа аэродрома, на котором предполагается осуществлять взлет и посад,
ку самолета, и составляет 6 = 15O...2OO мм.
Если колеса крепятся к штоку амортизатора, то для того чтобы амор-
тизатор мог поглощать энергию лобовых ударов, угол между осью аморти-
зационной стойки и перпендикуляром к земле при положении самолета в
линию полета должен быть 0 = 4 ... 6°. Увеличение угла 0 сверх этих преде-
лов при посадке самолета на три точки приведет к ухудшению работы амор-
тизатора из-за большого треиия в буксах.
Колея шасси В - расстояние при виде спереди между центрами площа-
дей контактов с землей колес основных опор — берется обычно в пределах
В = (0,18 ... 0,3) 1»где! — размах крыла.
Малая колея увеличивает опасность опрокидывания самолета на кры-
ло в случае взлета и посадки при боковом ветре и затрудняет рулежку с
применением тормозов. Большая колея затрудняет прямолинейное движе-
ние самолета при передних ударах в колеса одной из основных опор или
при разном торможении колес на опорах. Поэтому для самолетов, взлет и
посадка которых осуществляется иа грунтовых аэродромах, колея делается
меньшей, чем у самолетов, базирующихся иа аэродромах с твердым покры-
тием.
ШАССИ С ПЕРЕДНЕЙ ОПОРОЙ
Основными параметрами схемы шасси с передней опорой (рис. 11.3)
являются угол выноса назад колес основных опор 7, стояночный угол у, вы-
сота шасси Н, колея шасси В и база шасси Ъ.
Угол у — угол между перпендикуляром к поверхности земля при
стоянке самолета иа трех точках и линией, проходящей через центр масс са-
молета и точку опрокидывания — при самом заднем возможном при посад-
ке положении центра масс должен быть ие меиее чем на 1 ... 2° больше уг-
ла опрокидывания <pi — угла между поверхностью аэродрома и линией,
касательной к основной и предохранительной опорам •
У = </>i + (1 - 2°).
Если это условие не будет выполнено, то при посадке самолет может
опрокинуться иа хвост.
С увеличением угла у затрудняется отрыв передней опоры при взлете
и увеличивается продольная неустойчивость при движении самолета с при-
поднятой передней опорой.
При движении иа колесах основных опор на самолет Действуют силы
(рис. И .4) '
Ya - подъемная сила крыла;
Yar о - сила, действующая на горизонтальное оперение, *
Q — реакция земли;
Т =0мк - сила треиия качения колес основных опор
Условие равновесия моментов всех сил относительно поперечной оси,
проходящей через центр масс самолета, запишется в виде
XM = Yax-YaroL+Q (e + pKh) =0.
190
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
Рис 11,3, Схема шасси с передней опорой
Допустим, что самолет увеличил угол атаки. Это вызовет появление
дополнительных, направленных вверх, аэродинамических сил Д Ya и
Д При этом сила Q уменьшится иа величину Д Q = Д Ya + Д Yar o,
а сила Т - иа величину ДТ = (Д Ya + Д Y.u. о) дк, Силы Д Q и ДТ создадут
относительно поперечной оси момент
Д М= (Д Ya + Д Ygj, о) (е + д к h ),
направленный на кабрирование и вызывающий дальнейшее увеличение угла
атаки.
Отсюда видно, что с увеличением е, т.е, с увеличением угла выноса на-
зад колес основных опор, продольная неустойчивость возрастает.
Стояночный угол — угол между осью фюзеляжа и поверхностью зем-
ли при стоянке самолета — выбирается из условия получения наименьшей
длины разбега при взлете. Для этого необходимо, чтобы разбег совершался
прн определенном угле атаки крыла, носящем название нанвыгоднейшего
угла атаки при взлете. Если бы разбег совершался на всех трех опорах, то
для получения наивыгоднейшего угла атаки %аив было бы необходимо,
чтобы = а 1[ЯИН - «закд. Но так как конечный участок разбега самолет
совершает с приподнятой передней опоро^, то угол р берется меньше угла,
соотвествующего «r1Jtn- Обычно = 0 ... 4 .
Высота шасси Н — расстояние между точкой крепления основной опоры
до поверхности аэродрома при стоянке самолета — как и у шасси с хвосто-
вой опорой, должна обеспечить получение максимального посадочного угла
атаки
а пос ш ах “ + 'г’1 + азакл •	,
Высота шасси должна обеспечить также определенное расстояние от са-
мой нижней точки самолета до поверхности земли при полностью обжатых
амортизаторах и пневматиках. При этом у самолета со стреловидным
крылом необходимо исключить возможность касания земли концом кры-
ла прн посадке с креном в 5° (рис, 11.5). При креплении колесатга штоке
амортизатора угол наклона амортизационной стойки, измеряемый между
осью и перпендикуляром к земле при стоянке самолета иа трех точках, бе-
рется в пределах ф = 3 ... 6° из тех же соображений, что и угол наклона
амортизационной стойки у шасси с хвостовой опорой.
База шасси b — расстояние при виде сбоку между центрами площадей
контактов с землей колес передней и основной опор — выбирается в зависи-
мости от высоты центра масс самолета и длины фюзеляжа.
При малой базе шасси происходит неприятное для экипажа и пассажи-
191
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рис 11.4 Силы, действующие на самолет при
движении с приподнятой передней опорой
Рис. 11.5. К выбору высоты шасси
самолета со стреловидным крылом
ров раскачивание самолета во время рулежки, особенно при торможении
или даче газа. Увеличение базы Приводит к уменьшению нагрузки иа перед-
нюю опору, а следовательно, к уменьшению ее массы и массы носовой части
фюзеляжа, уменьшается и раскачивание самолета. Но при слишком малой наг-
рузке на переднюю опору ухудшается управляемость самолета при рулеж-
ке. У большинства самолетов b = (0,3 ... 0,4)Ьф, гдеЬф — длина фюзеляжа.
При выборе колеи шасси В учитываются те же соображения, что и при ее
выборе у шасси с хвостовой опорой. Наименьшая колея определяется из
условия невозможности бокового капотировая. Самолет, имеющий шасси
с передней опорой, может опрокинуться относительно линии 7-2(рис.НЬ).
Боковое капотирование не произойдет^ если опрокидывающий момент ог
сил трения колес о землю будет меньше восстанавливающего момента. Опро-
кидывающий момент
Мопр= Th = Quh ,
где д — коэффициент трения колес о землю, принимаемый при определении
колеи равным 0,85.
Восстанавливающий момент Мвоссг = Q с.
Условия невозможности бокового капотирования: МВОСС1 > Мопр,
после постановки значений с > дй .
Из подобия треугольников 134 и 125 следует
В
С	2
---= ----------------- >
а /	7
V ь2 +	.
Подставив значение с в неравенство
получим
и решив его относительно В/Ь,
. Вид А
---+ ЦМ
а
в	2м h
b V а1 -Л2 h 8
большинства самолетов В/Ь—
У
-0,7... 1,2.
Рис. 11.6. Определение колеи шасси
7
Г=д(?
с
192
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
ВЕЛОСИПЕДНОЕ ШАССИ
Компоновка велосипедного шасси (рис. 11 7) включает в себя выбор
следующих основных параметров: угла выноса колес задней опцры у, стоя-
ночного угла высоты шасси Н, базы шасси Ь, колен подкрыльных опор В.
В зависимости от величины угла у различают два типа велосипедного
шасси;
1) шасси, у которых угол у невелик и выбирается из тех же соображе-
ний, что иугол выноса у шасси с передней опорой. У этого типа велосипедно-
го шасси и все остальные параметры (кроме колеи) выбираются точно так
же, как и у шасси с передней опорой;
2) шасси с большим углом у. У такого велосипедного шасси угол у
обычно составляет 40 ... 60°, а сумма углов ft + у = 100	120°. Есть неко-
торая особенность и в выборе стояночного угла для этого типа шасси.
Здесь из-за трудности отрыва передней опоры взлет самолета происходит
одновременно со всех колес. Поэтому стояночный угол, выбираемый из
условия обеспечения наивыгоднейшего угла атака прн разбе! е, бу дет больше,
чем у шасси с передней опорой. Для перехода же в конце разбега на взлет-
ный угол атаки устанавливается либо укорачивающаяся задняя опора, либо
удлиняющаяся передняя,
Прн выборе колен подкрыльных опор В необходимо стремиться умень-
шить нагрузки на эти опоры. Это достигается расположением опор на кон
цах крыла. При расположении двигателей иа крыле иногда бывает целесо-
образно по компоновочным соображениям разместить подкрыльные опоры
в гондолах крайних двигателей.
В зависимости от местаустановкиподкрыЛьныхопорнх колеса прн стоян-
ке самолета могут касаться земли и могут ее не касаться, Прн размещении
подкрыльных опор на концах стреловидного крыла их высота должна
обеспечить возможность посадки самолета (рис. 11.8).
Для обеспечения руления по аэродрому колеса передней опоры необхо-
димо делать ориентирующимися. Но в этой схеме целесообразно устанав-
ливать ориентирующиеся колеса и на задней опоре. Их расположение в линию
движения прн посадке со сносом приводит к снижению нагрузок на подкрыль-
ные опоры и к уменьшению возможности опрокидывания самолета. В этом
случае ориентирующимися делаются и колеса продкрыльных опор,
СРАВНИТЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ ШАССИ
Каждая из рассмотренных ёхем шасси имеет свои преимущества и недо-
статки, Выбор той или иной схемы определяется типом и назначением само-
лета, особенностями его компоновки и условиями эксплуатации.
Рис, 11.7. Схема велосипедного шасси
7 Гребеньков
193
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Колесе подкрыльной- опооы
Рис, 11.8. Определение высоты подкрыльных опор,
размещенных на концах стреловидного крыла
Основные преимущества шасси с передней опорой в сравнении с шасси
с хвостовой опорой состоят в следующем:
1.	Бопее простой расчет посадки, возможность скоростной посадки.
Шасси с хвостовой опорой предъявляет повышенные требования к расчету
посадки. Если посадка происходит на скорости большей, чем расчетная по-
садочная, то самолет касается земли колесами основных опор и затем под
действием силы, приложенной в центре масс, резко опускает хвост, а крыло
увеличивает угол - атаки. Возникающая при этом дополнительная подъем-
ная сила вызывает ’’взмывание” самолета. Продолжающееся увеличение уг-
ла атаки вызывает падение поступательной скорости, что приводит к ’’про-
валиванию” самолета. Самолет, как говорят, ’’козлит”. Самолет, имеющий
шасси с передней опорой, после касания земли колесами основных опор
под действием силы, приложенной в центре масс, опускает нос, что приво-
дит к уменьшению угла атаки и исключает поэтому ’’взмывание”,
2.	Уменьшение опасности капотирования,
3.	Возможность применения при посадке бопее сильного торможения
колес немедленно после касания нмн земли.
4.	Хорошая устойчивость пути при разбеге и пробеге. Если при движе-
нии по земле под действием какого-либо заворачивающего момента у са-
молета появится угол сноса, то возникшие при этом боковые составля-
ющие енп трения колес основных опор о землю создадут относительно вер-
тикальной осн, проходящей через центр масс, момент, который у шасси
с передней опорой будет стремиться уменьшить угол сноса, а у шасси с
хвостовой опорой — увеличить его (рнс. 11,9).
5.	Горизонтальное или близкое к нему положение осн фюзеляжа на
стоянке и при движении по аэродрому, обеспечивающее хороший обзор
для пилота, удобства для пассажиров, простоту загрузки самолета. Кроме
того, такое положение осн у самолета с реактивными двигателями умень-
шает повреждение поверхности аэродрома струей выхлопных газов.
Шасси с передней опорой имеют следующие недостатки.
1,	Большая масса. Передняя опора вследствие большей высоты и боль-
ших нагрузок получается значительно тяжелее хвостовой опоры и, несмот-
ря на возможный некоторый вынграш в массе основных опор из-за несколь-
Рис. 11.9. Путевая устойчивость самолета при движении по земле со сносом
194
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими
ко меньшей их высоты (прн одинаковом посадочном угпе атаки высота ос-
новных опор у шасси с передней опорой, расположенных сзади центра масс
самолета, будет меньше вксоты расположенных впереди центра масс основ-
ных опор у шасси с хвостовой опорой), общая масса шасси получается
большей, чем масса шасси с хвостовой опорой.
2.	Возможность появления самовоз буж дающихся колебаний свободно
ориентирующихся колес передней опоры, называемых шимми, требует для
их предотвращения постановки специальных гасителей колебаний — демп-
феров шнммн, что приводит к усложнению и утяжелению конструкции.
3.	Значительно большие объемы в фюзеляже, необходимые для уборки
передней опоры, в сравнении с объемами, потребными для уборки хвосто-
вой опоры. Особенно большие трудности возникают при установке и убор-
ке передней опоры иа самолетах с двигателем, расположенным в носовой
части фюзеляжа.
4.	Опасность аварии или даже катастрофы при повреждении и поломке
передней опоры, в то время как поломка хвостовой опоры приводит к зна-
чительно меньшим неприятностям.
5.	Продольная неустойчивость при движении самолета по аэрод-
рому с приподнятой передней опорой при разбеге.
Преимущества велосипедного шасси состоят в следующем.
1.	Малая высота шасси для самолетов-вы со ко планов.
2.	Отсутствие иа крыле гои дол для уборки шасси.
3.	Опоры не попадают в струю горячих газов двигателей иа самолетах
вертикального взлета и посадки.
4.	Выравнивание нагрузок между колесами задней и передней опор в
схеме с большим утлом у, что приводит к снижению давления иа покрытие
аэродрома.
Велосипедное шасси имеет следующие недостатки:
1.	Необходимость выделения значительного объема в средней части фю-
зеляжа для уборки задней опоры, что вызывает большие затруднения в
компоновке транспортных самолетов и самолетов с двигателем, располо-
женным в средней части фюзеляжа самолета.
2.	Утяжеление фюзеляжа из-за больших нагрузок от опор и из-за нали-
чия больших вырезов для уборки шасси.
3.	Поперечная неустойчивость при движении по земле и связанные с
этим трудности при посадке с боковым ветром.
А схема с большим углом у имеет еще и следующие недостатки:
4.	Трудности рупежкн по земле из-за большой нагрузки иа переднюю
опору и необходимость в связи с «этим установки мощного и тяжелого ме-
ханизма поворота колес.
5.	Установка дополнительного механизма, обеспечивающего либо уко-
рочение задней опоры, либо удлинение передней, что утяжеляет конструк-
цию и уменьшает надежность.
6.	Высокая точность посадки, обеспечивающая одновременное призем-
ление иа обе опоры.
Шасси с хвостовой опорой применяется иа самолетах с малыми по-
садочными и взлетными скоростями, где недостатки схемы проявляют-
ся незначительно, ио удается получить выигрыш в массе^
Особенно выгодна эта схема для самолета с поршневым двигателем,
установленным в иосу фюзеляжа.
Велосипедная схема шасси с большим углом у может оказаться выгод-
ной для тяжелого скоростного самолета, у которого в районе центра масс
7*
195
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
необходимо разместить большой отсек для сбрасываемых грузов. Это
приводит к необходимости Применения высокопланной схемы. При разме-
щении основных опор на крыле они получились бы в этом случае очень высо-
кими и тяжелыми, для их уборки пришлось бы ставить большую гондолу. Ве-
лосипедная схема шасси с малым углом у целесообразна для самолетов вер-
тикального взлета и посадки, так как она искладчает возможность попада-
ния опор в струю газов двигателей и не имеет недостатков, связанных с
большой нагрузкой передней опоры.
Для большинства же современных самолетов наиболее выгодной явля-
ется схема шасси с передней опорой, поэтому она и нашла самое широкое
Применение.
§ 3.	КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВЫЕ СХЕМЫ ОПОР ШАССИ
Опора шасси самолета состоит из стойки, амортизатора н колес. Стойка
служит для навески колес и обеспечивает крепление опоры к самолету.
Амортизатор служит для поглощения энергии ударов прн посадке и
движении самолета по аэродрому.
С помощью колес самолет движется по земле.
Конструктив но-силовая схема опоры зависит от компоновки ее на са-
молете, способа крепления, способа уборки, условий эксплуатации, величи-
ны действующих нагрузок н т.д.
Конструктив но-силовые схемы опор шассн можно классифицировать
по следующим признакам:
а)	способу Крепления стойки к самолету;
б)	способу размещения амортизатора н передачи на него нагрузок:
в) способу крепления колес.
Полное представление о конструктив но-сило вой схеме может быть еде
пяно только при учете всех этих признаков.
СХЕМЫ ОПОР ШАССИ ПО СПОСОБУ КРЕПЛЕНИЯ
СТОЙКИ К САМОЛЕТУ
По способу крепления стоикн к самолету различают консольную и под-
косную схемы.
В консольной схеме (рис. 11.10) стойка шасси крепится к конструкции
самолета при помощи узла, находящегося в верхней ее части. Конструкция
этого узла обеспечивает прн уборке стойки ее вращение в одной из плоскос-
тей, в остальных направлениях узел обеспечивает жесткую заделку. В вы-
пущенном положении шасси такая стойка в силовом отношении представ-
ляет собой консольную балку. К преимуществам этой схемы следует от-
нести конструктивную простоту, к недостаткам — более сложные условия
нагружения. Такие схемы применяются сравнительно редко, главным обра-
зом,на легких самолетах.
В подкосной схеме (рис. 11.11) стойка подкрепляется подкосами в
одной или двух плоскостях, что приводит к ее разгрузке от изгибающего
момента. В качестве одного из подкосов может использоваться и подъем-
ник шасси.
Несмотря иа большую в сравнении с консольной схемой конструктив-
ную сложность, подкосная схема из-за Преимуществ, связанных с более бла-
гоприятными условиями нагружения стойки, получила очень широкое рас-
пространение.
196
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис.
4=
11.10. Кон сольная схема
опоры шасси
Рис. 11.11. Подкосные схемы опор шасси;
а - схема с подкосом в одной плоскости; б и е -
схемы с подкосами в двух плоскостях; I - стойка;
2 — подкосы; 0-0 ось вращения стойки при
уборке
СХЕМЫ ОПОР ШАССИ ПО СПОСОБУ РАЗМЕЩЕНИЯ АМОРТИЗАТОРА
И ПЕРЕДАЧИ НА НЕГО НАГРУЗОК
По этому признаку различают телескопическую, по л у рычажную и ры-
чажную схемы.
Амортизатор, на штоке которого навешиваются колеса, является в то
же время и стойкой (рнс. 11.12). Эта амортизационная стойка работает на
сжатие, нзгнб н кручение. Крутящий момент со штока на цилиндр передает-
ся цвухзвенником, звенья которого прн этом работают на нзгнб. Благодаря
конструктивной простоте эта схема нашла широкое применение.
К недостаткам ее следует отнести плохую амортизацию передних уда-
ров и большое Трение в буксах при нзгнбе амортизатора, что ухудшает
условия его работы н усложняет работу уплотнений.
Амортизацию переднего удара обеспечивают стойки с так называемой
полурычажной навеской колес (рис. 11.13). Здесь амортизатор так же. как
н в предыдущей схеме, работает на сжатие, нзгнб и кручение, но одновре-
менно имеет возможность амортизировать передний удар. Схема с полуры-
чажной навеской колес нашла применение главным образом на передних
опорах.
Опоры шасси с рычажной навеской колес, в свою очередь, могут быть
выполнены по двум схемам: с внешним амортизатором (рис. 11.14, а) н
с внутренним (11.14,6).
Опора с рычажной навеской колес может и не иметь стойки. В этом
случае рычаг непосредственно крепится к конструкции самолета. Амортиза
тор присоединяется к рычагу н к закрепленному на самолете подкосу. С
подкосом связан подъемник, обеспечивающий уборку шасси (рнс. 11.15).
У опоры шасси с рычажной навеской колес амортизатор воспринимает
передние удары, обеспечивая плавность движения При разбеге и пробеге, что
является важным преимуществом этой схемы. В схемах с внешним амор-
тизатором последний испытывает лишь осевые нагрузки. По этой причине
значительно уменьшаются силы трення в буксах амортизатора, что приво-
дит к более плавной его работе н к снижению износа трущихся частей, улуч-
шаются условия работы уплотнений. В схемах с внутренним амортизатором
шток, соединенный с рычагом шарнирным звеном, нагружается и осевой
силой и относительно небольшой поперечной силой, а цилиндр амортизато-
ра, являющийся здесь н стойкой,воспринимает все нагрузки, приходящие с
колес. Поэтому условия работы амортизатора в этой схеме несколько
сложнее, чем в схеме с внешним амортизатором,	197
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11.14. Опоры шасси с рычажной на- Рис. 11.15 Опора шасси с рычажной на-
веской колес	веской колеса без стойки
СХЕМЫ ОПОР ШАССИ
ПО СПОСОБУ КРЕПЛЕНИЯ КОЛЕС
По этому признаку различают схемы с креплением колес к вилке, по-
лувилке и консольным креплением и схемы с тележкой.
У опоры шасси с колесом, закрепленным в вилке (рис. 11.16), от на-
грузок, действующих в плоскости колеса, стойка не будет испытывать бо-
кового изгиба и кручения. Крепление оси на двух опорах позволяет сделать .
ее более легкой. Недостатки этой схемы - увеличение поперечных габарит-
ных размеров (что невыгодно в случае уборкн шасси в крыло) и усложне-
ние монтажа и демонтажа колеса.
Преимуществами схемы с колесом, закрепленным к полувилке
(рис. 11.17), являются меньшие поперечные габаритные размеры и более
простая установка колес, недостатком — большая масса пол у вилки из-за
дополнительной загрузки ее крутящим моментом.	'
Консольная схема крепления колеса (рис. 11.18,а) позволяет в случае 5
навескн колес на штоке амортизатора получить при одинаковом высоте л
шасси большую, чем в схемах с вил кон и по л у вил к ой, длину амортизацион- \
ной стойки. А это дает возможность увеличить расстояние между буксами
амортизатора и, следовательно, добиться более плавной его работы. К нс-
198
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками' !
достаткам такого крепления копеса следует отнести нагружение стойки бо-
ковым изгибом и кручением от сил, действующих в плоскости копеса. К
этой схеме относятся и стойки, на которых крепятся два колеса
(рис. 11.18, б).
Для основных опор тяжелых самолетов широкое распро ст ранение по-
лучила схема с тележкой (рис. 11.19).
На тележках устанавливается обычно от двух до восьми колес.
Распределение нагрузки иа несколько колес соответственно меньшего
размера дает ряд существенных преимуществ. Прежде всего значительно по-
вышается живучесть шасси, так как разрушение отдельного пневматика не
ведет к опасным последствиям. Снижается истирание пневматиков при при-
землении, так как меиьшие по размерам колеса, имея меньший момент
инерции, легче раскручиваются. Повышается эффективность торможения,
так как размещение тормозов во всех колесах тележки улучшает рассеи-
вание тепла. Масса тележки получается меиьшей, чем масса одного или двух
эквивалентных по нагрузке колес. Упрощается уборка шасси из-за умень-
шения потребных габаритных размеров ниши. К недостаткам следует от-
нести ухудшение маневренности самолета на земле, так как здесь для раз-
ворота требуется больший момент, чем при рядном расположении колес.
Тележка крепится к стойке шарнирно, что обеспечивает ее поворот
относительно стойки при переезде через неровности аэродрома, при измене-
нии положения осн самолета относительно поверхности земли во время
взлета и посадки и при уборке шасси.
Перед приземлением самолета тележка может располагаться горизон-
тально или быть наклоненной назад. В первом случае все колеса практичес-
Рис. 11 16. Крепление колеса к вилке
Рис. ПД 7 Крепление колеса к полувилкс
Рис II. 19. Опора шасси с тележкой Рис. 11 20. Расположение осей колес на тележке
199

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками..
Рис. 11.21. Схемы компенсационных механизмов тележки
б)
ки одновременно касаются земли, во втором — сначала касаются земли зад-
ние колеса, а затем передние. Наклонное положение тележки обеспечивает
уменьшение переднего удара при посадке, так как раскрутка колес проис-
ходит в два этапа. Требуемое положение тележки относительно оси стойки
обеспечивается стабилизирующим амортизатором. Кроме того, стабили-
зирующий амортизатор гасит колебания тележки относительно ее осн на-
вески. Он двухстороннего действия: работает и на растяжение и на сжатие.
В некоторых схемах стабилизирующий амортизатор используется н как
стержень механизма, обеспечивающего поворот тележки при уборке шасси.,
Одним из важнейших требований к этой схеме является требование I
одинакового нагружения передних и задних колес тележки. Если колеса не-|
тормозные, то для выполнения этого требования достаточно оси передних и
задних колес расположить на одинаковом расстоянии от узла навески те-|
лежки. Это легко показать. Запишем уравнение моментов относительно оси
навески тележки (рис. 11.20) :	I
Р Д1 = P2V2 •
Отсюда видно, что условие Pi = Р2 будет выполняться тогда, когда! , =12. |
У тележки с тормозными колесами выравнивание нагрузок между пе-
редними и задними колесами обеспечивается постановкой специального
компенсационного механизма. На рнс. 11.21, а показана схема одного из та-
ких механизмов. Оси передних и задних колес,на которых жестко закреп-
лены корпусы тормозов, имеют возможность проворачиваться в раме те-
лежки 5. На передней оси жестко закреплен двуплечий рычаг 7, на задней — .
рычаг 2. Оба они связаны между собой тягой 3. Другое плечо рычага 1 со-
единяется со стойкой стержнем 4. Встречается и другая конструкция этого
механизма, в которой оси передних и задних колес жестко связаны с рамой,
а корпусы тормозов, к которым жестко прикреплены рычаги 7 и 2, имеют
возможность проворачиваться на осях. Кдгда колеса не заторможены, то
нагрузки на них равны, так как оси колес находятся на одинаковом рассто-
янии от узла навески тележки.
Пусть при заторможенных колесах на передние колеса действует сила
реах-шя земли Р, и сила тренияTi,на задние колеса - Р2 и Т2 .Тормозной
момент задних колес =T2R, нагружая рычаг 2, тягу 3 и рычаг 7, и тор-
200
 St1'" ’
мозной момент передних-колес M1=TjR, нагружая рычаг /, создают в
стержне 4 усилие
s4 =	= (ь -! т-) _.
а	□
Условие равновесия тележки относительно оси ее навески запишется в
виде
PJ ~ Р21 - (Tt + Т2)Н + S4b= О,
или после подстановки значения S4
Pit - P2l - (Tj + T2)(H~ R) -- 0.
Если подобрать размеры элементов так, чтобы H/R= b/a , то нагрузки на
передние и задние колеса будут равны: Pi - Р2 (стабилизирующий аморти-
затор весьма податлив и поэтому в расчете его можно не принимать во вни-
мание) .
В схеме, показанной иа рис. 11.21, б, выравнивание нагрузок между пе-
редними и задними колесами осуществляется иначе. Здесь крепление на
осях рычагов I и 2 может быть осуществлено теми же двумя способами, что
н в схеме а. При торможении от тормозного момента передних колес М! =
= Ti R в стержне 3 будет действовать усилие
и от тормозного момента задних колес М2 =Т2 R в стерише 4 усилие
S4 - у2 = ь —
b 2 ь
Здесь условие равновесия тележки относительно ее оси навески запишется
в виде
РД - P2L - (Т, + Т2)Н + S3c+ S4d = 0.
После подстановки значений S3 и S4 это условие примет вид
РД- РД-ЬСН-К— ) -Т2(Н- R - ) = 0.
а	Ь
Если подобрать размеры элементов так, чтобы H/R=c/a = d/b, то и
здесь будет выполнено требование равенства нагрузок на передние и задние
колеса; Р]- Р;. Усилие в стабилизирующем амортизаторе здесь также не
принимается во внимание.
Строго говоря, выравнивание нагрузок между передними и задними	г
колесами в этих схемах будет приблизительным, так как При обжатии пнев-
матиков изменяются величины Н и R, а при повороте тележки относительно
стойки изменяются и все плечи.
201
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 4. КОЛЕСА ШАССИ
Колеса служат для движения самолета по земле. Они делятся на
тормозные и нетормозные. Нетормозные колеса устанавливаются на хвос-
товых опорах, на вспомогательных подкрыльных опорах велосипедного
шасси и у многих самолетов на передних опорах. На основных опорах,а у не-
которых самолетов и на передних опорах и на передних и задних опорах ве-
лосипедного шассн устанавливаются тормозные колеса.
Колесо состоит из пневматика, корпуса, а у тормозных колес и из
тормоза
ПНЕВМАТИКИ
Пневматики обеспечивают проходимость самолета по аэродрому и по-
глощают часть энергии ударов при посадке и движении самолета.
Пневматики могут быть камерными н бескамерными (рис 11.22) ]
камерного пневматика внутри имеется камера 4 с вентилем 5. Бескаме,
ный пневматик внутри имеет дополнительный герметизирующий слой |х
зины 7 Многослойный каркас пневматика 3 изготовляется нз высоконро’ч
ного корда. В настоящее время на смену хлопчатобумажному корду прих
дит корд из более прочных синтетических волокон В борта каркаса дл.
придания прочности заделываются кольца жесткости 6, которые нзготовл»
ются из специальной проволоки. Снаружи каркас армируется слоем резннь
2 По ободу пневматика накладывается изготавливаемый из высококачест
вециой резины протектор 1. Протектор имеет рисунок для увеличения
сцепления с поверхностью аэродрома (протекторы нетормозных колес мо-
гут и не иметь рисунка). Для предохранения пневматика от механических
повреждений и повышения его надежности между протектором и слоями
корда может устанавливаться защитный проволочный слой. На пневмати-
ках, используемых зимой, для повышения сцепления с грунтом могут уста-
навливаться металлические шнпы.
Характеристики пневматиков зависят от их размеров и внутреннего
давления Начальное давление в пневматиках колеблется от 0,2 до 2 МПа
Начальное эксплуатационное давление определяется прочностью грунта, сто-
яночной нагрузкой на колесо и величинами взлетной и посадочной скорос-
тей Пневматики с более высоким давлением при поглощении одной и той
же работы имеют меньшие размеры. Колеса с пневматиками высокого дав-
ления применяются на скоростных самолетах, взлет и посадка которых
происходит на аэродромах с твердым покрытием. Снижение давления в
пневматиках повышает их проходимость по нетвердому грунту нз-за умень-
шения удельного давления колеса на груит. Это давление примерно равно
давлению в пневматике. Поэтому пневматики низкого давления применя-
ются на самолетах, взлет и посадка которых предусматривается на аэродро-
мах, не имеющих бетонированных взлетно-посадочных полос
КОРПУС КОЛЕСА
Корпус колеса (рис. 11.23) изготовляется, как правило из магниевых
или алюминиевых сплавов литьем или штамповкой с последующей механи-
ческой обработкой
На барабане монтируется пневматик. Для простоты его мон-
тажа и демонтажа одна из реборд делается обычно съемной. Она крепиг-
202
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Рис. 11.23. Корпус колеса:
/ — барабан; 2 - съемная реборда; 3 - опорное полуколь-
цо; 4 - роликоподшипник; 5- вентиль
ся на барабане при помощи стопорных полуколец. У небольших по разме-
рам колес обе реборды могут быть несъемными. Встречаются колеса с разъе-
мом в плоскости симметрии. После установки пневматика на одну из поло-
вин корпуса колеса вторая половина соединяется с первой при помощи
стяжных болтов.
В ступицу корпуса колеса с двух сторон запрессовываются радиально-
упорные роликоподшипники.
У тормозных колес к барабану крепятся тормозные рубашки. Они
изготовляются из специальных сталей. Широкое распространение получили
биметаллические рубашки, состоящие из стальной обечайки с наплавленным
на нее специальным чуруном. Для лучшего отвода тепла тормозные рубаш-
ки могут иметь ребристую поверхность.
ТОРМОЗА
Тормоза служат для сокращения длины пробега после посадки, они
облегчают маневрирование самолета на аэродроме и обеспечивают его не-
подвижность при опробовании двигателя.
После посадки кинетическая энергия самолета, обусловленная поступа-
тельной скоростью, переходит в работу, затрачиваемую на преодоление сил
аэродинамического сопротивления и сил трения, возникающих При тормо-
жении колес. Длина пробега самолета после посадки будет тем меньше, чем
быстрее произойдет рассеивание этой энергии. Рост посадочных скорос-
тей потребовал применения эффективных средств, позволяющих умень-
шить длину пробега. К таким средствам относится применение тормозных
парашютов и тормозных щитков, увеличивающих силу аэродинамическо-
го сопротивления и позволяющих сократить длину пробега на 30...40%,
применение реверса тяги двигателей или винтов. Основную же роль в со-
203
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11.24. К определению МТОрМ
?ис. 11.25. Схема колодочного
тормоза
«ращении длины пробега играют тормоза. Они рассеивают примерно
70...80% кинетической энергии самолета.
Тормоз должен обеспечить получение тормозного момента, равного мо-
менту сцепления, создаваемому силой трения колеса о землю относительно
•его оси вращения (рис. 11.24) ; :
Мторм ТRo6;
где Т — сила трения; Коб — радиус обжатого пневматика при стояночной
нагрузке.
Сила трения
Т=РкМ,	
где Рк — сила реакции земли иа колесо; д — коэффициент треиия пиевма-
тика колеса о землю.
Коэффициент трения д является величиной переменной и изменяется ИИ
довольно широких пределах. В каждом конкретном случае коэффициеи
трения может достигнуть своего предельного значения — дп р. Величина дпр J
зависит от многих факторов: качества поверхности взлетно-посадочной по-
лосы, рисунка протектора, давления в пневматике, скорости поступатель- ?
кого движения колеса.
Для получения минимального тормозного пути при пробеге необходи-
мо, чтобы максимальный момент, создаваемый тормозом, был бы равен
предельному моменту сил сцепления:
Мторм — РпрРк Коб-
Конструкция томоза должна обеспечить создание этого момента и рас-
сеивание выделяемого при торможении тепла.
Кроме этого основного требования тормоза должны обеспечивать плав-
ность действия, быстрое (1 ...2 с) затормаживание и растормаживание, быть
конструктивно простыми, компактными и легкими, удобными в эксплуа-
тации, долговечными и надежными.
Различают три типа тормозов самолетных колес: колодочный, камер-
ный и дисковый.
Колодочный тормоз
Колодочный тормоз (рис. 11.25) состоит из корпуса 1, двух или не-
скольких тормозных колодок 2, силового привода 3 и возвратных пружин
4. Тормозная колодка обычно таврового или двутаврового сечения изго-
204
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11.26. Серводсйствис колодочного тормоза
товляется литьем из легких сплавов. На наруж-
ных поверхностях колодок устанавливаются тор-
мозные накладки, выполненные из материала, ко-
торый при соприкосновении с тормозной рубаш-
кой 5 обеспечивает получение большого коэффи-
циента трения. В качестве таких материалов используются специальные
пластмассы.
Одним концом колодка шарнирно крепится к корпусу тормоза, жест-
ко соединенному с осью колеса. Другой конец колодки соединен с сило-
вым приводом, который при включении тормоза прижимает колодку к
тормозной рубашке, жестко закрепленной на корпусе колеса. После снятия
усилия с силового привода тормозная колодка оттягивается от тормозной
рубашки в исходное положение возвратной пружиной.
По принципу действия колодочные тормоза делятся на тормоза с поло-
жительным и тормоза с отрицательным се рв о действием. Если колесо
(рис. 11.26) вращается в направлении, указанном стрелкой 1, то результи-
рующая сил трения относительно оси крепления колодки будет создавать
момент, прижимающий колодку к тормозной рубашке и увеличивающий,
следовательно, эффект силы привода. Такой тормоз называется тормозом
с положительным се рв о действ и ем.
При вращении колеса в направлении, указанном стрелкой 2, момент ре-
1ультирующей сил трения относительно оси крепления колодки будет отжи-
мать последнюю от тормозной рубашки, уменьшая эффект силы привода
Такой тормоз называется тормозом с отрицательным серводействием.
Для увеличения тормозного момента при допустимом удельном давле-
нии нужно увеличить площадь соприкосновения тормозной колодки с
тормозной рубашкой. Это достигается увеличением угла охвата и увеличе-
нием ширины тормозных колодок. На рис. 11.27 показаны схемы колодоч-
ных тормозов с различным количеством колодок с положительным и отри-
цательным се рв о действием.
Все колодочные тормоза снабжаются устройствами, позволяющими
при износе колодок регулировать зазор между ними и тормозной рубаш-
кой. Этот зазор устанавливается обычно в пределах 0,3...0,4 мм.
Силовой привод колодочных тормозов, как правило, гидравлический
или пневматический. Гидравлический привод имеет преимущества, связан-
Рис. 11.27. Схема колодочных тормозов:
о - двухколодочный тормоз с прицепной КОЛОДКОЙ; б - 1рехколодочпый тормоз с
двумя прицепными колодками; в - трехколодочный тормоз с одной прицешюй
колодкой; г — двух колодочный тормоз; д - трехколодочный тормоз
205
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ные с возможностью получения большого усилия при малых габаритных
размерах.
Недостатками колодочных тормозов являются, невозможность получе-
ния угла охвата в 360°, необходимость тщательной регулировки зазоров
между колодками и тормозной рубашкой й строгая нх концентричность,
неравномерный износ колодок (особенно в тормозах с положительным сер-
водействнем).
Камерный тормоз
Камерный тормоз (рнс. 11.28) состоит нз корпуса с чашками,тормоз-
ной кольцевой камеры и тормозных колодочек. На жестко соединенном с
осью колеса литом корпусе тормоза 7 При помощи болтов крепятся две
штампованные профилированные чашкн 2 и 3, которые образуют обод тор-
моза. В ободе помещается резиновая тормозная кольцевая камера 5 и
поверх ее находятся тормозные колодочки 4. Тормозные колодочки изго-
тавливаются, как правило, из армированной стальным каркасом пластмас-
сы. В колодочках сделаны шлицевые вырезы, обеспечивающие их переме-
щение в радиальном направлении по направляющим выступам чашек.
Торможение осуществляется подачей жидкости под давлением или
сжатого воздуха в резиновую камеру, что приводит к Прижатию тормозных
колодочек к тормозной рубашке.
При стравливании давления колодочки под действием возвратных плас-
тинчатых Пружин 6 (типа ленточных рессор), закрепленных концами на
бортах чашек и проходящих через пазы в колодочках, оттягиваются от тор-
мозной рубашки, и колесо растормаживается.
К преимуществам камерных тормозов следует отнести простоту кон-
струкции и изготовления, большой угол охвата (почти 360°), плавность
торможения, равномерное распределение давления но поверхности тормоз-
Рис 11.28. Камерный тормоз	Рис. 11.29. Дисковый тормоз
206
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
иой рубашки, а следовательно, и равномерный износ колодочек, небольшая
масса. Недостатками их являются возможность разрушения тормозной ка-
меры из-за ее перегрева, что приведет к выходу из строя тормоза, и увели-
чение времени затормаживания при износе колодочек. Камерные тормоза
не позволяют регулировать прн износе тормозных колодочек зазор между
ними и тормозной рубашкой. Увеличение же зазора приводит к необходи-
мости подачн большего количества жидкости или воз духа, а следовательно,
и к увеличению времени прижатия колодочек к рубашке.
Дисковый тормоз
Дисковый тормоз (рнс. 11.29) состоит нз корпуса, неврешающихся и
вращающихся дисков, блока цилиндров и возвратных пружин.
На корпусе тормоза 1 на шлицах устанавливаются невращающнеся би-
металлические диски 2. Между ними размещаются вращающиеся металло-
керамические диски 3. установленные на шлицах в корпусе колеса 5.
При подаче жидкости под давлением илн сжатого воздуха в блок ци-
линдров поршня 4 перемещают нажимной диск 6, который сжимает невра-
щающиеся и вращающиеся диски, что приводит к затормаживанию колеса.
Прн стравливании давления под действием возвратных пружин пор-
шни перемещаются в исходное положение, н колесо растормаживается.
Дисковые тормоза имеют регуляторы зазоров, автоматически поддер-
живающие прн износе фрикционных накладок постоянство зазора в пакете
дисков и постоянство рабочего хода поршней.
Дисковые тормоза при одной н той же энергоемкости н эффективности
имеют меньшие в сравнении с другими типами тормозов габаритные разме-
ры. что упрощает нх размещение в колесах. Преимуществами нх также яв-
ляются плавность работы н меиьшая опасность разрушения пневматика
при перегреве тормоза из-за малой контактной теплопередачи от дисков к
барабану колеса. К нх недостаткам следует отнести несколько большую
массу н малую скорость остывания. Для устранения этого недостатка в не-
которых конструкциях предусматривается принудительное охлаждение.
Дисковые тормоза у щасси с тележкой можно вынести нз колес и раз-
местить между ними на осн. Копеса в этом случае неподвижно соединяются
с осью, а последняя устанавливается в раме тележки иа подшипниках.Прн
такой установке дискового тормоза обеспечивается лучший отвод тепла.
Автоматы торможения
Как было отмечено, наибольшая эффективность торможения достигает-
ся при обеспечении предельного коэффициента трения Дпр. Этому коэффи-
циенту трения соответствует вполне определенное относительное проскаль-
зывание колеса. Увеличение по какой-либо причине тормозного момента
вызовет н увеличение относительного проскальзывания, что приведет к рез-
кому уменьшению коэффициента трения н к последующей полной блоки-
ровке колеса. Блокировка колеса может произойти и при постоянном мо-
менте тормоза вследствие резкого уменьшения момента сцепления, вызван-
ного уменьшением либо коэффициента трения (колесо наехало на мокрый
или обледенелый участок полосы). либо радиальной нагрузки на колесо
(например, одно из колес многоколесной тележки проходит над углублени-
ем в полосе). блокировка колеса - юз — вызывает местное нстнрание про-
тектора, что может в отдельных случаях вызвать разрушение пневматика.
207
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 11 30 Инерционный датчик автомата
торможения
Кроме того, при юзе появляется
опасность ’’заноса” самолета, что
может привести к аварии.
Если при качении колеса тор-
моз обеспечит относительное про-
скальзывание, соответствующее
предельному значению коэффициен-
та трения в данный момент, то бу-
дет достигнута наибольшая эффек-
тивность торможения и исключен юз
Этой цели и служат автоматы торможения.
Наиболее широкое распространение получили автоматы тррможения
дистанционного действия с злектроинерционными илн электрическими дат-
чиками.
Электроннерционный датчик (рис. 11.30) состоит из маховичка с
запрессованной в него втулкой со скосами, валика маховичка, толкателя и
коромысла. Маховичок 1 со втулкой 3 насаживается на валик 2, на другом
конце которого установлена шестеренка, входящая в зацепление с шестер-
ней, установленной на корпусе колеса. Связь маховичка с валиком осу-
ществляется с помощью специального фрикциона. При появлении юза коле-
со резко замедляет вращение, и следовательно, замедляет вращение н валик-
Под действием инерционных сил маховичок проворачивается относительно
валика н благодаря скосам на втулке перемещает толкатель 4. Толкатель
давит на коромысло 5, которое, поворачиваясь, включает концевой вы-
ключатель 6, что вызывает подачу электрического импульса электромагнит-
ному клапану растормаживания.
После прекращения юза колесо ускоряет вращение, маховичок отно-
сительно валика проворачивается в другую сторону, что позволяет пружине
7 возвратить коромысло и толкатель в исходное положение и прекратить
подачу клапану электрического импульса.
Электрический датчик представляет собой генератор, приводимый в
движение также от колеса. Напряжение генератора пропорционально ско-
рости вращения колеса. Резкое замедление вращения колеса, которое будет
наблюдаться при юзе, вызывает падение напряжения генератора. Это приво-
дит к замыканию соответствующих контактов реле и включению электро-
магнитного клапана растормаживания. Резкое увеличение скорости враще-
ния колеса вызывает повышение напряжения генератора и приводит к за-
мыканию уже других контактов реле н выключению клапана расторма-
ЖИВ1НИЯ.
§ 5. АМОРТИЗАТОРЫ ШАССИ
Амортизаторы шасси служат для поглощения большей части энергии
ударов при посадке и движении самолета по аэродрому при заданных пере-
грузках и для рассеивания поглощенной энергии с целью быстрого гашения
колебаний.
Основная часть поглощаемой амортизатором работы переходит в потен-
циальную энергию деформации упругого тела. В качестве упругого тела в
208
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
амортизаторах могут использоваться резина, стальные пружины, газ и жид-
кость.
Рассеивание поглощенной энергии производится путем необратимого
преобразования ее в тепловую энергию. Но амортизатор при полном обжа-
тии должен рассеивать только часть поглощенной энергии. В противном слу-
чае амортизатор превратился бы после обжатия в жесткий стержень, неспо-
собный воспринимать повторные удары.
Обеспечивая поглощение требуемой энергии и рассеивание части ее,
амортизатор должен иметь простую конструкцию, малые габаритные раз-
меры и массу, возможно меньщее время Прямого и обратного хода (не
бопее 0,8 с), не зависящие от окружающей температуры упругие свойства,
быть простым, надежным и долговечным в эксплуатации.
Наибольшее распространение в настоящее время получили жидкостно-
газовые и жидкостные амортизаторы.
ЖИДКОСТНО-ГАЗОВЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
Схема и принцип работы
жидкостно-газового амортизатора
Существует большое количество конструктивных схем жидкостно-га-
зовых амортизаторов. Наиболее широкое распространение получили схемы
плунжерных амортизаторов (рис. 11.31), которые мы и рассмотрим.
Основными частями плунжерного амортизатора являются цилиндр,
шток и плунжер. Нижняя полость амортизатора заполняется жидкостью, а
верхняя — газом. Есть амортизаторы, у которых имеется кольцевая полость
между штоком и цилиндром, заполненная жидкостью (см. рис. И.31,а),
есть амортизаторы без этой полости (см. рис. 11.31, б и в). Шток, переме-
щающийся в цилиндре, опирается иа две буксы: верхнюю и нижнюю. У
амортизаторов с кольцевой полостью верхняя букса крепится на штоке, а
иижняя — иа цилиндре. У нижней буксы на цилиндре монтируется уплотни-
тельный пакет, предотвращающий утечку жидкости из амортизатора. У
амортизаторов без кольцевой полости верхняя букса крепится на штоке, а
иижняя букса может крепиться и иа цилиндре (см.рис. 11.31 ,б),и на штоке
(см. рис. 11.31, в). На цилиндре нижняя букса крепится у амортизаторов,
являющихся стойкой, так как в этом случае При сокращении амортизатора
увеличивается расстояние между буксами, что приводит к снижению на них
нагрузок при лобовых ударах. На штоке обе буксы могут крепиться у амор-
тизаторов в схемах с рычажной навеской, испытывающих только осевые
усилия. Если нижняя букса крепится на цилиндре, то уплотнительный пакет
монтируется у иее, если же эта букса крепится на штоке, то уплотнитель-
ный пакет может монтироваться как у верхней, так и у нижней букс.
В жидкостно-газовом амортизаторе упругим телом,поглощающим часть
общей энергии и обеспечивающим возвращение амортизатора в исходное
положение, является газ, чаще всего азот. Жидкость, обычно спиртоглицери-
иовая смесь или специальное масло, служит для рассеивания части энергии,
поглощенной амортизатором.
При сокращении амортизатора (прямой ход) происходит сжатие газа.
Процесс сжатия осуществляется в очень короткий промежуток времени, в
течение которого тепло от газа Практически ие успевает отводиться через
стеики цилиндра. Если бы газ был изолирован от жидкости, то процесс сжа-
тия был бы адиабатическим. Но так как часть тепла от газа передается жид-
кости, то процесс сжатия будет политропическим (pVn = const).
8 Гребеньков	*	209
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11.31. Схемы плунжерных жидкостно-
газовых амортизаторов:
а - с кольцевой полостью между штоком и
цилиндром; би в - без кольцевой полости;
1 — цилиндр; 2 — шток; 3 - плунжер;
4, 5 - буксы; 6 - уплотнительный пакет
Рис. 11.32. Диаграмма работы жидкост-
но-газового амортизатора
Одновременно при сокращении амортизатора происходит перетекание
жидкости нз одной полости в другую через малые отверстия. В амортизато-
рах без кольцевой полости жидкость перетекает из полости штока в
полость цилиндра через отверствия в поршне цилиндра и (или) через зазор
между плунжером н штоком, а у амортизаторов с кольцевой полостью пе-
ретекает еще и нз полости цилиндра в кольцевую полость через отверстия в
верхней буксе. Из-за возникающего прн этом гидравлического сопротив-
ления жидкость нагревается. Энергия, затраченная на проталкивание жид-
кости через отверстия, превращается в тепло и через стенку цилиндра рас-
сеивается в атмосферу.
Благодаря аккумулированной в газе при его сжатии энергии амортиза-
тор начнет совершать обратный ход. При этом жидкость будет перетекать
из одной полости в другую через малые отверстия в обратном направлении.
Часть энергии газа затрачивается на преодоление гидравлического сопротив-
ления жидкости, вызывая ее нагрев. И здесь энергия, затраченная на протал-
кивание жидкости, превращается в тепло и отдается через стенку цилиндра
в атмосферу. Другая часть энергии сжатого газа затрачивается на переме-
щение вверх центра масс самолета и рассеивается при последующих циклах
работы амортизатора.
Диаграмма работы жидкостно-газового амортизатора без учета сил тре-
ния в буксах показана на рис. 11.32. По оси ординат откладывается усилие,
действующее по штоку, а по оси абсцисс - ход штока. Площадь OABCFO
определяет часть энергии, затраченной на сжатие газа. Кривая АВС - поли-
тропа. Энергия, затраченная при прямом ходе на проталкивание жидкости че-
рез отверстия и рассеянная в виде тепла в атмосферу, на диаграмме'изобра-
жается площадью ABCDA. Вся поглощенная амортизатором энергия опреде-
ляется площадью OADCFO. Площадь АВСЕА представляет собой энергию,
затраченную на проталкивание жидкости через отверстия и рассеянную в ви-
де тепла в атмосферу при обратном ходе. Таким образом, площадью ADCEA
определяется энергия, рассеянная в виде тепла в атмосферу за один цикл
работы амортизатора.
210
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рук
В зависимости от соотношения энергий, рассеянных при прямом и
обратном ходе, все жидкостно-газовые амортизаторы можно разделить на
два типа: амортизаторы с основным торможением при прямом ходе и амор-
тизаторы с основным торможением при обратном ходе. У амортизаторов с
основным торможением при прямом ходе из всей энергии, затраченной на
проталкивание жидкости через отверстия и переведенной в тепло,большая
часть относится к прямому ходу, т.е. на диаграмме плошадь ABCDA будет
больше плошади АВСЕА. У амортизаторов с основным торможением при
обратном ходе, наоборот, большая часть этой энергии приходится на обрат-
ный ход. Требуемое торможение достигается изменением плошади прокод-
ных сечений для жидкости. У амортизаторов с основным торможением при
прямом ходе эта площадь меньше при прямом ходе и больше при обратном,
а у амортизаторов с основным торможением при обратном ходе она, наобо-
рот, меньше при обратном ходе и больше при прямом.
Изменение плошади проходных сечений для жидкости при прямом и
обратном ходе обеспечивается постановкой специальных клапанов.
Сила гидравлического сопротивления при перетекании жидкости про-
порциональна квадрату скорости истечения, а последняя зависит от скорос-
ти движения штока. Так как при постоянных проходных сечениях скорость
движения штока при прямом ходе больше, чем на обратном, то и большая
часть рассеиваемой энергии в этом случае приходится на прямой ход По-
этому амортизаторы с постоянным Проходным сечением для жидкости
можно отнести к амортизаторам с основным торможением при пря-
мом ходе.
К преимуществам амортизаторов с основным торможением при пря-
мом ходе следует отнести меньший ход, необходимый для поглощения за-
данной энергии, благодаря чему уменьшаются габаритные размеры аморти-
затора и время обратного хода. Преимуществом амортизаторов с основ-
ным торможением при обратном ходе являются мягкость работы и мень-
шая зависимость перегрузок от скорости движения штока вследствие того,
что при прямом ходе в основном работает газ.
Для того чтобы получить требуемый характер изменения усилий в
амортизаторе, площадь проходных сечений для жидкости по ходу штока це-
лесообразно делать переменной. Это достигается постановкой профилиро-
ванной иглы либо гильзы с профилированными прорезями.
Конструкция жидкостио-газовых амортизаторов
Цилиндр и шток амортизатора изготавливаются из высокопрочной ле-
гированной стали. В верхней части цилиндра имеются отверстие для залив-
ки жидкости, закрываемое резьбовой пробкой,и штуцер зарядки амортиза-
тора газом.
Плунжер состоит из стальной трубы с прикрепленным к ней поршнем.
Труба имеет отверстия, служащие для сообщения полости внутри плунжера
с полостью цилиндра.
Буксы изготавливаются из бронзы. Верхняя букса может навинчивать-
ся на шток, а может насаживаться на него и закрепляться гайкой. Нижняя
букса, к-репящаяся на цилиндре, может вставляться в цилиндр и фиксиро-
ваться гайкой, а может ввинчиваться в него (рис. 11.33). При этом и гайка,
и гайка-букса обеспечивают сжатие уплотнительного пакета. Нижняя букса,
крепящаяся иа штоке, может па него навинчиваться (рис. 1 1.34) или наса-
живаться и фиксироваться гайкой. С помощью этой буксы обычно сжимает-
8
211
www.voKb-ia.spb.ru - Самолет своими руками ?!
Рис. 11.33. Нижняя букса с уплотнительным пакетом-
1 - цилисдп; 2 — шток; 3 — гайка-букса; 4 — ограничительная гайка; 5 — опорное
кольцо; 6, / — верхнее и нижнее профилированные кольца; 8 - кожаная манжета;
9 — резиновая манжета; 10 — промежуточное профилированное кольцо; 1], 12 —
контровочные болт и винт; 13 - сальник
Рис 11.34 Крепление букс на штоке:
1 - цилиндр; 2 — шток; 3, 4 - верхняя и нижняя буксы; 5 - уплотнительный пакет;
б - распорная втулка; 7 - контровочный винт; 8 - сальник
Рис. 11.35. Нижняя букса с резиновыми уплотнительными кольцами:
] — цилиндр; 2 — шток; 3 - букса; 4, 5 — уплотнительные кольца; 6 — шайба; 7 —
ограничительное кольцо; 8 - гайка; 9, 10 ~ контровочные винты; 11 — сальник
ся уплотнительный пакет. Гайки и гайки-буксы как нижние, таки верхние
контрятся винтами или болтами.
Уплотнительный пакет состоит из верхнего и нижнего профилирован-
ных колец, набора манжет и профилированных колец, установленных
между манжетами. Профилированные кольца обычно изготавливаются из
алюминиевых сплавов. Манжеты делаются из кожи и резины.
В некоторых амортизаторах уплотнение обеспечивается резиновыми
кольцами круглого сечения, установленными в буксах. В этих случаях бук-
сы не имеют резьбы и фиксируются гайками. На рис. 11.35 показана кон-
струкция уплотнения резиновыми кольцами, установленными в нижней
буксе.
Различные схемы установки клапанов, обеспечивающих торможение
при прямом ходе, показаны на рис. 11.36.
У амортизаторов с кольцевой полостью между штоком и цилиндром
торможение при обратном ходе обеспечивается постановкой под верхней
212
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками'Я
буксой плавающего клапана (см. рис. 11.36,д). Этот клапан представляет
собой кольцо, в котором площадь отверстий значительно меньше площади
отверстий в буксе. При прямом ходе жидкость, перетекающая через отвер-
стия в буксе из верхней полости амортизатора в кольцевую полость, отжи-
мает клапан, и он не препятствует течению жидкости. При обратном ходе
плавающий клапан давлением жидкости плотно прижимается к буксе, за-
крывая в ней все отверстия. Жидкость в этом случае может проталкиваться
из кольцевой полости в верхнюю только через очень малые отверстия в кла-
пане, чем и достигается торможение.
У амортизаторов без кольцевой полости такой клапан устанавливается
у поршня плунжера (см. рис. 11.36, б).
При соответствующей установке аналогичных клапанов может быть
обеспечено торможение при прямом ходе.
Рис. 11.36. Установка плавающих кольцевых клапанов торможения:
а — под верхней буксой; б - у поршня плунжера; 1 - цилиндр; 2 — шток; 3 — верх-
няя букса; 4 плунжер; 5 - плавающий кольцевой клапан
Рис. 11.37 Схема амортизаторов с переменной по ходу штока площадью проходного
сечения для жидкости
I
213
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 1
Изменение площади проходного сечения для жидкости по ходу штока
обеспечивается постановкой иглы (рис. 11.37, а) либо гильзы с про-
филированными прорезями (рис. 11.37, б). Сечение иглы и сечения
прорезей в гильзе выбираются так, чтобы в начале хода, когда скорость об-
жатия амортизатора наибольшая, проходное сечение для жидкости было бы
большим, затем изменение проходного сечения должно обеспечить желае-
мый закон изменения усилия по ходу штока.
Кроме широко распространенной схемы амортизаторов с плунжерами
применяются амортизаторы без плунжеров и амортизаторы, у которых
жидкостная и газовая камеры разделены. Принцип работы амортизаторов
этих схем ничем не отличается от принципа работы амортизатора с плунже-
ром. Эти амортизаторы также выполняются с торможением либо при пря-
мом, либо на обратном ходе.
Расчет основных параметров
жидкостно-газового амортизатора
К основным параметрам жидкостно-газового амортизатора относятся максималь-
ный ход штока, поперечные размеры и начальный объем газа.
Амортизационная система, состоящая из пнедматиков колес и амортизаторов,
должна поглотить всю приходящуюся на данную опору при посадке кинематическую
энергию:
_ 1Пред Vy
где т^д— редуцированная масса; Vy — вертикальная скорость этой массы при по-
садке.
Значения тред и Vy определяются для каждой опоры по формулам, приводи-
мым в нормах прочности и нормах летной годности.
Подобрав в соответствии с рекомендациями колеса и пользуясь данными каталога
колес, определяют величину энергии, поглощаемой пневматиками ;
.э _ *
Адн z Ам.д >
где Ам д - максимально допустимая энергия, поглощаемая пневматиком колеса; z -
число колес на рассматриваемой опоре.
Тогда величина энергии, которую должен поглотить амортизатор*
AJ Аэ
э _	пн
Аам--------------.
I
где i - число амортизаторов на рассматриваемой опоре Щасси.
Действительная диаграмма работы амортизатора будет от мчаться от диаграммы,
приведенной на рис. 11.32. Часть энергии, поглощенной амортизатором, будет затра-
чиваться на работу сил трения букс и уплотнений.
Величина сил трения определяется величиной сил прижатия и коэффициентом тре-
ния. В рычажных схемах шасси амортизаторы нагружаются в основном осевыми уси-
лиями, поэтому реакции в буксах либо отсутствуют, либо очень малы, а следователь-
но. и силы прижатия в уплотнениях будут сравнительно невелики. В телескопической
и полу рычажной схемах, где амортизатор нагружается и изгибом, силы прижатия зна-
чительны. причем величина их переменна при сокращении амортизатора. Наибольшими
они будут в начале хода, когда расстояние между верхней и нижней буксами наимень-
шее. В практических расчетах обычно принимают, что суммарная сила трения пропор-
циональна полному усилию в амортизаторе: Ртр=кРам, при этом у амортизаторов в
рычажных схемах к=0,1, а у амортизаторов в телескопической и полурычажной схе-
мах К=0,2
С учетом сил трения диаграмма работы амортизатора будет иметь вид. показанный
па рис. 11.38. Отношение площади OADCFO к площади OGCFO носит название коэф-
фициента полноты диаграммы'??.
214
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рука
Рис. 11.38. Диаграмма работы жидкостно-
газового амортизатора с учетом сид трения
Рис. 11.39. Определение числа q
Так как площадь OJjCFO равна по величине произведению РцМ8э, то вея энергия,
поглощенная амортизатором, определяется по формуле
Аам = Рам S 17-
У амортизаторов с основным торможением при прямом ходе коэффициент полно-
ты диаграммы 17=0,8...0,85, а у амортизаторов с основным торможением на обратном
ходе 17 = 0,6.-0,75.
Наибольшее эксплуатационное усилие в амортизаторе определяется по формуле
пэ _ D 1 Э .3
Рам "" Рк п ‘Р >
где Рк* - усилие на колеса опоры, равное для основных и хвостовых опор усилию на
стоянке, а для передней опоры - динамическому усилию, определяемому в соответ-
ствии с рекомендациями норм; пэ - коэффициент эксплуатационной перегрузки;
Фэ - передаточное число при ходе амортизатора S3.
Коэффициент эксплуатационной перегрузки берется равным коэффициенту грузо-
подъемности колеса п™ (вгр приводится в каталоге колес), но не более величины rip,
определяемой по нормам.	с
Передаточное число представляет собой отношение усилия в амортизаторе к уси-
лию на колесе Ф=Рам/Рк- В рычажных схемах (рис. 11 39, с) передаточное число ме-
няется по ходу амортизатора:
"Ф — Рдм/Рк ~ b/а ,
а в других схемах (рис. 11.39, б) оно постоянно;
= Рам/Рк = cos/З.
После подстановки значения РдМ выражение для Адм запишется в виде
*3 _ г> 1 Э ПЭСЭ _	.	,
Адм Рк п ф S 7).
Отсюда эксплуатационный ход штока амортизатора
Аэ
so= Аам
Рк nVu
Для рычажной схемы шасси это уравнение включает два неизвестных S3 и фэ. Ре-
шать уравнение проще всего графически. Задаваясь рядом значений S, по этой форму-
ле подсчитывают величины ф и строят кривую %3—Е, (S) (кривая 1 на рис. 11.40).
На основании кинематической схемы шасси для различных значений S определяют пле-
чи а и b и подсчитывают соответствующие величины ф и тоже строят кривуюф=Г,(5)
215
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11.40. Определение S3 для шасси с рычажной на-
веской колес
(кривая 2 на рис. 11.40). Точка пересечения кривых
1 и 2 и дает искомое значение эксплуатационного
хода амортизатора S3.
Максимальный ход штока амортизатора опреде-
ляется в соответствии с требованиями норм из ус-
ловия поглощения амортизацией энергии: А111ах=
= 1,8АЭ.
Обычно Smax не превышает S3 более чем на 10%.
В проектировочном расчете можно принять Smax= 1.1S3.
Поперечные размеры амортизатора определяют из условий равновесия штока в на-
чале его хода. Усилие в штоке в начале его хода складывается из усилия, действующего
на шток со стороны газа Рр , и усилия трения РТр:
Р°ам Рг + Ртр
Как было сказано выше, силу трения принимают пропорциональной полному уси-
лию. Ртр=кРам
Усилие, действующее на шток со стороны газа, -
о
Рг = PoF,
где Г - площадь, которая при ходе штока изменяет объем воздушной камеры: р0 —
начальное давление газа в амортизаторе.
Начальное усилие в амортизаторе определяется из условия, чтобы его сокращение
начиналось с нагрузки на колесах;
Рк = рк по,
где п0 —коэффициент предварительной затяжки.
Чем меньше п0, тем мягче амортизатор Для амортизаторов основных опор шасси
пе —,0,6...1, для амортизаторов передних опор п0 =0,9 1.1
Большее значение коэффициента предварительной затяжки для передних опор
объясняется желанием уменьшить раскачку самолета при движении по неровному
аэродрому. Тогда начальное усилие в амортизаторе
— Р 0 ,,$> — р 1	-0
"ам * к ~ ”к W •
После подстановки значений Рам , и РТр условие равновесия штока запи-
шется в виде
Рк1 n0 / (1 - к) = Рог ,
PK4/(l-k)
откуда F — --------------.
Ро
Из этой формулы видно, что увеличение начального давления газа в амортизаторе
приводит к уменьшению его поперечных размеров Но увеличение начального давле-
ния приводит и к увеличению максимального давления в конце хода обжатия аморти-
затора Максимальное давление ограничивается условиями работы уплотнений.
Надежная работа уплотнений обеспечивается, если начальное давление газа у амор-
тизаторов, работающих и на осевые усилия, и на изгиб, не будет превышать 3 МПа, а
у амортизаторов, работающих только на осевые усилия, - 10 МПа У амортизаторов
современных самолетов начальное давление газа находится в пределах: р= 1. 10 МПа.
Для определения начального объема газа используется уравнение политропы pVn=
= const
В начале хода давление газа в амортизаторе будет р0 и объем его Vo, в конце хо-
216
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
да - давление рэ и объем Vэ. Уравнение политропы для этих двух положений запишет-
ся в виде
POVon;=P3V3n,
Рэ vo л
или—=(vr) : .
Ро v3
V3=V0-FS3;
Рэ = Р/^	_ Рк1»3/^ *У
*	">F '|,ш5 РК*П„/ '
Следовательно,
ny Vo	п
---—=<-------~ ’
ло<А)	V0-FS
FS3
отсюда Vo = ------------ .
no v? 1/п
Л ip
Зная Vo и внутренний диаметр цилиндра, определяют высоту газовой камеры, а за-
тем конструктивно и высоту амортизатора, учитывая при этом его ход.
ЖИДКОСТНЫЕ АМОРТИЗАТОРЫ
Схема и принцип работы
жидкостного амортизатора
В жидкостном амортизаторе в качестве упругого тела используется
жидкость. Некоторые жидкости при действии очень высоких давлений
обладают относительно высоким значением коэффициента объемного сжа-
тия. Так, например, керосин при давлении р= 350 МПа сжимается на 15%
своего первоначального объема. Но жидкости с высоким коэффициентом
объемного сжатия обладают, как правило, очень плохой смазывающей спо-
собностью. Для устранения этого недостатка, приводящего к увеличению
треиия в буксах амортизатора, к ним примешивают легкие минеральные
масла.
Принципиальная схема жидкостного амортизатора показана на
рис. 11.41. Амортизатор состоит из цилиндра, штока с поршнем и уплотни-
тельного устройства. Поршень делит внутренний объем амортизатора на две
Полости, заполненные жидкостью под некоторым начальным давлением ро.
Обе полости соединяются между собой посредством малых отверстий в
поршне.
При сокращении амортизатора из-за уменьшения внутреннего объема
Цилиндра за счет объема, занимаемого штоком, происходит сжатие жидкос-
ти и одновременно перетекание ее из одной полости в другую через малые
отверстия. Вся энергия удара поглощается жидкостью. Часть ее затрачивает-
ся на сжатие жидкости и аккумулируется в ней, другая часть затрачивается
217
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11 42. Диаграмма работы жидкост
кого амортизатора
Рис. 11 41. Схема жидкостного амортиза-
тора:
7 — цилиндр; 2 - шток с поршнем; 3 -
5'плотнительное устройство
на проталкивание жидкости через малые отверстия. Жидкость при этом на-
гревается. Энергия, затраченная на преодоление гидравлических сопротив-
лений н на нагрев, превращается в тепло и через стенкн цилиндра рассеи-
вается в атмосферу. Диаграмма работы жидкостного амортизатора без уче-
та сил трения в буксах показана на рис. 11.42. Кривая АВС показывает из-
менение по ходу амортизатора усилия Рсж, необходимого для сжатия жид-
кости. Площадь OABCFO определяет энергию, затрачиваемую на сжатие
жидкости прн прямом ходе. На преодоление гидравлических сопротивле-
ний при прямом ходе затрачивается усилие Рж1. Следовательно .площадь
OADCFO определяет всю энергию, поглощенную амортизатором. Площадью
ADCBA определяется энергия, затраченная на проталкивание жидкости
через малые отверстия ж рассеянная в виде тепла в атмосферу при прямом
ходе.
После завершения обжатия амортизатор благодаря аккумулированной
в жидкости энергии начинает совершать обратный ход. Прн этом часть энер-
гии затрачивается на преодоление сил гидравлического сопротивления, воз-
никающих при перетекании жидкости через малые отверстия из одной
полости амортизатора в другую. И в этом случае часть энергии в виде тепла
рассеивается в атмосферу. На диаграмме эта энергия представлена площадью
АВСЕА. Оставшаяся часть энергии рассеивается при последующих циклах
амортизации.
Конструкция жидкостного амортизатора
Цилиндр н шток изготовляются из высокопрочной легированной стали.
На цилиндре устанавливается штуцер для зарядки амортизатора жидкостью.
Буксами амортизатора являются поршень и затяжная гайка, с помощью ко-
торой сжимается уплотнительный пакет. Для уменьшения трения прн пере-
мещении штока в буксе на поршне и в гайке-буксе устанавливаются саль-
никовые кольца.
Наиболее ответственной частью амортизатора является уплотнение, так
как даже самая незначительная потеря жидкости резко снижает работоспо-
собность амортизатора. Необходимая герметичность уплотнения достигает-
ся использованием в его конструкции принципа веском пеней ров а иных пло-
щадей. Уплотнительный пакет (рис. 11.43) состоит из внутренней плава-
ющей шайбы со штифтами, уплотнительного кольца и внешней шайбы.
218
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Штифты, закрепленные во внутренней плавающей шайбе, проходят через от-
верстия в уплотнительном кольце и входят в отверстия внешней шайбы
приблизительно иа половину ее толщины. Собранный таким образом уплот-
нительный пакет крепится в цилиндре затяжной ганкой, Давление жидкос-
ти в амортизаторе, действуя на внутреннюю плавающую шайбу, создает
усилие
Р - pF,
где р -- давление в амортизаторе; F — площадь поверхности внутренней
шайбы, иа которую действует это давление.
Площадь поверхности уплотнительного кольца, на которую действует
эта сила, будет меньше площади поверхности плавающей шайбы на величи-
ну площади сечения штифтов f: FK = F - f.
Следовательно, давление, развиваемое иа поверхности уплотнительно-
го кольца,
Р	Р
*	*	1-к	l-f/Г ’
будет всегда больше давления жидкости р. Так как уплотнительное кольцо
находится в жесткой камере, то давление в нем распространяется равномер-
но во все стороны. Поэтому в местах прижатия кольца к уплотняемым по-
верхностям штока и цилиндра всегда будет действовать большее давление,
чем давление, оказываемое жидкостью. Соотношение площади сечения
штифтов и площади уплотнительного кольца подбирается таким образом,
чтобы, с одной стороны, разность давлений не была слишком низкой во из-
бежание утечкн жидкости и, с другой стороны, - чрезмерно высокой, со-
здающей излишнее треиие.
Уплотнения, в конструкции которых использован принцип нескомпен-
сироваииых площадей, выдерживают длительную эксплуатацию при давле-
ниях до 400 МПа. В существующих конструкциях жидкостных амортизато-
ров максимальное рабочее давление достигает 350 МПа и более. Коэффици-
ент полноты диаграммы жидкостного амортизатора с постоянным сечением
проходных отверстий для жидкости доходит до 0,75. Этот коэффициент
Рис. 11.43. Уплотнение жидкостного амор-
тизатора;
/ - внутренняя плавающая шайба с штиф-
тами; 2 — уплотнительное кольцо; 3 —
.внешняя шайба; 4 — цилиндр; 5 — шток;
б - затяжная гайка
219
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
при применении специального дроссельного клапана может быть доведен до
0,95.
Дроссельный клапан позволяет автоматически регулировать проходное
сечение для -жидкости в соответствии с изменением давления в амортизато-
ре. Конструктивная схема дроссельного клапана показана иа рнс. 11.44. В
поршне I имеется камера, в которой помещается клапан 2, прижимаемый
к центральному дроссельному отверстию 4 пружиной Л Расширенная часть
клапана выполняет роль поршня, который под комбинированным действи-
ем удара струн жидкости, усилия пружины и давления в камере клапана
регулирует степень открытия центрального дроссельного отверстия. Отвер-
стия 5 и 6 служат для перетекания жидкости из одной полости амортизато-
ра в другую. Отверстие 7 обеспечивает равенство давлений жидкости в по-
лости амортизатора под поршнем и в камере. При повышении давления в
полости над поршнем выше расчетного клапан 2, преодолевая сопротивле-
ние пружины, открывает отверстие 4, увеличивая площадь проходного се-
чения для жидкости. При снижении давления клапан прикрывает дроссель-
ное отверстие. Такая регулировка площади проходного сечения для жид-
кости, обеспечивающая требуемый закон изменения давления жидкости
при прямом ходе амортизатора, позволяет получить очень высокое значение
коэффициента полноты диаграммы.
Преимуществами жидкостного амортизатора являются простота кон-
струкции, малые габаритные размеры и масса. При одинаковой работоспо-
собности жидкостный амортизатор в сравнении с жидкостно-газовым имеет
в 3...4 раза меньшие поперечные размеры и примерно в 4 раза меиьшую
массу.
Но жидкостные амортизаторы обладают и рядом недостатков. Наибо-
лее существенным из них является сильное влияние изменения объема жид-
кости на характеристики амортизатора. Несмотря на высококачественное
уплотнение, часть жидкости выносится наружу при возвратно-поступатель-
ных движениях штока, что уменьшает ее объем. Но гораздо более сильное
влияние на изменение объема жидкости сказывает температура. При пони-
жении температуры окружающего воздуха вследствие охлаждения аморти-
затора происходит уменьшение объема жидкости.
Существует несколько способов поддержания постоянства объема жид-
кости в амортизаторе. Простейшим из них является наполнение амортиза-
тора жидкостью при более низкой температуре, чем температура, имеющая
место в эксплуатации. Более удобным способом является периодическая
подзарядка амортизатора с помощью насоса. В этом случае жидкость через
специальный клапан нагнетается в амортизатор до требуемого давления,
контролируемого манометром. Особенность клапана состоит в том, что он
ие допускает возрастания начального давления в амортизаторе сверх расчет-
ного при повышении температуры, стравливая излишек расширяющейся
жидкости из цилиндра. Чтобы исключить возможность утечки жидкости че-
рез клапан в результате повышения давления при работе амоотизатора, при
выпуске шасси включается специальное отсечное устройство. Если жид-
кость в амортизаторе и в гидросистеме самолета одна и та же, то наиболее
удобным способом компенсации изменения ее объема является соединение
амортизатора с гидросистемой через специальный клапан с отсечным ус-
тройством.
Наиболее широкое применение жидкостные амортизаторы получили в
конструкциях опор с рычажной навеской колес, особенно иа тяжелых са-
молетах.
220
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Расчет основных параметров
жидкостного амортизатора
После определения нормированной энергии Аа^, которую должен поглотить аморти-
затор, аналогично, как и для жидкостно-газов ого амортизатора, определяют эксплуа-
тационный ход штока
Аэ
еэ= ам
Поперечные размеры амортизатора определяют из условий равновесия штока в
конце хода:
Рэ = Р 3 4- Р э
гам *ж гтр »
где Рж - усилие, создаваемое давлением жидкости в амортизаторе; Р-Л> - усилие тре-
ния (рис. 11 45).	F
Здесь, как и для жидкостно-газового амортизатора, принимают, что сила трения
пропорциональна полному усилию в амортизаторе: Ртр = кРам.
Усилие, развиваемое жидкостью в конце хода штока амортизатора, P^—p^F, где
рэ - давление в амортизаторе Ъ конце хода; F - площадь штока
После подстановки значений РТр, Р^и Рам= Рк n'V’’ условие равновесия запишется
в виде
рэГ = (1-к) Р^ nV-
Отсюда площадь штока
(1- k) p£nV
I =---------------.
Рэ
Зная площадь штока, а следовательно, и его диаметр, выбрав конструктивно диа-
метр поршня и найдя из условий прочности толщину стенок цилиндра, определяют по-
перечные размеры амортизатора
Чтобы найти начальный объем жидкости, необходимо знать зависимость изменения
давления жидкости от ее относительного объема (рис. 11.46) . Каждая жидкость облада-
ет своими упругими свойствами, меняющимися при изменении температуры По дав-
лению в конце эксплуатационного хода рэ по графику рис, 11.46 определяют значение
(ДУ / Уо) р_ р . Изменение объема жидкости в конце хода ДУ = F S3.
Следовательно, FS3/Vq = (AV/V0)	.
Р "э
Рис. 11.46. Зависимость изменения дав-
ления жидкости от ее относительного
объема
Рис 11.45, Диаграмма работы жидкост-
ного амортизатора с учетом сил трения
221
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Отсюда начальный объем жидкости
v - IS°
Vo” ^v/V0)p=b
Зная начальный объем жидкости, внутренний диаметр цилиндра и задавшись кон
структивно другими параметрами, определяют высоту амортизатора >-
§ 6	ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
ПЕРЕДНИХ ОПОР ШАССИ
Особенности конструкции передних опор шасси связаны с установкой
ориентирующихся колес, что необходимо длц обеспечения рулежки самоле-
та Чтобы ориентирующееся колесо обладало требуемой устойчивостью при
движении, точка касания колеса о землю должна находиться позади осн его
разворота В этом случае при развороте колеса на какой-то угол силы тре-
ния колеса о землю создадут относительно оси разворота момент, под
действием которого плоскость колеса будет совмещаться с направлением
движения
Расстояние от точки касания колеса о землю до осн разворота носит на-
звание плеча устойчивости При максимально возможном угле разворота
необходимо иметь положительное плечо устойчивости Плечо устойчивости
t зависит от выноса оси колеса по отношению к оси разворота f, от угла на-
клона последней 0 и от угла разворота колеса 6 (рис 11 47,а)
t = f + Rsin£Jcos0
Условие устойчивости движения колеса запишется в виде
t = f -1- R sin0 cosG > 0
Величина плеча устойчивости зависит и от качества поверхности аэродро-
ма При движении колеса по мягкому грунту точка приложения реакции
Рис 1147 Определение плеча устойчивости Рис 1148 Схемы установки колеса иа
передней опоре
222
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками9!
Рис 11 49 Схема установки оси разворота на амор
тизационной стойке
Рис 11 50 Центрирующее устройство передней опо
ры шасси
1 2 — самоориентирующисся кулачки, 3 — контро
вочные болты, 4 - шток, 5 - верхняя букса, 6 -
уплотнение; 7 - нижняя букса; 8 - опорная 1айка
земли смещается вперед (рис 11 47, б), что приводит к уменьшению плеча
устойчивости
Предельный угол разворота колеса 0тах выбирается из соображений,
во-первых, обеспечения возимо жности поворота самолета на земле с мини-
мальным радиусом и, во-вторых, сохранения при этом угле некоторого
положительного плеча устойчивости
Встречаются три схемы установки колеса (рис 11 48) В схеме I плечо
устойчивости t = R sin/3cos0, в схеме II t = f и в схеме III t=f+ Rsin/J cos(?
Если ось разворота колеса совпадает с осью амортизатора, то угол /3 выби-
рается не только из условий обеспечения потребной величины плеча устой-
чивости, но и из условий поглощения амортизатором энергии лобовых
ударов и находится обычно в пределах 0= 12 18°
Преимуществом схемы Iявляется конструктивная простота, недостат-
ком — малая величина плеча устойчивости Поэтому эта схема установки
колеса может применяться лишь на самолетах, посадка которых осущест-
вляется на аэродромы с бетонированными дорожками
К недостаткам схем I и П1 следует отнести тенденцию колес к разворо-
ту при стоянке и при движении с малой скоростью из-за стремления центра
масс самолета занять нижнее положение Этого недостатка лишена схема II
Но здесь в случае совпадения оси разворота с осью амортизатора последний
плохо воспринимает лобовые удары Этого недостатка лишена изображен-
ная на рис 11 49 схема передней опоры шасси Здесь исключается свали-
вание колеса вбок, так как ось разворота перпендикулярна поверхности
земли, а наклон амортизатора обеспечивает поглощенно энергии лобовых
ударов Но так как применение этой схемы приводит к утяжелению н
усложнению конструкции, она не получила распространения У передних
опор шасси со спаренными колесами ось разворота должна быть перпенди-
кулярна поверхности земли во избежание отрыва одного из колес от земли
при развороте
Колеса передней опоры шасси после отрыва ее от земли при взлете
должны устанавливаться в направлении полета Это необходимо для упро-
223
www.vchk -ia.sp»’.ru - i .амолет своими руками.
щення уборки и выпуска шасси и обеспечения правильного положения
ко пес перед началом движения по земле при посадке самолета. Такая уста-
новка осуществляется специальными центрирующими устройствами. На
рис. 11.50 показано центрирующее устройство опоры, у которой ось разво-
рота совпадает с осью амортизатора. Устройство состоит из кулачка 2, за-
крепленного иа штоке контровочными болтами 3, и из кулачка 1, закреп-
ленного внутри цилиндра в нижней его части. При отрыве передней опоры
от земли под действием давления газа в амортизаторе шток выходит из ци-
линдра и кулачки упираются друг в друга. Совмещение профилей кулач-
ков обеспечивает установку колес в направлении полета.
Существует и ряд других конструкций центрирующих устройств.
Ориентирующиеся колеса при определенной скорости движения само-
лета во время разбега или пробега могут вызывать появление самовозбуж-
дающихся колебаний передней опоры шасси, называемых шимми. Эти ко-
лебания могут привести к срыву пневматика, поломке стойки или даже к
разрушению носовой части фюзеляжа. Для предотвращения таких колеба-
ний на передних опорах шасси устанавливаются специальные гидравличес-
кие гасители колебаний — демпферы шимми. Демпфер, оказывая малое со-
противление медленному развороту колес при их ориентировке, препятст-
вует быстрым разворотам, которые возникают при появлении колебаний.
Конструкция одного из демпферов шимми показана на рис. 11. 51.
Демпфер устанавливается на неподвижной части стойки, и его поршень
своим поводком 7 соединяется с разворачивающейся частью стойки с коле-
сами. При развороте колес поводок приводит в движение поршень 2, нахо-
дящийся в корпусе 3 демпфера. Движение поршня вызывает перетекание
жидкости из одной из крайних камер в другую через калиброванное отвер-
стие 6. Быстрое движение поршня, а следовательно, и быстрый разворот
колес, оказывается невозможным из-за большого гидравлического сопро-
тивления, возникающего при перетекании жидкости с большой скоростью.
Таким образом, энергия колебаний поглощается жидкостью и рассеивает-
ся в виде тепла. Медленным разворотам колес демпфер не препятствует.
Жидкость в демпфер заливается через пробку 7. Попадает она во
внутреннюю камеру 10. В крайние камеры 4 и 5 жидкость всасывается че-
рез клапаны 8 при покачивании поршня 2 поводком 7. Для компенсации из-
менения объема жидкости в крайних камерах 4 и 5 с изменением темпера-
туры служит канавка 9, соединяющая эти камеры с внутренней камерой 70.
При установке иа передней рпоре двух колес для уменьшения возмож-
ности возникновения самоколебаний целесообразно их спарить, т.е. жестко
закрепить иа вращающейся оси.
Управление самолетом иа земле при малых скоростях движения, когда
руль направления мало эффективен, осуществляется раздельным торможе-
нием колес основных опор, а у мио го двигательных самолетов — также созда-
нием несимметричной тяги боковых двигателей. Однако на самолетах,
имеющих велосипедное шасси, на тяжелых самолетах, иа передней опоре
которых установлены спаренные колеса, на некоторых однодвигательиых
самолетах с малой колеей эти способы управления оказываются недоста-
точными. Для обеспечения требуемой маневренности на земле таких само-
летов передняя опора шасси у них делается управляемой. Для управления
колесами используется демпфер шимми, который в этом случае с помощью
специальных клапанов соединяется с гидросистемой самолета. Подача жид-
кости под давлением в ту или иную полость демпфера обеспечивает соответ-
ствующий разворот колес.
224
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками

Рис. 11.51 Демпфер шимми
2’5
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 7.	ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ХВОСТОВЫХ ОПОР ШАССИ
На хвостовой опоре для обеспечения рулежки самолета также устанав-
ливается ориентирующееся колесо. При навеске колеса на штоке амортиза-
тора ось разворота совпадает с осью последнего. Установка колеса в направ-
лении полета после отрыва от земли осуществляется в этом случае центри-
рующим устройством, аналогичным по конструкции устройству, показан-
ному на рнс. 11.50.
В схемах с рычажной навеской колеса с внешним амортизатором ось
разворота монтируется в стойке. Одна из конструкций центрирующего ус-
тройства в такой стойке показана на рис. 11.52. Установка колеса в направ-
лении полета осуществляется при помощи кулачкового механизма, нахо-
дящегося в корпусе стойки. В верхней части корпуса установлена ось 8, на
которой смонтированы конические роликн 2. К этим роликам пружиной 6
прижимается кулачок 3, жестко закрепленный на приваренном к вилке
штоке 4. Другим концом пружина опирается на опорный подшипник 7,
установленный на закрепленном на оси роликов стержне 5. Натяжение пру-
жины регулируется гайкой, сидящей на резьбе стержня 5. При нейтраль-
ном положении колеса ролики 2 лежат во впадине кулачка 3. Прн повороте
колеса шток 4 поворачивается относительно корпуса /, н роликн 2, накаты-
ваясь на наклонные плоскости кулачка, приподнимают корпус стойкн, а
следовательно, к хвост самолета. Прн этом происходит сжатие пружины б.
При отрыве колеса под действием силы пружины роликн стремятся занять
положение во впадинах кулачка, и колесо возвращается в нейтральное по-
ложение.
Рис. 11.52. Центрирующее устройство хвостовой опоры шасси
226
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
К особенностями конструкции хвостовых опор следует отнести уста-
новку механизма стопорения колеса в нейтральном положении. Такое
стопорение колеса необходимо для повышения устойчивости пути самолета
при пробеге после посадки. Оно осуществляется при помощи специального
стопора, жестко связывающего корпус стойки с вилкой Рычаг управления
стопором устанавливается в кабине пилота и связывается со стопором
обычно тросовой проводкой. Существуют различные конструкции стопор-
ных устройств. Одна из них показана на рис. 11.52. В приваренном к корпу-
су стоики корпусе стопорного устройства 9 установлены стопор 10 в виде
штыря и отжимающая его вниз пружина 11. Верхний конец штыря имеет
ушко, к которому крепится тандер, связывающий штырь с качалкой
управления стопором. При установке рычага управления стопором в поло-
жение ’’Застопорено” штырь под действием пружины входит в тнездо крон-
штейна 12, приваренного к вилке 13, обеспечивая тем самым стопорение
колеса в нейтральном положении.
§ 8.	ХВОСТОВАЯ ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНАЯ ОПОРА
На некоторых самолетах, имеющих шасси с передней опорой или велоси-
педное, в хвостовой части фюзеляжа устанавливается специальная предохра-
нительная опора. Она служит для
предохранения фюзеляжа от удар-
ных нагрузок при касании земли
хвостом, возможном во время по-
садки, а иногда и взлета самолета.
На легких самолетах хвостовая
предохранительная опора представ-
ляет собой небольшую надстройку
иа одном из усиленных шпангоутов.
На тяжелых самолетах хвосто-
вая предохранительная опора вы-
полняется, как правило, в виде уби-
рающегося й полете костыля
(рис 11.53). Нижняя часть хвосто-
вой опоры оканчивается стальным
башмаком, который в процессе
эксплуатации может заменяться.
Энергия ударов, действующих
на опору, поглощается амортизато-
ра с II 53. Хвостовая предохранительная
опоры
1 — башмак; 2 — амортизатор; 3 — подъ-
емник
ром. Выпуск и уборка хвостовой предохранительной опоры производится
подъемником одновременно с выпуском и уборкой шасси.
§ 9.	КИНЕМАТИЧЕСКИЕ СХЕМЫ УБОРКИ ШАССИ
СХЕМЫ УБОРКИ ОСНОВНЫХ ОПОР ШАССИ
Уборка основных опор шасси при креплении их на крыле может осу-
ществляться движением в направлении размаха и движением в направлении
хорды.
Уборка основных опор шасси в направлении размаха крыла.в свою оче-
редь, может осуществляться по нескольким схемам;
227
1)	движением колес по направлению к фюзеляжу (рис. 11.54, ai;	I
2)	движением колес по направлению от фюзеляжа (рис. 11.54, б);
3)	движением колес по направлению к фюзеляжу с уборкой их в фюзе-
ляж (рис. 11.54. в) ;
4)	движением колес по направлению к фюзеляжу с уборкой их в фюзе-
ляж с поворотом (рис. 11.54, г).
Схема а применяется на самолетах, у которых строительная высот
крыльев в корневой части обеспечивает размещение колес.
Схема б применялась на самолетах с малой колеей шасси. В убранном
положении шасси увеличивает разнос масс, что ухудшает маневренные
свойства самолета. Конструктивно эта схема сложнее других и поэтому
применяется сравнительно редко.
Схема в применяется/ главным образом иа самолетах-низкопланах.
Наиболее удобна она для самолетов, основные опоры которых снабжень
тележками.
Схема г применяется иа скоростных самолетах с очёиь тонким крылом,
внутри которого разместить колеса не удается. Конструктивно эта схем
усложняется постановкой механизма поворота оси колеса.	j
В схемах а, в и г в убранном положении шасси момент инерции самоле-
та относительно продольной и вертикальной осей уменьшается, что благо-
приятно сказывается на маневренности самолета.
Преимуществом схем с уборкой основных опор в.направлении размаха
крыла является очень малое изменение центровки самолета при выпуске
шасси.
Уборка основных опор шасси в направлении хорды крыла может
осуществляться по двум схемам:
1) движением колес назад (рис. 11.55, а);
2) движением колес вперед (рис. 11.55, б).
Уборка основных опор шасси движением колес назад или вперед очень
распространена на многодвигательных самолетах. Особенно выгодны эти
схемыдля самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями, распо-
ложенными на крыле. Колеса в убранном положении и двигатель располага-
ются в общей гондоле. Уборка шасси в гондолу двигателей, иа самолетах с
турбореактивными двигателями приводит к очень сильному увеличению
миделева сечення гондолы, что вызывает определенные затруднения. Поэто- <
му иа таких самолетах и на самолетах с двигателями, расположенными на
хвостовой части фюзеляжа или в зоне сопряжения крыла с фюзеляжем, для
уборки основных опор шасси устанавливаются на крыле специальные гон-
долы. Если опора снабжена тележкой, то для уменьшения габаритных раз-
меров гондолы тележка при уборке поворачивается относительно оси, пер-
пендикулярной плоскости уборки (рис. 11.56) .
Рис. 11.54. Схемы уборки основных опоршассн в на-
правлении размаха крыла
228
www.vokb-Ja.spb.ru - Самолёт своими руками?
Рис. 11.55. Схемы уборки основных опор
шасси в направлении хорды крыла
Рис. 11.56. Схема уборки основной опоры
шасси в гондолу с поворотом гележки.
При уборке основных опор шасси движением вперед или назад проис-
ходит изменение положения центра масс самолета, что следует отнести к не-
достаткам этих схем.
При креплении основных опор шасси к фюзеляжу их уборка в фюзе-
ляж осуществляется, как правило, движением колес вперед или назад. Для
уменьшения габаритных размеров ннши, в которую убирается опора с те-
лежкой, последняя при уборке обычно поворачивается. Встречаются и более
сложные схемы уборки основных опор шасси, крепящихся к фюзеляжу.
В убранном положении шасси люк закрывается створками. Люк под
колесо закрывается специальными створками, а люк под стойку может за-
крываться щитком, закрепленным на самой стойке. Такой щиток кон-
структивно прост, ио в сравнении со створкой, управляемой отдельным ме-
ханизмом, требует более сложной подгонки под профиль крыла или гондо-
лы. У многих современных самолетов для уменьшения сопротивления иа
взлете часть люка после выпуска шасси закрывается створками.
Выбор той или иной кинематической схемы уборки шасси определяет-
ся условиями обеспечения требуемых параметров в выпущенном состоя-
нии, особенностями конструкции агрегата, па котором закреплено шасси,
соображениями компоновки. В то же время выбранная схема должна быть
надежной в эксплуатации и выгодной в весовом отношении.
СХЕМЫ УБОРКИ ПЕРЕДНИХ И ХВОСТОВЫХ
ОПОР ШАССИ
Передние и хвостовые опоры шасси убираются в фюзеляж движением
колес назад илн вперед. Хвостовые опоры чаще убираются движением ко-
лес назад в хвостовой обтекатель фю-	.
зеляжа. При выборе направления дви-
жения уборки передней опоры кроме
компоновочных соображений необхо-
димо учитывать требования возмож-
но меньшего изменения центровки
Рис. 11.57. Схемы простейших механиз-
мов уборки шасси
229
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 11.58. Схемы механизмов со складывающимся подкосом
Рис, 11,59, Схемы механизмов со складывающейся стойкой
самолета. С этой точки зрения при уборке основных опор движением назад
переднюю опору целесообразно убирать движением вперед, а при уборке ос-
новных опор движением вперед, наоборот, переднюю опору убирать движе-
нием назад. Кинематические схемы уборки хвостовых и передних опор
шасси проще схем уборки основных опор.
СХЕМЫ МЕХАНИЗМОВ УБИРАЮЩЕГОСЯ ШАССИ*
Несмотря на большое конструктивное многообразие, все механизмы
убирающегося шасси можно свести к нескольким принципиальным схемам.
Наиболее простым является механизм у шасси консольной схемы
(рис. 11.57, а) . Также простым будет и механизм шасси подкосной схемы,
у которого подъемник является одновременно и подкосом (рис. 11.57, б).
Механизмы шасси со складывающимся подкосом можно разделить иа
четыре типа:
1)	с приводом верхнего звена подкоса (рис. 11.58, л) ;
2)	с приводом иижнего звена подкоса (рнс. 11.58, б);
3)	с одновременным приводом обоих звеньев подкоса (рис. 11.58,в) ;
* В основу классификации схем механизмов убирающегося шасси положена класси-
фикация, предложенная канд, техн, наук, доцентом В.М. Халдеевым.
230
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
4)	с одновременным приводом стойки и верхнего звена подкоса
(рис. 11.58, г).
Механизмы шасси подкосной схемы со складывающейся стойкой могут
быть дзух типов:
1) с приводом верхнего элемента стойки (рис. 11.59, а, б) ;
2) с одновременным приводим верхнего элемента стойки и подкоса
(рнс. 11.59, в).
Силовые приводы механизмов убрркн - подъемники - могут быть
пневматическими, гидравлическими и электромеханическими. Наибольшее
распространение благодаря их преимуществам получили гидравлические
приводы. Гидравлические приводы обеспечивают создание больших усилий
I, рн малых габаритных размерах,.работают плавно. К недостаткам ниевма- ,
тическнх приводов следует отнести возможность ударов в конце хода и
трудности применения больших давлений. Электромеханические приводы
конструктивно сложнее.
На самолете с убирающимся шасси предусматривается система аварий-
ного выпуска н уборки шасси на случай выхода из строя осиовной системы.
Механизмы убирающегося шасси должны иметь надежные замки, фик-
сирующие стойки в выпущенном и убранном положениях, и сигнализацию
положения стоек.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Аэромеханика самолета. /Андриевский В.В., Белоконев В.М., Бочкарев А. Ф..
Климов В. И., Матвеева Л. А., Турапин В. М., Тугер М.С. М.; Машиностроение, 1977
416 с.
2.	Баппа Т.М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. М.: Машинострое-
ние, 1967. 495 с.
3.	Бисплиигофф Р.Л., Эшли X., Халфмен Р.Л. Аэроупругость. М.: ИЛ, 1958. 800 с.
4.	Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолетостроении. М.: Машино-
строение, 1980. 367 с.
.5	. Горбунов М.Н. Основы технологии производства самолетов. М.: Машинострое-
ние, 1975. 260 с.
6.	Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.: Машино-
строение, 1964. 452 с.
7.	Зверев И. И., Коконин С. С. Проектирование авиационных колес и тормозных си-
стем. М.: Машиностроение, 1973.224 с.
8.	Зернов И. А., Коноров Л. Н. Теоретические основы технологии и процессы изго-
товления деталей самолетов М.: Оборонгиз, 1960. 632 с.
9.	Кан С.Н., Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение,
1966.520 с.
10.	Конструкция и прочность самолетов и вертолетов. /Воскобойник М.С.,Лаго-
сюк Г. С., Миленький Ю.Д., Миртов К. Д., Осокин Д.П., Скрипка М.П., Ушаков В. С.,
Черненко Ж. С. М.: Транспорт, 1972. 440 с.
11.	Конструкция летательных аппаратов. /Бельский В. Л., Власов И. Л., Зайцев В.Н.
Кан С. Н., Корножицкий В. П., Код В.М., ЛиповскиЙ Д.Е. М.: Оборонгиз, 1963. 709 с.
12.	Краснов Н.Ф. Аэродинамика. М.: Высшая школа, 1971.630 с.
13.	Одинокое Ю. Г. Расчет самолета на прочность. М.-. Машиностроение, 1973, 392 с.
14.	Остославский И.В. Аэродинамика самолета. М.: Оборонгиз, 1957.500 с.
15.	Проектирование самолетов. /Бадягин А.А., Егер С.М., Мишин В.Ф., Склян-
ский Ф. И., Фомин Н. А. М.: Машиностроение, 1972,516 с.
16.	Склянский Ф. И. Управление сверхзвукового самолета. М.: Машиностроение,
1964.388 с.
17.	Технология самолетостроения. /Абнбов А.Л., Бирюков Н.М. Бойцов В.В.,Гри-
горьев В.П. Елисеев С.В., Зернов И. А.,Коноров Л.А..Чударев П.Ф.М.:Машиностро-
ение 1970. (эОО с .
18.	Шульженко М.Н. Конструкции самолетов. М.: Машиностроение, 1971. 416 с.
19.	Шульженко М.Н., Мостовой А.С. Курс конструкций самолетов. М„- Машино-
строение, 1965. 564 с.
232
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?^
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
Жесткость
- изгибная 35, 40, 57, 61
- кручения 27, 31, 32, 35
Коэффициент
- подъемной силы 13, 14, 15, 17, 18,
20, 21, 88, 89, ЮЗ, 104, 105, 106, 107,
114, 115, 116, 117, 118, 119, 120
- лобового сопротивления 7, 15, 16,
21, 104, 105, 106
-	индуктивного сопротивления 13
-	волнового сопротивления 14
-	профильного сопротивления 17, 18
-	момента 18
статического 87, 123, 124
- количества движения 120, 121
Модуль упругости 9, 10, И, 29, 40, 41,56
Момент
- изгибающий 22, 23, 34, 38, 40, 41,
42, 43, 48, 51, 52, 53, 54, 57, 58, 59,
60, 61, 62, 63, 101, 114, 143, 144, 145
- крутящий 22, 23, 27, 31, 34, 38, 41,
47,48, 50, 52,53,57, 101,114,143,145
Напряжение
- нормальное 38, 40, 43, 44, 53, 56,
63, 83, 84, 85, 143, 144, 146
— предел прочности материала при
растяжении 9, 10, 11, 38, 44, 53, 63,
83, 143, 133, 146
- нормальное критическое 38. 43, 44
53, 63, 143, 144, 146
- смятия 83
- касательное 83, 84, 85, 145
- разрушающее касательное 38, 41,
83, 84, 85, 143, 145
Относительная толщина профиля 17, 18
Плотность 9, 10, 11, 103
Площадь
- крыла 13, 87, 103, 123, 124
- горизонтального оперения 123
- вертикального оперения 124
-	элеронов 87
Размах
-	крыла 13, 87, 124
- горизонтального оперения 123
Сила
- подъемная 19, 21, 31, 190
-	лобового сопротивления 31
-	боковая 19
-	тяжести 19, 21
-	перерезывающая 22, 23, 40, 41, 42,
48, 49, 54, 57, 59, 60, 85, 101, 114,
143, 145
-	погонная касательная 38, 41, 47, 51.
52,57,59,60,85,143.145
Сужение
- крыла 13, 14
- горизонтального оперения 123, 124
- вертикального оперения 1 25
Угол атаки
-	критический 18, 116, 117, 122
- посадочный 17, 189, 191
-	наивыгоднейший 191
Угол поперечного V - 19, 21
Угол стреловидности
-	крыла 13, 15, 28
-	горизонтального оперения 124
-	вертикального оперения 125
Удлинение
-	крыла 13, 18
-	горизонтального оперения 123
-	вертикального оперения 124. 125
-	фюзеляжа 138, 139
Хорда
-	корневая 1 3
-	концевая 1 3
-	средняя аэродинамическая 123
-	средняя геометрическая 123, 124
233
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ........................................................... 3
э
Глава 1 .Общие сведения................................................ ~
§ 1.	Классификация самолетов по назначению............................. 3
Гражданские самолеты..................  	 	........... 3
Военные самолеты...................................................   4
§ 2- Основные части самолета И их назначение........................... 5
§ 3 Классификация самолетов по схеме................................... 5
§ 4- Требования к конструкции самолета................................. 7
§ 5. Выбор материала конструкции....................................
Глава 2. Внешние формы и нагрузки крыла.............................
§ 1. Назначение крыла и требования к нему...........-................. |3
§ 2- Внешние формы крыла.............................................. |3
Форма крыла в плане............................................... ’
Форма поперечного сечения крыла (профиль).........................
Форма крыла в виде спереди........................................ ’'
§ 3. Нагрузки, действующие на крыло.....	.................... 21
Глава 3- Аэроупругость крыл'
§ 1. Флаттер ...............
Изгибно-крутильный флаттер
Изгибно-элеронный флаттер
§ 2 Дивергенция.............
§ 3- Реверс элеронов........
Глава 4. Конструктивно-силовые схемы и проектировочным расчет крыльев
§ 1. Основные элементы крыла и их назначение.......................
§ 2- Классификация крыльев по конструктивно-силовой схеме..........
§ 3 Прямые крылья..................................................
Лонжеронные крылья..............................................
Моноблочные крылья..............................................
Сравнительная оценка конструктивно-силовых схем прямых крыльев ....
§ 4- Стреловидные крыльй...........................................
Крылья с моментной заделкой по одному лонжерону.................
Крылья с внутренним подкосом.................................
Крылья с моментной заделкой по двум лонжеронам..................
Крылья с заделкой по всему контуру..............................
Сравнительная оценка конструктивно-силовых схем стреловидных крыльев.
§ 5. Треугольные крылья......................'.....................
Крылья со сходящимся продольным набором . . ._..................
Крыло с моментной заделкой по одному лонжерону...............
Крыло с моментной заделкой по всем лонжеронам................
Крыло с моментной заделкой по всему контуру....*.............
Крылья с параллельным продольным набором........................
Крыло с моментной заделкой по одному лонжерону...............
Крыло с моментной заделкой по всем лонжеронам................
Крыло с моментной заделкой по всему контуру....... ..........
Комбинированные и особые схемы треугольных крыльев..............
Сравнительная оценка конструктивно-силовых схем треугольных крыльев .
§ 6 Особенности конструкции поворотной части крыльев изменяемой геомет-
рии ..............................................................
24
24
24
29
30
33
35
35
36
37
37
42
44
45
47
49
50
52
54
54
55
55
55
58
58
58
й
64
64
65
234
Ъ ’ г/fi'
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава 5. Конструкция элементов крыла........................  .	.	65
§ 1 Лонжероны..................................................... 65
Балочные лонжероны............................................. 65
Ферменные лонжероны.............................................. 68
§ 2	Стрингеры..................................................... 69
§ 3	Нервюры.....................................................   70
Балочные нервюры...............................................   71
Ферменные нервюры..............................................   74
§ 4	Обшивка....................................................... 75
§ 5	• Стыковые соединения крыла.................................... 80
§ 6	Проектировочный расчет стыковых соединений крыла.............. 83
Расчет стыковых узлов крыльев с заделкой по лонжеронам........... 83
Расчет контурного крепления моноблочного крыла................... 84
§ 7-	Конструкция узла поворота крыла изменяемой геометрии . . ..... 85
Глава 6. Элероны...................................................
§ 1.	Назначение элеронов и требования к ним........................
§ 2	Параметры элеройа, его навеска на крыле.......................
§ 3	Аэродинамическая компенсация элеронов.........................
§ 4-	Весовая балансировка элеронов.................................
§ 5-	Нагрузки, действующие на элерон...............................
§ 6.	Конструкция элеронов..........................................
§ 7.	Проектировочный расчет элерона.............................
§ 8-	Другие типы органов поперечного управления.................
87
87
87
94
97
97
98
101
101
Глава 7. Механизация крыла..................„....................... 103
§ 1	Назначение механизации и требования к ней ..................... 103
§ 2-	Механизация хвостовой части крыла.............................. 104
Принцип дей ствия................................................ 104
Нагрузки, действующие на механизацию хвостовой части крыла....... 108
Конструкция и проектировочные расчеты механизации хвостовой части
крыла ........................................................... 108
§ 3	Механизация носовой части крыла................................ 114
Принцип дей ствия................................................ 114
Конструкция предкрылков. . . .................................... 117
5} 4- Управление пограничным слоем.................................. 118
§ 5-	Управление циркуляцией......................................... 120
Глава 8. Оперение...................................................
§ 1.	Назначение оперения и требования к нему........................
§ 2.	Внешние формы оперения.........................................
§ 3.	Расположение оперения на самолете..............................
§ 4.	Нагрузки, действующие на оперение . .	.......................
§ 5-	Конструктивно-силовые схемы оперения...........................
Стабилизаторы и кили.............................................
Рули.............................................................
§ 6. Конструкция стыковых узлов.....................................
§ 7- Средства аэродинамической балансировки самолета................
§ 8.	Цельноуправляемое горизонтальное оперение......................
§ 9.	Вибрации оперения.......................... ...................
Бафтинг..........................................................
Флаттер........................................... .............
§ 10	Оперение самолетов особых схем.................................
121
121
122
125
127
127
128
128
129
130
132
134
134
135
136
Глава 9. Фюзеляж...................................................
§ 1.	Назначение фюзеляжа и требования к нему.............~.........
§ 2.	Внешние формы фюзеляжа Г......................................
§ 3	Нагрузки, действующие на фюзеляж..............................
§ 4.	Конструктивно-силовые схемы и проектировочный расчет фюзеляжей . . -
Ферменные фюзеляжи................................................
Балочные фюзеляжи...............................................
Лонжеронный фюзеляж ................................ .........
Стрингерный фюзеляж........................ ..................
БесстрингерныЙ фюзеляж........................................
Сравнительная характеристика различных типов балочных фюзеляжей. .
Ферменно-балочные фюзеляжи......................................
137
137
137
139
140
140
141
142
143
145
146
146
23S
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
§ 5- Костру к ция элементов балочного фюзеляжа.....................-	147
Лонжероны и стрингеры. ..................................... ’	- 	147
Шпангоуты.......................................................   148
Обшивка.........................................................   150
Соединение элементов каркасам обшивки............................. 151
§ 6- Технологические и эксплуатационные разъемы фюзеляжа............ 152
§ 7. Узлы крепления к фюзеляжу отдельных агрегатов.................  153
§ 8. Кабины.....................................................   '	153
Кабина пилота....................................................  154
Кабины членов экипажа............................................  155
Пассажирские кабины..............................-................ 155
§ 9- Конструктивные особенности герметических	кабин................. 157
Г
§
§
лава 10. Управление самолетом......................................
1. Назначение управления самолетом и требования к нему.............
2. Принципиальные схемы систем управления..........................
Схемы постов ручного управления...................................
Схемы постов ножного управления ..................................
Проводка управления..............................................
§ 3. Особые механизмы управления...................................
Дифференциальное управление.......................................
Нелинейные механизмы..............................................
Механизмы изменения передаточных отношений........................
§ 4- Особые схемы управления..............'.........................
Управление элеронами-закрылками.............................
Управление элевонами и дифференциальным цельноуправляемым горизон-
тальным оперением.................................................
Управление V -образным оперением..................................
§ 5. Конструкция элементов управления...............................
Конструкция командных рычагов ручного управления..................
Конструкция командных рычагов ножного управления..................
Конструкция деталей проводки управления...........................
§ 6. Бустерное управление...........................................
Назначение бустерного управления и требования к нему..............
Обратимая схема бустерного управления.............................
Необратимая схема бустерного управления ..........................
Загрузочные механизмы.............................................
161
161
163
163
164
166
168
168
168
170
171
171
172
173
173
173
175
176
180
180
181
185
185
187
187
188
188
190
193
193
196
196
Глава 11- Шасси ....................................................
§ 1.	Назначение шасси и требования к нему...........................
§ 2.	Компоновочные схемы шасси......................................
Шасси с хвостовой опорой..........................................
Шасси с передней опорой...........................................
Велосипедное шасси............................................
Сравнительная характеристика компоновочных схем шасси.............
§ 3.	Конструктивно-силовЫс схемы опор шасси.........................
Схемы спор шасси по способу крепления стойки к самолету...........
Схемы опор шасси по способу размещения амортизатора и передачи на
него нагрузок............................................
Схемы опор шасси способу крепления колес.................
§ 4- Колеса шасси..........................................
Пневматики...............................................
Корпус колеса ...........................................
Тормоза..................................................
Колодочный тормоз.....................................
Камерный тормоз.......................................
Дисковый тормоз.......................................
Автоматы торможения...................................
§ 5. Амортизаторы шасси....................................
Жидкостно-газовые амортизаторы...........................
Схема и принцип работы жидкостно-газового амортизатора. . .
Конструкция жипкостно-газовых амортизаторов ..........
Расчет основных параметров жидкостно-газового амортизатора
Жидкостные амортизаторы..................................
197
198
202
202
202
203
204
206
207
207
 208
209
209
211
214
217
236
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Схема и принцип работы жидкостного амортизатора................. 217
Конструкция жидкостного амортизатора............................ 218
Расчет основных параметров жидкостного амортизатора............. 221
§ 6. Особенности конструкции передних опор шасси..................... 222
§ 7. Особенности конструкции хвостовых опор шасси.................... 226
§ 8- Хвостовая предохранительная опора............................... 227
§ 9- Кинематические схемы уборки шасси............................... 227
Схемы уборки основных опор шасси.................................. 227
Схемы уборки передних и хвостовых опор шасси...................... 229
Схемы механизмов убирающегося шасси............................... 230
Список литературы.................................................... 232
Предметный указатель................................................. 233
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В 1984 г. в издательстве ’’Машиностроение” выйдут в свет следующие
книги:
Брусиловский И.В. Аэродинамика осевых вентиляторов. — М..- Машино-
строение, 1984 (IV кв.). - 20 л.
Приведены характеристики решеток профилей и результаты теоретичес-
ких и экспериментальных исследований структуры потока в вентиляторе.
Рассмотрена зависимость аэроакустических свойств от конструктивного
исполнения вентилятора. Показано влияние числа Рейнольдса иа характерис-
тики различных вентиляторов. Рассмотрена совместная работа и представ-
лены методы экономически целесообразного выбора вентиляторов и их ти-
поразмерного ряда.
Для инженеров, занимающихся проектированием и аэродинамическим
расчетом вентиляторов различных систем.
Акопов М.Г., Дудннк М.Н. Расчет и проектирование авиационных сис-
тем индивидуального жизнеобеспечения. — М.: Машиностроение, 1984,
(III кв.) - 17 л.
Представлены современные методы расчета и выбора основных про-
ектных параметров индивидуальных систем обеспечения жизнедеятельности
(ИСОЖ) экипажей самолетов на ранней стадии проектирования. Дана мето-
дика выбора состава систем и их принципиальных схем, расчета физиолого-
гигиенических и функционально-технических требований, конструктивных
параметров отдельных узлов, а также надежности ИСОЖ. Большое внима-
ние уделено алгоритмизации вычислительных процессов, направленной на ав-
томатизацию формализуемых задач проектирования.
Для инженеров, занимающихся проектированием систем жизнеобеспе-
чения.
Гилинский MJW., Лебедев М.Г., Якубов И.Р. Моделирование течений га-
за с ударными волнами. — М.: Машиностроение, 1984 (II кв.) — 15 л.
Изложены методы и результаты численных и аналогового (газогидрав-
лическая аналогия Н.Е.Жуковского) исследований сверхзвуковых стацио-
нарных и нестационарных течений применительно к задачам внешней аэро-
газодннамики. Рассмотрены плоские и осесимметричные задачи взаимодей-
ствия ударных волн с препятствиями. Рассмотрены вопросы практического
применения численных методов и метода гидравлического аналогового мо-
делирования газодинамических явлений в инженерной практике.
Для инженеров-исследователей и конструкторов авиационной техники.
238
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Башкии В.А. Треугольные крылья в гиперзвуковом потоке. — М.: Ма-
шиностроение, 1984 (И кв.). — 11л.
В книге дан анализ картины течения и теплообмена иа поверхности тре-
угольных крыльев с эллиптическим поперечным сечением, обтекаемых ги-
перзвуковым потоком газа при различных углах атаки. Кратко изложены
методы численного решения уравнений Эйлера и Прандтля.
Для инженеров НИИ и КБ. занимающихся аэродинамикой летательных
аппаратов.
Крысин В.Н. Технологическая подготовка авиационного производства.-
М.: Машиностроение, 1984 (IV кв.). — 20 л.
В книге приведены основные положения по организации подготовки
производства новых образцов самолетов, в частности широкофюзеляжных,
и вертолетов. Рассмотрены методы обеспечения высокого качества и надеж-
ности изделия, а также интенсификации производства, сокращения его сро-
ков и снижения материальных затрат.
Для инженеров-технологов конструкторов и организаторов авиацион-
ного производства.
Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффектив-
ность пассажирских самолетов: Справочник. - 2-е изд., перераб. и доп. —
М.: Машиностроение, 1984 (IV кв.). - 40 л.
Содержит формулы, и методы весового проектирования, блок решения
весовых задач иа ЭВМ. Изложены теория весовых расчетов, концепция
коэффициента роста, теория весового планирования и весового контроля,
принципы проектирования конструкций минимальной массы, основные по-
ложения весового анализа, методы расчета центровки и моментов инерции.
Новое издание (1-е нзд. в 2-х т., 1977 г.) переработано и дополнено раз-
делами о методах множественных вычислений н весовых производных, о
топливной эффективности пассажирских самолетов, об управлении цент-
ром масс самолета в полете, о методе индексов для расчета иа ЭВМ цент-
ровки и загрузки самолета.
Для инженеров-проекта ров щи ко в пассажирских самолетов. Может быть
также полезен научным работникам и преподавателям авиационных вузов.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рук*
ИБ № 2427
Октябрь Александрович Гребеньков
КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТОВ
Редактор Н. В. Корже невская
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор М. Ю. Соловьева
Корректор Л. В. Тарасова
Операторьг.И. А. Ляпунова, Ф. Ш. Зайцева
Текст набран на наборно-печатающих автоматах.
Подписано в печать 25-08 83.	Т-15035 .	Формат 6ОХ9О 1/16.
ByMai-a типографская № 2.	Гарнитура Пресс Роман.	Ротапринт.	Усл. печ. л. 15,0.
Уел. кр.-отт. 15,0. Уч.-изд.л. 18,13. Тираж 9000. Заказ 31. Цена 1 р.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство ’’Машиностроение”
107076, Москва, Стромынский пер., 4
Ленинградская типография № 6 Ордена Трудового Красного Знамени Ленинградского
объединения ’’Техническая книга” им. Евгении Соколовой Союзполиграфпрома при
Государственном комитете СССР по делам издательств, полиграфии и книжной торговли
193144, г. Ленинград, ул. Моисеенко, 10.