Конструкция и расчет на прочность авиационных капотов - Стригунов В.М.

Author: Стригунов В.М.

Tags: авиация самолетостроение самолеты авиастроение

Year: 1946

Similar

Расчет на прочность фюзеляжей и герметических кабин самолетов

Конструкция и прочность самолетов

Динамика и расчет на прочность авиационных моторов. Справочник. Часть 2. Расчет на прочность

Сборник задач по конструкции и прочности самолетов

Text

в. М. СТРИГУНОВ

КОНСТРУКЦИЯ
(4 РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
АВИАЦИОННЫХ КАПОТОВ

©БОРОНГИЗ
1946
В. М. СТРИГУНОВ
Г.*
^6*57.5- ОУ
<? <РГ
КОНСТРУКЦИЯ
И РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
АВИАЦИОННЫХ КАПОТОВ
ОБОРОНГИЗ
ГЛАВНАЯ РЕДАКЦИЯ АВИАЦИОННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
МОСКВА 1946
и «rsir-ev
В настоящей книге предлагаются методы расчета на
прочность авиационных капотов на моторы как воз-
душного, так н жидкостно! о охлаждения. Приводятся
теоретические и экспериментальные исследования сило-
вых схем капотов <как оболочек). Излагаются описания
конструкций, аэродинамические нагрузки, расчетные
формулы и графики, численные примеры н некоторые
указания по рациональным конструкциям капотов.
Книга предназначена как пособие для инженеров-
конструкторов и расчетчиков конструкторских бюро
заводов, а также может служить учебным пособием
для студентов старших курсов вузов при изучении
ими курса прочности самолетов и при дипломном про-
ектировании.
ВВЕДЕНИЕ
Несколько лет назад, при незначительных скоростях полета,
вопросам прочности капотов и их креплений к моторам уделя-
лось недостаточно внимания. Такое отношение к прочности ка-
потов сложилось вследствие того, что, во-первых, аэродинами-
ческие нагрузки, действующие на капоты, были незначительны
и, во-вторых, потому, что конструктивные запасы в капоте (как
в обтекателе) вполне обеспечивали достаточную прочность.
Вследствие этих причин примерно до 1939 г. капоты
с точки зрения прочности не вызывали сомнения, и их расчет
на прочность не производили.
За последние годы скорости самолетов сильно возросли. Это
вызвало существенное увеличение аэродинамических нагрузок
на каждый агрегат самолета и особенно на капоты, имеющие
большую кривизну по сравнению с профилем крыла. Аэродина-
мические нагрузки, действующие на капоты современных ско-
ростных самолетов, значительно превзошли конструктивные за-
пасы, имевшиеся в капотах самолетов с незначительными ско-
ростями полета.
Из-за недостаточной прочности капоты иногда разрушались
в полете, причем отдельные части их ударялись о хвостовое
оперение, о крылья, или о фюзеляж, что служило причиной
аварий. Ввиду этого обеспечение прочности капотов и их креп-
лений к моторам стало важнейшей задачей при расчете проч-
ности скоростных самолетов.
В настоящее время приходящиеся на капоты аэродинамиче-
ские нагрузки уже достаточно известны как с качественной, так
и с количественной стороны. Но в литературе еще нет доста-
точно полных материалов о методах расчета на прочность авиа-
ционных капотов ’.
Разработка метода расчета на прочность капотов — весьма
сложная задача. Здесь приходится считаться с тем, что авиа-
ционные капоты отличаются от сплошных оболочек наличием
разрезов и подкреплений, а также тем, что на них действуют
различные аэродинамические нагрузки. Вследствие этого общие
1 В. М. Стригунов, К расчету капотов на прочность. ТВФ №6,
1940 г.
3
принципы расчета оболочек нельзя полностью использовать для
расчета капотов, и возникает необходимость в дополнительных
теоретических и экспериментальных исследованиях силовых
схем капотов, с учетом разнообразия их конструкций и нагру-
Ж(дия.
Все это создает значительные трудности при разработке
единого подхода к расчету на прочность капотов и их крепле-
ний.
Автор ставит себе целью выработать метод, при помощи ко-
торого можно рассчитывать основные типы капотов, применяе-
мых сейчас в самолетостроении.
«*>
ГЛАВА I
ТИПЫ КОНСТРУКЦИЙ АВИАЦИОННЫХ КАПОТОВ
Развитие конструкций капотов на авиационные моторы в
значительной степени было связано с ростом скорости полета
самолетов. Увеличение скорости полета достигалось в основном
двумя путями: созданием улучшенных аэродинамиче'ских форм
самолета и его отдельных агрегатов и непрерывным увеличе-
нием мощности моторов, габариты которых также значительно
увеличивались.
В связи с этим был поставлен воп-
рос о снижении лобового сопротивле-
ния отдельными агрегатами самолета
и, в особенности, уменьшении лобово-
го сопротивления моторов как воздуш-
ного, так и жидкостного охлаждений.
Из первых обтекателей на мото-
рах наиболее удачным был кольцевой
обтекатель, который в дальнейшем
нашел широкое применение. Этот
кольцевой обтекатель был назван по
имени изобретателя—инженера Тау-
ненда—кольцом Тауненда.
КОЛЬЦО ТАУНЕНДА
Кольцо Тауненда представляет со-
бой обтекатель с сечением в виде изог-
нутой пластинки сравнительно неболь-
шой длины по хорде, который устанав-
ливается на звездообразный мотор по-
фиг. 1. Самолет с узким
кольцом Тауненда.
верх головок (фиг. 1). Благодаря постановке на мотор узкого
кольца (хотя большая часть мотора остается все-таки откры-
той) произошло значительное уменьшение лобового сопротивле-
ния (примерно, на 40—50%) и улучшение охлаждения мотора.
Это можно объяснить тем, что поставленное на мотор кольцо-
обтекатель уничтожает вихревой поток, вызванный головками
цилиндров при обтекании, и направляет воздушный поток в
плоскость охлаждающих ребер цилиндров; на фиг. 2 и 3 при-
Фиг. 2. Вихри, образующиеся
при обтекании мотора воздуш-
ного охлаждения без кольца
Тауненда.
Фиг. 3. Схема обтекания мотора
воздушно, о охлаждения с коль-
цом Тауненда.
Фиг. 4. Самолет с широ-
ким кольцом Таунеида.
Фиг. 5. Кольцо Тауненда мно-
гоугольной формы.
Фиг. 6. Самолет с капотом NACA.
ведено, для наглядности, сравнение обтекания воздушным пото-
ком моторов без кольца и с кольцом.
Конструкция кольца Тауненда теперь несколько видоизмени-
лась. Кольцо стало значительно длиннее по хорде и появился
внутренний обтекатель (лист) (фиг. 4).
Крепление кольца осуществлялось также к цилиндрам мо-
тора. Кольцо Тауненда иногда делалось не круглым, а в виде
многоугольника (фиг. 5).
Последние конст-
рукции колец Таунен-
да были очень сходны
по принципу работы и
по форме с капотами
типа NACA (фиг. 6
и 6а).
Фиг. 6а. Схема работы капота NACA.
За последние годы кольцо-обтекатель стало вытесняться ка-
потами NACA
жает лобовое
дение мотора
Фиг. 7. Сечение капота
на мотор воздушного
охлаждения.
по причине того, что этот капот значительно сни-
сопротивление и весьма сильно улучшает охлаж-
по сравнению с кольцом Тауненда. Следует за-
метить, что узкое кольцо Тауненда
имело очень малый вес (9 кг), а капот
NACA имел вес 35 кг.
ТИПЫ КОНСТРУКЦИЙ КАПОТОВ
Здесь приведем описание конструк-
ций капотов на авиамоторы, которые
ранее и в настоящее время применяют-
ся в самолетостроении. Авиационные
капоты делятся на два вида: на капоты
для моторов воздушного охлаждения
и на капоты для моторов жидкостного
охлаждения.
Капоты на моторы воздушного охлаждения в большинстве
случаев являются телом вращения, образованным вращением
Фиг. 8. Поперечные сечения капотов на мотор жидкостного охлаждения,
образующей вокруг горизонтальной оси мотора, и они имеют
круглые поперечные сечения (фиг. 7).
7
Капоты на моторы жидкостного охлаждения не имеют круг-
лой поперечной формы (фиг. 8) и они, следовательно, не
являются телом вращения.
Капоты на моторы воздушного охлаждения
Конструктивные схемы капотов на моторы воздушного
охлаждения в основном бывают двух типов: капот с юбкой
(фиг. 9) и капот с жалюзи (фиг. 10). Иногда капот имеет и
жалюзи и юбку.
Капот с юбкой
Капот с юбкой состоит из переднего кольца, средней части
и юбки (фиг. 9).
Переднее кольцо бывает как цельным, так и разъемным
(фиг. 11 и 12). Цельное переднее кольцо состоит из двух кри-
волинейных листов (оболочек) толщиной каждый 1 мм, между
Фиг. 9. Капот с юбкой.
которыми ставятся продольные диафрагмы (фиг. 13). Диаметр
наружного кольца равен /Эн>р =1320 мм, а внутреннего — DB„ —
= 1200 мм. Продольные диафрагмы и кольцевой профиль при-
дают кольцу значительную жесткость. Расстояние между диа-
фрагмами принимают Ь=290—300 мм. Разъемное переднее
кольцо состоит в большинстве случаев из трех отдельных сек-
торов, которые связаны между собой специальными замками
(фиг. 12).
На> скоростных самолетах чаще всего переднее кольцо ка-
пота делают цельножестким.
Средняя часть капота с юбкой всегда бывает разъемной; у
большинства капотов она состоит из трех или четырех отдель-
ных секторов (крышек), которые соединяются между собой
специальными замками.
Отдельные секторы (крышки) средней части подкрепляются
кольцевыми и продольными профилями с целью придания им
жесткости. Профили ставятся как открытого, так и закрытого
типов.
Юбка капота ставится за средней частью и к ней же она
крепится (см. фиг. 9). Конструктивно она состоит из листа, под-
8
Фиг. 10. Капот с жалюзи.
Фиг. 12. Переднее кольцо разъ- Фиг. 13. Сечение переднего коль-
емное. иа капота.
О
fTofi-A
S оМкрыдюм положении
Шлильксс ji ‘ Лилька
Передняя собачка)'"/ / Задняя coSavka
Защел/.а janka gCb щдрццра замка
йцсгл камса на зализе
Фиг. 14а. Винтовой замок капота.
Фиг. 14. Натяжной замок капота.
D
Фиг. 146. Замок капота типа задвижки.
10
Фиг. 14г.
Фиг. 14д. Замок типа Дзус.
11
крепленного ребрами жесткости, или из двух листов, между
которыми имеются продольные диафрагмы. Юбка может откры-
ваться и закрываться специальным управлением, регулируя вы-
ход воздуха из капота, связанного с охлаждением мотора.
Капот с жалюзи
Капот с жалюзи состоит из переднего кольца и задней части
(см. фиг. 10). Переднее кольцо также бывает цельным и разъ-
емным. Перед передним кольцом ставятся жалюзи, которые ли-
Поа-а
По Ъ-Ъ
и >|1ГН
Фиг. 15. Общий вид капота на мотор воздушного охлаждения.
бо крепятся самостоятельно к мотору, либо они крепятся жестко
к переднему кольцу. При помощи жалюзи регулируется вход
воздуха через специальные окна в капот (см. фиг. 10), что не-
- обходимо для охлаждения мотора*. Окна жалюзи капота могут
быть закрыты или открыты специальными заслонками.
Задняя часть (средняя часть) капота с жалюзи состоит так-
же из нескольких крышек, которые связаны между собой спе-
циальными замками. Конструкция замков для крепления кры-
шек между собой и крепления самого капота к жесткому кар-
касу осуществляется весьма разнообразно.
12
На фигурах 14, 14а и 146 изображены три типа замков (на-
тяжной, в виде задвижки и винтовой), при открытии которых
требуется только отвертка, кроме замка задвижки; последний
не требует даже и отвертки. На фиг. 14в, 14г и 14д приведены
еще три типа замков. Больше всего в практике применяются
замки типа Дзус.
Капоты при помощи узлов крепятся к специальным шпиль-
кам мотора. Крепление капотов к мотору бывает различным.
В большинстве случаев переднее кольцо крепится самостоя-
тельно к мотору (см. фиг. 15а). Узлы крепления ставятся та-
Фиг. 15а. Переднее кольцо капота на мотор воздушного охлаждения.
ким образом, чтобы воспринять горизонтальную составляющую,
направленную по полету, и радиальную составляющую; за по-
следнее время на скоростных самолетах переднее кольцо стали
делать более длинным и плавным, с целью уменьшения аэро-
динамических нагрузок.
Приведем подробное описание конструкций двух типов со-
временных капотов на моторы воздушного охлаждения.
1-й тип капота. Капот, приведенный на фиг. 15, состоит из
переднего жесткого кольца, средней цилиндрической и задней
частей (юбки).
Переднее кольцо (фиг. 15а) выполнено из двух дур-
алюминовых листов (оболочек): наружный лист толщиною
13
1 мм и внутренний — 0,8 jh.w. Длина хорды переднего кольца
равна Ьк =400 мм. Максимальный диаметр наружного кольца
равен D,IBP = 1350 мм и максимальный диаметр внутреннего
кольца Ьвп = 1280 мм. Между двумя кольцевыми оболочками
щиты мшзд
поставлено двенадцать нер-
вюр (диафрагм) по длине
хорды. В сечениях, где под-
ходят узлы, поставлены
профили закрытого типа,
которые прикреплены к обо-
лочкам двумя рядами зак-
лепок; в остальных сече-
ниях эти нервюры состоят
из профилей открытого ти-
па. Между двумя кольце-
выми оболочками поставлен
кольцевой Профиль двутав-
рового сечения, в стенке
которого сделаны отверстия
с отбортовкой.
Переднее кольцо само-
стоятельно крепится к мо-
тору на девяти узлах, из
них пять узлов крепятся
к переднему ряду цилинд-
ров, а остальные четыре
узла — к другим шпилькам
цилиндра мотора.
Средняя цилиндри-
ческая часть состоит
из четырех крышек: из них—
две боковые, одна—верхняя
и одна—нижняя (фиг. 156).
Толщина дуралюминового
листа каждой крышки рав-
на 1,0 мм. Каждая крышка
подкреплена четырьмя коль-
цевыми профилями закры-
того типа с толщиной стен-
ки 1,5 лои и двумя горизон-
тальными профилями тако-
го же типа. Эти профили
придают каждой крышке
достаточную жесткость и
прочность.
Расстояние между кольцевыми профилями составляет 1=
=290—300 мм. Крышки между собой крепятся шестнадцатью
замками и они образуют замкнутый цилиндр (оболочку), т. е
14
Фиг. 16. Общий вид капота на мотор воздушного охлаждения.
15

каждые две крышки соединены между собой четырьмя зам-
ками.
Средняя часть крепится с одной стороны к опорному заднему
шпангоуту через посредство узлов, а с другой — примыкает к
пазу переднего кольца, а затем ставится стальная лента, кото-
рая прижимает переднее кольцо и среднюю часть. Для ленты
имеется специальный' выступ. 1
Задняя часть—юбка (см. фиг. 15) изготовлена из дуралю-
минового листа толщиной 1,5 мм, который подкреплен ребрами
жесткости, т. е. профилями открытого типа. Юбка состоит из
боковой профиль
ЗкО
я Ji
Лист fUecmk.
» f <>|
с
Замок
290
ф ф ф ♦ ♦
|Ф
II
1Г*1
Окантовка
Заклепки
г ОкантовИн.
* уголок
ь! ф ф ф-?-4- 4 I
Фиг. 16а. Вид боковой крышки капота.

о
Шомпол
f

&
Л
+
двенадцати штук лепестков (щитков). Юбка крепится на шар-
нирах к средней цилиндрической части и управляется специаль-
ным управлением наподобие любого щитка на крыле.
Заклепочные швы применены на капоте как двушовные, так
и одношовные с шагом заклепок, равным #=30—35 мм.
2-й тип капота. На самолете «Фокке-Вульф» применен коль-
цевой капот типа NACA. Конструктивно он делится на три основ-
ные части: переднее кольцо, среднюю цилиндрическую и зад-
нюю части (фиг. 16).
Переднее кольцо с наружным диаметром D—1320 мм
состоит из двух штампованных из броневой стали колец (ли-
16
сто®), толщина которых равна: наружного — 5 мм и внутрен-
него — 4 лои. Внутри переднего кольца установлены масляный
радиатор и масляный бак. Жесткое переднее кольцо крепится
к цилиндрам переднего ряда двенадцатью узлами (кронштей-
нами) с упругими втулками, установленными на масляном баке.
Средняя часть состоит из семи легкосъемных отдель-
ных крышек с толщиной дуралюминового листа 1 мм. Для при-
дания жесткости крышкам последние подкрепляются кольцевы-
ми профилями и окантовочными горизонтальными профилями.
Кольцевые профили поставлены друг от друга на расстоянии
Фиг. 17. Капот на звездообразный мотор воздушного охлаждения.
Самолет „Иотез 662*:
7—переднее кольцо; 2—цилиндрическая часть; 3— юбка; 4—всасывающий патрубок;
5—смотровые лючки.
7=260—340 мм (фиг. 16а). Каждые две соседние крышки кре-
пятся между собой на четырех замках. Кроме того, боковые и
нижние крышки соединены на петлях с боковинами и могут
легко откидываться для свободного подхода к деталям мотора
. и удерживаются на тросах.
Задняя часть капота состоит из трех отдельных кры-
шек: двух боковых и одной верхней. Эти три крышки могут
также откидываться и дают возможность свободного доступа
к мотору (см. фиг. 16). Следует отметить, что конструкция
замков применена трех типов: винтовой тип задвижки и _
натяжной тип (см. фиг. 14, 14а и 146). КивгснТй Институт
2—В. М. Стригунов.
17*
’ 4
Капот MepcbefnmkPhifffi
Капт Мерсье(гакрып)
Фиг. 18. Капот типа Мерсье
на самолет „Leo-45":
7—переднее подвижное кольцо, при
похоти которого регулируется вы-
ходная щель: 2—неподвижная часть
капота; 3— щель для выхода воздуха;
4-всасыв ющий патрубок.
)
Фиг. 18а. Схема работы капота
Мерсье.
Фиг. 19. Капот на мотор
воздушного охлажде-
ния самолета Бристоль
,Блекхейм“.
Произведено бронирование капота для защиты мотора,
масляного бака и масляного радиатора. Кроме того, представ-
ляет большой интерес использование системы Мерсье для
охлаждения мотора, масляного радиатора и масляного бака.
Для большей наглядности приводим без описания ряд ти-
пов капотов на моторы воздушного охлаждения.
На фиг. 17 приведен капот звездообразного мотора воздуш-
ного охлаждения самолета «Потез 662». На фиг. 18 показан
капот звездообразного мотора воздушного охлаждения само-
лета «Лео-45» с регулируемой передней выходной щелью;
схема работы капота Мерсье показана на фиг. 18а. На фиг. 19
показан капот на мотор воздушного охлаждения самолета
«Блекхейм».
Капоты на моторы жидкостного охлаждения
Схема капотов на моторы жидкостного охлаждения имеет-
ся в основном одна. Ка'пот состоит обычно из передней, сред-
ней и задней частей (фиг. 20). Иногда капот задней части не
имеет.
Конструктивное выполнение капотов на моторы жидкостно-
го охлаждения бывает также весьма различное. Поэтому огра
Фиг. 20. Капот на мотор жидкостного охлаждения.
ничимся кратким описанием только двух типовых современ-
ных капотов; первый капот имеет жесткий каркас, а другой
жесткого каркаса не имеет.
1-й капот состоит из передней, средней и задней частей,
общий вид и поперечное сечение.которого показаны на фиг. 21.
Капот имеет отдельно жесткий каркас, образованный попе-
речными сильными шпангоутами и горизонтальными профилями
(фиг. 21а). Шпангоуты и профили связаны между собой бол-
товыми соединениями, т. е. весь каркас при необходимости
может быть разобран. Каркас капота крепится к моторной
раме на специальных кронштейнах, которые изготовлены из
листового материала.
2*
19
Сама оболочка капота состоит из двенадцати съемных кры-
шек, большинство из них изготовлено из листового дуралю-
мина толщиной 1 мм. Крышки, находящиеся вблизи выхлоп-
ных патрубков, изготовлены из листовой нержавеющей стали
Фиг. 21. Общий вид капота на мотор жидкостного охлаждения.
толщиной 0,8 мм. Крышки средней и задней частей крепятся
к жесткому каркасу посредством большого количества замков
типа Дзус с шагом замков, равным 1= 140 мм. Передняя часть
представляет собой жесткое кольцо, которое крепится к шпан-
гоутам и горизонтальным профилям.
2-й капот состоит из переднего кольца, средней и задней
частей, общий вид и поперечное сечение которого приведены
на фиг. 22. Капот не имеет отдельного жесткого каркаса.
зо
Открытое положение
Фиг. 22. Общий вид капота па мотор жидкостного охлаждения.
21
Переднее жесткое кольцо капота крепится к носку картера
мотора и горизонтальным профилям; оно несъемное.
Профиль
Фиг. 22а. Вид верхней крышки капота.
Средняя часть капота состоит из трех жестких крышек:
двух верхних и одной нижней, которые изготовлены из листа-
Фиг. 23. Капот-обтекатель на мотор водяного охлаждения самолета
„Хейнкель*.
вого дуралюмина толщиной 1 мм. Для придания достаточной
жесткости и прочности крышки подкреплены как продольными,
так и поперечными профилями (фиг. 22а). Основные крышки
22
Фиг. 24. Капот на мотор водяного ох-
лаждения самолета „Дорнье-17“. В кон-
струкцию капота включен туннельный
радиатор.
жидкостного охлаждения самолета
несъемные; они крепятся на замках; при открытии замков
крышки остаются на шарнирах и удерживаются упорами (см.
фиг. 22).
Задняя часть состоит
из четырех крышек: из
них нижняя и верхняя —
несъемные и две боко-
вые—съемные. Все крыш-
ки крепятся к задней
раме и горизонтальным
профилям.
Следовательно, капот
крепится к моторной ра-
ме, носку картера мото-
ра и противопожарной
перегородке.
Кроме того, для наг-
лядности, природам без
описания три капота на
моторы жидкостного ох-
лаждения. На фиг. 23 по-
казан капот на мотор
«Хейнкель». На фиг. 24 приведен капот на мотор жидкостного
охлаждения самолета «Дорнье-17», в конструкцию которого
i 2 3 t
Фиг. 25. Капот на мотор жидкостного охлаждения
с лобовым радиатором на самолете „Юнкере-88*.
/—переднее кольцо; 2— юбка; 3—крышки обтекателя; 4—выхлоп-
ные патрубки; 5—радиатор.
включен туннельный радиатор. На фиг. 25 показан капот на
мотор жидкостного охлаждения самолета «Юнкерс-88» с лобо-
вым радиатором. Последний капот отличается тем, что он не
имеет средней части.
ГЛ АВ Л II
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ
НА КАПО ГЫ АВИАМОТОРОВ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ, ПОЛУЧЕННЫЕ ПРИ ПРОДУВКАХ
КАПОТОВ
Рассмотрим кратко аэродинамические нагрузки, которые
действуют на авиационные капоты. Это позволит лучше пред-
ставить работу силовых схем капотов. Профиль капота подо-
бен профилю крыла и обтекается воздушным потоком на ре-
жимах-, соответствующих большим углам атаки крыла.
Профиль капота на мотор воздушного охлаждения имеет
большую кривизну по сравнению с профилем крыла (фиг. 26).
Это приводит к тому, что даже на
сравнительно небольших скоро-
стях полета (450—550 км/час) ме-
стные скорости воздушного потока,
обтекающего профиль капота, до-
стигают на его передней кромке
критического значения (наступает
волновой кризис). В тот момент,
когда местные скорости воздушно-
го потока, обтекающего капот, до-
стигают скоростей, равных скоро-
сти звука (1200 км/час), нарушает-
ся закономерность разрежения на
поверхности капота, которое имело
место в дозвуковой области. На фиг. 27 графически показано
возникновение скачков уплотнения на передней кромке профи-
лей капотов.
Действительные капоты испытывались в аэродинамической
трубе и в натуре при дренаже самолетов как у нас, так и за
рубежом только при скоростях 160—400 км/час.
Кроме того, имеются еще результаты продувок небольших
моделей капотов, которые были испытаны в аэродинамической
трубе больших скоростей 1 с диаметром в 100 мм при числе
1 Кантер П. М., Результат испытания 49 моделей капотов в трубе
больших скоростей. Труды ЦАГИ, вып. № 519, 1940 г.
профиль hanomd
Фиг. 26. Профили капота и
крыла.
24
25
Маха порядка Ма=0,65—0,8; при этих скоростях местные ско-
рости воздушного потока, обтекающего модели-капоты, дости-
гали звуковых и сверхзвуковых скоростей (см. скачки уплот-
нения на профилях фиг. 27). В нашем распоряжении имеются
результаты продувок действительных капотов при небольших
Фиг. 28. Аэродинамические нагрузки, действующие на профили капота
в зависимости от кривизны профиля.
скоростях, указанные выше; эти результаты продувок имеют
практический интерес.
На фиг. 28 показаны изменения аэродинамических нагру-
зок при различной форме передней части профилей капотов,
применительно к капотам на моторы воздушного охлаждения,
26
а на фиг. 29 приведены изменения нагрузок на задней части
капотов при различном положении юбки. Эти результаты про-
дувок получены при скоростях 160 км/час. На фиг. 30 показан
характер распределения аэродинамических нагрузок на перед-
ней части капотов на моторы воздушного охлаждения, полу-
ченных при скоростях примерно 350—400 км/час. Как видим
из приведенных фиг. 28 и 30, величина аэродинамических на-
грузок зависит от кривизны профиля; чем больше кривизна
профиля, тем больше получается величина нагрузки на перед-
Фиг. 29. Аэродинамические
нагрузки, возникающие на
задних кромках капота при
различных положениях
юбки.
нем кольце капота.
Следовательно, для капотов с более плавной формой аэро-
динамические нагрузки получаются минимальные. Из фиг. 29
видим, что при различном отклоне-
нии юбки появляются местные пики
нагрузок перед юбкой и над ней.
Таким образом распределение аэро-
динамической нагрузки для капотов
на мо горы воздушного охлаждения
может быть изображено так, как это
сделано на фиг. 31 и 32. Из фиг. 31
видно, что максимальное разрежение
действует на переднее кольцо капо-
та, затем оно резко падает и остает-
ся приблизительно постоянным по
длине цилиндрической части и юбки,
находящейся в открытом положении.
Давление по внутренней поверхности
капота резко падает только за мото-
ром. Если юбка капота находится
в закрытом положении, то распреде-
ление аэродинамических нагрузок по
наружной и внутренней поверхностям
по длине капота будет несколько
иным (фиг. 32), в этом случае разре-
жение по внешней поверхности остает-
ся тем же, что и при открытой юбке,
за исключением участка, занимаемого
юбкой, где за счет изменения кривиз-
ны профиля будет некоторое уве-
личение разрежения. Давление же
по внутренней поверхности будет иным
открытой юбке, и равным динамическому давлению (скорост-
ному напору). Возможно, что за счет только негерметичности
капота и с закрытой юбкой давление за мотором может быть
Меньшим, чем динамическое; но все-таки значительно большим,
чем для случаев с открытой юбкой.
Теперь приведем аэродинамические нагрузки, полученные
при продувке капотов на моторы жидкостного охлаждения
(фиг. 33). Из фиг. 33 видим, что вследствие плавности формы
нем. фиг. 32), чем при
27
Фиг. 30. Аэродинамические нагрузки, действующие на профили капотов.
Стах max
I
Переднее кольцо
Фиг. 31. Аэродинамические нагрузки, действующие на про-
филь капота прч открытой юбке.
Разрешение по внешней
поверхности
Ювна
OJQ max max
Средняя vacть налети
Давление по внутренней
поверхнос,
28
Фиг. 32. Аэродинамические нагрузки, действующие
на профиль капота при закрытой юбке.
Фиг. 33. Аэродинамические нагрузки, возникающие на капотах
мотора жидкостного охлаждения.
29
профилей капотов на моторы жидкостного охлаждения аэроди-
намические нагрузки, действующие на внешнюю поверхность,
получились значительно меньшими по сравнению с капотами
на моторы воздушного охлаждения. Для некоторых капотов на
моторы жидкостного охлаждения эти нагрузки получились в
3—5 раз меньше, чем для капотов на моторы воздушного
охлаждения
Фиг. 34. Распределение аэродинамической нагрузки на капот
при различных углах атаки.
Для внутреннего давления могут быть два случая: 1) когда
внутри капота имеется радиатор и 2) когда радиатора внутри
капота не имеется.
В первом случае характер обтекания профиля капота бу-
дет сходным с капотом на мотор с воздушным охлаждением
(см. фиг. 31). Во втором случае (если капот не имеет спе-
циальных отверстий или щелей, фиг. 34) имеется только внеш-
нее обтекание капота.
ВОЗМОЖНЫЕ СЛУЧАИ НАГРУЖЕНИЯ КАПОТОВ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ НАГРУЗКАМИ
Аэродинамические нагрузки, приведенные выше и получен-
ные при испытаниях капотов в нескоростных трубах или при
дренаже при Ма~0,25—0,35, отличаются по величине от дей-
ствительных нагрузок, возникающих на капотах при макси-
мальных скоростях полета, при числе Маха Ма~0,65—0,85.
Для получения действительных аэродинамических нагрузок
на капоты и их элементы следует пересчитать аэродинамиче-
ские продувки, полученные в трубах, на скорость, соответст-
вующую Qmax шах (динамическому давлению), и учесть
поправку на сжимаемость воздуха. Так как профиль капота
имеет значительную кривизну, то местные скорости воздушного
потока достигают на передней кромке (переднее кольцо) ско-
рости звука 1200 км]час, примерно, при скоростях полета
500—600 км]час, что соответствует ЛГа=0,41—0,5.
30
Возможные случаи нагружения капота
Рассмотрим, какие случаи аэродинамических нагрузок на
капоты имеются в эксплоатации самолетов. В эксплоатапии
имеется очень много случаев нагружения капотов, но в расчет-
ной практике выбираются такие из всех возможных (мини-
мум случаев), которые давали бы наибольшие нагрузки и тем
самым определяли бы прочность всего капота и его креплений
к мотору. Наибольший интерес представляют только четыре
случая, учитывающие полеты при максимальных скоростях и
маневрах самолета.
При определении аэродинамических нагрузок на капоты и
их элементы следует учитывать как разрежение, действующее
по наружной поверхности, так и давление, действующее по
внутренней поверхности (см. фиг. 31 и 32).
Симметричное нагружение (пикирование)
а) Капоты на мотор воздушного охлаждения
Если самолет пикирует, то капот на мотор воздушного
охлаждения будет обтекаться воздушным потоком симметрич-
но, и аэродинамические нагрузки будут также действовать
симметрично в любом попе-
речном сечении (фиг. 35), по-
казанном сплошной линией.
При распределении аэродина-
мической нагрузки по хорде
капота следует рассматривать
два случая:
Случай открытой юб-
к и. Изменение аэродинами-
ческой нагрузки по длине
хорды капота изображено на
фиг. 31, где показан характер
разрешения по наружной по-
верхности и давления по внут-
ренней поверхности, причем
постоянное давление, равное
Фиг. 35.
<7max шах действует только до
1-го ряда цилиндров, а затем
ОНО падает ДО 0,1!—0,5 <7max max.
Случай в а к рытой юбки. Изменение аэродинами-
ческой нагрузки по длине хорды капота изображено на фиг. 32,
из которой видно, что внутреннее давление остается почти по-
стоянным по всей длине и равным ?max max при наличии
хорошей герметичности между юбкой и фюзеляжем. Кроме
того, появился пик над самой юбкой.
31
г
б) Капоты на мотор жидкостного охлаждения
При этом случае капот на мотор жидкостного охлаждения
будет обтекаться при симметричном сечении симметрично
(фиг. 36), а при несимметричном сечении — несимметрично
(фиг. 37).
Что касается изменения аэродинамической нагрузки по дли-
не хорды капота, то здесь также следует рассматривать два
случая.
Несимметричное
Фиг. 37,
Имеется внутреннее протекание воздуха
(лобовой радиатор и т. п.). В этом случае изменение
аэродинамической нагрузки по наружной поверхности будет
аналогичным с капотом воздушного охлаждения при случае
открытой юбки (см. фиг. 31), за исключением самих величин
нагрузок, а по внутренней поверхности действует давление,
раВНОе ^max шах (динамическому давлению), аналогично
случаю капота воздушного охлаждения при случае закрытой
юбки (см. фиг. 32).
Не имеется внутреннего протекания воз-
духа. В этом случае обтекание воздушного потока по длине
хорды имеется только по наружной поверхности и оно сходно
с обтеканием воздушного капота при случае открытой юбки,
за исключением самих величин нагрузок (см. фиг. 31).
Что же касается внутреннего давления, то хотя здесь и не
.имеется протекания, оно принимается равным 0,16—0,2 qmax max*
Несимметричное нагружение (выход из пикирования)
Если самолет выходит из пикирования, то в этом случае ка-
поты на моторы воздушного охлаждения и жидкостного
охлаждения будут обтекаться несимметрично и соответственно
аэродинамические нагрузки будут возникать на них также
32
несимметричные, как показано пунктирными линиями на
фиг. 35 и 37. Изменение же аэродинамических нагрузок по
длине хорды капотов будет аналогичным изменению при пер-
вом случае пикирования.
а) Случай полета на спине
Этот случай аналогичен со случаем выхода из пикирования.
Отличие заключается только в том, что здесь нагрузки возни-
кают несколько меньшие по величине,
например, вместо max их следует
ПрИНИМаТЬ раВНЫМИ 0,7 0,8 ^шахтах.
б) Случай полета со скольже-
нием
В данном случае изменение макси-
мальных нагрузок по поперечному се-
чению и по длине хорды капота будет
аналогичным со случаем выхода из пи-
кирования. Различие заключается толь-
ко в том, что в случае выхода из пики-
Несимметриуное
рования максимальные нагрузки получи- Фиг. 38.
лись по вертикальной оси, а в этом слу-
чае — по горизонтальной (фиг. 38).
Примечание Пр i отсутствии аэродинамических продувок на ка-
поты нагружи следует определять по нормам прочности.
Для определения расчетной нагрузки для всех элементов
капота коэфициент безопасности берется /х= 1,84-2,0, а для уз-
лов крепления капота к цилиндрам мотора или к жесткому
каркасу коэфициент безопасности следует брать равным
/.= 1,25/,=2,254-2,5.
3-в. М. Стригунов.
ГЛАВА III
ИССЛЕДОВАНИЕ РАБОТЫ И РАСЧЕТ ЭЛЕМЕНТОВ
КАПОТОВ
Прежде чем приводить метод расчета авиационных капотов
на прочность, вначале рассмотрим кратко работу отдельных
элементов капота и приведем для них расчетные формулы для
определения напряжений, так как расчет на прочность капотов
в основном будет базироваться на этих исследованиях.
ИССЛЕДОВАНИЕ РАБОТЫ И РАСЧЕТ ЭЛЕМЕНТОВ КАПОТОВ
НА МОТОРЫ ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Известно, что капот на моторы воздушного охлаждения
имеет форму тела вращения. Телом вращения называется по-
верхность, образованная вращением образующей вокруг неко-
торой оси; так, например, поверхность капота образованна вра-
щением образующей вокруг горизонтальной оси мотора.
При определении напряжений и деформаций в оболочке
(листе) капота принимаем следующие основные допущения:
1) Ввиду незначительной толщины оболочки капота нор-
мальные напряжения в направлении, перпендикулярном к се-
рединной поверхности, не учитываем.
2) Относительно деформаций принимаем, что точки, нахо-
дящиеся до деформации на перпендикуляре к срединной по-
верхности, и после деформации будут также находиться на
прямой, перпендикулярной к деформированной срединной по-
верхности листа.
3) Ввиду незначительности толщины стенки принимаем, что
напряжения распределяются по толщине листа капота равно-
мерно.
4) Поскольку толщины оболочек капотов не превышают
0,8—1,2 мм, то при расчете их применим теорию безмоментной
оболочки для определения нормальных напряжений (растяже-
ния).
34
Расчетные формулы для определения напряжений
в оболочке капота
Возьмем неподкрепленную оболочку, имеющую форму тел^
вращения, и нагрузим ее постоянным внутренним давлением
(фиг. 39). Вырежем из оболочки малый элемент (фиг. 40, а,
б, в, г) двумя меридиальными сечениями и двумя сечениями,
перпендикулярными к оси вращения, и рассмотрим его равно-
весие под внутренними и внешними силами. В нашем случае
напряжения Oj и с2 будут являться главными напряжениями;
так как внешние силы (Р) не имеют составляющих к стенке
оболочки, то на боковых гранях элемента не будет возникать
касательных напряжений.
Ввиду того, что нам неизвестны два главных напряжения
о, (меридиальное) и а2 (радиальное), то для их определения
мы должны составить два условия равновесия, в которые
должны войти оба эти напряжения. Первое условие равнове-
сия напишем на направлении нормали к поверхности элемента
оболочки, т. е. на направлении действия внешней силы Р. Вто-
рое условие равновесия составим на направление касательной
к образующей (меридиану) оболочке. В последнем случае усло-
вие равновесия должно быть написано только через внутрен-
ние силы, так как внешняя сила перпендикулярна к поверх-
ности элемента и касательной составляющей не дает.
Первое условие равновесия на направление внутренней нор-
мали к поверхности элемента напишется в таком виде:
(°3-|-doj) dSi + GjOt/Sj • dy • sin 0 — P
Или
/ dS.’ -p dS,\
(1 )
(dS. + dS.\
-----— I dS2 = 0. (1 *)
Поскольку второй член слева в уравнении (1") представляет
бесконечно малую величину третьего порядка по сравнению с
з»
35
другими членами, то, ограничиваясь малыми величинами второго
порядка, им можно будет пренебречь и, кроме того, принимая,
что dS{ х dSlt и подставив вместо углов dA и d® их значения
через дуги и радиусы, тогда уравнение (1") можно написать
так:
c2S + c^dS, ~г - PdSr • dS2 = 0. (Г")
г)
Фиг. 40. Вырезанный элемент мембранной оболочки, на котором показаны
геометрические зависимости.
Далее, поделив на произведение (dS^dSfi) каждый член,
окончательно получим:
°2 | °1 Р
(1)
/?2 Р\
В приводимых формулах:
са — главное напряжение растяжения вдоль образующей
(меридиана);
36
аг — главное напряжение растяжения (радиальное на-
пряжение);
о — толщина оболочки;
R2— главный радиус кривизны меридиальной кривой;
— главный радиус кривизны радиальной кривой;
Р — внутреннее давление, действующее на единицу пло-
щади оболочки;
f/t) и ф — углы между сечениями, ограничивающими малый
выделенный элемент, которые соответственно будут:
= и dcp==d5L = dSL>
Z?2 т Ri sin О
(a.2 + do2')^dS,l — растягивающее усилие, действующее по грани
аб-,
o.pdSi — растягивающее усилие \ действующее по гра-
ни вг;
c^dS2 — растягивающее усилие, действующее по гра-
ням аг и бв.
Составим второе условие равновесия на направление каса-
тельной к меридиану (образующей). При перемещении по об-
разующей на dS2 получим приращения меридиального напря-
жения dc2 (фиг. 40, г).
Разность сил, действующих по направлению касательной
к меридиальной кривой (образующей) по двум граням ав и
вг, будет:
(а2 + cfa2) ScZS' — a2ZdS1 — cjjdrdy + dc2d'jfir+Мз2 • dr df, (a)
где
dS{ = (r~h dr) do и dSx — rdy.
В правой части выражения (а) имеются как члены второго
порядка, так и член третьего порядка, которым по малости
можно пренебречь.
Тогда выражение (а) напишется так:
(о2 + da2) vdS[ — a/jdSi = ocf? (p2dr + rd a J = Sd ?d (з2 • r). (6)
Теперь возьмем проекцию силы 3jSdS2, действующей по
грани вб, на направление радиуса параллельного круга
(фиг. 406), величина которой будет:
ofidS2d-f = afi.dS2 (в)
Далее, разлагая эту проекцию силы (в) по направлению
нормали к поверхности элемента и по направлению касатель-
1 Здесь принято, что усилие действующее на грани гв, сов-
падает с направлением касательной к меридиальной кривой, а уси-
лие Oi6dS2, действующее на грани га, совпадает с касательной к парал-
лельному кругу.
37
ной к внутренней нормали в сторону уменьшения угла 4
(фиг. 405), будем иметь:
(г)
и
c1idS1 cos & = ajBdydS2 cos &. (д)
Тогда второе условие равновесия при учете выражений (а)
и (д) напишется в таком виде:
Scfrp d (с2 • г) — dS2 cos & = 0, (21)
где
dS2^R2db.
d(c г)—!—
4 i ’ d&
~ RzRi — °2Ri 'j cos & sin &. (2Ш)
Разделив каждый член уравнения (21) на Му и подставив
вместо dS2 его значение, получим:
^(°г • r) ~ = «IRz cos &. (2П)
Подставив в (2я) вместо ctR2 его значение из формулы (1)
и умножая обе части на sin&, будем иметь:
sin&^=
Далее, заменив Rt через rsinft, выражение (21Л) в развер-
нутом виде напишем еще так:
sin 0 , . sin 0 j . о Р п п
г • — dc8 + а2 —- dr + го3 cos & = — R2r cos &. (2IV)
uv du о
Как видим, левая часть выражения (21V) является произ-
водной выражения a2rsin& по dU. Поэтому его можно на-
писать короче в таком виде:
(а2г sin &) = rR2 cos &, (2V )
flu о
где
/• = ^1sln&; dr — Rx cos& • db.
Выражение (2V) перепишем еще так:
d (c2r sin &) — — rdr (2VI)
В
или
38
После интегрирования окончательно получим:
о2 г sin 9 — (a2r sin &)0 = (г2 — г2). (2)
Таким образом по формулам (1) и (2) в оболочке можно
определить оба напряжения — Cj и с2.
Если теперь мы умножим обе части формулы (2) на 2ло,
то получим:
o,r2uS sin & — (о22те8 sin &)0 = Рг. (г2 — г2). (3)
Из анализа формулы (3) видим, что она дает равновесие
кольца, вырезанного из всей оболочки двумя параллельными
кругами с радиусами г и г0, которые соответствуют значениям
& и &0.
В левой части формулы (3) написана разность меридиаль-
ных усилий, действующих на двух параллельных кругах, а в
правой части написана часть полного внутреннего усилия, дей-
ствующего на, это кольцо оболочки.
Если оболочка смыкается в точке О (фиг. 40а) при &о=0,
то в выражениях (2) и (3) члены (о.2-гго sin О)о и г0 будут
равны нулю, и формула (2) перепишется в таком виде:
Рг
а2 —-------
28 sin 0
ИЛИ
°2
25
(2а)
Подставив в формулу (1) вместо о2 его значение из (2а),
получим формулу для определения а х.
’=-^й-(‘-^)- <4>
о \ J
Из анализа формулы (4) видим, что при J?i=2/?2 напряже-
ние Gj обращается в нуль. Это имеет место в отдельных точ-
ках оболочки, в которых напряжение меняет свой знак, т. е.,
когда оно переходит с растяжения на сжатие.
Расчетные формулы для определения напряжения в листе
средней части капота
Из формулы (1) можно получить ряд частных формул.
Для цилиндрической части капота при /?2 = °0 формула (1)
напишется в таком виде:
где Rx — радиус цилиндрической части капота.
39
Если средняя часть капота имеет коническое сужение, то
меридиальный радиус также равен R2= ое, а радиус Rt ко-
нусной части выразится так (фиг. 41):
cos а
(6)
Подставив в формулу (5) значение из формулы (6), по-
лучим:
Р г
в COS а ’
(П
где г — радиус круга любого поперечного сечения конической
средней части капота и
а — угол наклона образующей конуса с горизонтальной
осью х.
Как видно из формулы (7), величины Р, 8 и а являются
постоянными для средней части капота, а напряжение о, за-
висит только от г. Что касается напряжения о 2, то оно также
будет иметь место в конической средней части капота; это на-
пряжение можно определить из следующего равенства:
a2 COS а2~гЗ = Pit [г2 — г£],
(81)
откуда
°2 =-------------
26 cos а
(8)
М)
Особые точки на образующей капота
Рассмотрим случаи, когда капот состоит из двух тел вра-
щения, например, цилиндрическая часть и эллиптическое коль-
цо; в этом случае образующая (кривая) капота будет иметь
некоторые особенности (в смысле разрывности). В сечении пе-
Фиг. 42. Местные напряжения от изгиба, возникающие в сечениях перехода
от цилиндрической части в эллиптическую.
рехода от цилиндрической части к переднему кольцу кривизна
образующей испытывает скачок. Если подходить с обеих сто-
рон к точке В (фиг. 42а), то по формуле (4) будем иметь два
значения для ох:
Скачок напряжений , можно написать как разность этих
напряжений:
°Х-°1 =
pR2 Г 1
2® LrT
1
(9)
41
При переходе цилиндрической части в переднее эллиптиче-
ское кольцо имеем = 0; вследствие этого получаем значи-
тельный скачок напряжений. В действительности же такой
скачок возникнуть не может, благодаря тому, что имеется не-
прерывная деформация (отсутствие разрывности материала).
В таких сечениях (точках) вследствие скачков возникают в
стенке оболочки нормальные напряжения от изгиба (фиг. 42),
которые имеют малую область распространения в обоих на-
правлениях от данного сечения.
Иногда средняя часть капота имеет такие особенности. У
большинства капотов между передним кольцом и средней ча-
стью имеется зазор (разрыв). В этом случае в сечениях, нахо-
дящихся вблизи разрыва в точке В (фиг. 42), напряжения
можно определять по следующей формуле1:
о2 = 1,13^. (10)
о
Исследование работы переднего кольца капота
на моторы воздушного охлаждения
Переднее кольцо’ капота состоит из двух кольцевых оболо-
чек разных диаметров, между которыми имеются продольные
диафрагмы (нервюры); последние придают кольцу достаточную
жесткость и заставляют обе оболочки работать совместно.
Фиг. 43.
Аэродинамические нагрузки действуют на обе оболочки оаз-
дельно: на внешний лист — разрежение, а на внутренний —
давление (фиг. 43).
Рассмотрим силовую схему работы переднего кольца и по-
лучим ряд формул для ее расчета.
1 Эта формула была получена Геккелером.
42
к расчету переднего кольца можно подойти с трех точек
зрения.
Во-первых, можно рассматривать при определении напря-
жений в кольцевых оболочках обе оболочки (наружную и внут-
реннюю') работающими раздельно, т. е. каждая из них воспри-
нимает свою собственную нагрузку (фиг. 44).
В этом случае, максимальные напряжения в обеих оболоч-
ках можно определить по следующим формулам:
Во-вторых, поскольку обе кольцевые оболочки связаны
между собой продольными диафрагмами, то можно- считать,
что они работают совместно, т. е. внутренняя оболочка воспри-
нимает полностью давление и, кроме того, она несколько помо-
гает работать наружной оболочке по воспринятою разрежения.
В начале предположим, что обе оболочки не скреплены между
собой диафрагмами (нервюрами) и воспринимают только свои
нагрузки независимо друг от друга, как рассмотрено в первом
случае. Для этого! случая напишем приращения радиусов для
обеих оболочек:
Рн/?н
вн =
Е н
у ____ р — °вн Р
1 в 11 вцОвн *'вн
°н
£&н
Вва/?,н
(а)
(б)
(12)

Анализируя обе формулы (12а и 126), видим, что прира-
щение (Кн) у наружной оболочки (принимая он = 8вн) будет
43
значительно большим, чем приращение (Квн) у внутренней)
оболочки, так как два параметра Р„ и Р„ почти всегда бывают)
больше, чем эти же параметры для внутренней оболочки (ву.
ражение 126). Если до деформации расстояние между окру^..’
ностями было С, то после деформации будем иметь С + дс
(фиг. 456). Таким образом, расстояние между кольцевыми
оболочками возросло на ДС. Для нашего испытанного капота
значение ДС будет:
1,0 • 552
7,2 105 0,08
= 0,061 =>0,61 мм.
Несмотря на одно направление нагрузок, диафрагмы (нер-
вюры) будут растягиваться, а наружный лист будет отрывать
заклепки у диафрагмы переднего1 кольца *.
Приняв во внимание, что крепление наружной и внутренней
оболочек (листов) к продольным нервюрам происходит не-
жестко (посредством заклепок), вследствие этого может полу-
читься неполное включение в совместную работу внутренней
оболочки через диафрагмы, которую задаем приближенно в
виде коэфициентов, полученных путем эксперимента. В этом
случае напряжения в наружном и во внутреннем листах мож-
но определить по приближенным формулам:
R Р
%.Р = 0,85-^-
6Я COS а
ави = 1,15 - РвнЛ>ЕН-
^вн COS <Х
(а)
(б)
(13)
1 Эту добавочную нагрузку, которую должен воспринимать внутренний
лист (оболочка), можно легко определи1Ь, принимая при этом двъ«|
случая: а) когда диафрагмы абсолютно жесткие, б) когда они упругие. 1
44
g-третьих, поскольку кольцевые оболочки подкреплены меж-
собой продольными нервюрами и двумя кольцевыми про-
филями, то можно приближенно рассматривать при определе-
ий напряжений в оболочках каждую клетку листа как прямо-
угольную мембрану, нагруженную поперечными нагрузками
?фиг. 4б). В этом случае1 на- п
пряжения в наружной и внут-
ренней оболочках при жест-
ких опорах можно определить,
пренебрегая незначительной
начальной кривизной, по —
дующим приближенным
мулам:
Гр^ЕсР
°г'а у 82
п /
аг-
сле-
фор-
ау
(а)
(б)
(И)
р
Фиг. 46.
где Р — удельная поперечная нагрузка;
Е — модуль упругости материала;
8 — толщина пластины;
2а—-ширина пластины;
а и р — коэфициенты, которые могут быть определены по
Анализируя рассмотренные выше три случая работы перед-
него кольца капота, следует отметить, что с точки зрения фи-
зики совместной работы двух кольцевых оболочек второй слу-
чай подходит ближе к действительности.
1 При определении напряжений следовало бы еще учесть первоначаль-
ную кривизну пластины, но поскольку надежных ф >рмул пока в ли-
тературе не имеется, то ограничиваемся приближенными подсчетами,
принимая, что пластины — плоские.
45
В-четвертых, иногда оказывается, что наружный лист вы-
полнен производственно лучше, чем внутренний. Вследствие
этого может оказаться, что последний в работу будет вклю-
чаться с некоторым запозданием. Поэтому, учитывая 2-й слу-
чай и качество производственного выполнения капота, реко-
мендуется определять напряжения в листах переднего кольца
по следующим приближенным 'формулам.
Напряжения в наружном листе:
он = _Ь^н_. (15)
^прив COS а
Напряжения во внутреннем листе:
ав „=1,15 Рен/?вн
овн cos а
(136)
В приводимых формулах:
Р„ = РК +РВи ~полная аэродинамическая нагрузка, дей-
ствующая на обе оболочки;
^“Максимальный радиус наружного кольца в
сечении круга;
8прив = 8в + °>55Вн —приведенная толщина обшивки переднего
кольца;
Д “толщина наружного листа кольца;
°ви “Толщина внутреннего листа кольца;
“н“Величина внешнего разрежения;
^вн“ величина внутреннего давления;
модуль упругости материала;
Jh“приращение радиуса внешнего кольца;
'вн“Приращение радиуса внутреннего кольца;
^“Относительное удлинение внешнего кольца;
£вн “ относительное
Кольца;
#вн “Максимальный радиус внутреннего кольца.
удлинение внутреннего
Цилиндрическая часть капота, подкрепленная профилями
Определение усилий на кол ь‘ц евой профиль
К цилиндрической части капота, не подкрепленной кольце-
выми профилями, приложим внутреннее давление; в этом слу-
чае будем иметь Приращение диаметра во всех сечениях оди-
наковым. Если теперь цилиндрическую часть капота подкре-
пим кольцевыми профилями> то эти профили будут препятство-
вать приращению диаметра цилиндрической части в сечениях
профилей и вблизи Их (фиг. 48).
Следовательно, по обе стороны каждого профиля создают-
ся зоны1 напряжений вследствие отсутствия непрерывности
контура. Здесь нас могут интересовать два вопроса: первый —
46
приходящееся на кольцевой профиль, и
изгибные напряжения в листе капота
сила, приходящаяся на кольцевой про-
заклепки, при помощи которых крепится
изгибные напряжения могут приводить
Фиг. 48. Характер деформации
цилиндрической части капота.
репелить усилие,
второй — определить
вблизи трофилей.
В первом случае
ФИЛЬ, будет отрывать
ЛИСТ с профилями.
Во втором случае
к излому стенки; например, гри испытании капота, изготовлен-
ного из электрона, произошло разрушение стенки вблизи про-
филей, т. е. от изгибных напряже-
ний.
Рассмотрим случай, когда пе-
реднее кольцо крепится к цилинд-
рической части капота и кольце-
вые профили последней принимаем
абсолютно жесткими.
В этом случае, будем иметь
двухосное поле напряжений в ци-
линдрической части. Если средняя
часть капота имеет коническую
форму, то независимо от тсго, кре-
пится ли переднее кольцо к ней
или нет, будем иметь двухосное
поле напряжений в средней части.
Составление диференциального уравнения
Пусть имеем цилиндрическую часть капота, нагруженную по-
стоянным внутренним давлением. Вырежем из цилиндрической
части продольную полоску шириной, равной единице (фиг. 49),
и рассмотрим изгиб этой полоски между двумя кольцевыми
Профилями (шпангоутами). На выделенную полоску будут дей-
ствовать следующие силы: внутреннее давление Р, направлен-
и°е вверх, и радиальная сила (от действия напряжений а,).
47
действующая на единицу длины. Величина погонного радиаль-
ного усилия, направленного вниз (см. фиг. 49), напишется так:
Р OiS0=Oi8 J-. (161)
«I
Растягивающее напряжение а1 можно определить из фор-
мул
ei=4- («1—н°2]
и Е
= е.Е + р.о2. (171)
Растягивающие напряжения <т9, стремящиеся разорвать
цилиндр в радиальном направлении, определяются из сле-
дующего условия:
а.2я/?16 =
или (18)
о = _Ь_
= 2r.Rfi •
где Рх — горизонтальная составляющая, направленная по по-
лету, которая определяется по нижеприведенной
формуле (47);
7?! — р |диус цилиндра;
8 — толщина стенки цилиндра.
Подставив вместо а. его значение из (18), получим:
2тсЛ?2б
2т:/?1б
(17)
тде у — прогиб этой полоски в любом поперечном сечении;
ех — относительное удлинение окружности цилиндра в се-
чении 1—1 (см. фиг. 49).
Подставляя вместо Oj его значение из (17) в (161), оконча-
тельно получим величину погонного радиального усилия в
таком виде:
р = С18 _L = -JL ES +
р Rj 2kR21
(16)
Диференциальное уравнение для изогнутой полоски напи-
шется так:
или
D ^- = Р—Р=Р — ^-±^-
dxi р r] 2t.r\
р _ -рРх -
&у , _ЕЪ = 2тс/?1
dx* + r*d У D
46
уч C.U-
где ---цилиндрическая жесткость полоски,
Рх — полная горизонтальная составляющая
сила,
Рй — внутреннее давление и плюс внешнее раз-
режение,
р — коэфициент Пуассона.
Решение диференциального уравнения. Для
удобства решения диференциального уравнения обозначим
постоянные коэфициенты через следующие величины:
//4_ _3[1-и21
'Ч - п 9
4R‘D R&
ИЛИ
О. о 2
|/ pfa
Тогда диференциальное уравнение (191) можно переписать
в другом виде:
%-+Щу = К}. (19)
Диференциальное уравнение (19) представляет собой ли-
нейное неоднородное уравнение. Общий интеграл этого урав-
нения имеет вид:
у — A sh Лрг • sin Крс + В sh Кгх • cos Кхх 4- Cch Кхх sin Кгх ф-
4- D ch K^x • cos KiX 4-(21)
где А, В, С и D — произвольные постоянные.
Принимая приближенно, что изгибные напряжения распро-
страняются на небольшой длине между кольцевыми профи-
лями (поверхность капота деформируется, как показано на
фиг. 48), эти произвольные постоянные можно определить из
следующих граничных условий:
при х = 0
| _у = 0
1у=о
при x = /j (21а)
, ч р •
=———
па
У(х) = О
М. Стригунов. 49
Окончательное значение произвольных постоянных будет:
А К* sh КЛ — sin Kj/j ____________2,Умакс sh KJ sin KJ____
4A'j bh Kill Ч- bin Kj/j (sh K4i | sin K4i) (sh Kj/j — sin А,Л)
K% cos КЛ — chKUi
B~-------------------------F
4X; sh KJi + sin KJ.
. Унаке (ch KJ • Sin Kill +sh Kill cos K4,)
(sh KJ + sinKiO (sh Kj/j - sin KJ)
a • (22)
Kg cos Kj/j — ch Kill
4K? shK1/14-sinK1/1
(ch Kill sin KJ + sh KJ cos KJ) __ K*
(sh KJi + sin Kill) (sh KJ — sin Kj/J 1 4K? -
Подставив в (21) вместо произвольных постоянных А, В,
С и £>j их значение из (22), будем иметь:
У (Л) = I 1 + h Х/ X • /г/ Ksh К111 “ sin sh К'* У * * * * Х Х
4Kj j sh KJ + sin KJi
X sin KiX + (cos KJi — ch KJi) (— sh Kx x cos Kj +
4- ch Kj • sin KiX}} — ch Kj cos Ki x } +
4-------------------------------- [- 2 sh KJ sin KA X
(shKjii + sinKJi) (sh Ki/j — sinKih) 1 1
X sh KiX sin KiX 4- (ch KJ sin KJ + sh KJi X
X cos KJJ (sh KiX cos KiX — ch KiX sin A^x)]. (23)
Далее определим величины изгибающего момента (7И) и
перерезывающей силы (Q) соответственно из условия:
; Q=-D (241)
откуда получим:
М =-----------------f-----------------[(sh tf^-sin KJi) ch К1ХУ.
2 УЗ(Т-Й I shKiGXsin Kill и 11 1 17 1
X cos KiX + (cos KJ — ch KJ) • (ch KiX sin Kxx +
4- sh Kxx cos /<1Л)] + eh Krx • sin KYx 4-
* [-2 sh K'1'sin K'1' •ch K'x cos K'x+
-f- (ch Л’1/1 sin KJi + sh KJi • cos KJJ (— ch Kxx sin Kyx —
— sh KiX cos Л\х)] 1 4----—° X
J 4nRi У 3(1 — fi2)
X - „ . 2 • у > Ksh ~ sin ‘ ch/<1xcos/C1%4-
sn/Cj/i + sin /Cj/j
4- (cos KJi — ch KJ^ (ch KiX sin A\x4-sh Kxx X :
X cos ^x) 4- sh K^x sin A^x], (24)
P 2^
Q=-
2
_______1______
sh Kih + sin l^i
[(sh KJi — Sin KJ^X
4/3 (l-|i»)
]/ R\ .
X (sh Kxx cos KiX — ch KiX • sin Kxx) 4-
4- 2 (cos К Ji — ch KJi) • ch KiX cos A\x] 4- (ch KYx sin Kxx +
4-sh KiX cos ^x) > + 4 J-1 sh» K^i - sin»Ki4
1/ 3(1—p2)
X [— sh KJi sin KJi (sh KiX cos Kxx — ch KiX sin Kxx) —
— ch Kx cos KiX (ch KJi • sin KJi 4- sh KJt cos ^A)]- (25)
Теперь рассмотрим случай, когда горизонтальная состав-
ляющая, действующая по направлению полета, воспринимается
полностью передним кольцом, т. е. переднее кольцо капота
крепится самостоятельно к мотору. В этом случае нужно
положить Рх—0, тогда выражения для изгибающего момента
(24) и перерезывающей силы (25) можно написать в таком
виде:
PRj6
2 УЗ (1-|12)

---------------------[(sh Kli
sh 2<1/j-f-sin /CiG
— sin KJJ ch Kx • cos Kxx 4- (cos KJi — ch KJJ (ch Л\х X
X sin Kx4- sh Kx cos A^x)] 4- sh KiX • sin Kx 4-
1
[— 2 sh KJi sin KJi ch Kx X
sh2 Kill-Sirfi Kill
X cos KiX + (ch KJi • sin KJi 4-
4*
51
4- sh KJi cos Л14) (ch • sin K^x — sh KYx cos x)]
(26)
и
4 /3(1-112)
У R\ • б2
hJZ/ - • F/[(sh'^
sh ATjZ, -t- sin KjZi
— sin А'Л) (sh Kxx cos KYx — ch Kxx sin А\х) 4-
4- 2 (cos KJi — ch KiX) ch Kxx • cos A\x] 4-
4- (ch KiX sin KiX 4- sh A\x cos A\x) I 4- ? — x
| |/ 3(1—p2)
X ~sh' sin<shKlX X
slHAiZj — s п2цщ
X cos A\x — ch Aix sin KYx) — ch Кгх • cos Кгх X
X (ch Kili sin Afj/j 4- sh A'Ji cos A’1/1)]. (27)
Полагая в выражении (27) x = 0, получим погонную силу
в сечении кольцевого профиля для расчета заклепочного шва,
которую можно написать так:
__ Р cos/C1Z1 — ch/C^j
Vx=0~ 4 / 3(1 -.у2) ^h^Zj + sin^Zi
У /ф2
РУР,б
2 3(1-И2)
X
ch/C1Z1 sin /<)(] 4- sh RJi • cos
sh^Kih ~ sin2Z<iZi
(28)
Если умножим Qx-o на ширину профиля, то получим силу,
приходящуюся на единицу длины профиля.
Приняв на участке 2Z2 искривление поверхности листа по
синусоиде (см. фиг. 48), т. е.
(29)
тогда изгибные напряжения в листе можно определить при-
ближенно по следующей формуле:
й
0 1 _ г2 вуШах
Р У 8 (2
1 «Ру
где принято —= —=ZL;
Р dx*
(30)
52
о —толщина листа капота;
Е — модуль упругости материала;
= —максимальный прогиб;
1г — длина полуволны, которую можно прини-
мать приближенно согласно эксперименту,
для толщины оболочки капота 8= 1,0 мм,
равной Zj = 15 мм.
Исследование работы оболочки капота
при упругих на изгиб горизонтальных
профилях
Известно, что цилиндрическая часть капота состоит из не-
скольких крышек (секторов), которые связываются между со-
бой специальными замками (фиг. 50), вследствие этого капот
имеет круглый замкнутый контур (оболочку), который и после
деформации будет сохранен круглым вследствие йалых де-
формаций. Поэтому расчет на изгиб крайних продольных про-
филей цилиндрической части капота в нормальной плоскости
листа производить не следует, так как они, главным образом,
работают на изгиб в касательной плоскости от натяжения
листов (оболочек).
Под действием внешнего разрежения и внутреннего давле-
ния оболочка капота растягивается и своим натяжением изги-
53
бает горизонтальные крайние профили в касательной плоско-
сти. Вследствие упругости профилей происходит перераспре-
деление напряжений в оболочке (листе), т. е. в средних волок-
на1х происходит уменьшение напряжений, а в крайних волок-
нах, прилегающих к кольцевым профилям, — значительное
увеличение напряжений (фиг. 51).
Фиг. 51. Влияние упругости на изгиб профилей на напряженное состояние
листа капота.
Этот вопрос представляет значительный практический ин-
терес вследствие того,- что действительные капоты имеют упру-
гие профили. Благодаря этому оболочка работает неравномер-
но, что при расчете заклепочных соединений и самих оболочек
следует учитывать.
Вывод расчетной формулы для определения
максимального напряжения растяжения
в оболочке
При определении максимального напряжения, которое будет
соответствовать крайним волокнам, положим для упрощения,
что закон изменения погонной нагрузки </&(х) в отсеке — прямо-
линейный как показано на фиг. 50,в (это близко к экспери-
менту). Тогда максимальное напряжение растяжения в листе
капота можно написать в таком виде:
°max== °ср amin> 00
где сшах — максимальное напряжение в крайних волокнах, при-
легающих к кольцевым профилям;
аср — среднее напряжение в листе при абсолютно жестки*
горизонтальных профилях;
ош1п — минимальное напряжение в среднем волокне листа,
которое изменяется:
°ер > °Ш1П
1 Такой закон нами был принят в работе .Теоретическое и эксперимен-
тальное исследование тонкостенных балок", Труды ЦАГИ № 349, 1938 г.
54
Составление диференциального уравнения.
Если имеем крайние горизонтальные профили абсолютно
жесткими на изгиб в касательной плоскости листа (оболочки),
то погонная нагрузка, приходящаяся на профили от натяжения
листа, по длине будет постоянной (фиг. 50,6):
8- (32)
При упругих профилях на изгиб произойдет уменьшение
этой нагрузки в среднем волокне и напишется она в таком
виде: es
(33)
Диференциальные уравнения для каждого крайнего гори-
зонтального профиля напишутся так:
4 Е^6
-4=°сР8 - 0’1 +j2) • "v ’
4 s
d4 Е.б
= %8 - (Уг +Ю • - V (34)
dX
Диференциальное уравнение для одной крышки напишется
в таком виде:
(Jl + J's) + \Бп1 . /па + £п2 . /П2 ) S “
Wnl ЕП2^п2 '
Принимая, что крайние профили изготовлены из одного
материала и равны по поперечным сечениям, окончательно
будем иметь:
d4 2£й8 2ас„8
dx^ (J'l + j'a) + £п . /ns (J7! +3'2) = Еп . /п • (36)
Решение диференциального уравнения. Ре-
шение диференциального уравнения (36) должно содержать
четыре произвольных постоянных, которые определяются из
следующих граничных условий:
при х = 0->_у (х)=У (х) = 0
при х = /->у(х)=у' (х) = 0
Граничные условия имеют определенный физический смысл
только в том случае, когда оболочка всюду растягивается,
т. е. когда выполняется такое неравенство:
°ер>5 (J'l+J's)»». (38)
(37)
56
Диференциальное уравнение (36) напишем в другом виде:
(+ У 2) + 4/CJ (У1 + У 2) = К*, (36а)
где
—_____ •
1 2EnZnS ’
1/- —
к 2 En/nS
2аср«
£п • 4
5 (39)

*1
8 — толщина оболочки; »
/—расстояние между кольцевыми профилями;
— напряжение в листе при абсолютно жестких профилях
на изгиб;
Д. —модуль упругости профиля;
S —длина контура (дуги) одной крышки капота;
1а — момент инерции профиля;
Еъ — модуль упругости листа.
Произвольные постоянные А, В, С и D интеграла (36а)
определяются из граничных условий (37) и будут равны1.
К? sh КХ1 — sin KJ 4/<4 Sh KJ + sin KJ К$_ cosKU-ch/Cii В = — —— • — — ; 4^4 sh KJ + sin Ki/ • cos K\l— ch К}1 4/(4 sh/Cji-j-sinAji ’ (40)
D—
4^
Максимальный прогиб горизонтальных профилей будет в
середине отсека при х—~~ равен:
(Л+>2)та1=-/{ * + -h * . [(sh/^-
l sh l\xl + sni K\l L
— sin KJ} sh -*l sin Ajl-|-(cos KJ—ch KJ}( — sh — X
x x \ 2
X cos + ch sin — (sh KJ -f-
+ sin KJ} ch cos I .
X X J *
(41)
1 Стригунов В. M., „Теоретическое и экспериментальное исследова-
ние работы тонкостенных балок", Труды ЦАГИ, № 349, 1938 г.
56
для определения наименьшего значения погонной нагрузки
лИ наименьшего значения напряжения растяжения ош1п в сред-
еМ волокне нужно подставить в выражение (33) вместо
его значение из (41), тогда получим:
°ср. [(sh^+sin^Och^ X
sh KJ 4- sin KJ L 2
X cos (sh KJ—sin KJ) sh -y-sin —
— (ch KJ — cos KJ) f sh — cos ~ —ch sin . (42)
Максимальное значение напряжения растяжения оконча-
тельно получим, подставив в (31) вместо omin его значение
из (42):
°шах= °ср { 2 - * [(sh KJ + sin^/)chX
» Sil Z\jl -j— SIH Гхр [_ Z
X cos — (sh KJ — sin KJ) sh ~~ sin ——
— (ch KJ — cos KJ) (sh • cos

(43)
Для облегчения вычисления максимального напряжения
omax приводим ниже еще кривую (см. фиг. 68) изменения от-
ношения в зависимости от (KJ). Из этой кривой следует,
°ср
что отношение должно изменяться в пределах 0 < KJ < 4,6.
Если мы имеем KJ > 4,6, то часть оболочки будет свободна
от напряжений и будет работать только часть волокон, при-
легающих к кольцевым профилям (см. фиг. 51); в этом случае
мы должны изменить граничные условия (37). Но этот случай
мы рассматривать не будем, так как он не имеет практиче-
ского значения.
СРАВНЕНИЕ РАБОТЫ ВОЗДУШНОГО КАПОТА С КАПОТОМ
ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ, ИМЕЮЩЕГО РАЗЛИЧНЫЕ
ФОРМЫ ПОПЕРЕЧНЫХ СЕЧЕНИЙ
Несмотря на то, что на капоты жидкостного охлаждения
Действуют незначительные аэродинамические нагрузки по срав-
нению! с капотами воздушного1 охлаждения, все-таки первые
с точки зрения силовой схемы находятся в худших условиях,
чем последние.
57
Это можно объяснить тем, что капоты на моторы жидкост-
ного охлаждения имеют поперечные сечения, отличные от круг-
лых (см. фиг. 8). Капоты, имеющие поперечные сечения, от-
личные от круглых, под действием нормальных нагрузок к по-
верхности не могут сохранять своей формы, если они не имеют
специальных подкреплений, — они деформируются весьма силь-
но и стремятся всегда принять круглую форму. Естественно,
сама неподкрепленная оболочка не обладает достаточной же-
сткостью на изгиб при толщине ее 8=0,8—1,2 мм и не может
воспринять этих усилий.
Приведем для наглядности численные примеры сравнения
работы различных форм поперечных сечений капотов, не под-
крепленных поперечными и продольными профилями.
Для определения толщин оболочек капота приведем окон-
чательную формулу1 и соответственно табл. 1; формула на-
пишется так:
%„ = р4 + ЗР-4^« (44)
О о2
где 8 —толщина стенки эллиптического капота;
i — радиус инерции в сантиметрах, который определяется
, . ь
по табл. 1 в зависимости от величины отношения — ;
а
а — наибольшая ось эллипса;
Ь — наименьшая ось эллипса.
Таблица 1
ь а V а* — Ь2_ t = arc sin 7 (в градусах) 'р b Примечание
II & I о» £ и
1,0 0 0 1,00000 Круг
0,98481 0,17365 10 1,00771 Г
0,93969 0,34202 20 1,03209 1
0,86603 0,50000 30 1,07735
0,76604 0,64279 40 1,15274
0,64279 0,76604 50 1,27840
0,50000 0,86603 60 1,50340
0,34202 0,93969 70 1,98225
0,17365 0,98481 80 3,52104
0,0 1,000 90 СО Прямая
1 Эта формула была получена Майер-Митом для полого цилиндра, на-
груженного внутренним давлением, который имеет эллиптическую
форму сечения и бесконечную длину.
58
Численные примеры. Определим толщины стенок
для двух эллипсов и круга, необходимые для воспринятая
стенкой напряжения, равного атах=1500 кг 1см2 (эллипсы и
круг не имеют никаких подкреплений).
Пусть заданы геометрические размеры и внутреннее дав-
ление:
а = 100 см; Ь1 = 93,96 см;
Р = 1,0 кг\см2; 62 = 64,27 см;
Ь3 = 100 см.
1-й пример. При а = 100 см и Ь = 93,96 см из табл. 1 опре-
делим ip, а затем согласно формуле (44) будем иметь:
1500=1 1°-° + 3-1,0 101г-«96'?)2 ,
й. 52
откуда получим необходимую толщину стенки
11,6 мм.
2-й пример. При а=100 см и Ь = 64,27 см, определив ip
по отношению — и подставив найденное значение в формулу
а
(44), получим:
15оо=-1 3.1,0^--^,
й 52
откуда толщина стенки будет
62 ~ 19,8 мм.
3-й пример. Если эллипс обращается в круг при а = Ь =
= 100 см, то по формуле (44) будем иметь:
63 = 0,667 мм.
\
Из приведенных примеров видно, что капоты, имеющие
эллиптическое или овальное поперечное сечение, для воспри-
нятая листом напряжения а=1500 кг! см2 должны иметь тол-
щину стенок в первом случае Sx = 11,6 мм, во втором 62 =
= 19,8 мм, а в третьем случае (для круга) достаточно иметь
толщину 6S = 0,667 мм.
Следовательно, капоты на моторы жидкостного охлаждения,
имеющие поперечные сечения, отличные от круглых, не могут
быть не подкреплены специальными профилями. Капоты на
моторы воздушного охлаждения, имеющие круглое сечение,
могут быть не подкреплены специальными профилями при
симметричных нагрузках в радиальном направлении.
59
Для определения изгибающего момента в любом сечении
в стенке капота, имеющего эллиптическое сечение (фиг. 52),
напишем в окончательном виде формулу:
= (45>
где Р — погонное внутреннее давление;
R— радиус круга;
р — радиус инерции эллипса.
Анализируя формулу (45), видим, что при /?= р значение
изгибающего момента обращается в нуль в четырех точках,
т. е. в точках пересечения эллипса с кругом (фиг. 53). В ос-
тальных точках момент Мс не будет равен нулю.
ГЛАВА IV
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ1
Для проверки ряда расчетных формул, приведенных в гла-
ве III, и выяснения некоторых вопросов при расчете на проч-
ность авиационных капотов были проведены статические испы-
тания одного капота на1 мотор воздушного охлаждения и де-
вяти крышек; последние были применимы к капотам на моторы
жидкостного охлаждения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИЙ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ
ОБРАЗЦОВ
Капот на мотор воздушного охлаждения состоял: из цель-
ного (жесткого) переднего кольца, цилиндрической части и
юбки. Переднее кольцо самостоятельно крепилось к мотору.
Поперечное сечение капота — круглое. Цилиндрическая часть
имеет подкрепления как поперечные, так и продольные; имеет-
ся всасывающий патрубок (фиг. 54).
Крышки капотов на моторы жидкостного охлаждения были
сконструированы такими, чтобы охватить несколько случаев
капотов. Всего было запроектировано девять крышек (фиг. 55),
из которых три — плоские (фиг. 55,а), три с небольшой кри-
визной (фиг. 55,6i) и три значительной кривизны (фиг. 55,в).
Первые шесть крышек были применительны к вертикальным
боковым крышкам капота; последние три крышки — к верхним
или нижним крышкам капота. Кроме того, они отличались по
подкреплению профилями и по количеству замков, соединяю-
щих четыре крышки между собой. Расстояние между замками
выбиралось по типу замков; например, если капот имел замки
ферри, то расстояние между ними бралось 150 мм. Если капот
имел замки типа Хейнкель, то расстояние бралось 400 мм.
В третьем случае расстояние между замками бралось 250 мм.
1 Следует отметить, что статические испытания воз ушного капота и
девяти крышек применительно к жидкостным капотам были проведены нами
впервые в 1ДАГИ Поэтому приведенное описание методики испытаний и
результатов экспериментов представляет значительный инн рес.
61
Фиг. 54. Приложение нагрузки к ннаружной и внутренней оболочкам
переднего кольца капота и установнка тензометров на стержнях крепле-
ния канотаа к м<_:ору.
По а-а
Фиг. 55. Вида крышек.
62
МЕТОДИКА СТАТИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ КАПОТА И КРЫШЕК
Здесь вкратце изложим методику статических испытании
одного капота и девяти крышек; последние были применитель-
ны к капотам жидкостного охлаждения.
Капот на моторы воздушного охлаждения
Схема установки и методика проведения статических испы-
таний капота на мотор воздушного охлаждения были следую-
щие: мстор был поставлен вертикально и закреплен к мотор-
Фиг, 56. Схемы расстановки тензометров;
а—на переднем кольце; б—на внешней поверхности переднего кольца; в—на цилиндрической
части капота.
ной раме; последняя была закреплена к полу при помощи спе-
циальных узлов креплений; затем капот был установлен на
мотор и прикреплен к нему через узлы креплений. Аэродина-
мическая нагрузка прикладывалась на капот в виде сосредо-
точенных небольших усилий1 в 720 точках при помощи ры-
1 Вследствие такого приложения нагрузок происходили выгибы листа,,
и в местах выгнба могли создаваться местные перенапряжения в листах.
63.
важной системы (см. фиг. 54). На переднее кольцо была при.
ложена нагрузка: разрежение на наружную и давление на
внутреннюю оболочки. Капот был испытан на ряд случаев. Для
замера деформаций в переднем кольце, цилиндрической части
и узлах крепления по длине образующих и к ним перпенди-
кулярно (фиг. 56 и 57) были поставлены 200 штук тензомет-
ров; по этим деформациям подсчитывались величины напряже-
Фиг. 57. Схема расстановки тензометров
на стержнях переднего кольца.
Вся нагрузка была разбита на восемь равных частей; после
приложения каждой нагрузки производились отсчеты по тензо-
метрам. Тензометры стояли на капоте до 50% расчетной на-
грузки.
Испытания крышек применительно к капотам для моторов
жидкостного охлаждения
Каждая крышка капота крепилась через специальные замки
к раме, и нагрузка прикладывалась нормально к поверхности
в виде небольших сосредоточенных сил через рычажную систе-
му. На первых шести крышках (две плоские, две с 7? =1000 мм
и две с 7?=350 мм) аэродинамическая нагрузка принималась
по их длине неравномерная, а по длине последних трех (пло-
ская, с 7?=1000 мм и /?=350 мм) —равномерная. Схема уста-
новки и приложения нагрузок показана на фиг. 58. На листе
и на профилях каждой крышки стояли 40—60 тензометров и
при помощи мессур (фиг. 59) замерялись прогибы. По пока-
заниям тензометров подсчитывались величины напряжений в
листах и профилях.
<64
Фиг. 58. Вид рычажной системы для крышки с А?=350 мм.
5-В. М. Стригунов.
65
Фиг. 59. Установка приборов на плоской крышке.
Фиг. 60. Разрушение крайнего профиля цилиндрической части капота.
66
СРАВНЕНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ДАННЫХ С РАСЧЕТНЫМИ
И АНАЛИЗ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ДАННЫХ
Для капота на мотор воздушного охлаждения
Вначале рассмотрим поведение капота при испытании и
разрушении.
При симметричной нагрузке, равной 50% от расчетной на-
грузки, произошло местное разрушение капота. Характер раз-
рушения: разрыв двух профилей в месте крепления замков
(фиг. 60).
Фиг. 61. Разрушение среднего замка цилиндри-
ческой части капота.
Капот был отремонтирован (усилены профили). При повтор-
ном испытании капота при нагрузке, равной 55% от расчетной,
произошло разрушение шпилек мотора, к которым крепился
капот; три шпильки мотора были изогнуты от изгиба.
5*
67
Все шпильки мотора были заменены, т. е. поставлены тер-
мически обработанные с временным сопротивлением % =
= 120—130 кг]мм2.
При третьем испытании при нагрузке 60—65°/о от раечетной
капот разрушился. Разрушились цилиндрическая часть капота
и средний замок (фиг. 61). Кроме того, произошел срез четы-
Фиг. 62. Разрушение гнезда под шпилькой на ци-
линдре мотора.
рех заклепок и разрыв листа у верхнего замка. Переднее коль-
цо оставалось целым и не имело видимых остаточных дефор-
маций. Было решено1 испытать до разрушения переднее кольцо.
При этом испытании разрушились десять гнезд шпилек, а пе-
реднее кольцо осталось целым без заметных для глаз остаточ-
ных деформаций (фиг. 62).
Ниже приводим сравнение экспериментальных данных с
расчетными по переднему кольцу и цилиндрической части ка-
пота. Расчетные напряжения в листах переднего кольца и
68
цилиндрической части определялись по формулам (5), (11),
(13), (14) и (15).
Сравнительные данные приведены в табл. 2 и 3.
Таблица 2
Напряжения, полуденные расчетным и экспериментальным путем
в наружной и во внутренней кольцевых оболочках переднего кольца
Случай расчета 1-й слу- чай 2-й слу- чай 3-й слу- чай 4-й слу- чай Напряже- ния, полу- ченные экс- перимен- тальным пу- тем в нару- жной обо- лочке Напряже- ния, полу- ченные экс- перимент, путем во внутрен- ней оболоч- ке
Напряже НИЯ, ПОЛ1 ценные р< четным и тем в нар жном лис Г кг ' Он 1 — н [cm2J г- с- у- у- те 1300 1105 ох = 1773 Оу = 1606 1394 890 1120 1100 1680 1410 1030 1060 866 606 755 810 780
1110
сср=1170
Напряже- ния, полу- ченные рас- четным пу- тем во вну- треннем ли- сте 687 790 ах = 1297 = 1174 790 сСр и 763
°вн ' кг' см*
Из табл. 2 видно, что экспериментальные данные доста-
точно близки к расчетным данным. Следует заметить, что внут-
ренний лист воспринимает полностью свою нагрузку (внутрен-
нее давление) и несколько помогает в работе наружному
листу по воспринятою разрежения. Что касается некоторой
разбежки экспериментальных данных, то это объясняется тем,
что нагрузка к оболочкам была приложена в виде многочис-
ленных сосредоточенных сил, вследствие этого имели место
незначительные выпучины в листах, которые могли повлиять
на показание тензометров. Расчет жесткого кольца! можно
производить по 2-му или по 4-му случаю.
69
Таблица 3
Напряжения в листе наиболее загруженной средней части капота
К? по пор. Экспериментальные напряжения °эксп Расчетные напряжения °Р
1 2010
2 1980
3 2260 2100
4 2100 аср==2С87
Из табл. 3 видим, что расчетные данные достаточно удов-
летворительно совпадают с экспериментальными.
Таблица 4
Напряжения в стержнях, крепящих переднее кольцо капота к мотору
№ по пор. Экспериментальные напряжения ох (кг/см2) Расчетные напряжения ах (кг/см2)
1 5070 4150
2 1845 1820
3 1284 1820
4 1800 1820
5 1650 1820
Из табл. 4 видно, что для некоторых стержней имеем удов-
летворительное совпадение, а для некоторых — некоторую раз-
бежку. Последнее можно объяснить тем, что стержни, кроме
растяжения, работали на изгиб, который оказал свое влияние
на показание тензометров. При расчете стержни принимались
шарнирно закрепленными.
Для крышек применительно к капоту на мотор
жидкостного охлаждения
Вначале рассмотрим три крышки одинаковой конструкции,
но с различной кривизной при их испытании.
1) /?=оо; 2) /?=1000 мм-, 3) /?=350 мм.
Плоская крышка (7?=оо). До нагрузки 1600 кг про-
исходил рост прогибов всей крышки и затем произошла потеря
устойчивости двух средних поперечных профилей (шпангоутов,).
70
Характер разрушения: образование складок на сжатых
полках вблизи середины, где изгибающий момент достигал
.максимального значения. При силе, равной 1800 кг, потеряли
устойчивость крайние поперечные профили (характер их раз-
рушения аналогичен).
При дальнейшем нагружении обшивка крышки приняла вид
ломаной. При увеличении нагрузки до 5000 кг обшивка рабо-
тала хорошо и не разрушалась. При осмотре обнаружено, что
отверстия замков (типа Ферри) вместо круглых стали эллип-
тическими. Нагрузка, равная 5000 кг, соответствует давлению
Рлг7000 кг]м2, а разрушение поперечных профилей произошло
при нагрузке 1600 кг, что соответствует давлению Р х 2250 кг/м2.
Изогнутая крышка. (/?=1000 мм). Разрушение дан-
ной крышки произошло при нагрузке, равной 8350 кг. До самого
момента разрушения, кроме роста ее прогибов, никаких види-
мых деформаций не наблюдалось. Характер разрушения: про-
изошел* вырыв замков из мест крепления. Эта нагрузка соответ-
ствует динамическому давлению Р= 11800 кг/м2. Подкрепляю-
щие профили до момента разрушения и после остались целыми.
Изогнутая крышка. (/?=350 мм). При испытании
этой крышки нагрузка была доведена до 10 000 кг, что соответ-
ствует динамическому давлению Рл 16250 кг!м2. При этой на-
грузке разрушений не было. Во время испытаний были заме-
рены прогибы крышки, оказавшиеся незначительными по вели-
чине (/тах = 0,5 мм). Остальные крышки, отличавшиеся от дан-
ных крышек количеством замков и поперечным подкреплением,
при тех же кривизнах имели аналогичный характер разруше-
ния.
Анализ работы крышек, нагруженных нормально
к поверхности
Рассмотрим совместную работу поперечного и продольного
набора с обшивкой. В плоских крышках основными работа1ю-
щими элементами являлись поперечные профили (шпангоуты),
а обшивка и продольные профили в них являлись второстепен-
ными до момента разрушения первых. При дальнейшем нагру-
жении обшивка уже являлась основным силовым элементом и
восприняла на себя в три раза большую нагрузку, чем нагруз-
ка, при которой произошло разрушение профилей. В плоских
крышках обшивка включалась в совместную работу с попереч-
ными профилями не полностью, а с приведенной шириной, со-
гласно кривой (см. фиг. 75), которая нами была получена на
основании показаний тензометров, стоявших на профилях и об-
шивке. Продольный набор работал весьма слабо.
В криволинейных крышках (с радиусом /?=1000 мм) об-
шивка включалась в работу достаточно хорошо с момента на-
гружения. Как видно из эпюры напряжений, поперечные про-
фили работали частично на изгиб (фиг. 63); вследствие этого
71
они не разрушились от поперечного изгиба до момента разру-
шения крышки капота. При росте внутренних усилий в обшив-
ке сжимающие напряжения в поперечных профилях уменьша-
ются по величине, а растягивающие — увеличиваются. В этом
случае обшивка включается в совместную работу с попереч-
ными профилями полностью.
Фиг. 63. Эпюра экспериментальных напряжений изгиба по сечениям попе-
речного профиля.
Как следует из эпюры напряжений ' (для крышки с радиу-
сом Л?=350 мм), поперечные профили работают на изгиб толь-
ко вблизи узлового крепления (у замка), а по мере удаления
от замка они работают только на растяжение. Следовательно,
в этой крышке основным силовым элементом является только
обшивка. Продольный набор в этих крышках почти не рабо-
тал, а поперечный набор работал слабо.
ГЛАВА V
РАСЧЕТ КАПОТОВ НА ПРОЧНОСТЬ
На! основании теоретического и экспериментального иссле-
дований приводим метод расчета1 на прочность капотов, при
помощи которого можно будет рассчитать основные типы капо-
тов, применяемых в самолетостроении.
РАСЧЕТ КАПОТОВ НА МОТОРЫ ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Поскольку капоты в большинстве случаев имеют круглую
форму поперечных сечений, то в них радиальная аэродинами-
ческая нагрузка при симметричном случае нагружения может
восприниматься одной оболочкой (листом), не подкрепленной
профилями, а горизонтальная составляющая, действующая по
направлению полета вперед, передается главным образом че-
рез узловые крепления на мотор.
Вначале напишем порядок расчета капота! с юбкой, а затем
капота с жалюзи.
Капот с юбкой
Симметричное нагружение капота
(пикирование)
Вначале определяются величины аэродинамических нагрузок
(разряжение и давление). Далее распределение аэродинамиче-
ских нагрузок строим в масштабе по длине капота и по его
поперечным сечениям. В этом случае полную аэродинамическую
нагрузку можно разложить на две составляющих, направлен-
ных: одна по оси капота вперед и другая к ней перпендику-
лярно.
Эти составляющие Рх и Ру легко определяются графическим
путем: нужно разбить длину образующей капота (без юбки)
на элементы (фиг. 64) и построить силовой многоугольник;,
определив из него Рх и Ру и умножив на длину окружности
сечения, получим составляющие силы, которые напишутся
так:
Рл = Рх-2к/?сеч. (а) (46)
Py=Py-2^Rce4, (б)
73
где /?сеч — радиус сечения, проходящего через центр при.
ложения равнодействующей горизонтальных со-
ставляющих (фиг. 64).
Кроме того, горизонтальную составляющую можно onpg.
делить достаточно легко аналитически по формуле (3), кото-
рую приводим несколько в другом виде, учитывая, что когда
Фиг. 64.
имеем переднее кольцо, состоящее из двух листов, горизон-
тальная составляющая определяется по формуле:
Р.=т те - Ч) + -г (О’
<47>
а когда имеем переднее кольцо, состоящее из одного листа,
горизонтальную составляющую можно определить по фор-
муле:
Рх = (Ям - Ян) + Рок (< - /&), (48)
где РН1р (кг/л/2) — внешнее разрежение переднего
кольца;
Рви (кг/л*2) — внутреннее разрежение переднего
кольца;
74
DM — наибольший диаметр наружного пе-
реднего кольца;
DB — наименьший диаметр наружного пе-
реднего кольца;
Ь„.в — наибольший диаметр внутреннего пе-
реднего кольца;
D„.» — наименьший диаметр внутреннего пе-
реднего кольца;
Р'= Лир 4“ Лнутр (кг/м?) — суммарная аэродинамическая удель-
ная нагрузка, действующая на сред-
нюю часть капота. Если средняя
часть капота — цилиндрическая, то
третий член в правой части в форму-
лах (47) и (48) обращается в нуль;
Ро — Лар+ Лнпр- полная аэродинамическая удельная
нагрузка, действующая на переднее
КОЛЬЦО;
/?м — наибольший радиус переднего коль-
ца;
/?н — наименьший радиус переднего коль-
ца;
Лар— средняя величина внешнего разре-
жения, действующего на среднюю
часть капота;
Лиутр ~~ средняя величина внутреннего дав-
ления, действующая на среднюю
часть капота;
Ои, = 2/?м, — наибольший диаметр средней части
капота;
ОН1 = 2/?„, — наименьший диаметр средней части
капота.
Для нашего испытанного капота горизонтальная составляю-
щая Рх приближенно была подсчитана по обеим формулам
(46а) и (47) и соответственно было получено 7^ = 8500 кг и
Рж=8900 кг, расхождение составляет~4%. Расчет перед-
него кольца, цилиндрической части и юбки удобнее произво-
дить раздельно.
Расчет переднего кольца капота. Переднее
кольцо конструктивно часто бывает цельным, состоящим из
Двух кольцевых оболочек; для создания жесткости между
оболочками поставлены продольные диафрагмы (нервюры) и
кольцевой профиль.
Если диафрагмы стоят на расстоянии 250—300 мм и менее,
то эго переднее кольцо можно принимать жестким. Если диа-
фрагмы стоят значительно реже, то переднее кольцо можно
75
принимать упругим. В первом случае в наружном и во внут.
рением листах переднего кольца напряжения на разрыв По
целому сечению рекомендуется определять по следующие
приближенным формулам:
_ __0,85Рн • йн
®Н Л
о • COS а
(13а)
°.и = 1>15
Рвн * #вн
&вп • COS а
(136)
Если оказывается, что наружная оболочка выполнена
производственно лучше, чем внутренняя, то в этом случае
напряжения в обоих листах можно определять по таким при-
ближенным формулам.
Напряжения в наружном листе:
^лрпв ’ cos а
(15)
Напряжения во внутреннем листе:
овн= 1,15
РВН ^БН
5ВН cos а
(136)
где Ро =РН +Рвн —полная удельная аэродинамическая на-
грузка, действующая на наружную и внут-
реннюю оболочки переднего кольца;
RH — радиус наружной кольцевой оболочки;
Рян— радиус внутренней оболочки переднего
кольца;
6прив = °н + 0,58вн — приведенная толщина обшивки (листов);
8Н — толщина наружного листа кольца;
8В11 — толщина внутреннего листа кольца;
а — угол наклона хорды переднего кольца с
горизонтальной осью капота;
Рн— внешнее разрежение;
Рвв— внутреннее давление.
Во втором случае, когда имеем упругое переднее кольцо,
напряжения в наружном и внутреннем листах на разрыв по
целому сечению определяются по формулам:
_ РН • ₽н
°н = 7--------
еа • cos <р
и
а — Рян Рвн
ВН 6вн • cos у
(а)
(б)
(И)
76
дТаксимальное напряжение в листах по ослабленному за-
клепками сечению для переднего кольца определится по фор-
муй
°msx - г0 — каъ ’
где Pl ~ разрывающая сила по длине рассматриваемого уча-
стка переднего кольца, которая определяется по
формуле:
Pl = PLR, (50)
где L — длина рассматриваемого участка,
Z • 8 — полная площадь листа на длине L,
К— количество заклепок, поставленных на длине L,
d —диаметр заклепки,
8 — толщина листа,
Р(кг1мг) — поперечная нагрузка на лист.
Кроме того, необходимо проверить заклепки на
лист—на смятие под заклепками по формулам:
При одношовном шве:
К 4
При двухшовном шве:
о =
С₽
2
На смятие листа:
С<:“ — каб'
срез, а
(51)
(52)
(53)
Разнос горизонтальной соста вляющейпо узлам
Переднее кольцо капота на моторы воздушного охлажде-
ния может иметь различное крепление с мотором. Рассмотрим
эти случаи крепления.
Первый случай. Узлы крепления идут от задней кромки
переднего кольца к мотору. В этом случае для упругого перед-
него кольпа горизонтальную составляющую по полету можно
разносить на узлы (фиг. 65) по следующей формуле
А = , (54)
’ « 2*7?
«=/
1 Разнос полного усилия производится в соответствии е величиной
длины дуги (прилегающей к рассматриваемому узлу), относимой к пери-
метру сечения переднего кольца.
77
где Pt — сила, приходящаяся на определяемый узел;
Р, — полная горизонтальная сила, которая определяется
по формуле (47);
<р4 — величина угла, который относится к определяемому
узлу;
п—количество узлов;
S,— длина дуги, прилегающей к определяемому узлу;
R — радиус поперечного сечения.
Разнос горизонтальной силы на узлы для жесткого перед-
него кольца будет несколько отличаться. В этом случае за
счет жесткости будет происходить некоторое выравнивание
сил, приходящихся на каждый
узел. Приближенно можно
принимать, что все узлы ра-
ботают одинаково. Кроме того,
можно определять усилия на
узлы несколько точнее, если
принять осредненные усилия
на узлы при учете обоих «слу-
чаев, т. е. если определить
усилие для упругого и жест-
кого колец и взять их полу-
сумму.
Второй случай. Если узлы
крепления идут как от перед-
ней, так и от задней кромок
переднего кольца к мотору,
то следует принимать жест-
кость кольца по длине. Если
имеем жесткое кольцо, то
Фиг. 65.
можно приближенно принимать все узлы работающими одина-
ково. Если имеем упругое переднее кольцо, то, учитывая это
на передние узлы следует принимать большие усилия, чем на
задние (на передние — 60—70%, а на задние — 40—30%).
В отношении разноса этих частей усилий между узлами
передней и задней кромок следует пользоваться указаниями
первого случая.
В общем случае нагрузка, приходящаяся на узел, опреде-
ляется по формуле:

(55)
где Ря\ Р \ Рг — компоненты сил по соответствующим направ-
лениям; так, например, Рх — компонент по оси
полета, направленной вперед. Кроме того,
следует учесть еще добавочное усилие на
узел (см. фиг. 74).
78
расчет разъемного переднего кольца не приводим ввиду
того, чТ0 он Аналогичен с расчетом средней части капота, рас-
чет которой приводим ниже.
расчет средней части капота. Поскольку аэро-
динамическая нагрузка действует по длине средней части ка-
пота неравномерно (фиг. 66), то достаточно рассмотреть толь-
ко небольшой участок ее, к которому приложена максималь-
ная нагрузка, например, на длине I. Если переднее кольцо кре-
пится самостоятельно к мотору, то горизонтальная составляю-
щая Рх не будет передаваться на среднюю часть капота.
В этом случае расчет средней части производим на собствен-
ные ее нагрузки. Напряжение по целому сеяению листа опре-
деляется по формуле:
f*cp • ^*ср
COS з • 8
где Рср — максимальная аэродинамическая нагрузка;
— радиус средней части капота;
о — толщина стенки средней части;
а° —угол, который учитывает конусность средней части;
в случае цилиндрической — а0 = О и cos а = 1,0.
Максимальное напряжение в листе средней части по ослаб-
ленному сечению заклепками также можно определить по фор-
муле (49). Кроме того, необходимо проверить лист на смятие
и на срез заклепками по формулам (51) — (53).
Сила, создающая растяжения в заклепках кольцевого про-
филя, определяется по следующей формуле:
_ _ Ра cos/С]/, — ch Kj/j .
<4Р°ф - - 4 /-3(1_иа) sh KA + «inKA
у rI
Pa V /?,8
ch KA ' sin KA + sh KA cos KA
sh^Kili — sin2 KA
(28a)
ТУ
где а —ширина профиля;
/?1 — радиус цилиндрической части капота;
8 — толщина листа капота;
Р— воздушная нагрузка;
4 /3(1 -|12)
у Rfa
коэфициент.
Изгибные напряжения в листе капота можно
по приближенной формуле:
8'1
определить
(30)
где

/j = 15 мм.
Усилия на замки цилиндрической части можно определять
в первом приближении по правилу рычага, так как для прак-
тических расчетов получаемой при этом точности вполне
достаточно1.
В этом случае усилие на средний замок определяется по
формуле:
Л
= <57)
1=1
На крайний замок имеем:
п
Ркр. зам = "7,-'У (58)
1-1
где Qf — R Р — погонное усилие,
Р—удельное давление [кг/м2],
R—радиус средней части капота,
А/,- — расстояние малого участка,
п — количество участков между двумя замками.
Необходимо проверить на изгиб в плоскости листа про-
фили, к которым крепятся замки (фиг. 67) от погонной на-
грузки q = afi. Здесь также можно ограничиться приближен-
ным рассмотрением изгиба профиля только между двумя
замками.
Недостаточная жесткость на изгиб профилей приводит к
неравномерному натяжению оболочки средней части. Вслед-
ствие этого вблизи ^кольцевых профилей в волокнах листа
будем иметь более высокие напряжения, чем в середине листа
между замками (см. фиг. 51).
1 Более точно можно рассматривать балку, лежащую на многих опорах.
80
Для практических расчетов приводим кривую (фиг. 68)
отношения в зависимости от по которой можно будет
°ср
достаточно легко подсчитывать это отношение.
. Фиг. 67.
Максимальное напряжение (зшах) в листе также можно оп-
ределить по следующей формуле:
°max = °со f --------'------- [ (Sh KJ + Sin A’iO X
““ cp I Sh Kih + Sin Kih L
X ch cos — (sh KJ — sin K,/) sh sin —
2 2 2 2
ч>иг. oo. кривая изменения отношения -----
°ср
в зависимости от fcjZ.
(43а)
В практике не рекомендуется допускать перенапряжения
оболочки капота свыше 25%, т. е. в пределах 1,25 >^^>1.
«ср
В. М. Стригунов.
81
Если это отношение будет выше ( 1,25 mux < 2 ), то сле-
v °ср '
дует усилить жесткость на изгиб профиля совместно с об-
шивкой; можно поставить дополнительно полосу иЬ листа
между профилем и оболочкой, либо поставить профиль низкий,
но широкий в касательной плоскости и т. п.
Если замок крепится непосредственно к кольцевому про-
филю, то в этом случае необходимо проверить крепление
замка и профиль (к которому крепится замок) на разрыв
по ослабленному сечению на полную силу, приходящуюся на
один замок.
Иногда переднее кольцо не имеет узловых креплений с
мотором, а крепится непосредственно к цилиндрической части,
которая в свою очередь крепится к мотору. В этом случае
мы должны определить напряжения в цилиндрической части
еще от горизонтальной составляющей по следующей формуле:
(₽и(О| - ОЭ+₽..(О§, - О’)1- (59)
Расчет юбки произво-
дится аналогично любому
щитку.
Поэтому здесь мы его
не приводим.
Капот с жалюзи
Расчет данного капота
(см. фиг. 10) аналогичен
вышеприведенному. Отли-
чие заключается только в
том, что на узловые креп-
ления будет передаваться
не горизонтальная состав-
ляющая сила Рх, а разность Рх-^Хло6.
При определении лобовой силы Хпо6 (фиг. 69) следует
учитывать два случая: а) жалюзи закрыты, б) жалюзи откры-
ты, так как сила .¥лоб в обоих случаях будет различной.
В первом случае лобовая сила определится по формуле:
^лов=да (60)
и во втором случае по следующей формуле:;
^6=W~F)P, (61)
где 7? — максимальный радиус лба жалюзей капота,
Р—давление на лоб жалюзей,
F = nF0—суммарная площадь окон жалюзей,
п — число окон жалюзей,
Fo — площадь одного окна жалюзей.
82
Кроме того, необходимо еще учитывать, что жалюзи кон-
структивно связаны с передним кольцом или крепятся само-
стоятельно к мотору; если они крепятся самостоятельно к
мотору (между жалюзи и передним кольцом имеется отвер-
стие), то усилие Рх должно приниматься на узлы крепления
переднего кольца полностью, т. е. силу Лло6 надо при-
нимать равной нулю. Если между жалюзи и передним коль-
цом отверстие отсутствует, то необходимо учитывать и лобо-
вую силу ЛГлоб.
Фиг. 70.
Несимметричное нагружение капота (выход
из пикирования)
Если капот на мотор воздушного охлаждения нагружен
несимметричной аэродинамической нагрузкой (см. фиг. 35),
то эту нагрузку можно разбить на две (фиг. 70, а). Рекомен-
дуется поступать следующим образом: вначале следует обе
нагрузки разложить на две составляющие Р'х и Р'у\ далее силу
Р', получающуюся от несимметричности (фиг. 70, Ь) и при-
6*
83
ложенную в центре тяжести полуокружности, перенести й
центр тяжести целого кольца. Благодаря этому получаем еще
добавочный изгибающий момент (фиг. 71), равный:
М^Р' .
Х 7Г
(62)
Кроме этого может иметь место случай, когда на верхней
части кольца аэродинамическая нагрузка равна нулю (фиг. 70, г).
Тогда надо поступать таким образом: вначале определяем
центр приложения равнодействую-
щей и затем переносим ее в центр
тяжести кольца (фиг. 71, а). Вслед-
ствие этого получим горизонталь-
ную составляющую и изгибающий
момент (фиг. 71), равный:
A11=P^, (63)
где b — плечо от центра тяжести
целого кольца до центра
приложения равнодейст-
вующей.
Приближенно, идя в некоторый
запас прочности, можно опреде-
лять величину изгибающего момен-
та как от вертикальных, так и от
горизонтальных составляющих по
следующей формуле:
ж=(Р| - рн) у— (р; - р;) а, (64)
где’
Р»=0,5.РР
Р«=Рр 5-
у верх г >
P« = 0,5SbPp;
P« — Pp.S-
у Н '-'г»
Пр __ А + Рп .
верх 2 ’
рр — рп+ Рщ .
' НИЖ 2 ’
дг £\пах Ч~ ОШ1П
84
Q — п /п2 — Л2 V
*->в — (ZJmax min/>
„ ^-\пах+^Лп1п .
'“’г= 2 'к'
а — плечо равнодействующей по длине переднего кольца, ко-
z- 1к
торое приближенно можно принимать равным а^—.
Здесь определяются составляющие Рх и Ру отдельно на
верхнюю и нижнюю половины переднего кольца (фиг. 72),
причем удельные давления Р1(-
Рп; рш осредняем.
Разнос изгибающего
момента по узлам. Если
переднее кольцо жесткое, то из-
гибающий момент можно будет
разнести по узлам креплений по
высоте по правилу треугольника
(фиг. 73), т. е. определить по
формуле:
Р,.= J^i_f (65)
2d
i=l
где М2— внешний изгибающий
момент;
гг — расстояние от i узла
до нейтральной оси;
п — количество узлов.
В этом случае радиальная
аэродинамическая нагрузка так-
же должна восприниматься вер-
тикальными узлами. Здесь сле-
дует заметить, что узлы крепления могут еще догружаться
небольшими силами, которые возникают вследствие того, что
капот (как показано на фиг. 74) не может свободно деформи-
роваться.
Полет со скольжением. Этот случай аналогичен рас-
смотренному выше. Разница между ними заключается только
в том, что здесь изгибающий момент будет приложен теперь не
в вертикальной, а в горизонтальной плоскости.
РАСЧЕТ КАПОТОВ НА МОТОРЫ ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Вследствие плавной формы капотов на моторы жидкостного
охлаждения возникающие на них аэродинамические нагрузки
имеют небольшую величину.
85
Незначительной по величине получается и горизонтальная
составляющая.
Расчет на прочность таких капотов удобнее всего произво-
дить для каждой крышки отдельно. Вначале определяем все
аэродинамические нагрузки на расчетный случай по аэродина-
мическим продувкам. Затем строим в масштабе распределение
аэродинамических нагрузок по длине капота и по его попереч-
ным сечениям. После этого приступаем к расчету крышек.
Расчет плоских крышек
При эксперименте было установлено, что в плоских крыш-
ках, нагруженных поперечными нагрузками, основными рабо-
тающими элементами являются кольцевые профили, а обшивка
включается в работу только с приведенной шириной, которая
86
определяется по кривой (фиг. 75). В этом случае напряжение
от изгиба можно определять по формуле:
М
а ==--,
W
где М — изгибающий момент;
IF—момент сопротивления кольцевого профиля совместно
с приведенной обшивкой.
Определение усилия на замки и их расчет рекомендуется
производить так же, как
душного охлаждения.
Расчет криволинейных
крышек
Экспериментом уста-
новлено, что в криволи-
нейных крышках с радиу-
сом кривизны R =1000 мм
кольцевые профили рабо-
тают на изгиб, от которо-
го они нее разрушаются.
Что касается криволиней-
ной крышки с радиусом
кривизны /?=350 jwjw, то
в ней кольцевые профи-
ли, как и лист, работали
указано для капотов на моторы воз-
Фиг. 75. Кривая совместной работы обшив-
ки и поперечных профилей.
на растяжение.
В последнем случае
обшивка является основ-
ным работающим элементом, а профили — второстепенными.
При расчете криволинейных крышек капота на мотор
жидкостного охлаждения можно рассматривать два случая:
а) Расчет крышек, кривизна которых изменяется в преде-
лах 800 мм </?<оо, следует производить также по приближен-
ной формуле:

(67)
где — момент сопротивления профиля совместно с полной
обшивкой, прилегающей с обеих сторон поперечного
профиля (фиг. 76).
б) Расчет крышек, кривизна которых изменяется в преде-
лах 800 мм < R < 250 мм, следует производить по формуле
(56), как и для расчета замкнутых оболочек.
В этом случае принимается, что лист воспринимает нагруз-
ку полностью, а поперечные профили работают весьма незна-
чительно и их в работе не учитывают.
87
Некоторые указания по расчету опорного шпангоута
от несимметричной нагрузки
Изредка приходится производить расчет опорного шпангоу-
та, к которому крепится капот жидкостного охлаждения.
Вывод и окончательные фор-
мулы для расчета шпангоута
здесь приводить не будем, а
ограничимся только некоторыми
указаниями.
При расчете опорного шпан-
гоута от несимметричной нагруз-
ки следует поступать так: пол-
ную нагрузку, действующую по
контуру шпангоута, разбить на
две: на равномерно распреде-
ленную на всем контуре и изме-
няющуюся по треугольнику на
половине контура. Равномерно
распределенная нагрузка, дей-
ствующая на круговой шпангоут
(арки), вызывает в нем только
растяжение. •
Расчет шпангоута, нагружен-
ного треугольной нагрузкой,
можно производить по общеиз-
вестным формулам по расчету
арок *.
КРАТКИЕ ВЫВОДЫ
На основании проведенных теоретических и эксперименталь-
ных исследований по расчету на прочность авиационных капо-
тов вытекает следующее.
1. Данные теоретических расчетов достаточно близки к
экспериментальным.
2. Горизонтальную составляющую Рх, действующую по на-
правлению полета, следует рассматривать как местную силу,
нагружающую только капот и его узлы крепления к цилиндрам
мотора. На моторную раму горизонтальная составляющая пе-
редаваться не будет вследствие того, что в основном она долж-
на гаситься сопротивлением (лбом) мотора.
3. При расчете на прочность следует обращать особое вни-
мание на наиболее слабые места в капоте.- крепление замков
к профилям, заклепочные швы, крепления капота к мотору или
к жесткому каркасу, шпильки цилиндров мотора и прочность
патрубков.
1 См. Расчетно-теоретический справочник, том 11, Госстройиздат, 1934 г.
88
Кроме того, при расчете оболочки по ослабленному заклеп-
ками сечению следует учитывать влияние концентрации на^
пряжений на понижение прочности, примерно на 10%.
4. В практических расчетах влияние упругости на изгиб
крайних горизонтальных профилей можно не учитывать только
°шах „ .
в случае, гели—: <1,25.
°Ср
Во всех других случаях это влияние следует учитывать
В случае недостаточной жесткости на изгиб профилей создает-
ся неравномерная работа оболочки, с одной стороны, и, с дру-
гой — заклепочные швы, которые находятся вблизи кольцевых
профилей, могут быть сильно перенапряжены.
5. При расчете узлов крепления капота и замков, соединяю-
щих крышки между собой, следует учитывать дополнительный
коэфициент f=l,20—1,25, как и при расчете основных соеди-
нительных узлов и ушков дтя других агрегатов самолета.
6. Следует иметь в виду, что капоты, находящиеся под зна-
чительной аэродинамической нагрузкой, весьма сильно трясутся
от винтомоторной группы и время от времени происходит рас
тряска узлов, замков и заклепочных соединений. Вследствие
этих причин в практике имели место отдельные разрушения.
7. Следует обеспечивать не только достаточную прочность,
но и жесткость капота (в особенности переднее кольцо), чтобы
во время съемки и постановки капота на место форма его не
нарушалась.
8. Желательно поставить эксперименты по определению
вибраций авиационных капотов, хотя сам эксперимент являет-
ся весьма сложным.
9. Для полной отработки статической прочности капота же-
лательно изредка проводить его статические испытания. Наи-
более совершенным способом испытаний является гидравличе-
ский.
ГЛАВА V/
НЕКОТОРЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ О РАЦИОНАЛЬНОЙ СХЕМЕ
КОНСТРУКЦИЙ КАПОТОВ
При проектировании капотов должны учитываться следую-
щие требования:
1. Капот должен иметь очень плавный профиль и хорошую
герметичность для обеспечения минимального лобового сопро-
тивления и минимальных аэродинамических нагрузок.
2. Капот должен обеспечить хорошее охлаждение винто-
моторной группы.
3. Капот и его крепление должны обладать достаточной
прочностью и жесткостью как для воспринятия всех аэродина-
мических, так и вибрационных сил.
4. Капот должен быть легким по весу.
5. Капот jjjih его отдельные крышки должны быть легко
съемными для свободного доступа к любой части мотора во
время эксплоатации самолета.
На основании проведенных теоретических и эксперименталь-
ных исследований по прочности можно сделать некоторые за-
мечания о рациональных схемах капотов как воздушного, так
и жидкостного охлаждений.
КОНСТРУКЦИЯ КАПОТА НА МОТОР ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Переднее кольцо капота
Поскольку на переднее кольцо действуют наибольшие аэро-
динамические нагрузки: разрежение и давление, то следует
профиль его делать очень длинным и плавным для понижения
величин аэродинамических сил.
Следует обеспечить достаточную жесткость переднему коль-
цу, чтобы во время съемки и постановки на место не наруши-
лась его форма.
Кроме того, необходимо еще учитывать, что капот жестко
соединен с мотором, вследствие чего все возмущающие дина-
мические нагрузки, возникающие от винтомоторной группы,
передаются и на него. Иначе говоря, капот работает в небла-
гоприятных условиях в отношении вибраций.
90
Исходя из этих требований, необходимо переднее кольцо
делать цельножестким и рёдкосъемным. Конструкция перед-
него кольца должна состоять из двух кольцевых оболочек с
толщинами листов: наружного 1,0—1,2 мм и внутреннего
0,8—1,0 мм. Эти две оболочки (листы) должны быть скреплены
между собой продольными диафрагмами (нервюрами) на рас-
стоянии друг от друга не реже 250—300 мм и двумя кольце-
выми профилями. Нервюры и кольцевой профиль задней кром-
ки следует делать двутаврового сечения (две полочки со стен-
кой); для облегчения в стенках можно делать отверстия с обя-
зательной отбортовкой. Крепление переднего кольца к цилинд-
рам мотора рекомендуется производить самостоятельно от сред-
ней части капота.
Средняячасть капота
•
В большинстве случаев средняя часть капота состоит из
четырех крышек, связанных между собой замками, вследствие
чего образуется замкнутый контур (оболочка). Поскольку от-
дельные крышки приходится делать легкосъемными или от-
кидывающимися для свободного доступа к любой детали мо-
тора при эксплоатации самолета, то они также должны обла-
дать достаточной жесткостью. Кроме того, они должны быть
легкими по весу.
Конструкция крышки средней части капота должна состоять
из листа толщиною 0,8—1,0 мм, подкрепленного кольцевыми
(поперечными) и двумя крайними горизонтальными (продоль-
ными) профилями. Кольцевые профили могут быть поставлены
как закрытого, так и открытого типов на расстоянии не реже
200—300 мм.
В случае, если крышка средней части с одной стороны
имеет не более трех или двух замков, которые крепятся к коль-
цевым профилям, то последние целесообразно ставить закры-
того типа. Чтобы создать необходимую жесткость на изгиб от
натяжения листа, крайние горизонтальные профили желатель-
но ставить только закрытого типа.
Лист крышки, нагружаясь аэродинамическими силами,
своим натяжением в касательной плоскости заставляет рабо-
тать на изгиб горизонтальные крайние профили. В случае недо-
статочной жесткости на изгиб этих профилей могут получаться
значительные перенапряжения в листе (фиг. 51 и 68). Для
создания равномерной работы листа (оболочки) и заклепочных
соединений следует ставить дополнительно к горизонтальным
профилям полосы из листа между профилем и листом крышки.
Экспериментальные исследования показали, что средние го-
ризонтальные профили в крышках весьма слабо работают
в системе капота, вследствие чего ставить их в крышки не сле-
дует.
91
Юбка капота
Поскольку юбка (лепестки ее) должна обладать достаточ-
ной жесткостью для создания герметичности между фюзеляжем
(мотогондолой) и юбкой, то конструкция каждого лепестка
может быть изготовлена либо из двух листов толщиной 1,0 мм,
подкрепленных между собой продольными диафрагмами, либо
из одного листа толщиной 1,5—2,0 мм, подкрепленного частыми
продольными ребрами жесткости.
КОНСТРУКЦИЯ КАПОТА НА МОТОР ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Здесь следует отметить, что капоты на моторы жидкостного
охлаждения получаются по конструкции длинными и более
плавными, чем капоты на моторы воздушного охлаждения,
вследствие этого на них действуют незначительные по своей
величине аэродинамические нагрузки: примерно, в 3—5 раз
меньше по сравнению с нагрузками для воздушных капотов.
Несмотря на то, что на капоты мотора жидкостного охлаж-
дения действуют незначительные аэродинамические силы, все-
таки они находятся в худших условиях с точки зрения силовой
схемы, чем капоты на мотор воздушного охлаждения. Это
объясняется тем, что эти капоты имеют поперечные сечения,
отличные от круглых (см. фиг. 8). Известно, что оболочка ка-
пота, имеющая сечение, отличное от круглой, под действием
нормальных нагрузок к поверхности не может сохранять своей
поперечной формы (если она не имеет специальных подкрепле-
ний) и весьма сильно деформируется, стремясь принять круг-
лую форму. Сама неподкрепленная оболочка не обладает до-
статочной жесткостью на изгиб при толщине 0,8—1,2 мм и не
может воспринять этих усилий. Поэтому крышки капота на
мотор жидкостного охлаждения должны быть достаточно хо-
рошо подкреплены профилями. На основании проведенных ис-
следований над отдельными крышками было установлено, что
в системе крышки средние продольные профили работают слабо
и хорошо работают профили поперечные. Следовательно, крыш-
ки капота1 выгоднее всего подкреплять поперечными и крайними
горизонтальными профилями.
Рациональная конструкция капота на мотор жидкостного
охлаждения может быть выполнена в двух видах:
1. Капот не имеет жесткого каркаса, а состоит из отдель-
ных съемных крышек, которые в собранном виде составляют
целую оболочку — капот. Такие крышки должны обладать до-
статочной жесткостью и прочностью, т. е. должны быть хорошо
подкреплены поперечными профилями.
2. Капот имеет жесткий каркас, к которому крепятся от-
дельные крышки при помощи значительного количества зам-
ков типа Дзус (см. фиг. 21 и 21,а).
Считаем целесообразным выполнять конструкцию капота,
состоящего из отдельных крышек, без жесткого каркаса.
ГЛАВА VII
ЧИСЛЕННЫЕ ПРИМЕРЫ ПО РАСЧЕТУ НА ПРОЧНОСТЬ
АВИАЦИОННЫХ КАПОТОВ
Здесь для наглядности приводим два численных примера по
расчету на прочность капотов, в которых рассмотрены только
общие методы расчета, а подетальные расчеты узлов и других
элементов опущены.
ПРИМЕР ПЕРВЫЙ. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ КАПОТА НА МОТОР
ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Конструктивно капот состоит ив переднего жесткого кольца,
средней цилиндрической части и юбки со следующими геомет-
рическими размерами:
/о = 2ОЭО мм — полная длина капота по образующей,
/к = 400 мм —длина переднего кольца,
/ц= 1400 мм — длина цилиндрической части,
1Ю = 200 мм — длина юбки,
DM.H= 1400 мм — наибольший диаметр наружной обо-
лочки переднего кольца,
Du, в =1300 мм — наибольший диаметр внутренней обо-
лочки переднего кольца,
D„, b = Dh. н= 1050 мм — наименьшие диаметры внутренней и
j наружной оболочек переднег ) кольца,
Оц = 1400 мм — диаметр цилиндрической части,
8Н = 8Ц = 1,0 мм — толщина наружной оболочки перед-
него кольца и цилиндрической части,
8в = 0,8 мм — толщина внутренней оболочки перед-
него кольца,
/3 = 300 — 360 мм — расстояние между кольцевыми про-
филями цилиндрической части.
Поперечные сечения и размеры поперечных и горизонталь-
ных профилей цилиндрической части приведены ниже в соот-
ветствующих местах расчета.
93
Определение аэродинамических нагрузок,
действующих на капот
Определим аэродинамические нагрузки на капот для двух
случаев.
а) симметричное нагружение капота (пикирование) и
б) несимметричное нагружение (выход из пикирования).
Составим сводную таблицу.
распределение нагнизни по. образующей
- W0 -----700------I-----700 —» XU
---------------2000 ---------------
Распределение на грузки по сечениям
Фиг. 77. Распределение аэродинамической нагрузки по образую-
щей и поперечным сечениям капота на мотор воздушного охлаж-
дения.
Действительное распределение аэродинамических нагрузок
по образующей и поперечному сечению капота на мотор воз-
душного охлаждения показано схематически на фиг. 31 и 32.
Для упрощения расчета принимается линейное распределение
аэродинамической нагрузки по соответствующим участкам об-
разующей.
94
Пусть мы имеем распределение аэродинамической нагрузки
по поверхности капота, приведенной на фиг. 77 ка1к для сим-
метричного, так и для несимметричного случаев.
Значения величин аэродинамических нагрузок принимаем
следующими:
qMM ~ 2500 кг/м2 — скоростной напор,
/^ар ~ — 3,89 — относительное удельное давление по
наружной поверхности на участке 7—2;
7-иар ~ — 0,5 — относительное удельное давление по
наружной поверхности на участке 3—4;
/"внутр = +1,0 —относительное удельное давление по
внутренней поверхности на участке
7 — 5, т. е. до первого ряда цилиндров мотора;
Рвнутр ~ + 0,5 — относительное удельное давление по внутрен-
ней поверхности на участке 5 — 4.
Для несимметричного случая изменения нагрузки показаны
на фиг. 77 пунктирными линиями.
Расчетная нагрузка определялась по формуле:
''=P'U. (68>
где /= 2 — коэфициент безопасности;
— скоростной напор;
рэ — относительное удельное давление.
Результаты подсчета разрушающих аэродинамических на-
грузок сведены в табл. 5.
Расчет переднего кольца
Переднее кольцо считаем жестким, так как среднее рас-
стояние между продольными нервюрами кольца имеем:
1.4+1,05 =275 см
к п 14 2
Определение горизонтальной составляю-
щей. Горизонтальную составляющую, действующую по по-
лету, определим по формуле (47):
Рх = Л..Р ~ (Di - + Рви л. , - DI в) +
Подставив численные значения в формулу (47), получим:
19500 —(1,42 —1,052) + 50003—X
4 4
X (1,3s-1,05s) ~ 15 400 кг.
95
>tO
га
EJ
К
ч
о
га
«-
Сводная таблица
Участок 3—4 Разруш. нагрузки кг1л& рР ВН 2500 2500 2500 2500 ! с с о I 2500 с с »г С э 2 2500
рр нар -2500 -2500 О о ю oi 1 -2500 с с ю -2500 с с LT 2 / 0095- 1 !
Внутр, давлен. 1оГ to о to о o' to о 1О o' to о ю о ю о
Наружный отсос <1 о о о о тг о 1 о +0,4 о
IQ. ю o' i ю о 1 ю о 1 ю о 1 1С о 1 ю о 1 ю о 1 LQ О 1
» Участок 1—2 Разруш. нагрузки, кг/.ч2 X схи й. +5000 + 5000 ocns+ + 5000 +5000 000S+ с с с 1Г +5000
рр 1 нар —19500 — 19500 -19500 -19500 О о ю СО CN 1 —19500 О 19500
Внутр, давлен. |сС г—< г—<
Наружный отсос (Т>~* о о о о со о 1 о р о
(Л тМ IQ. -3,89 - 3,89 —3,89 -3,89 СП со СО 1 -3,89 о -3,89
Сече- ние > 1—1 х: д 2
Случаи полета эинваоЛияиц винеаоОияии ей toxng
56
Определение растягивающих напряжений в
наружной и внутренней оболочках переднего
кольца. Растягивающие напряжения по целому сечению в
оболочках кольца определяем по формулам (13а) и (136J.
Напряжения в наружной оболочке:
О,85-Рн-7?н
° нар COS анар
_0,85 • 1,95 . 70
0,1 . 0,915
= 1265 кг/см-.
Напряжения во внутренней оболочке:
о = 1>15;J°Bh • 2?вн = 1,15 • 0,5-65 49 .
вн о'вн cos авн 0,08 - 0,954 СМ ’
где
. ^М. Н ^Н. II
tg%=-
4=1^.0,437
2-0,4
я соответственна cos ан1р = 0,915;
tg%,
Пи.в-Он, В
2/к
1,3— 1 05
2 - 0,4
= 0,312
и соответственно cos авн = 0,954.
Далее определяем напряжения в наружной оболочке1 по
ослабленному сечению заклепками по формуле (49):
°о = —Г-Р—— = гт------—-------~ 1460 кг[см2,
F0—kd6 0,3—1 • 0,4 • 0,1 '
где
Р,= ozs = 1265 • 3,0 - 0,1 = 380 кг,
Ро = /6 = 30-0,1 = 0,3 см2;
k — количество заклепок на длине I;
d = 0_4 — диаметр заклепки;
6 = 0,1 — толщина листа;
£=3,0— шаг заклепок.
Учитывая понижение прочности дуралюминовых заклепоч-
ных соединений за счет концентраций напряжений у отвер-
стия примерно на 1О°/о, окончательно будем иметь:
°м — 1,1 • <з0= 1,1 • 1460= 1600 кг/см2.
Напряжение среза в заклепках определяем по формуле (51):
р1 4 - 380 ,
хсо =—— — --------------= 1510 кг см2.
ср Jtd2 2 - 3,14 - 0,42 1
к —
4
1 Ввиду полной аналогии расчета для внутренней оболочки не произ-
водив.
7—В. М. Стригумог.
97
Напряжения смятия листов под заклепками определим по
формуле (33):
= 380 = 4750 кг,см\
см kd6 2 -0,4 -0.1
Определение усилий на узлы крепления пе-
реднего кольца. Определим усилия на узлы крепления
переднего кольпа к цилиндрам мотора для двух случаев на-
гружения. Переднее кольцо является жестким и оно кре-
пится на восьми узлах.
Для симметричного нагружения. Усилие, при-
ходящееся на один узел, определим по формуле1
, Рх 15 400
Р,= —=---------Ь 1920 кг.
х п 8
Для несимметричного нагруженья. Определим
составляющие Р' и Ру и изгибающий момент, возникающий
вследствие несимметричности, по приближенным формулам
= 4" ' 5в -= т 26 500 - 0,673 8900 кг.
= jDp . з-г = 26 500 0,49 ~ 13 000 кг.
рниж _ _1_ рр . = J_ 14 7Ь0.0>673 ~ 4950 ft.?
£ л
-ТЖ = Рн • sr= 14 750 0,49 = 7220 кг.
₽х . р^ИЖ[) (рверх рни» ।
где
а= 0,2 м;
3„ = (D®. н - Di н) = 3-^ (1.42 - 1,05=)t=, 0,67б;
о DM ,, + D, в , 1.4-J- 1.05
5 « н . н.в z =----22------ 0,4=0,490 м3-
2 2
и ^и.н+^пл 1,1 + 1,05
1 Если имеем упругое кольцо и расположение узлов по окружное!
неравномерным, то определять усилия на узлы следует по соответствующе
для этого случая формуле.
2 Удельные расчетные давления Рь Ра, Рш и PlY взяты из табл. !
где Pi==Pj ,»p + PiBH и т. д.
98
Р>да=±.-+_ и«»+.а50о = 265ОО кг/м!.
Р₽ = Р', Ф ₽‘" = .245l)0 + ”” = 14 750 «/Л
ННЖ ‘О 2
2
Далее, подставив численные значения в формулу изгибаю-
щего момента, будем иметь:
Л1 = (8900 - 4950) 0,612 - (13 000 — 7220) • 0,2 = 1264 кгм.
_______________ ~ 1264 • 0,612_________________
— 0,61224-0,433’4-0,4332 + 0-4-0 4-0,43324-0,43332 + 0,6122
= —4-==±515 кг (Д1= 4-515 кг, Р8 = —515 кг).
1,502 v 1
Усилия, приходящиеся на узлы 2, 3, б и 7, имеем:
= Р3 = Р6 = Р, = =1264 50° ’ 43А = + 364 кг.
i=l
Откуда
Ps = P, = 4-364 кг,
Р9 = РЧ=: — 364 кг.
7»
99
Определение усилий на узлы от составляющих Рх и Ру
имеем:
рверх рииж
8900 + 4950
8
1730 кг.
П
, рмрх_рннж 13000 - 7220
п ~ 8
= 723 кг.
Суммарные усилия от горизонтальной составляющей и от
момента будем иметь:
Р1Х = Р; + Pt = 1730 + 515 = 2245 кг.
Р6]=Р'х-Рй = 1730 - 515 = 1215 кг.
Pix = Р3, == Р; + Р2 = 1730 + 364 = 2094 кг.
ре* = pix = рх ~рб= 1730- 364 = 1366 кг.
Р^ = Р4л=1730 кг.
Кроме того, на каждый узел будет действовать вертикаль-
ная составляющая, равная Ру==723 кг.
Все усилия, приходящиеся на узлы, сведены в табл. 6.
-Таблица 6
Сводная таблица
Расчет средней части капота
Средняя цилиндрическая часть конструктивно состоит из
четырех крышек, связанных между собою замками. Вид одной
крышки показан на фиг. 156.
100
Поскольку максимальная аэродинамическая нагрузка дей-
ствует только на передней кромке средней части, а затем
опа линейно падает, то расчет ведем на максимальную на-
грузку, действующую на расстоянии 50 мм от переднего края
(см. фиг. 80), которая определяется по формуле:
Рш„ = 24 500 - 500 ~-5000 0,09 22 200 кг/м2.
0,75
Определение напряжений в листе. Растягиваю-
щее напряжение по целому сечению оболочки находим
по формуле (56):
б ____Рср '
8 COS а
2,22-70 , ,
-------»15з0 кгсм\
0,1 - 1,0 ' ’
где а = 0.
Расчеты листа по ослабленному сечению, учет понижения
прочности за счет концентрации напряжений, срез заклепок
и смятие оболочки (листа) под заклепками производятся ана-
логично, как это сделано при расчете переднего кольца.
Определение силы, отрывающей заклепки.
Определим силу, действующую на единицу длины и отры-
вающую заклепки от кольцевого профиля, по формуле (28а),
имеющей вид:
O.p=Qa =
Ра
^<3(1-1x21
У R,S2
cos/CjZj— chXjZj
sh X,Z, 4~sin A) Z,
Pa
3(1 -|x2)
ch AjZ, sin TCi/j-f-sh cos
sh2Kih-sin2KJi
Зададим следующие численные значения:
а=40 мм — ширина поперечного профиля между заклеп-
ками (см. фиг. 82);
/?= 700 мм — радиус кривизны цилиндрической части;
1= 1,00 мм — толщина оболочки.
== % 3(1- 0.32)
1 I/ /?2б2 I/ 702-0,12
/, = 15 мм — ширина волны искривления обшивки;
/С,/, = 0,486- 1,5 = 0,728;
Рвр = 24 500 — 2-5°0^55°~ 0,39 а 14 400 «г/л9 (см. фиг. 80).
101
Подставив численные значения в формулу (28а), будем
иметь:
~ _ 1,44-4,0 cos 0,728 —ch 0,728
У np ~ 0,486 sh 0,728 + sin 0,728
1,44 - 4 ]/ 70 - 0,1
ch0,728 • sin0,728 + sh 0,728 • cos0,728 o
= 40,8 KZiCM.
sh2 0,728 — sin20,728
I, = 50
Фиг. 79.
Значения круговых и ги-
перболических функций бы-
ли подсчитаны по специаль-
ным таблицам (см. справоч-
ники).
Пусть кольцевой профиль
приклепан с оболочкой (об-
шивкой) двухрядным швом
с шагом £ = 30 мм, тогда
усилие, приходящееся на
одну заклепку, будет:
Ps = Qnp^-=40,8X
X =53,1 кг.
2
Определение местных напряжений изгиба
в листе (оболочке). Местные напряжения изгиба в листе
вблизи кольцевых профилей определим по формуле (30а).
8/2
где
у =
.Утах Ев
1,44 • 70*
72 - 104 . о,1
я; 0,098 СМ",
1Х = 15 мм.
Подставив численные значения в формулу, будем иметь:
а ==
3,14* 2 72 10« . о,1 - 0,098 „„„„ . ,
~ 3870 кг[смг.
8 - 1,52
Определение максимального напряжения в
оболочке (листе) капота за счет влияния упру-
гости профилей на изгиб. Влияние упругости на изгиб
продольных крайних профилей на напряженное состояние
в оболочке капота определяем по формуле (43а):
102
= % { 2- - *[(sh^Z+sin^OX
v SH ^\ji i- Slu/\ji |_
X ch cos — (sh Kxl—sin KJ) sh sin —
— (chA\Z—cos/С4) (shcos— ch^ sin^^j } ,
где I = 300 мм — расстояние между кольцевыми профилями.
n ^max 4" Pmin 2.45 -p 1.44 1 nx a
R =- —------—=-----1----= 1,94 кг см2.
СД 2 2
e 2л/? 2 • 3,14 • 70 tnn „
S =-----= —---------« 109,8 cm,
4 4 ’ ’
PQVR 1,94 • 70 1OCn r i
o.D = cp— = -------i— — 1360 кг cm2.
cp o'cos a 0.1 • 1,0 '
Произведем подсчет момента инерции продольного профиля
с приведенной шириной обшивки относительно оси у—у
(фиг. 79)
1 ==0-’1 •-5.!°!н-2 • 0,15 • 1,5 • 1,752 + 2-' °-’15 ’ 1,5> +
у у 12 1 1 12
4- 2 • 1,7 • 0,15 • 0,9252 + —15~ 2~- =* 3,04 см*.
1 1 12
Определим аргумент KJ по формуле:
7<,Z= Z 1 / ----=301/---------------------== 3,31.
1 У 2 Enp/npS У 2 3,04 109,8
Подставив в формулу численные значения круговых и ги-
перболических функций, будем иметь:
{2-щ?^^[(13’54 - 0’1577)2’7(-0’088)-
- (13,54 + 0,1577)2,5 0,995 - (13,54 + 0,987) (2,5 (—0,088) -
—2,7 • 0,995)] } =% { 2 - °«36 } = =
= 1,64 • 1360 = 2230 кг/см2.
Кроме того, по значению аргумента КХ1 можно определить
максимальное напряжение также по кривой, приведенной на
фиг. 68.
Как видим, подсчитанное максимальное напряжение в обо-
лочке получилось достаточно высоким по сравнению с допу-
стимым amajc 1,25оср. Для понижения величины напряжения
следует увеличить жесткость на изгиб продольных профилей
путем: или заменой профиля или прокладкой пластины между
профилем и оболочкой. При перенапряжении оболочки следует
пересчитать заклепочные соединения, прилегавшие вблизи
кольцевых профилей.
юз
В расчетной практике для подсчета максимальных напря-
жений в листе вследствие влияния упругости на изгиб про-
филей следует пользоваться графиком фиг. 68.
Фиг. 80. Распределение воздушной нагрузки по средней части капота.
Определения усилий на замки, соединяющие
отдельные крышки между с о б о й. Определение уси-
лий на замки производим по формуле (56):
i-1
График распределения аэродинамической нагрузки по сред-
ней части капота показан на фиг. 80, из которой следует:
ЛГ=24jOO—5000 _ ggqqq кг/м^ — коэфициент линейности;
Ро = 24 500 — К 0,05 = 24 500 — 1300 = 23 200 кг/л2,
Р, = 24 500 — К- 0,09 = 24 500 — 2300 = 22 200 .
Рп = 24 500 - К • 0,39 = 24 500 - 10 200 = 14 300 ,
Рш == 24 500 - К • 0,69 = 24 500 — 18 000 = 6500 .
Произведем осреднение нагрузок по соответствующим
участкам:
„ 22200 + 14300 1ОПСП , ,
Pl-П = -----1-----= 18250 кг[м\
Рц-,п= 14 3°°2+ 6500 10 400 „
Рц,ср = 10400+gy° =7700 .
Pr ср = 23200 + 18250 = 20 750 „
Риер- 1825°^°4Qg = 14325 „
РШс|> = 7700 •°’21 + 5000-»’12- = 6730 кг]м\
111СР П .44 '
104
Подсчет нагрузок на замки сведем в табл. 7.
Таблица 7
Сводная таблица
№ замков р * Ср кг . м2 . Д1 ри] q=PR кг см Рз—qM [кг]
I 20750 0,19 145 2760
11 14325 0,3 100 3000
III 6730 0,33 * 47,1 1550
IV 5000 0,36 35,0 1260
V 5000 0,22 35,0 770
ПРИМЕР ВТОРОЙ РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ КАПОТА НА МОТОР
ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
В этом случае определение аэродинамических нагрузок и
порядок расчета на прочность производятся аналогично, как
и для капота на мотор воздушного охлаждения (см. первый
пример).
Конструктивно капот на мотор жидкостного охлаждения
обычно состоит из нескольких крышек, связанных между
собой замками (см. фиг. 21).
Для примера произведем расчет одной плоской крышки
(фиг. 81).
Пусть имеем среднее значение аэродинамической нагрузки
на участке abed, равное Р₽ = 3000 кг/м2, тогда величина по-
гонной нагрузки будет:
q = Др ь = 0,3 • 40 —12 кг'см.
Произведем расчет одного поперечного профиля совместно
с обшивкой, которая будет включаться в работу с приведен-
ной шириной, согласно кривой фиг. 75.
105
Значение максимального момента напишется так (см.
фиг. 81):
Пусть профиль имеет сечение, приведенное на фиг. 82.
Тогда величины моментов инерции и сопротивления будут:
7jr-jr = 4,32 см4;
W = = см3.
2,74
Откуда будем иметь:
ошах = —= —= 3420 кг!см*.
шах W 1,58
При подсчете момента инерции сечения профиля приведен-
ную ширину обшивки приняли, согласно графику фиг. 74,
равной &прив= 160% (для сечения посредине профиля).
ЛИТЕРАТУРА
1. Николаенко В. Г., Аэродинамический расчет капотов на моторы
воздушного охлаждения. Труды ЦАРИ, № 298, 1937 г.
2. Стригунов В. М.. К расчету капотов на прочность. .Техника воз-
душного флота" № 6, 1940 г.
3. Стригунов В. М., Теоретическое и экспериментальное исследо-
вание работы тонкостенных балок. Труды ЦАГИ № 349, 1938 г.
4. К а н т е р П. М., Результаты испытания 49 моделей — капотов в тру-
бе больших скоростей. Труды Ц \ГИ № 519, 1940 г.
5. Феппль А. и Феппль Л., Сила н деформация. Том второй,
ОНТИ, 1936 г.
6. Тимошенко С. П., Курс.сопротивления материалов, 1932 г.
7. Столбов В. В., Самолетостроение последних лет. Военгиз, 194Э г.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
едение...................................................... 3
Глава I
,н1Ы конструкций авиационных капотов........................... 5
олъцо Таунеида................................. .. .. .. 5
Типы конструкций капотов................................... 7
Капоты на моторы воздушного охлаждения .................... 8
Капоты на моторы жидкостного охлаждения....................19
Глава II
Аэродинамические нагрузки, действующие на капоты авиамоторов 24
Аэродинамические нагрузки, полученные при продувках капотов . . 24
Возможные случаи нагружения налогов аэродинамическими нагрузками 30
Симметричное нагружение (пикирование)..................... 31
Несимметричное нагружение (выход из пикирования).......... 32
Глава III
Исследование работы и расчет элементов капотов . .............. 34
Исследование работы и расчет элементов капотов на моторы воздуш-
ного охлаждения......................................... 34
Расчетные формулы для определения напряжений в оболочке
капота ................................................... 35
Расчетные формулы для определения напряжения в листе сред-
ней части капота............................................. 39
Особые точки на образующей капота........... 41
Исследование работы переднего кольца капота на моторы воз-
душного охлаждения.......................................... 42
Цилиндрическая часть капота, подкрепленная профилями .... 46
•Сравнение работы воздушного капота с капотом жидкостного охлаж-
дения, имеющего различные формы поперечных сечений........... 57
Глава IV
Экспериментальные исследования................................. 61
Краткое описание конструкций экспериментальных образцов - . . . . 61
Методика статических испытаний капота и крышек..............• 63
Капот на моторы воздушного охлаждения................... 63
Испытания крышек применительно к капотам для моторов жид-
костного охлаждения......................................... 64
Сравнение экспериментальных данных с расчетными и анализ экспе-
риментальных данных....................................... 67
107
Для капота на мотор воздушного охлаждения ............. gy
Анализ работы крышек, нагруженных нормально к поверхности 71
Глава V
Расчет капотов на прочность .... .... . . 73
Расчет капотов на моторы воздушного охлаждения ........ 73
Капот с юбкой......................................... 73
Капот с жалюзи....................................... 82
Расчет капотов на моторы жидкостного охлаждения . 85
Расчет плоских крышек................................. 86
Расчет криволинейных крышек............................. 87
Некоторые указания по расчету опорного шпангоута от несим-
метричной нагрузки................................... 88
Краткие выводы........................................... 88
Глава У/
Некоторые Замечания о рациональной схеме конструкций капотов 90
Конструкция капота на мотор воздушного охлаждения ........... 90
Конструкция капота на мотор жидкостного охлаждения.............92
Глава VII
Численные примеры по расчету на прочность авиационных капотов 93
Пример первый. Расчет на прочность капота на мотор воздушного охла-
ждения ..................................................... 93
Пример второй. Расчет на прочность капота на мотор жидкостного
охлаждения .............. .................................105
Литература .
1Со
Редактор /. А. Аристов.
Теки. редактор Н. Н. Пискарева.
Г02662. Подл, в печ. 22ЦЦ 194В г.
Зн. в печ. л. 54400- Тир. 4000 экз.
Печ. л- 6’/. Уч.-ает л. 7 Д.
Цена 7 р. Зак. 42,1092.
Типография Оборонгиаа.