Text
конструкция
маломощного
самолета
> .. ' ' >.
государстве иное
авиационное и автотракторное
ивдательстас
1932
Ц книге собраны материалы по конструкции и расчету маломощной
спортивного самолета, построенною и испытанною в полете сама
автором. Книга рассчитана на вузовцев и молодых инженеров. Цель ее-*
помочь начинающему конструктору в его первых работах по проектиуй
еанию и расчету самолетов.
Редактор А. А. ЙС а б р о в
Книга сдана в набор 1/VI—31 г.
Подписала а печати 20/11—32 г.
Статфориат 62X94/16
Тип. ем. в бум. л. 48 ООО
Тсхп. редактор С. N. Р о с т о га и в с I
ОПТИ № 2334
Индедс № ИМ—1
Тираж 5 000 эка. 98Д п. л.
У поли. Главлита № В—41*4
' Фабрика«киагн «Красный пролетарий». Краснопролетарская, 16 Зак. 3689
ПРЕДИСЛОВИЕ.
Изучение отчетов о построенных самолетах является делом весьма
желательным, так как сравнение расчетных данных с данными статиче-
ских и полетных испытаний позволяет судить о точности применяемых
методов расчета. Но даже в при отсутствии такого сравнения подобные
отчеты могут принести пользу, так как в них'излагаются материалы в
том ноцядпе, в каком они нужны i.pn прэектпрованп । самолета.
Книга пнж. И. Н. Виногратога «Расчет н конструкция» маломощ-
ного самолета имеет в виду конкретный пример построенной автором и
испытанной машины, в методике расчета которой нашли отражение
применяемые в самолетостроении нормы и способы расчета.
Автор приводит готовые формулы и номограммы ранее изданных
трудов ЦАРИ, разных авторов и из журнальных статей.
Книга требует предварительной теоритической подготовки п после усвое-
ния аэродинамического расчета и расчета на прочность может быть
использована в качестве материала для упражнений в авиационных тех-
никумах, чему способствует также большое количество сведении справоч-
ного характера, проведенных в конце труда.
Обращаясь к содержанию книги, следует отметить, что по отдельным
главам расчет ведется не для одного варианта, а для нескольких, вслед-
ствие чего некоторые основные параметры имеют разное численное
выражение.
Однако это обстоятельство не умаляет значении книги как учебного
пособия, которое намечает общий ход расчета маломощного самолета в
простой по возможности форме.
Пнж. II. П о д с е в а л о в.
ОТ АВТОРА. >
Прн составлении предлагаемого труда автор имел целью ошакомпть
начинающего конструктора с устройством легкого самолета, с основами
расчета и необходимыми материалами длп его изготовления.
Отсутствие литерат)ры но указанному вопросу и многочисленные по-
желания членов кружка авиации и моих слушателей в Московском
авиационном техникуме послужили причиной к изданию материален по
расчету маломощного самолета, построенного Московским Осоавиахимом
во'2-й школе’ФЗУ ВАО под руководством ав ора и его ближайшего по-
мощника, председателя кружка авиации, т. А. И. Яковлева.
з
Конструкция и постройка самолета была начата еще в 1927 г. и
велась с перерывами в течение трех лет (работа выполнялась автором
вве служебного времени); вследствие этого некоторые- главы книги из-
ложены согласно тем приемам и методам' расчета, которые в то время
были приняты в наших конструкторских бюро. Так, в главе третьей дан_
липп. приближенный способ построения высотной -харакгерпстикп мотора;
для построения хорды биплана теперь может быть применен более точ-
ный метод Бетца, чем примененный автором в соответствии с указаниями
труда инж. И. Н. Фадеева «Аэродинамический расчет планера» Метод
этот,.однако, вполне себя оправдал: устойчивость уже испытанной в по-
лете машины нормальна, что объясняется тем, что установочный угол
стабилизатора совпал с расчетным, построение аэродинамической харак-
теристики биплана сделано по методу инж. Мусиньяниа; краткое описание
этого метода имеется в трудах Академии воздушного флота.
Некоторое перетяжелеиие конструкции и допущенные пеодннакочые
значения запасов прочности были вызваны тем обстоятельством, что бла-
годаря отсутствию материалов были взяты со склада строительные стан-
дарты не расчетных размеров; кроме того статическим испытаниям в ме- .
ханической лаборатории подверглись только наиболее ответственные узлы
9 креплений п потому в целях осторожности при постройке' опытной машины
допущены большие запасы прочности против норм. В отношении послед-
них следует иметь в виду, что утвержденные У ВВС нормы 1931 г. отли-
чаются от норм, принятых Спортсекцией Осоавиахпма в 1926 г. (кото-
рыми руководствовался автор) для этого класса щашпн только уменьше-
нием расчетных перегрузок.
Наконец следует отметить, что в книге изложены расчеты двух вари-
антов самолета: запроектированного—с полезным весом 629 кг и выпол-
ненного— с увеличенным запасом горючего при весе 765 кг.
Учитывая сложные задачи п трудность конспективного изложения столь
обширного материала’, как расчет и постройка опытного самолета во
всех его фазах, автор заранее просит извинения перед‘своими читателями
ва некоторые недочеты в изложении, которые устранить за недостатком
времени ие представилось возможным.
Автор будет считать свою задачу выполненной, если предлагаемый
труд облегчит молодому конструктору усвоение простейших методов рас-
чета воздушной машины и укажет ему пугь к дальнейшему совершен-
ствованию в этой области.
В заключение считаю своим долгом выразить благодарность всем
участникам коллективной постройки машины и рабочим сварочного цеха -
К N... завода, благодаря которым был осуществлен легкий полуметаллический
самолет ИГРАДО-3 Б/М.
- И. Вмиоградо в. I
ВВЕДЕНИЕ.
Развитие маломощной авпацпп.
В советской авиационной терминологии нет до сего времени точного
разграничения понятий «авпэтка» и «легкий самолет». Между тем лётвая
практика за границей установила вполне определенные свойства той п
другой категории маломощных машин. , •
Название «авпэтка» присваивается главным образом переходному типу
воздушной машины, полученной пли преобразованием планера в моторный
самолет мощностью до 20 л. с., или постройкой конструкции аэроплана
небольших размеров с двигателем до 30 л. с.
Фиг. 1. Авпэтка «Буревестник С-4» конструкции пнж. Нввичина.
Вследствие малого запаса мощности управление подобным самолетом
доступно лишь летчику высокой квалификации, а потому практическое
значение авиэток невели'ко.
Легкий (или маломощный) 'самолет, в большинстве случаев
двухместный с двигателем, от 40 до 100 л. с. является в настоящее время
типом самолета, приспособленным как для спортивных, так и для учеб-
ных, а отчасти п для коммерческих целей.
Достижения легкого самолета. Обладая высокими экономическими
качествами л надежностью действия, легкий самолет получил за границей
Фиг. 2. Авиетка «Три друга».
Фиг. 3. Легкий самолет АИР-8 и его конструктор цпж, А. С. ЯГсг-лев,
6
фиг. 6. Легкий самолет ИДО 3 Б/М с мотором Бальтер 65 л. с.
широкое раснространенпе, имея ряд достижении ври дальних перелетах
и испытаниях на скорость и высоту.
В числе многочисленных выдающихся перелетов обращают внимание
рейсы английских 80-сильных бипланов «Мотзс» фирмы Хавиленд иа Англии
. в Индию, Африку и Австралию. Летчик Вингсфорд Смит в 1930г.
иа самолете этого типа покрыл в 13 суток расстояние в 16 500 км, от-
деляющее Лондон .от порта Дарвина в Австралии.
Рекордный перелет иа Рима в Токио был выполнен в июле 1930 г.
итальянским летчиком Ломбарди-на двухмоторном самолёте завода
Фиат AS-1 с мотором той же фирмы А-50 в 90—100 л е. Весь путь
протяжением в 11800?г» Лбмбарди с пассажиром выполнил в 10 дней по.
маршруту: Рим — Вена — Варшава — Москва — Свердловск — Новоси-
бирск — Верхнеудинск—Харбин—Мукдеи — Сеул — Токио.
На протяжении последних лет должны быть отмечены и попытки пере-
летов иа легком самолете через Атлантический океан. Наиболее отваж-
ный из них был предпринят в 1930 г. германским летчиком Хи ртом на.
40-сильиом моноплаие Клемм по маршруту: Берлин — Англия—Оркадские
острова—Исландия—Гренландия — Канада — Чикаго. При этом следо-
вало выполнить двойной перелет над океаном этапами по ЮООж.ч с лиш-
ним. Летчик благополучно достиг г. Рейкиавпк в Исландии. От продолже-
ния полета пришлось отказаться ввиду наступившей ненастной погоды. *
В СССР постройка маломощных самолетов ведется < >соавиахпмом
о 1923 Г. Лучшими из выполненных типов авиеток являютс-г у нас само-
леты «Буревестник» инж. Невдачина, тип С-4 которого в 1927 г.
с мотором Блэкббрн 20 л. с. поставил мировой рекорд высоты. 5 500»
8
.. /«v ML дтм . . >
п скорости 140 км/час (фиг. 1). «Буревестник» С-5 с мотором 30 л. с.
и авпэтка «Три друга» (фиг. 2) были представлены в 1928 г. на Между-
народной авиационной выставке в Берлине.
Первый легкий двухместной самолет бппланного типа был построен
в 1926 г. конструкторе)^ А. •Яковлевым под названием АИР-1
' с мотором Цпррус 60 л. с.
Третий тип'АИР является (фиг. 3) серийной машиной Осоавиахима.
Это моноплан-парасоль с мотором Вальтер 65 л. с. На пем был совершен
в 1929 г. беспосадочный полет Минеральные Воды—Москва протяжением
. 1700 к» в течение 15 часов.
Удачным типом легкого самолета явилась амфибия инж. Шаврова
с мотором 85 л. с., в 1930 г. совершившая перелет из Ленинграда
гв Москву..
Хорошо выполненную конструкцию исполкомовской легкой майгины1
представляет самолет ИТ-6 (фиг. 4) инж. И. И. Толстых с мотором
РАФ 60 л. с. Данные наших и заграничных маломощных самолетов
приводятся в табл. 1 Приложения 1.
Свойства легкого самолета. Высокие аэродинамические качества
легкого самолета, при малых габаритных размерах, обеспечивают его
широкое распространение.
1 Исполкомовский тли легкой машины, т. е. прадназвачеивой для обеду-
ясвнания дольских местностей, требует для посадом ва неподготовленную площадку теагга
широкого, хл л, небольшого вредвздетного разбега, просторного фюзеляжа п удобс^р хрв-
Основные требования, осуществляемые в конструкции легкого само-
лета, сводятся к следующему:
1) хорошая аэродинамическая форма самолета;
2) малая посадочпан скорость и небольшой предвзлетный разбег;
3) портативность, допускающая хранение самолета в обычном сарае;
4) легкость ремонта;
5) безопасность в оксплоатацин и продолжительность службы.
Посадочная скорость современных .легких самолетов колеблется
в пределах от 50 до 80 км/час; время разбега в лучших типах — не
больше 10 секунд. •
Портативность самолета достигается устройством складывающихся на
стоянке крыльев, легкой разборностью его частей и простотой их
регулировки.
Легкость ремонта зависит от принятых материалов, характера кон-
струкции и методов производства (сзарка, клевка, склеивание).
Безопасность в эксплоатации зависит от летных свойств самолета,
запасов прочности в деталях, доступности выхода из кабины, принятых
противопожарных мер.
. Осуществление перечисленных требований достигается не всегда в пол-
ном объеме и будет зависеть от ближайшего назначения самолета.
Важнейшим моментом в достижении успеха выбранного типа легкой
машины при ее постройке является соблюдение расчетных норм в ее
частях и деталях, применение соответствующих материалов и правильное
назначение технологического процесса в ее изготовлении. В предлагае-
мом содержании темой описания принятых расчетов в самолетостроении
служит легкий самолет Иградо-3 Б/М. Он построен в 1928*—1930 гг. круж-
ком авиации рабочей молодежи при школе ФЗУ К 2 ВАО под руковод-
ством автора и представляет собой тип полуметаллической конструкции, в
которой нашли применение дерево, сталь а кейьчугалюмин (фиг. 5).
В приложении к аэродинамическому расчету и расчету на прочность
даиы таблицы стандартных материалов, применяющихся в самолетострое-
нии. Таким образом нам казалось, что расчетный материал может пред-
ставить интерес и дать необходимые справочные сведения для конструк-
торов как деревянного, так и металлического легкого самолета.
Конструкция легкого самолета Иградо-3 В/М.
Этрт самолет представляет последующее развитие двух планеров,
строившихся в период 1923—1925 гг. в рабочих кружках Осоавиахима
под руководством автора, именно: в г. Подольске и в Нара-Фоминске.
Первый из этих планеров — моноплан с нижним расположением плоскостей,
а’другой —биплан.
ЙСхема самолета. Полуметаллическая конструкция самолета Иградо,
с «Втором воздушного охлаждения Вальтер 65 л. с., представляет двух-
местный биплан, крылья которого образуют полураскосную жесткую
ферму. (
- Корпус состоит из трех частей: 1) центральной—из кольчугалюмпна,
2] откидной моторной рамы па четырех болтах, п 3) деревянной хвостовой
части (фиг. 6J.
• 10
• Благодаря отсутствию троссовой расчалки самолет может быть превра-
щен в одиемсегпый моноплан с нижним расположением крыльев. Верхние
плоскости имеют стреловидную форму и трапецевидное очертание в плане.
В сечении центральной части взята дужка Геттингенской лаборатории 426.
Нижнее крыло—прямоугольное, имеет тот же профиль. Jia всем ею
протяжении вдоль задней кромки идут элероны, рули боковой устойчи-
вости.
Крылья деревянные со стальными стойками в опорных узлах и с дю] а-
люминовычи—в местах усиленных нервюр (фиг. 6).
Фпт. 7. Детали крепления.
’ х—передача к элерону, 2—крьтяьгиой ламо^верхпего заднего лонжерона, '3—Саголак подкосов я стоек,
4. крепление переднего и нижнего лонжерона к. фюзеляжу.
Носовая часть крыльев обшита 1,5-миллиметровой фанерой. Лонже-
роны коробчатые со стенками из 'З-миллпметровой файеры, склеены ка-
рбиновым клеем ЦАГИ А? 119.
' Крыльевые замки. Со стороны фюзеляжа для ппжнпх крыльев они
образованы сварными консолями коробчатого типа.,' пз которых задняя
Ьриклейана' к основной распорной раме 2G заклепками и стянута 2 болта-
ми, а передняя, тоже спарпая, падета па выступающий профиль малой рамы
'ц' ажурпой стальной косынкой приклепана к . профилям корпуса: {фиг. 7).
. . ' • ' » 11
• Замок переднего- крыла лонжерона выполнен из 3-миллиметртаой
стали If; сквозной вертикальный 8-миллиметровый болт обеспечшает
вполне надежный стык его с консолью центроплана. Заднее креплю.не
нижнего, крыла к фюзеляжу представляет вильчатый шарнирный замок,
который служит для складывания крыльев вдоль фюзеляжа.
Верхние крылья крепятся к центроплану: передний лонжерон горизон-
тальным болтом, оттянутым пружиной, и задний — вертикальным, прохо-
дящим через две вилки стального башмака.
Вся коробка крыльев может складываться вдоль фюзеляжа, для этой
цели задняя часть центроплана откидывается вверх, и передние замки
выводятся из стыка. Однако, во избежание провеса передней части верх-
него крыла, приходится вводить дополнительную деревянную стойку и
приставной кронштейн к V-образным подкосам для сохранения осн вра-
щении всей системы.
"В собранном виде габарит самолета вписывается в объем
3,2 X 2,45 X 5,4-и> т. е. для хранения машины требуется сарай с шири-
ной ворот около 4л( и высотой около Зль
Стойки фермы — трубчатые (27/25жж), работают на растяжение, пред-
ставляют рамную сварную конструкцию, которой придана обтекаемая
форма. Лапы стоек образованы сварными косынками и пригнаны по
месту сборки.
Стойки и подкосы. V-образные подкосы из труб 45/40 лш сварены
врезной косынкой и образуют общую вилку, входящую в башмак основной
центральной алюминиевой рамы фюзеляжа. Их противоположный конец
имеет муфту для вильчатого болта диаметром 12/9,5 жж, который шар-
нирно крепится к ушку центрального башмака нижних крыльев (фиг. 7, 3).
Башмак из 2-мпллпметровой стали согнут из целого листа и заварен
с пакладкой в толщину ушка 4,5 лш. Он надет на лонжерон перед сбор-
кой нервюр, положение его фиксируется двумя болтами от внутренней
трубчатой распорки крыла и наружной фермеииой стойки.
В силовой схеме биплана подкосы работают на сжатие и восприни-
мают на себя нагрузку от верхних плоскостей.
Центральная часть' фюзеляжа. Она целиком металлическая, выпол-
нена клепкой ив профилей кольчугалюмина (А IV) и зашита гофром
0,3 жж. В основу этой конструкции была положена мысль: 1) достигнуть
наибольшей безопасности дл^ летчика и пассажира как в случае аварий,
так и в пожарном отношении; 2) обеспечить наибольшую продолжитель-
ность службы самолета; 3) создать достаточно жесткую опору для мотор-
ной установки в пределах мощности двигателя до 120 л. с. 4) раздвинуть
возможности приспособления центральной части для других вариантов са-
молета (например моноплан с верхним или нижним расположением^,
крыльев, гидросамолет, аэросани; 5) удешевить стоимость амортизации
самолета.
Боковые фермы центральной части из профиля с толщиной стенки
0,5 мм. С пятью рамамп обе фермы образуют одну алюминиевую коробку.
Из фиг. 8 Ьндно, что первая рама зашита, листовым материалом, угловые^
внешние косынки 06 рязвиты для узловых соединений со стойками: вверху
для центроплана, внизу для шасси. Жесткость рамы усиливается диаго-
иальнымл профилями. Вторая и четвертая рамы одинаковы по своей струк-
туре: они образованы двумя профилями А IV и В П клепанными широ-
12
Кими пак; p.i ками. К раме, второй снизу, приклепало ушко из четырех
стальных у, ельников, оно служит для шарнира полуосей шасси’. Эта сто-
рона рамы образована двумя обращенными друг к другу профилями АП’
и А III и .'шутрепними Б II. Обе рамы представляют опору для кронштей-
нов нпжчсй трубы высотного управления. Третья рама—грузовая, она
воспринимает внизу распор от заднего узла нижних крыльев, вверху —
сжатие нт V-образных подкосов.
Промежуточная рама высотой 200л.и имеет сквозной профпль для
сварном консоли центроплана, внутренняя сторона которой служит одно-
временно косынкой раскосов (фиг. 7, 4).
Фиг. 8. Остов центральной части фюзеляжа-
Ё передней части коисоли имеется болт для крыльев, кроме того она
«Уфкит опорой промежуточного рычага злеронного управления. Задняя
рама с диагоналями из того же профиля А IV.
- Пол центральной части образован двойным вастилом гофра с проме-
жуточными профилями кольчугалюмина.
Под сидением летчика введен дополнительный профиль А П на случай
установки рулевого управлении для аэросаней.
Если смотреть со стороны мотора, то фюзеляж представит снизу
прямоугольную форму, а сверху выпуклую, обтекаемую. Для образования
. последней были применены гнутые в ЦАГИ профили А Ш; их поставлено
5 штук. В качестве обвязки бортов и для плавного перехода к лонжеро-
нам фермы поставлены дюралевые трубки, изогнутые по шаблону в горя-
чем состоянии. Промежуточные пространства между дугами закрыты ли-
стовым алюминием.
1 Вариант, оставленный после первых нспытаняй.
13
Бензиновый бак в передней части, емкостью 70 л, лежит па лонжер.,- $
пах и стянут лентами, сверху он покрыт капотом нз^вольчу! алюмина и
изолирован от мотора сплошной металлической стенкой (фиг. J)
Оба сидения — съемные; переднее покрыто гофром во нею iniipmij .у»
фюзеляжа и обито клеенкой, заднее имеет трубчатую основу, па когорт! '
положено плетеное кресло. Внутренний габарит фюзеляжа по ширине ..
(750 .и.м) нисколько не стесняет движения летчика, а впереди позволяет
даже поместить третьего пассажира.
Полная длина центральной части — 2,35а лт, вес ее фермы -Он, ьсе.
собранной конструкции с двигателем, баками и. центропланом 164/.ч.
Хвостовая часть фюзеляжа- Деревянная хвостовая часть находит c:i
в стыке с металлическими профилями. Метод соединения крайне простои: t
концы хвостовых лонжеронов заключены в стальную коробку для иредо-
Флг. 9. Сборка самолета кружком авиации.
хранения от смятия дерева, продвинуты в открытый профиль до особых
упоров и закреплены 12 болтами через внешнюю косынку задней рамы.
Стык закрыт алюминиевой лентой (фиг. 10).
Конструкция этой части фюзеляжа безрасчалочная; она состоит из
восьми деревянных рам с отдельными дуговыми обтекателями. С лонясе-
' ронами рамы соединяются легкими стальными угольничками на шурупах,
причем с передней фанерной рамой 8л« толщины они сопряжены бол-
тами. Лонжероны сечением 20Х2бл«и заключены в стальную хвостовую
коробку,. несущую вертикальную трубу для киля и руля поворота.
Весь деревянный корпус зашит 1*/2-миллиметровой фанерой и обтянут
полотном. Для увеличения жесткости на кручение в передних двух пане-
лях введены диагональные планки.
Внутри всей коробки проходит жесткая тяга к рулю высоты, сопря-
женная с двумя обратными балансирами на рамах первой и седьмой.
Полный вес хвостовой части —32 «г.
14
V
Хвостовое оперение. Профиль стабилизатора— двояковыпуклый Бар'
тнищ ио продувкам ЦЛГ11 X 34. Очертание его эллиптическое с удлине-
ние ч. разным 4.
Ребро атаки стабилизатора обшито фанерой, крепление же ею к кор-
пусу осуществлено двумя подкосами снизу и четырьмя иозтамя. Руль
высоты с одним сквозным лонжероном крепится к стабилизатору на четы-
рех шарнирах. Общая площадь горизонтального оперения — 3,21 .и2; его
вес 1!) i.i.
Киль и вертикальный компенсированный руль-—того же профиля. Они
соединены с хвостовой трубой через шарнирные болты: носовая часть
Фиг. 10. Деревянная и металлическая части фюзеляла.
киля присоединена к раме фюзеляжа через металлическое ушко. Зазор
между стабилизатором и килем закрыт алюминиевым обтекателем (фиг.'ll).
Вся система вертикального оперения подперта наклонными стойками
эллиптического сечения в узлах заднего лонжерона стабилизатора. Пло-
щадь руля поворота и киля—0,68 л2.
Управление самолетом. Обе вертикальные ручки двойного управле-
ния составляют звенья параллельного механизма.
Передача к элеронам идет от одного центрального рычага и предста-
вляет комбинацию жесткой и гибкой тросовой передачи. О схеме ее
действия дает представление фиг. 7. Так как в коисолп цептроплапа ры-
чаг ломается, то здесь дважды введен универсальный шарнир. Передача
к элерону сосредоточена в двух рычагах, которые тягами соединены
с горизонтальной трубой двух балансиров (фиг. 7, дет. 1). Тяги имеют
15
регулировочное приспособление. Элерон идет вдоль всего нижнего крыла,
к которому прикреплен шарпирпо на четырех стальных и алюминиевых
створках.
Во время складывания крыльев влероны опускаются отвесно, и таким
образом нижнее крыло подходит вплотную к корпусу фюзеляжа.
Проводка к рулю высоты совершенно жесткая п осуществлена тру-
бами. Промежуточная тяга от центрального высотного рычага управления
соединена с балансиром через шаровой болт. Чтобы выиграть ход ры-
чага последующее звено соединено с шаровым шарниром «через вилку.
Движение к рулю высоты передается двумя тягами, чем достигается
разнос сил скручивания па обе половины руля.
Фиг. 11. Вил самолета сзади; каркас оперения.
Винтомоторная группа. Мотор подвешен к звездообразной трубча-
той моторной раме. Она состоит нз центральной кольцевой розетки
с восемью угловыми лапами (фиг. 23). Трубы в парном сочетании сва-
рены сквозной косынкой, образуя с одного конца обпуую вилку для стыка
с корпусом, а с другой — с лавами розетки. Для соединения .рамы с кор-
пусом в открытый профиль лопжероноз фюзеляжа вставлены трубчатые
штыри с наварными лапами. Штыри пронизаны тремя сквозными болтами
через внешнюю п внутреннюю косынки передней рамы фюзеляжа. Двига-
тель Вальтер 65 л. с. закрывается щелевым капотом, внешнее кольцо
которого при первых испытаниях поставлено ве было. Пропеллер диа-
метром 2 м специально рассчитан для самолета Иградо по графикам'
ииж. Г. И. Кузьмина. Зажигание мотора снабжено пусковым магнето;
схема его смонтирована таким образом, что позволяет выключать мотор '
как с переднего, так и с заднего места. Питание осуществляется двумя
баками: верхним, в центроплане, и нижним, в передней части фюзеляжа.
16
Общая емкость их составляет около 1SIM, что достаточно для десяти-
часового полета. 4
Управление мотором возможно как- с переднего, так к заднего места,
снабжено дополнительным фильтром ропоэского типа. Движение «аслонке
>\рбюратора сообщается трубой.
•Й&Схема шасси. В первоначальной конструкции была осуществлена
схЬгйа полуосного шасси с открытым ходом. Амортизация достигалась ра-
ботой сжатия горизонтальных птасткп; ход шасси 8О?.«зс с отклонением
Фиг. 12. Боковой вид самолета Пградо на лыжах зимой 1931 г. без щелевого капота.
колес в стороны. Из условий кинематических соотношений в схему вве-
дено два шаровых шарнира: в верхнем углу передней стойки и в осно-
вании задней полуоси. Ввиду обнаружившихся при испытании дефек-
тов пришлось отказаться от Припятей схемы п перейти к типу осевого
шасси, по с сохранением пластинчатой амортизации (фиг. 5 и 12).
Испытание самолета. Первое испытание самолета состоялось
в августе 1930 г. когда машина, пролетев 50 м, спарашютировала вслед-
ствие аварии с двигателем.
Второе ее испытание было проведено 7 мая 1931 г. под управлением
летчика С. К. Огородникова. В течение лета того же года был совершен
ряд полетов самим конструктором инж. И. Виноградовым общей продол-
жительностью 1*/., часа па высоте около 1 «.м и дважды совершены перелеты
от Москвы до ст. Трикотажная Виндавской яс. д. При этом было уста-
новлено, что время подъема на высоту 800 м—5 мин. *. Во время
полета машина обнаружила вполне нормальную устойчивость и управляе-
• Испытания ва дальность п высоту провидены во были ва-sa вежоправнмтж джж-
Гатеая. В январе 1932 г. машина была передави н НИИ ВОГВФ для выяспевжж «ее
яетных характеристик.
2 Виноградов. Расчет самолета.
Фип. 13- Самолет Иградо сзади; у стойки его конструктор и механик В. С. Проскурняков.
мость на виражах. Таким образом основные расчетные данные центровки
скороподъемности и прочности были подтверждены опытом.
Окончательные расчетные данные построенного самолета сводятся к
следующему.
Характеристика самолета
Размах верхней плоскости.............................10,2 м
» нижней » . .......................... 8,3»
Длина................................................5,40» ।
Площадь крыльев ...... ...... 22,42 ж2
Площадь верхней плоскости . . . :....................12,48 »
Поперечное V крыльев................................. 3°
Шоща1Ь стабилизатора и руля высоты...................3,21 »
Площадь киля ........................................ 0,28 »
Вес конструкции с мотором............................ ЛЫ)къ
Вес в полете (на 5 час.) с пассажиром . ............ . 765 »
Площадь руля поворота.........................• • • 0,41 ж2
Экономическая скорость ........................... 92кж/час.
Наибольшая скорость со щелевым капотОм...............140 » »
» » без щелевого капота.................... ..130 » »
Посадочвая » » » », . . . -..........60 » »
Потолок при полной вагрузке (теоретический) ......... 3 800 ж >
Подъем на 1000 ж ...................................5,5 мин.
Центровка при переднем баке и с летчиком впереди . . 28% от средней хорды
Центровка с пассажиром ...........................32% » » »
Нагрузка1 на 1 ж2.............* • <..................34,5 кг
» иа 1 л. с............... •.....................11,8»
1 Для моиоплапа соответственно Р^бЗлл/ж2 и 8,1 ki/л. с.
18
ЧАСТЬ ПЕРВАЯ.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ МАЛОМОЩНОГО САМОЛЕТА
Г ЛАВА ПЕРВАЯ.
ОСНОВНЫЕ СООБРАЖЕНИЯ О ПОРЯДКЕ РАСЧЕТА.
При проектировании всякого нового инженерного сооружения окон-
чательные его формы устанавливаются 'после предварительных изысканий,
имеющих своей целью определить наиболее рациональные размеры, исходя
из основных задании.
Расчет самолета проходит через следующие этапы:
I. Выбор схемы самолета путем разработки общих видов в различ-
ных вариантах.
2. На основе статистики существующих машин назначают главные
] азмеры самолета, определяют нагрузку па 1 № и на 1 л. с., профиль
крыла, относительный размах (удлинение) и площадь органов управления.
3. Составляется весовой журнал на основании статистического мате-
риала и определяется центр тяжести.
4. Выявив конструкцию, необходимо сделать приближенный расчет
усилий, чтобы определить сечения стоек, лонжеронов, тросов, расчалки
и т. д. Выполняют аэродинамический расчет 1-го приближения.
5. Устанавливают размеры винта для определения сопротивления обду-
ваемых им деталей и его характеристику.
6. Составляется общая сводка лобовых сопротивлений.
7. Строит поляру Лилиенталя для всего самолета, характеристику
вйнтоморпой группы и наложением ее на кривые Пенс для' нескольких
дужек и различных удлинений определяют наивыгоднейший вариант само-
лета с точки зрении его летных свойств (скорость горизонтальная, верти-
кальная, посадочнан, грузоподъемность, радиус действии, потолок).
8. Выполняют общую компановку самолета с нанесением ориентиро-
вочных габаритных форм и размещение всех главных грузов. Здесь же
увязывается силовая схема конструкции фюзеляжа и коробки крыльев.
9. Производится центровка самолета при различных вариантах па-
грузки. t
’ 10. Выполняют расчет продольной устойчивости и балансировки
с определением площади горизонтального оперения, углов установки,
деградации и давлений на рукоятку.
11. Выполняют продувку модели в аэродинамической трубе, при
этом вводятся поправки в предварительные расчеты.
2*
19
ТайтИца i
Название детали Вес кг X 1 р. я У м Р- У — 1,5 — 23,5 — 1,15 — 2,24 + 9,60 — 3,37 — 32,5 — 12,85 — 17,2 + 24,0 — 3,5 — 17,2 — 7,02 + 6,3 — 9.0
Пропеллер с обтекателем Двигатель • . Алюминиевый капот Моторная установка Нижний бак -с бензином . • . . . Маслявый бак с маслом Металлический корпус с шасси в стойками центроплана Колеса . • Летчик • - - • • • Коробка крыльев со стойками й верхним баком с горючим . . . Управление . . . . • Пассажир Деревянный корпус с трубами уп- Хвостовое оперение с килем и кос- тылем . V-образиые подкосы 6,5 102 5 8 60 13 72 9,3 75 197 5 75 22 19 20 — 0,835 — 0,440 — 0,120 — 0,250 + 0,380 0,380 0,780 0,73 1 1.14 1,16 1,88 3,47 5,06 1,2 — 4,6 — 45 — 0,6 — 2,0 + 22,8 5,0 56,2 6,8 75 225 5,8 . 145 76,4 96,3. 24 — 0,230 — 0,230 — 0,230 — 0,280 + 0,150 — 0,260 — 0,450 — 1,38 — 0,23 + 0,12 — 0,70* — 0,23 — 0,32 + 0,33 — 0,45
Всего . 1 _ 686 Отсюда a; = _ggg“^l 688,82 1 У 678,5 93,3 — 689 " = 0,135 м. 93,3
12. Производится расчет прочности по нормам УВВС * 1 с подбором
сечений и конструктивная разработка их.
13. При постройке самолета проводятся статические испытания как
отдельных агрегатов, так и детален.
14. После постройки первого опытиого'вкземпляра производится взие-
пшваиие целого самолета с целью окончательного определения центра
тяжестя, и уточняются предварительные расчеты.
Самая методика аэродинамического расчета первого приближения мо-
жет видоизменяться в зависимости от вкуса конструктора и выработанных
им приемов расчета. Например в «Материалах по. аэродинамическому рас-
чету», изданных ПТУ ВСЕХ в 1930 г., приводится номограмма инж.
А. В. Чесалова, которая позволяет делать быструю прикидку диапа-
зона размеров самолета и мощности мотора, ие вникая в индивидуальные
особенности профилей.
Сводка весов и определение центра тяжести саиолета, В началь-
ный период расчета для конструктора важно местонахождение центра
тяжести, как основной координаты, определяющей положение крыльев
самолета, размер стабилизатора и его удаление.
Весовая проверка деталей в течение всего хода постройки является иеоб-
1 «Нормы прочности самолетов при статических испытаниях», ивд. МАГИ, № 149.
1927. Теперь следует руководствоваться нормами 1931 г. См. жури. «Теки, возл-
флота» № 10 1931 г.
1 Имеется в виду 1-й вариант предварительного проекта.
20 а*
ТАБЛИЦА П
Наименование деталей Количе- ство Общая площадь миделя F м2 Сг С, F % пло- щади в струе винта 0,64 (обдува- емых)
Фюзеляж с гростым обте- кателем • . - .... 0,710 0,08 0,0568 100 0,0886
Фюзеляж со щелевым ка- потом 1 0,902 0.032 0,0289 100 0.0445
Вертикальное оперение . 1 0,690 0.011 0,0077 100 0.0120
Горизонтальное оперение. 1 3,21 0,013 0,0457 60 0,0712
Крыловые стойки .... 2 0,120 0,010 0.0012 —— *
Подкосы 4 0,304 0,042 0,0128 37 0,0200
Стойки центроплана . . 6 0,102 0,070 0,0072 50 0,0112
Подкосы стабилизатора верхние Подкосы стабилизатора пижние 2 2 0,024 0.041 0,300 0,070 0,0072 0,0029 |100 0,0321
Тяги руля высоты . • . Костыль 2 1 0,017 0,012 0.60 0,300 0,0105 0,0036 100
Рычаги к рулю высоты . Рычаги к рулю поворота . 4 2 0,01221 0,0084 f 0,045 0,0009 100 >0,0070
Расчалки центроплана . . 4 0,008 ’ 0,530 0,0043 50 ’ 0,0067
Верхний бак 1 0,112 0,035 0.0392 — ——
Колеса (650X75 ЛЛ{) • - 2 0.098 0,26 0,0255 — —
Передние стойки шасси . Телескопические стойки . 2 2 0,046 А 0,032 } 0,070 0,0104 80 0,0152
Полуось Амортизатор 2 2 0,070 ’ 0,034 0,070 0,0024 100 0,0037
ходнмой мерой контроля, для того чтобы положение его не вышло из допус-
каемых пределов отклонения центра давления (28—35% средней хорды кры-
ла), иначе смещение центра тяжести поведет в увеличению деградации
стабилизатора, влекущему за собой потерю аэродинамических качеств или
даже всей устойчивости машины.
При подсчетах веса проектируемой машины ориентировочно можно
пользоваться таблицами I, П и 1П «Приложения», где даны веса деталей
в процентах от общего веса машины и статистические данные построен-
ных самолетов.
Определение центра тяжести выполнимо на основании формул теоре-
тической механики: \
- Sp-® - Spp
x— G ' У G~’
где JP—вес деталей, х и у—их координаты, G—общин вес.
В табл. I отсчет координаты х выполнен от передней рамы центральной
металлической части, а координаты у—от верхнего лонжерона фюзеляжа * '
Нанеся в масштабе на боковую проекцию самолета точки приложения
отдельных весов и построив веревочную кривую для направлений веса,
получим графическую картину определения центра тяжести (фиг. 14).
Г За начало координат принимают и ось колеса.
21
Сводка лобовых сопротивлений. При оценке сопротивления дета-
лей были взяты коэфнциенты из «Материалов но аэродинамическому рас-
чету». Для деталей, находящихся в струе винта, эквивалентное сопротив-
ление а выделено в отдельную графу в табл. П.
Сопротивление фюзеляжа при щелевом капоте, согласно американским
опытам (L'AeronautiqHe № 116, 1929), принято в 4О°/о от нормального
обтекания: 0,08-0,40 = 0,032:
20^^=0,205.
Эквивалентная площадь плоской пластинки:
1) всех деталей . . . = 0В4 = 0,32
2) фюзеляжа . . . . Cj = 0,0413 ж’;
3) обдуваемых деталей
кроме фюзеляжа . . з2 = 0,115 лА
Для фюзеляжа с нормальным капотом:
Cr F =0,08-0,674 = 0,054; о0 = 0.084 ле2; 2с = 0,363 мг.
Центр лобовых сопротивлений. Из предшествующих таблиц нетрудно
определить местонахождение равнодействующей лобовых сопротивлении
координаты я,т. е. расстояние от верхнего лонжерона фюзеляжа.
' Точки приложения лобовых сил и симметрично обтекаемых деталях
примем по их оси симметрии, и для рулей — но направлению, совпадаю-
22
тему с центром грузовой площади, определенной графически согласно
фиг. '15. Для крыльев лобовое сопротивление приложено по средней
хорде коробки.
Все вычисление координаты располагаем по табл. Ш.
ТАБЛИЦА П1
Папмововапнс ,v голой 7-’=Л Z м В- Z
Коробка крыльев Верхний бак Стоики центроплана . - Фюзеляж Стойки крыльев • . . Костыль Колеса Стойки шасси Рулевые тяги Подкис ы и и ж и их крыльев Амортизатор шасси с обтекателем Вортикальвов оперение Горизонтальное » . Рычаги элеронов Расчалка. центроплана 0,014-21.2 = = 0.296 0,039’ 0,0072 0.0568 0,0012 0,0036 0,0265 0,0104 0,0105 0,0128 0,0024 0,0077 0,045 0.0007 0,0043 0.1 0,92 0,3 — 0,3 — 0,4 — 0.42 = 1.40 — 1,05 — 0.150 — 0.375 — 0,05 + 0,35 0 — 0,67 4- 0,40 0,0296 0,036 0,0216 — 0,017 — 0,0005 — 0,0015 — 0,0357 — 0,0109 — 0,0016 — 0.0048 — 0,00012 0,0027 0 — 0,00047 + 0,0017
Суммируя результаты последней графы, найдем -&= 0,0004 и по
формуле: s= ?д ‘ = 0,8 мм, т. е. равнодействующая всех лобовых со-
противлений совпадает с ориентировочной линией, т. е, направлением
верхнего лонжерона, а по отношению к тяге винта проходит выше иа
330 ми (фиг. 5).
Силовая схема самолета. Из совмещенного положения: 1) центра
тяжести у, 2) силы лобового сопротивления Q, 3) центра давления на крылья
Р (фиг. 16) видно, что сила тяги Т пропеллера производит кабрирующий
момент, т. е. самолет будет валиться на хвост.
Для угла атаки крыльев 2° точка приложения подъемной силы Р опреде-
лится в расстоянии от передней кромки первюры: е=Сш-1,23, что даст
по средней хорде биплана: е = 0,082-1,23 = 101 мм.
Уравнение равновесия напишется в виде:
Р-0,2 + 0-0,33 — У-0,1—QCI . 4,46 = 0.
Площадь оперения ’. Для установившегося движения Q—T и P=G =
= 689 кг, и тогда подъемная сила стабилизатора найдется из выражения:
г, -Р-0.2 + 0.33Ф 138 + 0,33-90 _ „„
VcT ' 4/,С-----=-------4Д6-----= 38 «*'•
Площадь стабилизатора получим:
<2„ = Ce8„..F?-
для. F = 35 м/сек и Cs = 0,075 определим: 8 = 3,04
1 Исполнительный размер площади стабилизатора готового самолета &т = 3,Б2 «г.
Здесь QrT н Sct относятся ко всему оперению вместе с рулем высоты.
23
Фиг. 15. Графическое овредедение центра давлений вертикального оперения.
Фиг. 16. Силемм! вхема аереялмш.
ГЛАВА ВТОРАЯ.
ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ ЛИЛИЕНТАЛЯ КОРОВКИ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТА.
Принятая схема биплана по условиям прочности требовала высокого
профиля лонжерона, — этому обстоятельству удовлетворила дужка № 426
Гёттингенской лаборатории.
Фиг. 17. Вихревые шнуры бнпланной коробки.
Вследствие взаимного влияния обеих поверхностей биплана изменяется
скорость и направленно потока, набегающего на крыльн. По теории
индуктивного сопротивления * картина работы бппланной коробки пред-
ставлена па фиг. 17.
Вихри, сбегающие с концов
крыльев, действуют на всю окру-
жающую их среду и вызывают в
различных точках ее различные ско-
рости.
Подробный анализ явления пока-
зывает, что: 1) соответственно ско-
рости притекания воздуха подъем-
ная сила верхнего крыла возрастает,
нижнего — падает, 2) угол атаки из-
меняется на величину скоса потока,
соответственно: Ла, и Ааа.
Истинная характеристика бип-
ланной коробки будет отлична от
продувки изолированного крыла.
Существует несколько способов
пересчета биплана; мы применим
формулу Бетца,’ порядок расчета
ведем по методу инж. Мусииьянца.
Пересчет делаем по удлине-
нию 1 = 6 одного из вариантов ко-
робки со следующими размерами •:
Фиг. 18. Характеристика дужки № 426.
1 Проф. Б. Н. Юрьев, Индуктивное сопротивление крыльев аэроплана, изд. НТУ
ВСНХ, 1926.
2 См. инж.С. Г. Козлов, Аэродинамический расчет бнпланной коробки журнал
«Техника воздушного флота» № 3, 1927 г. "г
з Выполвеввая конструкция имеет 1 = 7,6 при тлй же поверхности крыльев.
25
Размах верхней плоскости—1в . . . 8,75 ж, хорда —1,45 м, 8в —12,8 ж2.
» Buauieri » —Л. . . . 7,13 л», « =1,19 8н = 8,45
Вынос а = 279 .им, расстояние между плоскостями h = 1,5 .и,
Ширина фюзеляжа = 700 -мм, деградация е = 2°.
Переход на новый размах. Перестроим прежде всего монопланкыо
продувки (фиг. 28) с удлинением, равным 5 па 1 = 6, заменив немецкие
значения коэфнцнентов абсолютными ио формуле:
С'|; = ^“-10'2, С1 = = -10’; получим табл. ГУ.
ТАБЛИЦА IV Индуктивное сопротивление С'; для нового удлинения подсчитываем по методу проф. Б. Н. Юрьева, располагая вычисление в 1 табл. V на основании формул: С;=-^-С’= 0,127 С»- Профильное сопротивление: С, = (СЯ-С,).Ю2 dC^0,637 (1--($= = 0.0217 Cj-102.'
11111 £ О' t.wj-’w* ® со ° oa'-icicoG: Ъ + 11 ® co to *-> .'"i О М to to IO “НО го ю < to to с*эЪ> оэ О’ сл o’ CJ’ QI Cx — 2,18 0,72 0f65 0,165 0.795 1,235 1.91 3,64 6,9
Угол скоса
Да, — Aaa = dAa = 36,5(i-_.jL) = 1,24.С^Ю2,
Сх =G'f>4-CJ,i (здесь ).о=5).
ТАБЛИЦА V
a Су 0; Ср
— 8.9° — 12 0,0018 2 0,45
— е° — 2,5 0,00008 0,712 3,15
— 3° 7,5 0,00056 0,609 5,35
13е 22,5 0,00645 0,590 9,1
dCXj а-p Да d й а С1~№х, сх
0,0313 — 8,75° — 0,15 0,15 2,15
0,0913 — 5,97° 0,031 0,0074 0,719
0,0122 — 2,91° 0,023 0,043 0,652
0,110 + 1,0° 0,280 0,535 1,125
и т, д, /
Увеличиваем действительный размах крыльев на 4% и вычислим коэ-
фициенты влияния верхней площади на нижнюю и нижней па верх-
июю Е13:
Z, = 1,04-Z„ = 12,3 м, Z2 = l,04-Z„ =10 м.
Средний размах: ? = = 11,2 л. 1
Формулы влияния имеют вид:
£12 = 2,303 ]g10 ,-2(Л — Bi,
Е21 =.2,30) lg10 + -^(.-1 - В).
Подставляя значения входящих величии, получим:
Л = р'/2 ~~ I 'Й^Г2-Н,5*4-11,2*= 11,3,
.71 = ] 4?+ = }' 0,27*+Ъ5* - г 1Д* = 1,88.
Тогда:
£12=2,303 1g -ЦлУ---4^.(П.З-1,88) = 0,59,
К21 = 2,303-0,835 4- 9,42 = 3,023.
Вычислим коэфпциепты //, § и Л, зависящие от геометрических раз-
меров коробки;
/<=-^(-4-Ь’) = 6,07,
g= ^1 = 5,12,
я = Дк = 12;ЗД0.Ь1 =
р 6.07 ,
Для нахождения скосов потока верхней и нижней плоскости найдем
углы наклона линий С',; к оси а.
^ = 57|J^=2i8o
(3.= 57,3 §=14,3°.
Находим пстинпое значение скоса потока нижнего крыла Дя2 для
двух каких-либо значений1 (7. верхнего крыла со скосами при углах
атаки 0° и 2° :
A 12,8-0,4 = 1,13°;
А (а,\° = + Д °') . . су1 - - Ц44.. 12,8-0,4=1,93°
Также и для верхнего крыла, если Аа2 = 0° и Ааа = 2°:
Д' /г/ \ . v р 14,3-8,45-0,4 1ддо-
д (“1)о°=Л1е с»* 65-5,12 — °>144,
А («1)4о = Цге — Я» • Сп = ёйд2 • 8>45 • 0,4 = 0,124°.
Здесь С'у2 = С*л1, так как дужка общая.
> Практически удобнее брать 0^ = 0,4 — 0,5.
27
L
Подставив полученное значение скосов для верхнего крыла в уравне-
ние для скосов нижнего, получим истинное значение скосов Да2 (напри-
мер 1° и 0,7°) и окончательно скос для всего биплана:
Да = Да,— Даа
и угол атаки нижнего крыла
а2 = “1 + <? + Л“1
Фиг. 19. Определение
истинных скосов.
Последовательность нахождения истинных ско-
сов иллюстрируется диаграммой (фиг. 19).
Соединив концы вектора (а2)0о и (а2)2о прямой
а'а, в пересечении ее с Ъ—V, найдем координаты
истинных величин перехода:
Д1=0,65° и Д^ = 1,2°.
Характеристика крыльев биплана. Усло-
рованнрго крыла со
дексом 1 и нижнего — с индексом 2.
вимся коэфициенты Су и Сх обозначать для нзоли-
зиаком I и И, для верхнего крыла биплана с ин-
Тогда расчетные формулы примут вид:
««“СкО-тг».
0-т).
Графическое
изображение урав-
нений Су представ-
лено на фиг. 20*.
Для всей бипланной коробки характеристику получим, как среднее
пропорциональное площадям:
+ C,ri-S2
S^S2 ’
р____Н~
St -г & •
Поляра биплана. Ввиду малости величин Л а( для 0° и 2°, равных
0,12 и 0,14, оставим значения С неизменными, т. е. равными Cs , и
ищем только Cs2, принимая при построении (й а^о = (Л а2)а° = 1 >13 -
Построение Сх2 приведено на фиг. 21, откуда берем Су2 и величину
отрезка х.
Вычислим выражение:
^^ = 0,248 -х.
• 5/,б
где: 0а = 14,3°,
т = 0,1 — масштаб,
необходимое для нахождения С,2, и составим табл. VI.
ТАБЛИЦА VI
а° С* У2 (М.° =2,84 С 0,1 X 0,248 х
— 8 — 0,025 — 0,284 — 0,1 — 0,01 — 0,0037
— 4 + 0,115 + 0,114 + 0,04 + 0,005 + 0,0012
0,19 — ——
0 0,26 0,54 0,19 . 0,01 0,0025
2 0,34 0,752 0,265 0,015 0,0037
6 0,48 1,162 0,41 0,04 0,010
10 i 0,57 1.5 0,53 0,065 0,016
14 0.605 1,68 0,59 0,075 0,0187
29
Так как для верхнего крыла было принято = Сдо т0 ТРМ <'амым
определилось х = 0, следовательно и Сх == Сх, т. е. для всей коробки
биплана.
Таким образом будут получены все интересующие нас величины для
крыльев биплана, сведенные в табл. УП, VIII и IX.
ТАБЛИЦА АН
г С,1 CslS, С^82 s V с - - I
— 8 — 4 0 2 — 0,1 + 0,04 0,19 0.265 — 1,28 + 0.512 0.244 0,340 — 0.02 + О,ю 0,23 0,30 — 0,169 + 0»8*э 1,545 2 54 и т. д. — 1,449 + 1,357 4,385 5,94 — 0,U68 . '+ 0,064 0,206 0,280 6.3 10, 17,4 17,
ТАБЛИЦА. VIII.
7° С ..о = с1. с.1 Si Сс2 CX2 S2 v С- = —-- .8, +
— 8 0.017 . 0,024 0,0035 0,003 0,227 0,0107
— 4 0.007 0,017 0,007 0,059 0,136 0,0064
0 0,01 0,128 0,145 0,123 0,251 0,0118
2 0,014 0,179 0,02 и т. д. 0,169 0,348 0,0164
Определение коэфициента Ст ведем по табл. IX.
ТАБЛИЦА IX
а° С-"1—С!» c„,s, ^т2 ^И12 $2 £ в II СО| W
— 8 4 51,2 3 25,4 76,6 3,6
— 4 4,25 54,2 6 50.9 • 105,4 4,95
0 8,0 102,5 9 76, 178,5 8,4
2 9,8 126,0 10,4 88, 214,0 Ю,1
И Т. д.
Здесь CmS получено графически с диаграммы (фиг. 22).
Вводя дополнительное сопротивление всего самолета;
0,64-^ = 0,011,
«3
получим полную аэродинамическую характеристику, т. е. поляру Лилиен-
таля по фиг. 22.
30
Фиг. 22. Полиол аэродинамическая характеристика бпилаи.т.
ГЛАВА ТРЕТЬЯ.
ВИНТОМОТОРНАЯ ГРУППА.
Для определения летных характеристик самолета—его потолка, гори-
зонтальной и вертикальной скоростей полета—необходимо построить высот-
ную характеристику винтомоторной группы (фиг. 23), а для этого следует
иметь характеристику винта и диаграмму мощности двигателя.
Расчет впита. Вннт берем из серии английских стандартных винтов,
очертания которого и размеры сечений в процентах диаметра даны в
приложении, фиг. 117.
Выбрав расчетную скорость1 винта по формуле:
Красч = . = 12() км/ча<;
и диаметр винта D=2 м (фнг. 24)
проектирование винта выполним
по номограмме * инж. Г. И. К у з ь-
мина (приложение, фиг. 118.)
В результате получим для мо-
тора Вальтер, с наибольшей мощ-
ностью 70 л. с. при п = 1 600
об/мин.: коэфициент тяги а =
= 0,092, коэфициент мощности
/7=0,073, поступь = =
33 4 *
= = 0.628, коэфициент
полезного действия ц=0,8 и от-
носительный шаг - = 0,9.
а
Этим условиям отвечает ха-
рактеристика винта в логарифми-
ческой диаграмме3 фиг. 26.
Характеристика мотора.
Мощность мотора с высотой из-
меняется по закону, близкому к
прямой линии. Для построения
Фиг. 23. Моторная установка с двигателем ВЫСОТНОЙ характёристики ДВИГа-
Вальтер 65 л. с. теля дт* с достаточной точностью
можно считать индикаторную мощ-
ность N, пропорциональной плотности окружающего воздуха, т. е.
2VA = 2Vf. Д.
• Для скорополъемного винта расчетная скорость борется равной 0,8 Упмх а для
скоростного— Стах. Цля большинства современных машин будет: 0,9 Vm>Красч > 0,8
Vm.
т См. журнал «Техника воздушного флота» N 2, 1927, стр. 100.
» См. диаграммы для проектирования воздушных винтов инж. Г. И. Ку з ь м ни а.
82
По общему пра-
вилу индикаторная
мощность у земли на-
ходится делением эф-
фективной Ne на меха-
нический коэфициент
полезного действии мо-
тора который при-
нимаем равным 0,88*:
Механические же
потери найдутся из вы-
ражения:
Для нормального
числа оборотов нашего
двигателя п = 1 400 и
мощности Ne= 60 л. с.:
012
^ = G0.g|=8,2>.C.
Если на диаграмме
мощности двигателя
от точки 1 400 оборо-
тов отложить вниз по-
лученную величину и
найденную таким обра-
зом точку соединить
с началом координат,
то отрезок Т\': предста-
вит индикаторную мощ-
сть мотора (фиг. 25).
Для получения вы-
сотной характеристи-
ки остается ординаты
кривой взятые от
оси On', умножить на
значения плотности'Д
и отложить результат
от оси on1.
Полученные данные
сведены в табл. X.
1 См. Б. Н. Юрьев, Воздушные гребные винты.
Фиг. 24. Винт к самолету Итрадо, 4 = 2 я.
3 Виноградов, Расчет самолета.
ТАБЛИЦА X.
( 91 к. N, Мооо ........ • й-’s ООО ...... - ^5 300 • N6 S00 1 200 52 58 44 36 25 22 1400 60 68 53 12. 30 26 1600 70 80 63 40 36 34
Плотность воздуха взята в международной стандартной атмосфере* и соответственно будет:
Высота т 1000 2 000 3 000 5 500 6 500
' ! о II S 0,907 0,821 0,742 0,567 0.509
Характеристика винтомоторной группы. Если имеется диаграмма
мощности винта в логарифмический анаморфозе8 по фиг. 26, то сочёта-
1 Ыроф. В. П. Ветчнйкнн, Динамика полета.
2 Во всех остальных случаях построения характеристики винтомоторной группы удоб-
жее всего производить графоаналитическим способом. Па диаграмме мотора наносятся
кубические параболы мощности винта для равличных X и п из выражения:
Л4 “ Dt-Kf — const тЛ
См. ^Материалы но азродинамвческему расчету самолета», Труды ЦАГИ, стр. 87.
34
nite ого характеристики с характеристикой мотора проще всего делан,
по способу Рита.
Сущность ci'o состоит в следующем:
1. Откладываем фиктивную мощность мотора ЛфИКГ = -д- иа линии
масштаба чисел оборотов, взятой с сетки логарифмической диаграммы
винта.
2. Проводим отрезок части диаметра от 2,5 до 2 л, совмещая от-
метку 2,5 с точкой нормального числа оборотов, равного 1 400.
3. Переносим па кальку полученную высотяую характеристику мотора
и, передвигая ее отметкой «2 .и» на линии диаметров вдоль осп абсцисс
логарифмической диаграммы винта, найдем точку пересечения кривой
мощности мотора и винта.
4. Взяв циркулем расстояние от точки пересечения до линии я,
получим: а) мощность мотора, прочитанную по масштабу логарифмиче-
ской диаграммы, б) число оборотов, в) к. п. д. винта, г) скорость
самолета.
Таким образом характеристические мемеяты винтомоторной группы
определятся из табл.- XI.
з* 36
Таблица xi
11=0 Л Н=3000 .it to км}час v Mjcen НРдпагр. Пв п НРд Q кг ЯРдиагр. Ъь и НРд НРа Q кг 90 25 66 0,66 1530 43.5 130 60 0,67 1480 40,2 30 90 т. д. 120 34,3 67 0,76 1 560 51 112 60 0,76 1500 45,7 34 74 150 41,7 70 0.80 1630 56 100 62.5 0,80 1570 50 37 66
Здесь ЛРдейств =ЯРд„агр ,Д, НР„ = ВРЛ. ^мощность винтомотор-
ной группы.
Иначе полная характеристика винтомоторной группы для полета у земли
представится графиком фиг. 27.
На фигуре Q—-тяга винта в килограммах получена пз выражении:
НРа-75 __НР,.тг7Ъ
V ~ V '
Влияние винта п частей самолета. Кривая тяг в действительности
пройдет ниже вследствие: 1) влияния винта на лобовое сопротивление
частей самолета и 2) влияния частей самолета иа работу винта.
Сопротивление фюзеляжа Во, вследствие обдувки, увеличивается для
тянущих винтов в отношении:
Лобовое сопротивление остальных частей самолета, находящихся в
струе винта, возрастает в отношении:
<=1+2в-
где В = - :— коэфициент нагрузки на ометаемую винтом площадь, а
Сх— коэфициент сопротивления фюзеляжа.
В пашем случае для фюзеляжа со щелевым капотом С =0,032,
площадь мнделевого сечения фюзеляжа или габарита его, нормального к
оси винта, S = 0,83 л(8, площадь, ометаёмая винтом d=2 .и, составит:
Р=-^ = Л = 3,14
„4^ _0,25.
1 .3,14.33,32
30
Обдувка фюзеляжа при w = 120 тс.и/чве дает величину его сопротив-
8 = 8-0,032 [14- (1 + 4^)° • 2б] = 0,83 • 0,1025 = 0 • 085.
Влияние частей самолета сказывается на уменьшении к.п.д. изолиро-
ванного винта, что и выражается1:
Фиг. 27. Полная характеристика винтомоторной группы.
здесь:
= = =0,0332
f V F 3,14 у зд4
о, =0,0413 — площадь эквивалентной пластинки для фюзеляжа,
а, =0,115—площадь деталей оперения и других обдуваемых деталей.
Значки 1' и 1 при Г|ММ и гщ3 показывают, что винт на самолете рабо-
тает при ином режиме, нежели изолированный винт. г-
1 См, «Материалы по аэродинамическому расчет} сашметрр>, Труды ЦАГИ.
Связь между п /. такая:
7. = 1(1+ 2?) = 1,033 ), в»ответстммо для скорости
V = 1,033.
Коэфициент а = 1 + = 1 + j б32 — ®>8-
Подставив все значения величья, найдем:
0,64.8.8 - 0,0443
П., =т, (1 +0,332) (1
л сам Ацз \
, 1,0332 (0,926 —0,0465) =Г|
ИЗ
1ИЗ
1,28.0.115 ,
ЗД4 3,14 ) ~~
= Т|у i,uo?3(u,vzo— и,и4оэ; = >| 1,033-0,88 = 0,91.
Потеря на обдувку получилась равной 9%, на эту же величину необ-
ходимо уменьшить тягу при различных скоростях.
Вследствие указанного вза >vкого влияния следует: а) перенести все
точки кривой Q вниз в положение, соответствующее (^ = 0,91 Q; б) еще
раз сдвинуть их вправо в положение новой скорости V' = 1,033* V; тог-
да получим окончательную кривую, изображенную иа фиг. 27 пунктиром.
Учет взаимного влияния винта и частей самолета на высоте делается
таким же образом.
На фиг. 28 кривая 0,81(? учитывает выгорание беивииа.
38
I.TAB А ЧЕТВЕРТАЯ
КРИВЫЕ ПЭНО И ВАРОГРАММА САМОЛЕТА.
Кривая потребных тяг для установившегося горизонтального полета
в зависимости от скорости носит название кривой Пэн о.
В сочетании с располагаемой тягой винтомоторной группы она дает
весьма важные ответы на поведение самолета при различных режимах;
ею определяются скорости: посадочная, наивыгодиейшая, экономическая,
максимальная, запас тяги, вертикальная скорость и т. д.
Так как в горизонтальном полете подъемная сила Р равна полному
весу самолета G, а сила тягп полному сопротивлению, то основные урав-
нения подъемной силы самолета и лобового сопротивления примут вид:
G = CspS И
(’ = (С„4-Д)р.5172, А = 0,64^.
J о
Первое уравнение выражается через нагрузку на квадратный метр
поверхности крыльев:
*<=P=c f»L,
8 ° 8
где р,—плотность воздуха, равная *,
8—21,2 зг,
V—скорость в м/сек;
а второе уравнение через:
1 CJCX р ’
где р — качество самолета.
Воспользовавшись полярой Лилиенталя всего самолета, все необхо-
димые вычисления для построения кривой Пэно ведем в порядке табл. XII,
ТАБЛИЦА ХП.
а с» С, + А Q к*
14° 0,57 19,5 0,078 70,6
6° 0,41 23 0,025 64
И т. д.
что и выражено графиком (фиг. 28), углы атаки при этом нанесены на
кривой. '
Высотный масштаб. Предшествующая формула показывает, что тяга
Q не зависит от плотности воздуА, скорость же изменяется обратно-
пропорционально корню из относительной плотности А=^*. •
Ре
33
I
1
Путем простых действий получим:
значение коэфициента А приведено в табл. XIII.
ТАБЛИЦА XIII.
»»
fl д 500 0,952 1,024 1000 0,907 1,05 2 000 0,821 1,10 3 000 0,742 •1,16 4 000 0.668 1,225 5000 0,600 1,29 6 000 0,538 1,36
5000-
4000
3000
2000
root)
абсолютный потолок
практический потолок
Фиг. 29. Изменение вертикальной скорости по
высоте.
Чтобы не перестраивать кривую Пвно для различных высот, удобнее
ввести высотный масштаб скоростей. С этой целью, задаваясь различны-
ми высотами полета: 1 000, 2 000, 3 000 и т. д., уменьшают масштаб ско-
ростей в раз и проводят
плавные кривые одинаковых ско-
ростей для различных высот.
Так как для всех высот Д < 1,
то ^всегдабольше соответствую-
щей V.
Определенно режимов. На
кривую Пэно наносятся кривые
тяг винтомоторной группы, испра-
вленные на влияние обдувки.
Для этого берут из табл. XII
вычисленную тягу для различных
высот и строят ее в соответ-
ствии с высотными масштабами
на сетке.
Пересечение кривых потреб-
ной и располагаемой тяг даст
величину максимальной .скорости
42 м/сек и угол атаки —1,6° *.
Касательная, проведенная параллельно оси абсцисс определит в точке
касания на ивы годнейший угол полета (5°) и скорость, при кото-
рой самолет может далее всего пролететь (23 м/сек). С этой ясе скоро-
стью рассчитывают подъем самолета на высоту для забирания наибольшего
потолка.
Касательная, параллельная оси ординат, дает точку посадочных: угла
14° и скорости 18 м/сек, или 64,8 км!час.
Существует еще экономическая скорость, при которой тре-
буется минимальная мощность. Полет с этой скоростью будет протекать,
когда потребуется поставить рекорд» продолжительности, так как при иеад
мотор расходует минимум горючего. ’ '
—— i
* Бе» щелевого капота вавбольшая скорость—-Зв/м/сек,
40
Экономическая скорость легко определяется по кривой Пэнов координа-
тах мощности и скорости, а на фиг. 28 она близка к точке Ъ, дающей Q Vмии.
Определение потолка. Графически потолок самолета определяется
кривой тяги винтомоторной группы, касательной к кривой Пэно. Если на
всех прочих режимах возможны две скорости полета, то потолочная ско-
рость возможна только одна и при угле атаки, близком к экономическому.
На фиг. 28 это будет соответствовать точке Ь, которая дает для самолета вы-
соту абсолютного потолка — 4 900 .ад и скорость, близкую к 27 м/сек.
Практический потолок лежит ниже и определяется по вертикальной
скорости Uh = 0,05 где U„ — вертикальная скорость на уровне моря.
Скороподъемность. Найти вертикальную скорость можно по избытку
мощности винтомоторной группы над мощностью, потребной для горизои-
м
5000
тального полета, отсчитываемого от наивыгоднейшего режима. По фиг. 29
избыток мощности определяется выражением вида:
Ь.Т=ф.у-()-7=(Ф—<Э)-У,
а вертикальная скорость:
ДТ
Если подставить в последнюю формулу значения Ф и V соответствеиио
высоте, полагая, что угол атаки при подъеме не изменяется, найдем
вертикальные скорости на любой желаемой высоте. Нанеся полученные
величины на график и соединив все точки плавной кривой, получим в
пересечении с осью ордипат абсолютный потолок самолета (фиг. 29).
Барограмма. Зависимость между временем подъема и высотой иосит
название барограммы самолета. Для обыкновенного невысотного мотора
закон изменения вертикальных скоростей близок к прямой линии *, в та-
* В случае высотного двигателя удобнее вести графическое интегрирование времени
подъема:
См. «Материалы иоТавродивамическому расчету», стр. 107.
41
ком случае время подтема в минутах па любую высоту Н может быть
вычислено ио формуле:
'>” = 0,0384 ~ lg,0 •
Здесь:
Hats — абсолютный потолок, т. е. высота, приведенная к международ-
ной стандартной атмосфере, при которой вертикальная скорость самолета
равна нулю; на основании фиг. 29 НаЬв = 4 900 л;
U, — наибольшая вертикальная скорость у земли, в нашем случае
равная1 2,5 м/сек;
h — произвольная высота.
Все вычисление ведем по табл. XIV.
ТАБЛИЦА XIV
7г л ffabs _ //abs — , Tfabs = Habs — h imin
500 1,11 0,045 3,36
2 000 2,03 0,307 22,8 40,5
3 000 3,50 0,544
4000 12 2 1,086 80
Иа основании этой таблицы получим барограмму подъема (фиг. 30)
при полетном весе 689 к».
На основании «Динамики полетов» 1 практическим временем достиже-
нии его будет величина по формуле:
о ''О
3 Ро ’
т. е. утроенное время достижения теоретического иотолка с постоянной
скоростью ий подъема у земли.
Для нашего случая найдем:
34j™ = 98 мии. = 1 час. 38'мин.
Скорость планирования. Планирование самолета может протекать
под различными углами снижения.
Наибольший интерес представляет тот случай, когда летчик стремится
достигнуть возможной дальности планирования, т. е. под паивыгоднейшим
углом атаки, или наибольшей продолжительности, т. е. под экономиче-
ским углом атаки.
Наименьший угол планирования в первом случае зависит от качества,
самолета М=(р-)иих» и тогда дальность определится из равенства;
Х = Л,('^'Л =7».Ю, 9.
\ Цв > та*
* Труды ЦАРИ, сгр. 200.
42
)
ч
Т> действительности следует рассматривать самолет не как чистый
планер, но как машину, имеющую дополнительное сопротивление в виде
остановленного пропеллера.
Это сопротивление от винта прибавляют к поляре самолета, построен-
ной для осей С, и С^, взятых в одном н том же масштабе. Проведя век-
торы Са — из нового начала координат, найдем углы планиро-
вания и скорости самолета по траекториям.
Дополнительное сопротивление винта определяется по формуле:
= g -a,
где ометаеман площадь винта F — 0,785 (У?2 — d1) = 0.785 -3,75 = 2,95
D = 2 .и;
диаметр втулки d = 0,50
<S' — площадь крыльев;
средняя относительная ширина лопастей;
г — число лопастей винта;
_____развернутая поверхность лопасти q 137 ЛГ
ср___радиус ’ ’
С_ — коэфициент отрицательной тяги впита, равный 0,262 для h —
= 0,9 с/. '•
После подстановки имеем:
С„ = 0,262 ^-0,137 = 0,005. .
I 21.2
Полное сопротивление самолета будет:
С, = + Сх, = 0,032 + 0,005 = 0,037.
Проведя касательную из начала координат поляры Лилиенталя, найдем
угол 4°, которому соответствует коэфициент подъемной силы 0,19.
Тогда дальность планирования (фиг. 31) с потолка в безветрие опре-
делится:
X = 4,400 21,8 км,
при этом угол планирования определится:
с
tgO = > =0,0914 п вк5°
Скорость ио траектории. При установившемся планировании ско-
рость по траектории определим по формуле:
чг -,/<?cos9 F„ *г
43
Здесь: Vt — скорость горизонтального полета у земли, под тем же
углом атаки, что и при планировании (21 м/сек);
Д— относительная плотность.
Фиг. 31. Скорость снижения при планировании.
Время плаяирования можно найти по формуле *:
дакя кжг’<? ( -л*-») + ? (-Л -*)}.
где: р—качество самолета равное 0,092;
т = 5,25;-
Н—высота планирования, соответствующая Д;
F, = 21 м/сек; д = 9,81 м/сек1.
Подстановкой найдем:
, 1 (5,25 2-4400/, . <Г<\ ,21/1
0,99-0,92 \б,25’ 21 Д ' ) + 931 (vX. — VJ =
=ёЖ <353 <1 - АО1’Э5)+0’5461 = W' -1100 сек-= ок-17 мип-
Скорость снижения. Имея скорость по траектории, нетрудно вычи-
слить и среднюю вертикальную скорость снижения:
• 1 v и 4400 . ,
Гь=Т = Г1об = 4л,/се'с- •
Более точный ответ дает построение «Указательницы глиссад плани-
рования» 1 2
1 См. «Динамика полетов», Труды ЦАГИ. \
2 Си. И. И. Фадеев, Аэродинамический расчет идеи ера, мид. ОДВФ,
44
ГЛАВА ПЯТАЯ.
БАЛАНСИРОВКА П РАСЧЕТ СТАТИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ САМОЛЕТА.
Координация сил, действующих на самолет, может представлять одни
из трех случаев: 1) центр тяжести находится впереди центра давления,
2) совпадает с ним и 3) отнесен назад. В первом случае самолет имеет
стремление к «пикированию», т. е. опрокидываться на нос, второй — слу-
чай идеальной балансировки и в третьем — самолет скользит на хвост —
«кабрирует». Моментам, отклоняющим самолет от нормального положения,
противодействует восстанавливающий момент хвостового оперения.
Задачей балансировки является отыскание положения центра тяжести,
при котором самолет был бы устойчив и управляем в продольном напра-
влении при наименьших размерах хвостового оперения и определенном
установочном угле. Влияние момента тяги винта с плечом h обычно не-
велико,— а при планировании он совсем отсут-
ствует, почему величиной его мы можем пре-
небречь.
Центровка. Центр давления крыльев отно-
сим к средней хорде биплана, положение кото-
рой определим пз соотношений по фиг. 32:
Фвг. 32. Определение сред-
ней хорды биплана.
где S, — площадь верхнего крыла,
Ss — площадь нижнего крыла.
Делпм АВ в этом отношении. Из чертежа получим: '
АВ = 1 530 льм;
4-^=1 530;
7г, =0,437-7ц;
7ц (l-f-0,437) = 1,530;
, 1 530 , про
,1“ = 1,437 = 11068’*•
Проведя линию параллельную хорде крыльев через полученную точку,
найдем по чертежу среднюю хорду биплана—1230лсле.
Пользуясь кривой Ст крыла для летного угла атаки а = 0°, найдем
положение центра давления от передней кромки крыла:
а = Ъ • С,„ = 0,084 • 1 230 = 103,5 лг.и;
для угла а. = 6°:
С,„ = 0,13 и о = 160 лги;
для 14°:
Сет = 0,18 и а = 222 мм.
Наносим полученные точки на чертеж балансировки самолета (фиг. 14);
получим плечо центра давления по отношению к центру тяжести
соответственно: 250, 200 и 140, т. е. во всех случаях самолет имеет
склонность кабрировать.
45
Расстояние центра тйжести от Передней кромки сроднен хорды би-
плана из чертежа равно 360 лиг, или 29,2%. В существующих самолетах
средняя центровка составляет 28—36% хорды.
Чтобы устранить давление на ручку руля высоты в нормальном полете,
неизбежное при данных условиях, необходимо стабилизатор поставить
под определенным углом с таким расчетом, чтобы момент от крыльев отно-
сительно центра тяжести уравновесился моментом стабилизатора (фиг. 16).
Фиг. 33. Установка хвостового оперенпя на самолете Играло.
Определение поверхности оперения (фиг. 33). При других режимах
самолет будет устойчив только в том случае, если момент оперения уве-
личится при нарушении равновесия на большую величину, чем момент
крыльев. Формула подъемной силы оперения:.
P=C,pSBIF’
показывает, что момент его зависит от площади величину его опре-
деляют из: 1) приближенной прикидки по уравнению МЕр = 31т иди 2) из
статистики размеров хвостового оперения, или 3) методом наложения
кривых Ст и С„,,, т. е. коэфициентов момента для крыльев и хвостового
оперения. В среднем площадь оперения составляет 1,5—2% от площади
крыльев. Пользуясь статистическими данными, назначаем рбщую площадь
оперения равной 3,52 м\ из них для рули высоты выделяем 37°/ т е
1,329 лЛ ”
Для вполне надежной балансировки рекомендуется проводить расчеты
предельной устойчивости для нескольких положений центра тяжести, на-
пример при выгорания горючего, при одном летчике и неполном баке
и т. п.
Устойчивость при планировании. Определим угол установки ста-
билизатора ® или деградацию его по отношению к средней хорде би,
46
Плана, если средний угол балансировки крыльев а = 1,5е. При планирую-
щем полете .1/кр = Мт и угловые элементы получим по схеме фиг. 34.
Фиг. 34. Схема самолета при планировании.
Строим кривую Лилиенталя второго рода для биплана * по формулам
(фиг. 35):
С„ = Су • cos а -ф- Сх sin а.
Ct = Сх • cos а - Ся sin а;
для всего самолета:
сх0,64 '.
Фиг. 35. Переход к нор-
мальным коэфивиентам
С„ И С,-
Значения входящих коэфициентов Су и Сх берем
с кривой Лилиенталя первого рода и все вычисления
располагаем в табл. XV.
ТАБЛИЦА XV
а cos а с» CyCnsа с. Сх cos а sin а sin а C^sin а с, С.
—8° -6е 0° 0,99 0,994 1 —0,065 0 0,2 —0,0645 0 0,2 0,0207 0,0177 0,023 0,0205 0,0177 0,0227 —0.139 —0,104 0 —0,0904 0 0 0,0028 —0,0018 0 0,017 0,023 0,07 —0,0018 0.2
Вычисление коэфициентов момента крыльев можно вести или на ^сно-
вании точной формулы:
р _____с ___Л ______р J'
vi»o —L >» *'“(, ь ’
где Ъ —средняя хорда,
6, — плечо силы Св,
h — 0,68.и,
или по упрощенной формуле:
ст0=с.-^ . / /25
при значениях:
с кривой Лилиенталя второго рода, г получим грат
фически как плечо момента крыльев, а 6= 1,28 м.
—
1 Проф. Юрьев, Ивдуктввпов сопротивление крыльев, стр. 90.
' 1 47
Применив последнюю формулу, найдем значение Ст„ по табл. XVI:
ТАБЛИЦА XVI
i “к —8° -6° —30 0° 2° 4° 6° 10° 14°
So . 3,6 46 —0,08 +0,13 +0,0081 3,4 44 —0,06 -f-0,075 +0,0035 6,8 87 0,038 —0,35 —0,0104 8,4 108 0,102 —0,195 —0,0156 10 128 0,210 —0,105 —0,0172 11,6 149 0,304 — 0,075 — 0,018 13 167 0,408 —0,035 —0,0113 14,4 185 0,46 +0,'>75 + 0,0027 16 205 0,508 0,045 +0,0178
Угол атаки стабилизатора для различных режнмбв найдется из равен-
ства:
а_ = ак— tp — Да,
где: ак—угол атаки крыльев, — угол продольного V, равный—1,5°,
Да скос потока у стабилизатора от действия крыльев, величину которого
Фиг. 36. Определение угла установки стабилизатора.
ли диаграмму продувки стабилизатора модели
табл. XVII для 3=60°,
найдем по эмпириче-
ской формуле *:
здесь:
я = 2 в случае би-
плана,
I—средний размах =
= 9,1 м,
L— 4,35 — расстоя-
ние от */3 перед-
ней хорды бипла-
на до шарниров
стабилизатора,
).= 7,4— удлинение
ио средней хорде
Теперь мы можем
найти коэфициент мо-
мента хвостового опе-
рения Стлх для раз-
личных углов 5 откло-
нения руля высоты,
используя для этой це-
ЦАГП № 6. Составим
1 См. «Материалы ио аэродинамическому расчету», стр. 141.
48-
' (
'I' х Б.ИГ II. Л X'Tl
С-^кр Ад 3,4 С, 'Jx С„.о, 0,476-Су
— — — — -.
-8° —о.обз -0.35° —9,15° — —
6" 0° 0° —7.50° — —
0° 0,2 1,08е —* 0,06 —0.029
. 0.28 —1.0(5- —0,025 —0.012
ё° ‘ 0.41 2.21е +2,29° 4-0,ОС» —0.029
8° 0,473 2,,’>6° 4;2° 0.108 +0.-51
Здесь момент стабилизатора определен по уравнению проф. Юрьева:
Составим табл. Will для 8 -
Т Б .1 П ц V XVII?
’х Су,.. С.,.,,.
—4° —0,17 0,081
—0.14 —О.Гбб
+2.3° —0,020 — 0,01
4° 0.025 4-0,012
Таким же способом найдем значения коэфпцнеитов для углов откло-
нения руля 1О.°. -]- 5е. - 10° и 4-15°.
Так как при отрицательных углах
поворота руля стабилизатор дает мо-
мент отрицательный, а при положи-
тельных— положительный, меняем знак
момента С,„о при 8 = 5,4-10° и 4-15°
и производим наложение кривых С„,о.
и С
Из диаграммы фиг. 36 видно, что
самолет сбалансирован на угле атаки
1,5°; машина устойчива, так как при
отклонениях от положения равновесия
момент от хвостового опереиия (при
8 = 0°) больше момента от крыльев.
Балансировочная диаграмма.
Каждому перемещению руля высоты
соответствует определенный угол атаки
Крыльев, что из диаграммы определится Фиг. 37. Балапсировочяйя диаграмма:
точками пересечения кривых С„о И Расчет самолета HS прочность.
Cmji, где моменты равны.
Таким образом найдем зависимость (фиг. 37) между углом атаки са-
молета а и отклонением руля высоты 8.
4 ВмноГрадо в?Расчет самолета, 49
Моторный полет. При полете с мотором стабилизатор будет иметь
дополнительную обдувку от винта, так что оперение будет находиться в
потоке со скоростью Р, большей, чем полетная скорость V: Отсюда по-
явится дополнительный скос потока от пропеллера — Даь, который можно
уматывать по формуле:
где:
— коэфициент нагрузки на ометаемую винтом
площадь,
В =
Q
eFV‘
а —угол атаки крыльев,
Q— тяга по кривой Пэно,
в = а — р,
причем р —угол оси винта с хордой крыла.
Для определения подъемной силы оперения пользуемся формулой
гэкСЧ-ь'),
им в наших обозначениях:
и коэфвциент момента:
где:
1+д 1+в
' . °’81 ’
)>° — сила, действующая
иа стабилизатор при
планировании,
р —примоторном полете;
С„^ возьмем для случая планирования, тогда все вычисления распо-
лагаются по табл. XIX, XX, XXI.
При а = 0, р = о; если угол атаки крыльев по средней хорде равен
Оср.'юр». = 1,5°, то и р = 1,а°.
Из табл. XVII и характеристики винтомоторной группы найдем та-
блицу XIX.
В расчет вводим не чистую тягу, а уменьшенную на сопротивления
веек частей самолета, обдуваемых струей впита и лежащих перед стаби-
лизатором. Из табл. II находим:
'ооб = 0,189 £>0,19 м2,
С.р =C„-p.0,19F2 = ^.0,19.V2 = 0,0I52V2. '
Влияние обдувки стабилизатора иа диаграмме моментов (фиг. 36)
выразится увеличением наклона кривой момента стабилизатора для ней-
трального положении руля высоты, т. е. i = 0°; все вычисления распо-
ложатся в табл. XX. ’
1 См. В. It. Юрьев, Индуктивное сопротивление крыльев, стр. 88, формтла 113.
20
ТАБЛИЦА XIX
а Q F <2„р = 0,015 1^ . . . О^винт ....... Q' — . . Б~ p.F.V-i 1— 14\£ 0,81 — 1,8° 0° — 3.3° — 1.5° 41,5 35 26 1Н,5 88 97 62 78,5 0,0885 0,163 1,34 1,43 0° — 0,5° 31,5 15 101 86 0,220 1,5 4° 6°' 2.5° 4,5° 26,3 24,2 10,5 8.9 105 107 95 98,1 0,347 . 0,426 1,66 1,76 8° 10° 6,5 8,5° 22.5 21.5 7.7 7 107 107 91,3 100 0,497 0,550 1,84 1.91
ТАБЛИЦА XX
2В t’,6 0,295 0.543 0,733 1,155 1,42 1.658 1,83
“=/1+oJ 1,138 1,243 1,360 Ц47 1,555 1,630 1,685
а 0,88 0.805 0,736 0,680 0,643 0,613 0.593
I-1 « 0,12 0,195 0,264 0,320 0,357 0,387 0,407
—0,40 -0,29 0,132 0,8 1.6 2.5 3,45
%ст = — йаь .... -4,21 —3,81 —0.066 —2,51 —2,29 —0,0415 -1,06 —1,19 —0,018 441,8 0 0,0166 2,29 0,69 —0,0485 1,7 —О,090 6,2 2,75 -0,14
Значения Сю0 для других отклонений руля высоты получим перемно
жеиием соответствующих коэфицнептов при планировании иа Z (табл. XXI)
ТАБЛИЦА XXI
° 0° 4-2° 4-4°
о — — 5° —0,035 , —0,012 4-0,012
1 • Сто а —0,05 —0,018 4-0,02
5 = 4-5° 0,043 0,0675 0.092
0,061 0,101 0,153
5 = — 10° Т°’°7 0,045 —0,022
—0,100 - 0,0675 • —0,037
и т. д. для положительных углов наклона руля высоты,
4* , М
Полученные результаты нанесены пунктиром 119. диаграмме фиг. :ш,
которая показывает, что при отклонении от в ту и другую сторону
момент стабилизатора возрастает больше, чем .момент крыла, и стре-
мится повернуть самолет в исходное положение; следовательно равнове-
сие самолета будет устойчивым и угол установки стабилизатора -|- 1,5
Шарнирным момент. При различных положениях руля высоты будет
изменяться и величина его нагружения. В таком случае важно знать п
то усилие, какое необходимо приложить летчику к центральному рычагу
управления.
Характерной величиной здесь является «коэфициент шарнирного мо-
мента» — Ст, определяемый в продувках рулей в аэродинамических лабо-
раториях. Усилие, действующее на тяги и преодолеваемое летчиком,
легко находится по правилам механики из выражения помета:
где: S — площадь всего оперения, Ь — егочполнал хорда.
Црн отсутствии продувок, для грубых подсчетов можно пользоваться
приближенными англпцекпмп формулами вида:
Л' •4") - р - 6’ Р., Л, ,
Jf= 0,0045 6 •? - \ • Ьг 11,
где: Sr— площадь руля,
Ьт—его ширина,
и О — угол поворота в градусах.
Величина к зависит от отношения, и его можно брать па та-
блицы:
\ ...... 0,Я 0,5 0,4 0.3 0,2
к..........0,02(16* 0,61*8 0,616 0,0124 —
При таких подсчетах может быть обнаружено, что давление па ручку
превзойдет допускаемые пределы 1 и летчик не сможет вернуть машину
в правильное положение.
В таком случае необходимо изменить хвостовое оперение 8 или уве-
личить вынос L.
Продувка модели. Произведенный подсчет необходимо повторить для
нескольких положений центра тяжести.
Волее надежный результат дает продувка в аэродинамической лабо-
ратории модели самолета в */io ег° величины.
Во избежание всяких случайностей при испытании новой .машины
следует прибегать к этому способу определения площади стабилизатора,
киля и установочного угла хвостового оперения. При этом попутно мо-
гут быть разрешены вопросы об устойчивости пути п получены шарнир-
ные моменты элеронов.
В случае же невозможности получить продувку необходимо взвейш-
ванием собранной машины определить ее центр тяжести и произвести
поверочный расчет устойчивости.
1 Нърмалмюе давлеппе на ручку при манипуляциях—5—10 м.
52
ЧАСТЬ ИТОГАХ.
, РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ.
t СТАВ Л ШЕСТА)!.
НОРМЫ ПРОЧНОСТИ ДЛЯ РАСЧЕТА ЛЕГКИХ САМОЛЕТОВ.
В установившемся движении па самолет действуют три силы: 1) тяги
винта. 2) полетного веса, 3) аэродинамического сопротивления крыльев.
Зная пх величину, точки приложения или закон распределения, кон-
структор составляет схему расчета для выяснения наиболее рациональ-
ных размеров сечений.
Ввиду того, что положение самолета в пространстве может произ-
вольно меняться пилотом или .же под воздействием ввсшппх атмосферных
условий (например порывы ветра, рему), в частях конструкции возни-
кают те или иные напряжения, величина которых зависит от полетной
перегрузки.
Практически выработано вполне точное определение коэфициента
перегрузки в четырех различных случаях нагружения самолета, которые
обозначаются начальными буквами латинского алфавита — A, Ji, С и Г).
Следует не смешивать полетную перегрузку с, расчетной или стати-
/ ческой и KOdi/iuuueHino.4 беэопаснчсиик
Расчетная или статическая перегрузка показывает, какую долю от
разрушающей силы в частях сооружения составляет сиойЬйная нагрузка
в горизонтальном, полете.
Коэфициент же безопасности‘представляет собой отношение разру-
шающей силы в час।их конструкции к наибольшей из возможных на-
грузок в полете.
Трудность учета всех факторов, увеличивающих или уменьшающих
прочность рассчитываемой детали (например крученпе, обшивка), явилась
причиной введения двух коэфициентов: статической и расчетной пе-
регрузки.
В силу этого для строгого суждения А прочности самолета необхо-
димо вести статические испытания отдельных деталей под нагрузкой до
разрушения ее.
Целым рядом наблюдений и произведенных испытаний былп оконча-
тельно установлены те статические перегрузки,- которыми . надлежит ру-
ководствоваться конструктору при проектировании машины
1 См. «Тохшшсский /юллете'йь- СпортегкЛпи сЬюза Оспявиахямя ГССГ» >’!,
июль, 1Н27, а также жури. «Техв. роад: флота», Уё 8 1ICU т.
Группы самолетов. Легкие самолеты по номенклатуре' Авиационной
секции Осоавиахима СССР разделяются на два класса, а в каждом
классе - соответственно йазначенпю—на три группы:
Группа Назвачеип’е
I класс
1 Самолеты, предвазиачеивьте для фигурных полетов.
2 Самолеты спортивные с большим запасом мощности мотора.
3 . Учебные самолеты.
. II класс
1 Самолеты, пе предназначенные для фигурных полетов.
2 Самолеты спортивные с небольшим запасом мощности мотора.
3 Самолеты коммерческие.
Крылья самоле-
та. Расчетные слу-
чаи (фиг. 38).
1. Случай А —
Выход из пикирую-
щего спуска. Рав-
нодействующая аэро-
динамических сил в
этом случае нормальна
к хорде крыла и рас-
положена на одну треть
этой хорды от перед-
ней кромки.
2. Случай В —
Выход из крутою
планирования. Равно-
действующая аэроди-
намических сил на-
клонна назад в отношении 3:1 и
расположена иа одну треть хорды
крыла, считан от задней кромки.
3. Случай С — продолжитель-
ное пикирование. Подъемная сила
равна нулю. Аэродинамические силы
сводятся к действующему на крылья
скручивающему моменту, который
определяется по формуле:
, М =----------.n-g.t,
К, 4-0,08- -г •
Фиг. 38. Положение самолета п основных
случаях расчета крыльев. где: и — коэфициент перегрузки из
норм, ,
Кт — коэфициент момента крыльев при Кв — <д •, К*-)-0,08 - Т коэ-
> Зависимость между фраапувсиими коэфицвдятами сопрьткндатщя
и дашямл;
м
фициент лобового сопротивления крыльев при Х(. =0 и всех частей само-
лета, включая впит, который можно считать за плоскую пластииву,
9 — вес, самолета.
/— хорда крыла.
Кроме момента на крылья действует часть лобового сопротивления
Самолета, поглощаемая крыльями и равная
Р=«-------^—,9, ,
К., 4- 0.08 -
О '
х
где обозначения — те же, что и раньше.
4. Случай D — полет на спине. Равнодействующая аэродинамических
сил направлена по отношению к крылу сверху вниз с наклоном назад в
отношении 1:4 в расположена. на */* хорды от передней кромки врыла.
5. Посадка. Действующей силой является сила пнерцип веса крыльев.
Силу можно считать приложенной посредине между двумя лонжеронами
крыла (при двухлонжеронной конструкции) в направленной перпендику-
лярно к хорде.
Распределение давления (нагрузки) по длине крыла во всех случаях
равномерно, точнее — пропорционально площади (для конических крыльев).
В случаях А, В и D из общего веса самолета вычитается вес крыльев,
так как считается, что он уничтожается аэродинамическими силами. В слу-
чае С вес берется полным. В случае посадки принимается только вес
крыльев.
Нормы перегрузок следующие:
Класс С л у чаи Посадка
А в с и
1 7,5 5 1,5 3 6
2 6 4 1,25 — 6
Фюзеляж. 1- Случай С по лета—;,^пикирование. Действующая
сила — сила, уравновешивающая момент крыльев и приложенная к гори-
зонтальному оперению. Сила эта определяется по формуле:
ЛГ •
r ~ I 1
где: М—момент крыльев из случая С, где уже учтена перегрузка, ’
/ — расстояние от центра тяжести, самолета до центра давления го-
ризонтального оперения.
На этот' случай рассчитывается только задняя часть фюзеляжа, так
рак передняя ие нагружена.
2. Посадка на три точки. Действующие силы — силы веса,
55
3. Ilo.tcm, сочтветствующин случаю А расчета крыльев. Действующие
силы силы вега. На .этот случай можно рассчитывать только переднюю
часть фюзеляжа (от крыльев).
4. Нагрузка на вертикальное хвостовое оперение. Действующая сила
на оперение:
ыя 1-го Kjai'cn......150 к/ па 1 м-
» 2-го » . . . . 100 » •> » ’•>
Этот случай служит для расчета задней части фюзеляжа.
5. Боковая нагрузка от поворотного ускорения в горизонтальной пло-
скости. Силы весовые. Рассчитывается только передняя часть фюзеляжа.
Нормы перегрузок следующие:
3. Удар спереди.
4. Посадка на одно колесо.
Горизонтальное хвостовое оперение. Расчет производится па слу-
чай С расчета крыльев. Давление па оперение то же, что и в случае 1
расчета фюзеляжа; перегрузка — та же. Рас-
пределение давления по глубине хорды по
фиг. 39 *.
Вертикальное хвостовое оперение н эле-
роны.
Расчет производится по нагрузке на 1№:
1
Фиг. 39. Распределение на-
грузки ВДОЛЬ руля. '
для 1-го класса................150 кг
» 2-го ».......................100 »
Распределение давления по глубине хорды по фир. 39.
1 В дальнейшем принято трапецеидальное пагружцнпе рули и целях повышения
прочности лонжерона,
56
Органы управления. Органы управления рассчитываются но силам,
действующим иа рули. Определение сил производится на основании рас-
пределения давления по фиг. 39, причем вводится дополнительный запас
прочности от 2 и более, в зависимости от получающихся размеров упра-
вления и соответствия их мускульной силе человека.
При применении норм к расчету самолета расчет недел я ва разру-
шающие (временные) сопротивления'.
4»
ГЛ Л НА СЕДЬМАЯ.
расчет крыльев.
В изложенном расчете имеется в виду первый вариант легкого само-
лета Играло для трех часовой продолжительности полета при весе в 580 «Л.
Коафициенты перегрузки взяты повышенные согласно принятым Научным
Фиг. 40. Верхняя плоскость.
комитетом 5 ВВС «нормам прочности самолета» (стр. 65—69). При пове-
рочном расчете готового самолета при полном весе 765 ki по нормам
Спортивной секции Осоавиахима для 2-го класса конечные вычисления
дают одинаковый результат.
Определение интенсивности вагрузкп 2.
' Вес в полете — 580 кг V
» крыльев со стрелами (фиг. 40) — 96 кг
Поверхность верхних крыльев —11,75 л»"* (фиг. 40).
» нижних3 » — 8.4 №.
х г
1 Все вычисления проделаны иа счетной лпиейке. , *
2 Во время испытаний полетный вес составлял 5!>0кл без верхнего бака.
' В' .: алотаадп фюзеляже, ....
57
Средний размах I верхнего плана — 8,4-|-1п, пл = 8,4-^0,70 = 9,10.и.
» » I нижнего » —3,2-|-?ф11Я= 2.3,24-0,7 = 7,1
Глубина крыла: h верхнего для нервюры Л? 3—1,4 .и.
» » h нижнего—1,19 м.
гг п 580—96 484 О1- о , о
Нагрузка Рмр,я _ = 18/55 = -э’8 *’/* ’
» P«.»« = Yi-25,8 = 21,2кг/м1,
, 9
где коэфициент j-j- учитывает влияние верхнего крыла па. нижнее.
Случай А. Перегрузка и =7,5. Рав-
нодействующая проходит в расстоянии от
носа ЗО0/о (фиг. 41):
А = 7,5 • 484 = 3 630 м/лА
Рвор «и = 7,5-25,8 = 194 да/.к2,
Рупжк —г. 159 кг/м .
—; 344 г---547-—.----309----
I । । ।
Фяг. 41. Схема нагрузки верх-
него крыла.
Нагрузка на верхнюю плоскость:
•194 = 1 140 м.
Нагрузка на нижнюю плоскость;
а 8,44 1 — л
-“ИИИСН 9 * It) 9 = 6 ( 3 КЪ.
Нагрузка па лонжероны верхнего крыла:
Г.ери=1140-1^ = 982 да,
piK = 1 140-^ = 158 да. -
То же дли нпжиего крыла (фиг. 42):
„ 673-374
1 янжн — £70 — э35 О,
_673-96 _
^нижн -- ------- IOO Лй.
Погонная нагрузка лонжеронов верх-
него его крыла:
Фиг. 42. Нгщнее крыло в случае А.
| ^БОрли = -—- = 216йп/зй,
для переднего <
| ^1цнки === "355"== 1^0 » •
w ( ^ворЛи ==: f gg- == 34, ( ш/вМ,
для заднего <
I
Случай Б. Перегрузка я = 5,5. Сила направлена под углом 18° 2 5
и действует на задний лонжерон в расстоянии ’/, h от задней кромки (фиг. 43).
Распределение нагрузки между планами считаем по предшествующему
расчету:
В = 5,5 • 184 = 2 660 кг,
Бмч™ = 5,5 - 25,8 = 142 т/м*,
Рт = 5,5-21,2 = 117 »
Нагрузка на одно крыло:
Я„ря1 = 41’"- -142 = 832 кг,
Ви„м = ^'-117 = 496от.
Верхнее крыло:
Передний лонжерон.
Г>, =832- 3= = 790от,
1 1'10
Лг„р = 7®- = 263от,
43 '
Г =«790. — = 62.2 м,
1 э4I ' ’
погонная нагрузка —13,6 кг.
Фиг. 43. Верхнее крыло в случае S.
Защип лонжерон.
ГГОР = ^ = 2О,6«.
В. = 790347-.^ 43 = 850 кг,
1 .э4< , ’
НГОР =-у-= 28-3 ki,
погонная нагрузка—186 xt.
Фиг. 44. Нижпев крыло в случае Б.
Нижнее крыло (фиг. 44):
7?, =496—-L = 471ot,
Ию
Ьгор —- g —' 15 < кг,
Г, = 471 = 64,1 кг,
1 4<0 ’ ’
Г —64,1—Ч1 от •
* гор -- g - jl Л»,
,, 470 + 64
''1 = 4 <1--— = аЗэ от,
тт 535 ,
ллгор — -д- = 1 I 9 от.
Погонная нагрузка Я8ади = 151от/.ч.
Q л уч цй С. Перегрузка и = 2 (фиг. 45).
С = 2-580= 1160 от,4
1160 м,
58
b‘i:r.! iiririiys.-y iipuil ;-;ij i::a.r. !-i
^|КП = 11JV.'*
»'>’н;1ЖН — •'*,’14 >>
Итого . . 20.29 .и’;
С'лил.и — 4К»1 hl.
Тогда найдем:
г/з Л»-947лг.«-
-----------279»..-
•bur. in. Верхнее крыле в елгчге С.
’ 1 ^вепхн — 336 • = 580 №>,
* з47 . ’
l^rop == ^Mrqn = ~ ] <8 Л’?.
Нижнее крыло (фиг. 16):
г, H, = 242-^.w3S5*<
Гг,?= н, =^=192 Г,.
л у чай !>. Нррегрузм
>' 3 (фиг. 17 п 48):
—3-484 ±=1460и.
Удр 1ыгая нагрузка:
I '
.’I-. .
----------гиь/г
Фиг. -16. Нижнее крыло в ел-чае С.
Закон распределения нагрузки здесь обратный случаи .4; еоэФи-
цйент — 0,816 следует отнести к тогда:
14(>и _14Ы> .
1 .<>и.|| — § +7 д . ] J- J5 — j 8.0G Л 1 •
7’ВС)„„ = • 81 = (а;.2м/.иЛ
;и>п=™д",75=зйо«.
Дмш — М-8'И=--341 >>.
... 378 г. ,
//-р=~4 -94гг;
о
т. ’297 -I
7 гор— д'”
Для переднего лонжерона:
Д1Я заднего лонжерона:
7/ =:;78.!^ = Ь1,г.л>.
1 э4*
7Гг„г=КУ!=21"’’’-
4
=== ’->4 1 • ’==‘ *4*^ 1 л /.
i >1я нижнего крыла:
].»я переднего лонжерона:
F- Ж
I fQ--2 t)U hl.
Для заднего лонжерона: Н,=-;гЗ\-~^=9'Зк1, 1 4<U *
Яг,„. = у = 23,2к*. \
Выписываем полученные значения в таблицу:
Верхнее крыло Нижнее крыло
Случаи передней задний исредний заживи
лонжерон лонжерон лонжерон лонжерон
А •J82 158 535 138
В 62 850 64 53э
С 485 4ъЬ 385 385
I) 297 82 238 94
• U1
Следовательно расчетными будут!
в случае А—передний верхние лонжерон,
» НИЖНИЙ г »
в случае В—задний верхний лонжерон,
» нижний »
Проверка случая С. Проверим случай С по формуле «расчетных
норм», утвержденных НТК УВВС:
,, ,
Для дужки № 426, при 0^ = 0, С,„ = 0,0365.
Коэфициент перегрузки / = 1,25.
» сопротивления всего самолета Сх = 0,016.
Средняя хорда биплана (= 1,23 .и.
Сопротивление винта:
0» = Ср^,а~0,00о.
Подстановка дает:
,, 1,25.0,0365.580 1,23 ' „„„ .
= 0,0106 + 0,005 = 2-080w/A‘-
Распределим момент пропорционально площади крыльев:
• 11,7 5 = 1,205 т/м.
Af„„xe = 2 080 — 1 205 = 875 т/м.
Сила изгиба лонжерона определится из момента кручения:
Д7Круч — т • Z.
Для лонжеронов верхнего крыла:
F, =- = 9 = 1 ЮО ki. '
1 I 2 и,«547
»
, Псгоииая нагрузка верхнего лонжерона — = 242 т/м.
Погонная нагрузка нижнего лонжерона—265ят/л«.
р _______ 875 г_п
* «НИЖИ. .«. - 2 Q — 930 К1.
Из сопоставления с предшествующей таблицей видно, что последняя
формула дает большую интенсивность нагружения, следовательно ею
окончательно определяется и расчетная нагрузка.
62
ТРасчот крыльев н случае А.
Верхнее крыло. Из схемы аэроплана видно, что каждый лонжерон
верхнего крыла можно рассматривать как балку на двух опорах с внеш-
ней консолью. Примем закон распределения нагрузки* для трапецеидаль-
ного верхнего крыла по схеме фиг. 49, где средняя хорда
?Т = 2’^Г=645 л<л,;
имеем:
К=р'К uht=p'‘-^+r,
Удельная расчетная нагрузка:
Фяг. г49. Закон распределения нагрузки для верхнего
Удлинение крыла:
крыла в сл
' ~ S~ 11,75 ~
крыла t, = 1,48 .и
» t«= 1.1 »
Хорда у основания
» » конца
Подставив числовые значения для 7»в, найдем:
, 1,48 + 1,1-7 271-9,18
Л, = 271- ~Г.’— = - -5- = 331лч/-и.
\ = 271-1,48 = 401 т/м.
Распределим нагрузку в узлах верхнего лонжерона И, Экстраполируя
на среднем участке грузовой линии, возьмем значение погонной вагрувки
366 кг/м.
Тогда в узле А будет сосредоточена с^ла от нагруЗОй*
справа:
. 0,645 = 160 *ч,
331 + 340.0,75'5 = 252 К1
*и слева:
5-366-2,8 = 613 т
, Всего . . 926 tn.
1 См. журнал «Техника воздушвого флота» Ji 1, 1927.
“ Числовые значения Йвяты ив схемы фиг. 49, соотвотстаоиМб ХОрдё йв tpiixi.
Параболическйй момент изгиба между опорами ot равномерно» на-
грузки:
J/„„ = — 359 7.-4.V, пли 35 900 ъи--ц..
Момент над внешней опорой А вычислим но формуле: изгибающий
момент равен внешней нагрузке консоли, умноженной на расстояние центра
тяжести грузовой площади от опоры'Л:
имеем:
—(1 fin.II,955 4-253-0,377) = — 248,3 кги= — 24 830 тем.
I
Раздача изгибающего момента. Имея в виду, что центр тяжести
нагрузки па крылья или центр давления лежит в расстоянии одной трети
хорды от передней кромки крыла, найдем расстояние результирующей
подъемной силы:
13°0
— 44U мм от ребра атаки нервюры,
440 — 90=350 мм от середины переднего лонжерона.
Фиг. 50. Точка приложения аэрози-
панических сил в центре тяжести
верхнего крыли.
При размерах, данных на фиг. 50, нагрузка лонжеронов имеет следую-
щий характер1: ' , ч
передний V = • А — 0.83Л,
задний Н = --~-А — -А.
7»4»J
Эпюра моментов для лонжеронов верхнего крыла примет вид, пред-
ставленный на фиг. 51. |
Суммарный момент по середине крыла будет:
If = 35 900 — ’ • 24 830 = 23 485 кгс.м, . ,
а спорный момент в А будет:
Mt = — 24 830 кгсм. <
I Относим в еечеиию в области нервюры № 4 верхнего крыла
Ь1
Редуцируя 83% нагрузки на передний лонжерон н 17%, на задний]
получим следующие пределы:
пнредимП л ш херни ш'рхпеги крыла -l/int 23485'0.83 — 19 500 кмг.м
» » » крыла в i.'tniCo.iii J/|(n _ —24 830-0,83 —20 700 »
задний лонгкср'и! верхнего крыла................ЛАв — 23485-0,17 I &К5 »
» » » » в кинголн J/кн —24 830-0,17 — I ]-»п »
Лонжерон нижнего крыла. Для прямоугольного очертания нижнего
крыла г. закругленными копнами примем закон распределения нагрузки
по схеме фпг. 52.
Здесь I — хорда, равнин 1 НЮ. Рассмотрим предварительно нагрузку
изолированного нижнего крыла; дополнительную силу от верхней плоско-
сти через наклонную стопку введем впоследствии.1
Фиь 52. Закон распределения нагрузки зля нижнего крыла.
Если погонная нагрузка нижнего крыла
V = = 210 Ki,
то в узле -4:
от консоли —
(1,40 —?-1,19)^ = 315 г.<
й от среднего пролета—
1,1-210 , ,
— ----= 14 ( К1.
Всего . . . 462 к/.
Нагрузка узла Ь’— 147 «/.
Момент от равномерной нагрузка между опорами:
.г 210-1,4л ~ i — - in,
,1/„ -—г— : ;>1,э К1М = » 150 К.сч.
Момент, изгибающий консоль нижнего крыла:
Л/к==_^4^'°-4^ = - 105 • Ь5’ •= - 2:17 ==
—23 700 Kic.u. ' ’ ’
1 Совместное действие сил изгиба и сжатия удобно рассматривать по метоп
го? ииж. Ченцова. Т.В.Ф.. № 1, 1928 г.
5 Виноградин, Packer гамиле>а, QJ
Приняв во внимание размещение лонжеронов в нервюре крыла но
фиг. 53, найдем нагружения их:
для переднего
К=^-Л = 0,72А
для заднего
A
?КН—
Н=^ = 0,28 J.
4*0
Эпюра моментов имеет тот же вид.
Численная величина момента между опо-
рами:
А/=5 150—23 700= — 6 700к<(?,1/.
лонжерона; получим:
6 700.0,72 = — 4 830 кгсм,
23 700-0,72 = — 17 100 кгсм,
= — 6700-0,28= — 1 870 кгсм,
23 700 • 0,28 = — 6 600 кгсм.
переднего и заднего лонжеронов верхнего
«--------- 490----------
Фиг. 53. Размещение лонжеро-
нов в нижнем крыле.
Раздаем моменты на оба
для переднего Af„ = —
» » М*= — \
и для заднего лонжерона М3
» » » М3 =
Дополнительная нагрузка узла А. Так как ферма крыла расчалки
не имеет, то часть нагрузки от верхней плоскости передается на узел А„.
Разложение сил но направ-
лению стержней представлено
на фиг. 54.
.8„р„ = 926 кг, 8= i
S 926 2
sin 45» у~ ,
= 4-1310 кг. 1 .
Сила, сжимающая лонже-
' роны верхнего крыла:
^=г4«Г = — 926 кг.
tg 45°
Распределение ее дает для
крыла: 926 •. 0,83 = — 768, 926 • 0,17 = —158.
В узле А„ суммарная сила будет:
926 • 0,83 = 4-768 ki
926-0,17= 158 »
.5'4-Л„ =926 4-462 = 1388 кг.
Разложив ее па два направления, получим: •
влагающую вдоль лонжеронов £„ = 4-2300 кг,
» » V подкосов = — 2 750 кг.
Редуцируя нагрузку иа передний и задний лонжероны, получим:
2 300 • 0,72 = 1 660 кг и 2 300 • 0,28 = 640 кг.
1 Следует учитывать момент от эксцентриситета увда А.
66
-^Определение <орИвонтальных ёйЛ. (Соотношение между подъемной
и1 лобовой силой выражается равенством: > ---
Сх
Q = п(в—ц 1р) с
>Из--аэродинамического расчета при угде атаки 3° .найдем качества
всего самолета: ,^=10,3, и тогда
<? = 7,5-484^=352 «.
' rVjO
Интенсивность лобовой нагрузки для верхней плоскости составляет:
352
^gT-18,8 т/м
72
и соответственно
ная нагрузка:
•и ;для. нижиен
18,8 = 15-4 «г/.**,
28
и
" Фиг. 55. План Кремоны Для лобовых ChU-в: случае А.
усилие вдоль стоек, лонжеронов и расчалю/
&=-^р--1-8,8
= 24,3 ki/.w,
п 8,44 15,4
V"— 6,4
= 20,3 т/м.
Разносим нагрузку по
узлам внутренних стоек
и, проделав графическое
построение плана "Кре-
моны по фиг. 55, получим
Напряжение п запас прочности.в лонжеронах. При разложении
силы воздушного сопротивления на средних участках лонжеронов найдены
.следующие суммарные усилия: ,. ,,
Лонжерон ..Успзие от- подъем- ной СИЛЫ В-«1 - Усилив ОТ. Лобов, сопротивлении В Kt Суммарное усялже
Верхний передний ... » задний .... Нижний передний . . . . • ....-. -г — 768 — 158 4-1660 ..+ 640 .. -♦л • ,\4 -7 ' +200 —40 ’ + 97 . . — 37. — 568" - — 198 + 1757 + 603 ,
67
Соответствующие изгцбаюйщб. йейбйты были определены .Шве; етж*
ное сопротивление от изгиба и сжатия найдем по формулеВпанелло’
Передний лонжерон 'верхней плоскости. Параболический момент:
ЛГ,„ =19 500 тем.
Избранное сечение (фиг. 56) в месте нервюры Л? 5 имеет момент:
7= = 1075-268 = 807 с.и‘
и модуль
1Г=^= 113,7 СЛ(’-
Здесь стейка не принята во внимание.
В формуле Вианелло коэфициент я является отно-
шением критической эйлеровой силы к силе сжатии
лонжерона’. ” ’
Продольная критическая нагрузка при "длине про-
лета 2,8 лк
Запас прочности на сжатие:
У = 1^9 = 19 8.
Наибольший момент:
;И=19 500- -1^ = 20 500 тем.
Разрушающий момент !/, = 750-113,7 = 85 200. тем1.
Степень надежности на разрушение лонжерона равнявши:
При нагрузке в спокойном горизонтальном полете запас‘Прочности 1
ебеепечивается:
Фо = 7,5 • 4;15 =-31-кратный.
Консоль вблизи стойки. 'Консоль Подвергается чистому изгибу мо- 1
ментом'—20700 »1елг.
1 На основании опытов 1САГ11 дал русских пород- сосны найдено среДйСв разрушаю-
щий напряжение 6бО'Х«/слас В расчетах'црииедево 75б къ’сж2 по, немецким данным,.
ев
Нзпранниу сечение в месте нервюры Л? 8 (фиг,- 57):
Разрушаю ищи
Надежность:
S3 "~4‘ 12 = 653 c.v1.
jj» 633 6,5 = 101 с.н’.
момент: .!/„ -= 750- 101 ^76000
.76ОТ0._ .
’ 20 700
часть лом-
нзгвбу и
В сноеопном полете Ф-- 1,5 -3.7 ^?28.
Задний лонжерон между опорами. Эта
жерона в месте нервюры Д? а- подвергается
сжатию.
Максимальный момент ищем по формуле1: ,-lf= Л/^^ р
Изгибающий момент определяется выше: Л/,-=4 985 ?лслг.
Сжимающая сила—158 кг.
Избранное сечение лонжерона:
, 5-о> . . 4,9» .
7 = —J2— ’ 12 —f‘W ’
... 361 я
W'=-—— (3 с.«3.
4,9а
Числовые величины критической и продольной силы:
„ 150 000 -361 .
-1*"’ 280.280 '
Запас прочности на сжатие: -
___« Ж>
-15.8 ~
Наиболыпий момент лонжерона:
ЛГ = 4985^= 5020 kick.
4Z,b
. Разрушающий момент для соснового лонжерона: '
Фиг. 57.
Сечение Ле 8.
s^= 6 750 Ki.
П
43.
Л/О=73.750 = 54 900 кюм.
Надежность лонжерона:- -
ф = 54900
4 5020 ~ .
Как показали предварительные исследования, задний лонжерон следует
проверить на случай В или С, когда на него надает наибольшая погон-
Г°СЧСТВ СЛ01У6Т П. Г. ЧонцЧВ>'ма’|ор'
мая нагрузка. Поверку. кбисоли -с модулем сечения Л17 == 52;5 см3 -можно
не производить ввиду очевидной ее надежности (фиг. 58).
Нижнее крыло. Для случал .А выше было найдено; передний лон-
жерон изгибается во внутренней панели Моментом 4 830 кгсм н растяги-
вается силой 1 757 кг; соответственно задний — 1 87 0 vicm и 603 кг,
В консолях определен момент 17 100 к!с.м и 6 '600 Угс.гг.
рСёчение. переднего и заднего лонжеронов на всем их протяжении
одинаково (фиг. 59 и 60*>; здесь цолки имеют прямоугольное селение:
12 7» 7 73 . х‘ ’
- -> f,. = 5 • 4--4,5 -jj = 687- слг*.
- <<- •'. W=107 см*,
, *6,2» . 1.23 • I’ , '* г 2 -
-• ,....» .Д,—6ъ——о,о.-ж-= 119,2 см*, а <
В'= 38,5 см*.
Средний пролет. Наибольший Момент для переднего лонжерона;
.V„ = 4 830 кгёлг.
Разрушающий момент: • ‘
Мл — 750,• 107 = 80 200 кгс-у.
Полное напряжение: ,
г- 3 = >+f = 45 + 4t = 105 кг№- '
Консоль. Ломающий момент в консоли переднего лонжерона;
, •• г • Мт = 750.107= 80 200 tfioju. . .
<“'i Рклтчет толщина фвнерно# ставки, ' - ' Г'-гт
2 Н ят1 средняя высота седртяя,
79
Надежно с ть лонжерона:
а по отношению к одинарной нагрузке 4,7-7,5 = 35.
Прочность заднего лонжерона легко проверяется. Таким образом в слу-
чае А прочность лонжеронов вполне обеспечивается; необходимо прове-
рить нх в наиболее неблагоприятном случае С.
V-сбразные стойки. Распределим силу А на оба лонжерона; вводя
коэфнцпснты редукции, получим:
для переднего лонжерона:
= 1388-0,72=1000 Ki
и заднего:
F, = 1 388 — 1 000 = 388 к/.
Графическое разложение сил по сторонам треугольника BCD и ACD
(фнг. 61) дает слагающие величины (в к«):
по стержню АС—2 600,
» » ВС—-1 650,
» » В Г) — 1 000,
» » А Е — 2 210,
» » CD — 1 380.
Руководствуясь графи-
ком труб (приложение
XXIII), найдем, что при дли-
не 2 ле потребуется для
подкосов труба 10/37 л/л».
Пересчет крыльев в
случае С по методу Мюллер-креслау.
Предварительным расчетом найдена погонная нагрузка на лонжерон
верхнего крыла 242 т/м и для нижнего крыла 265 кт/л».
Узловую нагрузку А и В (фиг. 54) найдем по формулам’:
В = \ (</i + — & (<h + 2?s).
Имеем:
В
здесь: qt = = 242, а 1 = 4,07 л».
2 24i~ ба 3,1 = l (g,~2^g’)==l2‘(1—2й) =
= 4,07 - 242 (1 - = 290 «>.
, 4,07=. о 4,07=-242-3
.4— 6,а • Зе/, 6-2,92 — 690 к».
1 Иадапяе ЦАРИ. Самолет АК1, Ииж, В, Д. Ллеидвдро®-
Раскладываем нагрузку в А; получим силу сжатия верхнего лонже-
рона:
S = ^ = -690 «I.
tg45°
Проверим крепость заднего лонжерона верхнего крыла (фпг. 62) по
методу проф. Мюллер-Бреслау на совместное действие: 1) параболичес-
кого момента, j 2) продольного изгиба и 3) силы сжатия пли растяжения.
Фиг, 62. Сборка крыльев самолета Играли.
Предложенные формулы выведены из уравнения упругой линии; они
выражают:
1) результирующий наибольший момент:
•Уп,а1 =----^б__|_СЛ2.
2) главное условие равновесия:
.V
cos —
sin 7^-
K
1
1 =
M.
Где х лежит в пределах между 0 п
Коэфициенты fc, Z>, и J9, имеют значения:
If = |/у, D, = Мд f GJc2; D* = Ms -f- G- W,
Л8
где: (V попитая нагрузка.
Л7в=О, так как крепление крыла шаринрииС*.
Момент над внешней опорой:
„\[А = = 1 (;п.5и Kt.li = 16 050 к/с.м;
J-/—L5OO0O ьт/елг: ]- 361 с.м1; 1Г=73 ел3;
G'= 2,42 ki/cm.
Произведя подстановку, найдем:
!* =- « = 1-0 000 f
,s- 690 ’
I. =2So см, G/.-3 = 2,42 • 78 500 = 190 000 ктс.и,
h = 16 050 19 006= 266 050 Kiev, ]).,= 190 000 Kiev,
I .280.0 , --Iе
Z = - - 1 пли в дуговых .единицах ’' j •
У словие равновесия:
. х 190 000 1 . о 0,922
1£Г - =-------.-------—<*1«г •> ( 1 , ” - — — (|.п41 = О.4.»4
Ъ/. 206050 _ I" -3 0,842 * s
sin «и -э
— 24*25' = агс 0,425; .г— 0,423.280= 119 ли.
Опасное сечение лежит таким образом в расстоянии
1,1 и от опоры и подвержено наибольшему моменту:
V™., - —‘--|-Gfc» = — ^^ J 190000 = 37 500 Kiev,
х ’ О.ЭОэ 1
спя
Наибольшее напряжение заднего лонжерона в области нервюры А? 4:
37 500. , .,
Лщ»! — 74 ~ эОЯ KI/C.V1.
Запас прочности ^=1,45*.
’ Расчет крепления верхнего врыла. Выполним
го для случая С, как наиболее невыгодного. Рассмот-
нм передний узел центральной плоскости (фиг.
Силы действующие: 1) вертикальная — 436 ki
жатия—1310 кг.
Суммарная сила
1 По отношению к
Фиг. 63. Передний
замов нсятроплнна.
63).
и горизонтальная сила
в узле: .. ,
R== 1/-43б’-|-1 310г=1 380
одиварной шнрузке ввдсжвость = 24,45 = 2,0,
I...
S
73
Степки башмака из 2 мм стали Л/ и наварная плдстипкапз 1,5 .клс стали Шарнирный болт rf = 9 мм
Смятие: 1 ’>80 5*= 2-0,9.(U^2180*^ Запас прочности: Ф=™™=2,3 2180 ’ Срез: S = п7^5- =1 080 кгсм!- и,о<зЪ * Л Запас прочности; 6000 _ , Ф ~ ~ —т— = э.Ь. 1080 ’
Связь лонжеронов. Число соединительных болтов п найдется из
условия смятии дерева. Если Zc, для сосны равно 350 кг/см1, d быта
равен 8 .и.и, высота его —150 .или, то:
1380 „
» = пои = 3 ШТ.
ел ЗьО
ёмятие башмака равно:
1380 . ,.п , »
-з^адйэ-в- =1440 К1/ем>
что допустимо.
Расчет центроплана на вираже для полетного веса 765 кг.
При
мерные
полете по кривой в обеих коробках крыльев возникают нераво-
усплия, которые создают одностороннюю нагрузку центроплан1.
Определим влияние несшшг-
и' ричпой нагрузки плоскостей^
вираже (фиг. 04) в случае Пл-
иего нагружения машины в-
сом в 765к» при полете с мо-
дельной скоростью 150 км/ч;
или 41,6 м/сек. Обозначим: ns
через Р, скорость через ,
средний размах I = 8,5 м, пло
иость воздуха равна 1,22
<7 = 9,81 м/сек1.
Так как подъемная сил
равна весу самолета, пмеек
г. 765
Фиг. .64. Радиусы поворота.
» =------;-----=0,167.
41,634-21,25
О
При радиусе поворота 50 м полную окружность самолет опишет аг
. 2кЛ 2п*50₽ „ г,
время: t — -у- = -д-р- = 7,6 сев.
1 Шпенглер, Stat-ik im P)ug«igban.
74
'В то же время концы крыльев опишут путь радиусами Ил за время:
2r. И. , 2г.П, --
I, — —JV- п L — -г,- — <,6 сек.
. 1 l-i 2 V2
Отсюда <л<дует:
^ = 0,822 /1, 37,7 м/сек н Г, = 0,822 7?я = 44,7 м/сек.
Среднее между Г, и Г,: ,
iri 41,b-4-44, i < „-> /
I 'сг=----|—’-=43 м/сек,
-41,6 + 37,7 _
Р,р = —1—Д—1_ =39,5 м/сек.
Эти скорости могут быть отнесены к центру тяжести поверхностей,
приблизительно г. середине или-на ’/, размаха. Тогда имеем результиру-
ющие сизы: .....
Р,=—43’*. ^1.0,167 = 415 ю,
Р=39,5‘.г-=—0,167 = 350 кг.
• о о
Сумма найденных подъемных сил должна быть равна весу, т. е. 765 кг-
За выпотом веса крыльев получим следующие подъемные силы для
обеих коробок:
’с одной стороны —
415 —ф- = 317 к/,
с Другой стороны —
350 —98 = 252'кг.
Определим разницу давлений в узлах центропйана для переднего и
заднего .тонжеронд>в, принимав коэфициеиты редукций 0,83 и 0,17 для по-
ложения центра давления в расстоянии */з Х0РЛЫ от носа нервюры. Полу-
ченные несимметричные нагрузки ко-
р'обок будут восприняты йбредним лон-
жероном от силы 317 кг:
317-0,83 = 261 кг,
' от силы 252 кг.
I 252-0,83 = 208. кг.
Разница давлении 53 кг.
Таким-ясе способом для заднего лон-
жерона найдем:
.. . ... .....
_.. св 317-0,17=в55 кг
' . 252-0,17 р= 44 кг
Разница давлений 11 кг. Фиг, 65. Усилия стоил пирамиды.
Итак, в передних узлах центроплана сосредоточено горизонтальное
давление 53 кг, а в задних —11 tft. Эти давлении разгружают один
расчцдкя И нагружают другие, •
75
Приняв во внимание конфигурацию пирамиды, решаем пространствен-
нее треугольники (фиг. G5) в последовательности 1 и 11.
Усилия вдоль стержней определены в следующей таблице, в которой
введен коэфпцпент перегрузки п = 5:
Стержень Диаррам, усилия, К1 Расчетные усилия, О Длина, см Диаметр, мм Кр цт ячеек ая сила. л1
оа* о'а' аЪ т pQcc.oa, 54,5 90,5 11,5 15 273 483 58 75 117 80 72 25/23 25/23 25/23 5 700 1350 1500
Запас прочносги на вираже стоек в пирамиде центроплана’ 2,5, а при
нормальном полете 12.
ГЛАВА ВОСЬМАЯ.
ОБЩИЕ СООБРАЖЕНИЯ О РАСЧЕТЕ КЛЕПАНЫХ ДЕТАЛЕЙ.
Имея в виду, что в самолетостроении приходится иметь дело с топко
стенными профилями, заклепочное соединение должно удовлетворять тре
бованию равнопрочностп иа срез заклепки и смятию листа,
Односрезный шов. Формула, разрешающая этот вопрос при одио-
срезпом шве, имеет вид;
d = 4 fc-„
где: ? — толщина листа,
d — диаметр заклепки,
fc™ — напряжение смятия, равное 50 кг/мм*,
ке — допускаемое напряжение среза, равное- 12 ki/.«.us. для коль-
чугалюмииовых заклепок.
Численная подстановка всех величии дает:
rf==f>,3«.
Имея толщину склепываемых деталей 5, возможно установить диаметр
заклепки и определить расстояние или шаг I по выражению:
< . ' '
полученному из условия равнопрочное™ заклепки на срез и листа на
разрыв (фиг. 66). Здесь k'r — разрушающее напряжение в листе на раз-
рыв eg 50 ««/.«л»’; fcc — » » материала за-
клепки^ 24".
Подстановка приводит к соотношению:
78
Размер этот обг/кнойенПб увеличивают и принимают;
t £\2 3 d.
Отступления па практике делаются из-за производственных сообра-
жений, т. е. предельный шаг должен обеспечить место для штемпели
при машинной кленке и для обжимки—при ручной; таким образом мини-
мальный шаг осуществляют I < 5 rf.
При расчете полная картина прочности заклепочного соединения
получается определением коэфицнента прочности шва тг пред;
Фнг. 60. Однорядный и двухрядный гавы.
ставляющего собою отношение сопротивления разрыву листа, ослаблен-
ного заклепочными отверстиями, к сопротивлению целого листа:
(i — <ntkJu t—d
Tr-=—,,ли Ч= —
Подставляя сюда значение величины t, будем иметь:
1 г,==^т
• я « , в
I Отсюда видно, что р<С 1 и что, чем больше этот коэфициент прибли-
жается к единице, тем шов будет прочнее, — тем выгоднее материал
"будет использован.
Сопротивление миогорядного шва рассчитывается в зависимости от
числа рядой заклепок я: , ,
и - 7гс =(t — d)tkft
Шахматный шов. Для шахматнбго шва кроме указанных величин
нужно знать еще расстояние -между .-заклепками по диагонали (фншийт),
Т. е. размер (J. Он определяется и‘1 ’услййрй оданайойойо- ййпротивлений
листа разрыву но прямой липни ш—и и зигзагообразной ш—к—ч:
Фиг. 67. Шах-
матное . | располо-
жен не заклепок.
2(</— й)-8^=(1—d)8fcp,
ИЛИ ’ „
' -S = t-\-d, ’
р-Ц^,/=,8</.
М А . .J
Расстояние I меаду параллельным. рядами заклепок
в поперечном направлении найдется как сторона тре-
угольника: •
Для шва с параллельным расположением заклепок ^фиг. GG) величина
I берется равной 08t.
Размещение заклепок, а) Число заклепок г определяют из условия
сопротивления их данной силе Р среза.
В зависимости, от тина шва здесь могут быть два'случая (фнг. 68, А
и в):
1. Шов одиосрезяый (фиг. 68, А и а): .
._ 4vP
а- *•>- - „ г .. ..I/. хл/г-.-.-• „ .
Характеристика усилий в заклепках па срез дана в следующей таб-
лице:
1 d мм р -мм2 срез Разрушаю- щее усилие, KL Площадь смятия при тол- щине листа в мм
0,5 1 1,5 2
2 3,14* 76 1 2 3 4
3 7,0л 170 1,5 3 4,5 6
3,5 9,6 230 1,75 3.5 5,25 7.
4 12,6 303 2 4 6
а 19,6 472 2,5 5 7.5 J/Х :
fu
2. ПГов двухсрезный (фиг. R8, Бб и В):
_Р_______27^
2кс12кс xJ2Kt'
4~
Ввиду того, что каждая заклепка в.этом случае работает-на срез по
двум сечениям, а смятие может произойти на толщине одного листа необ-
ходимо сделать проверку заклепок на смятие (фиг. 68,6) и если’ полу-
чится большее число заклепок, то его и нужно взять:
.-'•-Ад. ' ' <£ — * . - . '• . Vy. .. J1
J Р 1’1? ’ lien ® ‘ 3 •" ’j !,.>?!
73
Разрушающее усилие смятия даио в следующей таблице:
Не следует допускать работу закле-
пок на растяжение или отрыв (фиг. 68, в).
б) Полученное число заклепок разме-
щается: 1) или по линии центра тяжести
сечения, или 2) по линии действия силы.
в) В многорядных швах они распола-
гаются симметрично относительно этой
линии и в параллельном, а не в шахмат-
ном порядке.
г) При определении величины сечений
отдельных элементов конструкции нужно
иметь в виду ослабление их заклепочными
отверстиями и вычитать их из полного
сечен: стержня. .... . . . .....
д} Расстояние заклепки до края склепываемой части (фиг. 66) ,п«
направлению действующей силы составляет нормально 2 4; как крайние
пределы можно принимать:
Ов1п== И Стаж ==2,54.
Расстояние b, нормальное к itatipaiwieiinio действия силы, До крМ Пр»*
пинается равпым 1,5 <4.
Конструкции узлов. Стержни Фермы соединены друг с другом и
узлах, в которых приложены внешние силы и которые при расчете рас-
сматриваются как шарниры (фиг. 69). Правильное построение узла
требует, чтобы осн всех сходящихся стержней пересекались в одной
точке — математическом узле фермы. В случае несоблюдения этого пра-
вила возникает изгибающий момент, определяемый па основании урав-
нения равновесия - Л/ = 0. Этот момент может вызвать опасное дополни-
тельное напряжение в примыкающих к узлу стержнях.
После того как определены оси стержней, наносятся наружные очер-
тания поперечных сечения; сначала основные стержни, затем косынки и
Фиг. 69 а н в. Саиженпе
сопряженные стержни, последние обрезаются под прямым утлом к нап-
равлению их длины; после этого определяется, требуемое число заклеиок.
Для прикрепления стержня, проходящего по листу без стыка и прямо-
линейно, учитывается лишь разность его усилий.
Если к наружному поясу приложен внешний груз (фиг. 09, а и б), то
для прикрепления пояса к листу принимают в расчет равнодействующую
Н, разности усилий поясных стержней и внешнего груза.
Очертание косынок. Форма косынок очерчивается после того, как
все стержни нанесены и также определены заклепки.
Рекомендуется листы обрезать, но возможности, в виде прямоугольника;
если необходимо многоугольное очертание, то делают по крайней мере
две стороны параллельными.
Косынка, отвечающая требованию конструктивной целесообразности,
одновременно должна удовлетворять требованию эстетики. Сравнительный"
рисунок фиг. 70 показывает преимущества конструкции с прямоуголь-
ными косынками.
Замечание о числе заклепок. Сила остаточной деформации решает
вопрос о количестве заклепок. В пределе прочности больше 4 пли 5
.•Ю ' '
заклепок не работают. Обычно принимают, что при разрушении шва сила
заклепок равна числу ил, умноженному на напряжение. При переменной
цагрузке число заклепок значения не ниеет, так как может оказаться,
что они дадут меньшую силу, чем суммарная, почему окажется достаточ-
ИЫМ
разместить
на смятие
— 45
Фвг. 70. Формы косынок.
а — неправильной формы, с — правильной формы.
1/3 нх. Разрушающее
на срез — ЗБ
напряжение
ki/mm?-.
ДЛЯ
заклепок
принимают:
Для выбора заклепок прн сопряжении листов надлежит руководствоваться
следующим
(фпг.
G8, В):
1 = 28 4- 1,5 d.
хг
округляется до целого миллиметра.
Зависимость d заклепки кт 8 толщины листа.
£ мм Число листов X 8 d 1
0,3 2 0,6 2 4
0,5 2—3 1,0—1,5 2,5 7
0,71 2—3 1,4—2,1 2,5 8
1,о 2 2,0 3 10
1,0 3-4 3-4 3,5 10—12
1,0 +1,5 2 2,5 3,5 12
1,0 + 2 2 3,0 3,5 12
1,5 + 2 2 3,5 3,5 12
2,0 2 4,0 4 15
2,0 + 2,5 2 4,5 4 15
2.5 2 ' 5,0 4 15
Толще 4 мм применяются железные заклепки.
Дюралевые листы и профиля соединяются до 8=4 мм только дюра-
левыми заклепками.
СтТгь"'4- сталь) соединя^ся ®елезиыми ваклепваии d=₽3,5— 4 лщ.
1 Практически S X 1в.
Виноградов. Расчет самвлета.
«1
Фиг. 71. Ферма центральной металлической части Играло.
ГЛАВА ДЕВЯТАЯ
РАСЧЕТ ФЮЗЕЛЯЖА.
Центральная металлическая часть.
Посадка иа три точки. При рассмотрении посадкн на три точки
перегрузка взята п = 6. Слагающая на костыль н шасси найдется по за-
кону рычага (фнг. 72):
7*к G — В
р ____n-G-lj
Г1ш —
Л
Фиг. 72. Схема сил при посадке иа
три точки.
Подставив значения (J=765 w«, Z2 =
= 4180 мм, 1, = 42 0 л«л| н 11-|-Z! =
= 4 600 мм, получим для ординарной на-
грузки:
Вш = 680 п и = 85 кг.
Раздаем нагрузку по узлам .боковой
фермы, рассматривая силы и К,а как
реактивные (фнг. 73).
В узлах шассн фюзеляжа определяем слагающие:
. _ 680*0,5 0,42
0,68-|-0,42 *31 Кг
и
В = 340 —131 = 209 кг.
Так как рассматриваемая система удовлетворяет условию статической
определимости: 2 к—п -j- 3, где к = 9 узлов, и п = 15 стержней, то уси-
82
Фиг. 73. Разнос сил на узлы фюзеляжа.
апи в стержнях фермы будут найдены построением (диаграмма фнг. 74)
плана Кремоны:
Название стержня Усилия в Ki Длина в см Расчетные усилия в кг
1—15 — 140 87 — 840
2—15 — 65 73 — 390
14—12 — 110 82 — 660
11—12 — 125 90 — 750
11— 3 — 10 75 — 60
8- 4 — 157 81 — 940
9— 8 — 220 106 + 1 320
6— 4 — 240 .— — 1440
10— 9 — 135 78 — 810
8- 6 — 45 72 — 270
11—10 — 240 . 92 — 1440
I 7—10 + 310 130 + 1 860
13-14 + 465 ПО -j- 2 800
15—14 1 — 190 112 — 1 140
Руководствуясь данными испытания ЦАГИ профилей кольчугалюмина,
а также учитывая, что гофр увеличивает прочность профиля в среднем
на 35—4О°/о при длине в 1 ж, назначаем для всех стержней профиль
А-— IV за исключением стержней 7—10, 8—4 и 11—10, где ставим
А—III (см. приложение).
Узел В. Приложим нее действующие силы н узле В (фиг. 73) и,
построив силовой многоугольник (диаграмма фиг. 75), найдем равнодейст-
вующую Я = 650 кг, которая воспринимается лонжероном — стержень
Сопряжение стальной косынки (фиг. 76) с профилями этого узла обес-
печивается 24 железными заклепками <7 = 3,5 мм. Принимая кср = 20 tu/мм*
для железа, располагаем число заклепок в порядке: 1) по стержню
• 650 _ .
г~ К^20^4;
°* S3
в действательности из-за конструктивных соображении поставлено И за к-
части.
в действительности размещено 8 шт. Коэфициент прочности шва:
Узел А. Схема действующих снл дана на диаграмме фиг. 75. Равно-
действующая В = 750 кг-воспринимается через дюралевую 2-миллнмет-
ровую косынку (фиг. 77) и лонжерон 13 —14. Число 3-миллиметровых
вого узла. шасси.
заклепок, равное 8, и три стальных болта d = 6 мм, крепящих одновременно
моторную раму (фиг. 23), обеспечивают вполне надежность соединения.
Действительное усилие, которое выдержит узел, из условия смятия
профиля будет:
8-150-|-3-6-2-50 = 1 200-|-1 800 = 3000 кг.
84
Выступающая часть косынки служит ушком для стойки шасси, поэтому
'она имеет наружную и внутреннюю стальные подкрепляющие накладки,
связанные с рамой. Диагональный стержень 14—15 подвергается уси-
лию 1 140 кг.
Число 3-миллиметровых заклепок определяется из условия смятия
профиля:
На косынке размещено только 4 заклепки, остальные относим к гофру;
при длине стержни 112 см поставлено число заклепок:
4 112
2 • оз 30 шт.
/,5
Стык хвостовой деревянной части. Соединение металлической
части с деревянной воспринимает внешний момент:
M=J?Kla =510-277 = 141 700 KijcM1.
Смятие профиля (1 мм) и косынки (1,5
=4Sj=22,4 кг,м^'
запас прочности ф = 2,2.
Смятие дерева кс« = = 2,24 кг/мм*,
запас прочности равен 1,5, а при спокойной-нагрузке 1,5-6 = 9.
Следовательно стык, представленный на фиг. 78, проверен .расчетом
и нормам прочности удовлетворяет.
г Здесь учтена перегруека п = в.
86
Распорная рана. Из фиг. 79 видна
верхний узел ее воспринимает давление
г , ph ,%
в~ 2 '1+6 Р
, __p-h 1 + 3 к
в~ 2 ' 1 + 6~к’
• ТЛ 3-p'hk
л — •'в —1(1 + Sky
конструкция распорной рамы;
V-образпых подкосов, к ниж-
нему крепятся лонжероны
крыльев.
Рассмотрим случай одно-
стороннего нагружения ра-
мы при вираже.
Вследствие несимметрич-
ной нагрузки были найдены
подъемные силы правой п
левой коробок соответст-
венно 350 п 415 кг.
Делаем допущение, что
Фиг. 80. Схема клепаной рамы.
Стойки одного п того же сечения и
]\1В — Мс,
мв=-мл,
я—-<•
выполнены по схеме фиг. 82.
, Сечение состоит из профилей А и В с толщиной стенки 0,8 .млг п бо-
ковых листов того же размера. Так как моменты
инерции сечений одинаковы, то отношение
Л "30 ,
К~ I ~ 680 1’07,
и моменты
700-73 3-21 ,,
= -у- • = И 400 тем,
,, 700-73 4,21 , ,
Мр = —J— = 14 500 тем.
Высоту сечения определим пз условия потреб-
ного модуля на изгиб. Принимая для кольчугалю-
мина напряжение изгиба 30 т/мм1, получим:
ТТЛ 500 Л OQ л 3
тг=зооо =4>83 <>•«’•
Фиг. 82. Сечение стопки
рамы.
эти силы приложены в узлах основания V-образпых подкосов. Произведя
разложение по схеме фиг. 54, найдем, что горизонтальный распор в
левом верхнем углу рамы составляет 140 кг или, вводя перегрузку,
найдем Р= 5-140 = 700 кг.
Рабочее состояние клепаной рамы (фиг. 80) представим по схеме
фиг. 81 и расчет жесткости ее узлов произведем по формулам Клейнлогеля:
86
Центр тяжести сечения определится из отношения площадей 0,87:0,55 =
= 1,58; отсюда общий модуль:
1р- 1,07+®2-0,87 + 2,5 .+'-0,55+ 0,21 1,38 + г+0,87 + 1,28 „
1,58 х + 1,35 — 1,58 х + 1,35 —
2,25 ж2 -f- 1,28 = 7,62 ж -|- 6,5,
2,25 я:2 — 762 х—5,22 = О,
ж2 —3,38 л:—2,3 = 0,
Ж = Ь^^±М= 1,69-2,27, 1
Ж, = 3,96.
Полная высота х -|-1,58 х = 2,58 х = 10,3 см.
Выполненный размер 110 мм.
Жесткость узла А. Наибольшие реактивные силы сосредоточены в
узлах А и D, где действует момент Д7л = 14 500 тем н вертикальная
сила
„ „ 3-700.73-1,07 „
VA = VD = 68-7,42 — = 325’° Kt-
Берем накладку 1 леи (фнг. 80), заклепки d = 4 располагаем
два ряда по 4 штуки, с шагом 16 мм. Таким образом с обепх сторон
узла размещено в вертикальном н горизонтальном направлении по 16 штук.
Примем, что усилие смятия на заклепки распределяется по закону
треугольника (фиг. 83); тогда момент, воспринимаемый крайними заклеп-
ками обеих сторон,
Мзак = 8 • 200 4 - 2 = 12 800 кгсм.
Посредине накладки он равен;
Л/зай = | • (2 • FCK • "«) = 8 • 200 = 1600 кгсм.
Фиг. 83. Распределение
усилив в заклепочных
швах.
Суммарный реактивный момент от сжатия заклепочного шва составит:
12 800 +1 600 = 14 400 кгсм.
Срез заклео к от вертикальной силы потребует = 4 шт.; нз-за
конструктивных условий поставлено 8 шт.
Таким образом жесткость узла расчетом проверена, и необходимый
»апао прочности обеспечен.
Нагрузка на вертикальное хвостовое оперение.
В этом случае рассчитывается верхняя горизонтальная ферма фюзе-
ляжа. По нормам НК УВВС расчетная нагрузка определяется формулой:
Р=
здесь kl = 0,6,
площадь руля повороа 0,625 м2
„ киля1 0,5 » .
S„ = 1,125 м*’
посадочная скорость V„oc = 18 м/сЛс,
Р=й=2.д.1,125-0,6(1,4-18)’=77 кг.
1 Исполнительная площадь киля — 0,28л*2.
88
Сечение деревянной части фюзеляжа проверни по формуле изгиба,
рассматривая фюзеляж как трубу1 (фиг. 84). /
Плечо момента представляет расстояние центра тяжести вертикального
оперения от стыка хвостовой части фюзеляжа и равно 2,55 м.
Изгибающий момент М— 77-255 = 19 700 кгсм.
Увеличиваем его моментом от давления на боковую поверхность фю-
зеляжа. считая нагрузку иа 1 .и2 в 100 кг:
6м==о^Ш±з.2>55 = 1>47
Нагрузка 1,47 100 = 147 кг
Соответствующий момент:
147-^-100 = 19000 кгсм.
Максимальный момент равен 19 700-|-19 000 = 38 700 кгсм.
Моменты инерции фю-
зеляжа относительно осей
симметрии:
7„ = 4-7,5-362-|-
4-2-^0,15 = 40015 с.и*!>
Ж. = = 1 065 см3,
х 3 7,5
/ =4-7,5-25,5® =
= 19 600 с.ч*,
vi;=fe-740c*3-
Соответствующее напря-
жение:
„ 38 700 , о
Crop = -у4о = 52,2,,кг/сл(.
Фиг. 85. Диаграмма моментов и срезывающих уси-
лий и а фюзеляже' от горизонтального хвостового
оперения.
Случай С. Фюзеляж из-
гибается силами горизон-
тального хвостового опере-
ния по диаграмме фиг. 85.
Ранее! было найдено, что нагрузка стабилизатора в этом случае со-
ставляет 510 к».
510
Полученный результат раздаем на две фермы: -%- = 255 кг.
Изгибающий момент равен 2,55-2,55-100 = 65 000 кгсм.
Сила, действующая на фюзеляж сверху, дает дополнительный изгиба-
ющий момент.
1 Основанием для этого служат: 1) отсутствие расчалок, 2) фанерное покрытие,
3) жесткая металлическая рама в месте защемления фюзеляжа крыльями..
^Собственным моментом инерции подок пренебрегаем ввиду его мыостп.
< £9
Принимаем нагрузку на 1 № равной 100 кг.
Верхняя площадь фюзеляжа равна -2,55 = 1,06 №.
Нагрузка равна 100-1,06 = 106 кг.
Соответствующий момент:
ЛГ = 106-^5-100 = 13 550 кмш.
Полный момент нзгнба:
Л/шах =13 550 -|- 65 000 = 7И 550 кгсм.
Напряжение авсрт = = 71 кг/см*.
Сложение моментов. Аэродинамическое давление на киль и руль по-
ворота приложены эксцентрично в отношении оси самолета, вследствие
чего возникает крутящий момент. Проверим на кручение.
Сила на вертикальное оперение равна 77 кг.
Плечо центра тяжести вертикального оперения по отношению гори-
зонтальной осн, проходящей через центр тяжести сечения самолета,
равно 0,70.ч, отсюда
М,„ — 77 • 0,70 • 100 — 5 400 кгсм. '
Модуль на кручение:
^ = 4-51-740 = 705^’,
где
Wb= Wy = 740 а«’.
Напряжение кручения
т = -^g- = 76,1 кг/см*.
Главное напряжение от изгиба и кручения найдем по известной фор-
муле:
Стах — 0,35 • а + 0,65 j/®2 + 4(а0-т)а;
о0 = -1Д- = 0,985;
аь= 600 кг/см1 — разрушающее напряжение изгиба для сосны, »
т6 = 0,78 -600 = 468 кг]см*—разрушающее напряжение кручения.
о.«рт. = 71 + 52,2 ~ 123 кг/с.ч2; т = 76,7; а,т = 75,7;
Отах = 0,35 -123 4- 0,65 j/1232 + 4-75,72 = 43 -|-128,0 = 171 кг]см\
Полученные напряжения показывают что хвостовая часть фюзеляжа
выполнена с запасом прочности 3,5, что вполне удовлетворяет условиям
норм.
00
ГЛАВА ДЕСЯТАЯ
РАСЧЕТ ОПЕРЕНИЯ
Расчет стабилизатора
Наибольшую нагрузку на стабилизатор и руль высота определим по
формуле:
%> + 0.64^-+CIO ''
-Здесь к —1,25;
G = 765 кг; для - О’ Ст — 0,036.
Средняя хорда биплана t = 1,23 ле. Нуль подъемной силы Cs = 0 при—7°.
Расстояние усилия хвостового оперения до центра тяжести самолета
l = 4 35.«; С =0,006; 0,644 = 0,0107: С„ = 00050.
’ якр > £) ’
Фиг. 86. Закон распределения нагрузки для гори-
зонтального оперения.
Фнг. 87. Определение нагрузки
лонжеронов стабилизатора.
Производим подстановку:
р___________________1,25-0,034-765_, 1,23_
0,006 + 0,0107 + 0,005 4,35 Л1-
Примем закон распределения нагрузки по схеме фиг. 86 и распреде-
лим ее пропорционально площади стабилизатора и руля высоты:
Рса} = 423 529~= 232 Ри- = 425~232 =193 т-
Нагрузка на передний и задний лонжероны стабилизатора (фиг, 87):
. 232-300 . г, 193-105
Л = -405-;=1аКг5 ,Р = -4бО- = 51’С‘-
Погонная нагрузка:
9Л=Й = 61"‘/Л;- 5л = ё“15’л/л<-
Оба лонжерона поддерживаются наклонными стойками: передний нис-
ходящим подкосом в расстоянии 630 и задний восходящим в 600-ММ
от корпуса (фиг. 88).
iiL 1
81
t
Передний лонжерон рассчитываем как консоль с вылетом:
/ , 2.80—1,41 П „а____АН
' = ——2 = 0,69о = 0,7 л(.
Изгибающий момент для нее:
,г «г? 610,73 . ,„а
ш„зг = - i = 15 тем, или 1 500 тем.
Профиль лонжерона дан на фиг. 89, тип его полностенпый с дырами
для облегчения. Его модуль:
и напряжение:
fcs = ^ = 60w/c№.
1
Задний лонжерон. Его длина равна 3,4 м.
Максимальный момент от равномерной нагрузки между опорами А и В'
<л-в = 9Д28 qP,
М^3 = 9/128 • 15 • 0,50s = 0,262 = 26 тем.
Внешний момент.
,, з72з 15-1,1253 „га
мБ - — ——4-----— 950 кгем.
- Суммируем моменты на участке А и В:
950—26 = 924 кгем.
Иа задний лонжерон кроме равномерной нагрузки действуют в точках.'
йодвески руля (фиг. 91) силы, равные реакции петель руля высоты:
193 яО
-т-=4ёкг.
4
Расчетный момент на консоль заднего лонжерона:
М = 950 + 76,5 • 48 = 4 625 тем
- , Модуль сечения:
2(83—5») , - , □
1П= ' ' = 161 CMS
b-o ’
и напряжение:
7 4 625 , о
кь = = 290 яг/елг.
/
Средний пролет. Участок заднего лонжерона между А и В1 кроме
изгибающего момента 924 кгем подвергается и продольному изгибу от
сжимающего усилия 220 кг вследствие наличия узловой нагрузки:
2.48 + ^4-1,125) 15 = 116,5кг.
Проверка по формуле Тетмапера (см. Приложение XXI) необходима
ввиду соблюдения условия:
1<100г.
Здесь пролет !=50сз«, наименьший радиус инерции:
* = |/^ = ]/^=3,27СЛ.
Площадь сечения
Ft = 6 сзА
Величина силы, вызывающей продольный изгиб, по Тетмайеру, для де-
рева, определяется:
= 293 (1—0,00662 1)f= 293' °,872'6 = 1 540 кг.
Степень безопасности:
1 540 _
И = -22У = 7'
Наибольший момент по формуле Виаяелло:
/ М = М. 924-1=1080 кгем.
• П~1 6 k
Разрушающий момент при напряжении с = 650«г/&м8 и модуле 16,1см®
будет 10450к-гсл< и общий коэфициент безопасности
р — 104:50 Q - О
Л~7030 ~ 9»7‘
V
93
1
Руль высоты* Передний его лонжерон работает на изйгб от верти-
кальных нагрузок и на скручивание от сил тяги управления.
Пусть кронштейн укреплен, как на фнг. 90; площадь руля Р„„ =
= 1,60 Ж* 3.
Нагрузка равна 193 ьч, распределена- по закону трапеции (фнг. 86).
Сида на каждую петлю—48 ki.
Кронштейн находится в точке В (фиг. 91). Момент от реакции петли
передается в В *:
И/макс. изг = 48*46 = 2 212 кгсм.
Кроме того лонжерон скручивается моментом от аэродинамической силы
Рр==193 -s/s = 129, где коэфициент s/s взят как средняя ордината ко-
нечных нагрузок руля:
Мр = Рре = 129 • 20,4 = 2 630 кгсм.
Фнг. 90. Кронштейн руля высоты. Фиг. 91. Очертание горизонтального опе-
рения.
g
Здесь е — плечо силы, равное jg-490 = 204 жж; ширина руля высоты
равна 490 мм.
Так как кронштейнов два, то один воспринимает 1315 «юж.
Принимая модуль сечения 16,1 сж3, получим соответствующие напряже-
ния изгиба:
кь = 137 кг/см*
и от скручивания:
= ... — 490 кг/см1.
Здесь полярный момент инерции ’:
= 4 • —за 2/9Ь4(Ь — Л,) = 2/9 • 2 а(8—5) = 2,67 см3.
Приведенное напряжение изгиба и кручения определяем по формуле:
Влг = У J V+= 245 + j/60 ООО-(-18800 = 625 т/см3.
Коэфициент безопасности -Ц5- = 1,04.
1 Ииж. Майоранов, Конспект.лекций по расчету самолета па прочность,
з Фанерная стопка не принята во внимание. .
94
ГЛАВА ОДИННАДЦАТАЯ
РАСЧЕТ УПРАВЛЕНИЯ
Проводка к алероиам. Принятая схема управления элеронами ком-
бинированная: па внутреннем участке крыла опа осуществлена троеовой
расчалкой (фиг. 7); извне передача силы достигается трубками (фиг. 92).
Если расчетная нагрузка1 на квадрат-
ный метр элерона равна 100 о, то пол-
ное нагружение его составит:
Р=8-100 = 1,28-100 = 128 «г.
Точка приложения равнодействующей
силы отстоит от шарнира на 0,51„ =
= 390-0,5 = 195 леи (фиг. 93).
Сила, воспринимаемая равноплечим ба-
лансиром X, равна:
Q=-Igi- = 151w
ьр рычаг к
штурвалу
- -025 <
24
где 165 мм — высота рыча-
га элерона.
' Балансир монтирован на
трубе через муфту, к флянцу
которой он приклепан 4 зак-
. лепкамп на радиусе 18л.м.
Сила среза заклепок опре-
деляется равенством:
в*70=18£>3акл И /?закл Т=
= Д^-~599яг.
0 25-.
24
Фиг. 92. Схема управления элеронами.
тросе
Площадь 3,5-миллиметро-
вых железных заклепок
if =38,5 Л/Л42; соединение
выдержит 38,5 • 20 = 770 ki,
равен 1,3.
следовательно коэфициент безопасности
о
к
Фнг. 93. Передача к элерону.
1 Для элерона принимают распределение вагрувки по закону треугольника.
1
95
Стальной 6-мИллиметровый шарнирный валик работает с нащяжением
чреза:
S — - 15* = 26,7 К1/Л1.И2,
it-36 '
что дает для углеродистой стали коэфициент безопасности
Сила по внутренней тяге передается звездочке т:
N = ^= 176 кг.
oU,
Так как плечн звездочки одинаковы, то трцс марки А с 19 нитями
нагружен той же силой.
Разрушение для него наступает при нагрузке, равной 800 кг, следова-
тельно коэфициент безопасности состазит 4,5.
Промежуточный балансир, установленный в консоли нижнего центро-
плана, редуцирует силу в отношении плеч:
§£•176 = 136 кг. !
Сила на рукоятке высотного рычага:
7= 136 ~. = 13,6 к:1.
Величина среднего отклонения элерона в одну сторону составляет 15°.
.Рычаг упранления. По нормам НК УВВС разрушающее напряженно
для деталей управления принимается от усилия на ручку в 65 кг.
Момент изгиба рычага ЛГ= 65-60 = 3 900 кгсм.
Размер трубы 35/32. н модуль 1,27 еж3.
Наибольший момент, который труба выдержит, будет:
1,27 • 5 000 = 6 350 тем,
коэфициент безопасности—-1,6.
Передача к рудю высоты. Площадь руля высоты 1,47 №. При удель-
ной нагрузке в 100к»/№ сила на руль составит 100-0,75-1,47 = 115кг.
Пусть точка приложения аэродинамической силы руля находится в рас-
стоянии 204 мм от шарнира.
Вводим передаточное число в зависимости! от отношения плечевых
балансиров, и тогда давление на ручку составит 0,б95-115 = 8кг(фиг.94).
Построение путей движения всех балансиров дает полное отклонение
руля высоты в 25°, рычаг высоты перемещается в назначенных габари-
тах кабины.
1 В нормальном полете давление иа ручку составляет 5 — 7 кг.
ев
Расчет костыля. Максимальное усилие на костыль принимаем н
20% от веса аппарата, т. е. 0,20-765 = 153,Окг.
Усилие по ('/} (фиг. 95), т. е. натяжение амортизатора:
„ PAD 153-160
<>.= ВО-=-24б- = 102кг-
• Из построении силового многоугольника определим слагающие:
1\ = Р* = 110 м
Костыль подвержен изгибу моментом:
М„ = Р, А D = 110 • 16 = 1 760 К1см.
С тая по напряжению растяжения
для со- ы, будем иметь:
1 760 пп о з
11 S=-J—=-=- = 29,3с.м3.
А изг bU
Сечение костыля в шарнире D опре-
делено, ес.н назначим одну сторону Ь =
= 3с.и н другую яз равенства
^=29,3 = 7.6 ел».
6
л/
Расчет амортизации. Усилие, дей-
ствующее при стоянке на костиль, для
пустого самолета примем 50 кг.
Считая, что предварительная вытяжка амортизации будет лишь 4%
и выбирая (по графику приложения) шнур №180 (d=18.w.«), будем
иметь усилие по полувитку, равное 15 кг.
Число полувитков Jj = 3 шт. или 2 полных витка.
Работа, поглощаемая амортизацией при падении с высоты 1 jw по
графику:
2'= 50-1 = 50 «л.
• На 1 полувиток приходится:
50 -
т = ]2,5к<.н.
4
7 Виноградов. Расчет самолета.
97
Если максимальная вытяжка 75“/0, то по графику приложения найдем
поглощенную при этом работу 100 да.м с 1 .м.
12 5
Потребим пива каждого полувитка = 0.125а всего для амор-
тизации необходим шнур длиной 0.125-4 = 0,50 .к.
ГЛАВА ДВЕНАДЦАТАЯ
МОТОРНАЯ РАМА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ ВАЛЬТЕР 70 л. с.
Существующие установки для звездообразных двигателей раздели- ।
ются иа две основных группы: 1) клепаные конструкции из листового I
материала и 2) трубчатые (фиг. 96).
При проектировании самолета Иградо были рассчитаны оба варианта;
выполнен же последний как наиболее легкий.
Фаг. 96. Схемы моторных установок для звездообразных двигателей.
Расчет клепаной рапы. Рама состоит из основной толи 2-милли-
метроиой стали и из четырех клепаных коробчатых лап, шарнирно соеди-
ненных в узлах фюзеляжа А, В, С и D (фиг. 97).
Вся установка воспринимает:
1. Крутящий момент двигателя при наибольшем мощности 70 л. с. и
числе оборотов 1 600:
М™, = 71 620 - • 1,5 = 4 700 дас.к;
гут и >
здесь 1,5 — перегрузка. 1 '
2. Веса; двигателя 102 т, пропеллера—6 кг, рамы и капотов—
15 да; всего 123 кг.
3. Тягу винта — 92 да. . .
Разложим силы по трем осям координат:
вампоиенты по оси х—тяг&-Т кг,
„ „ „ !/—Мя=Мм-1,5,
() „ „ л —вес т—102-|-6 = 108, а при посадке — 6 иг да. 1
98
Па одну боковую плоскость действуют силы! , - У
j = t\~ 4G кг,
М -1 4 700 1 ,,
П’
s = (6»i 4-16)-' =331,5 *<.
Ввиду эксцептриситета оси
мотора реактивные силы в уз-
лах найдутся в зависимости от
а 500
плеч j — 270-
Тогда в .4 сосредоточены
(фиг. 98) слагающие:
1) веса двигателя:
/6>« + 15 > а
V 2 J а -|- b
= |-663-^° = 2>5 кг.
2) от силы тяги:
= 40-0,65 = 30 кг,
2 a - у b ’ *
3) от момента— 15 т.
Так как вес приложен к узлам рамы эксцентрично (фиг. 99), то по-
лучим в верхних узлах дополнительные компоненты njca по уравнению:
бтс , , 6 108-28,6 ,_х • . s
-г = х'-27;^ х'=- 4.27 - 170 к‘>
Фиг. 98. Разложение сил в узле Фиг. 99. Нагружение од-
и его конструкция. ной стороны ряды.
и для иижних узлов: ,,
~‘С=х’Ч 50; х" =92 *», ’
. • л • Д'
Суммируем аилы ПО ОСИ Х‘. . V
• - • . .
2ж = Р = 2-170-|-2-92 4-тяга==6.16 к».
Моторная толь* Крепость средней части толп найдем нз условия
равенства деформаций стенки на кручение от моментов в плоскости ху
(фиг. 100):
От момента силы х — угол кручения
Фяу. 100. Нагружение од-
ной стороны рамы.
Фиг. 101. Мо орная толь.
Выполним условие 01 = 04, откуда:
,, Pl 616-44 o„un
Mxj/ —-----§- =-------g~ = ~ 3 380 кгсм-
МоДуЛь сечеиия моторной толи (фиг. 101) рассмотрим без усиления
накладками и, ради простоты расчета, как модуль прямоугольника, что
будет в сторону прочности:
... внг — bhx 02-443 —0,2-23,53 , ,
1У=—^- = -------------= 5,44 см3.
6-44
Напряжение изгиба стенки—620 кг/см*.
В действительности опо будет меньше, так как стенки усиливаются
сзади рольцом 5^Х^4О мм* при внешнем диаметре 400 мм.
f • Верхняя и боковая стороны рамы. Подсчет стержней рамы ведем
в дйу! плоскостях: в верхней АВ ЕЕ и боковой AEGC (фиг. 102 и 103).
ЙЬмент, изгибающий в ху элемент BF или АЕ, будет:
-ус = м = 15-28,6=437 тем.
-хо лд-' ч ,*.
ВПлоскости zx определены вертикальные силы Л = 215
ветствующиЙ момент 3/^=215-28,6=6150 кгсм.
Сила тяги за счет эксцентриситета дает дополнительный
момент, наибольшая величина которого длн нижней иоги
М, = 16-50,0 = 800 кгсм-,
М = 117-28,6 = ^350 кгсм",
моментом 3 350 — 800 = 2 550 кгсм.
кг и соот-
изги бающий
СО будет
величина его действует обратно моменту
следовательно элемент будет изгибаться
100
Для верхнего элемента АЕ:
31я = 30 • 27 = 810 кгсм,ч
М„зг = 6 150 810 = 5 340 кгсм.
, . Ввиду того, что эта формула применима только к круглому сечению,
расчет ноги АЕ ведем раздельно: по Л1паг и 21/круч.
Модуль составляем для треугольного сечения (фиг. 104) ‘ элемента
относительно его центра тяжести: ’
/ = ел.*/ •
' ж=^=й=Г88“3-
Напряжение изгиба: ’ 1 ‘' ’ - г^ч‘г 1
5 340 оо,п , .
к. = = 2 840 кг/см2.
1,00
36
Запас прочности ^5=|^j^=l,8. **1....
В действительности напряжение бу- Р'у-—|Б9 ; • J -•- I
дет меньше, так как в рабочем поло- i !'.—Т' **
Женин оси повернуты в Сторону вал- •.<’•' i Bfe^<cs*y ’
большей жесткости. ' 1 *:. '*..
3 зел фюзеляжа. Из диаграммы Фвг. 104. Сечонпо клепапон—мпы.
сил(фиг. 98), действующих в узлах фю- , •хл;
аеляжа, видно, что профиль рамы находится Под вЛийййёй^КГойЙЪ'аеятВв
Дера— 215 кг й тягового усилия — 200 кг.
101
Из условия смятия профиля суммарной силой:
Л=уз15’-|-200*=»2»4 т.
определим потребную площадь болтов:
иых соббраженвй данного узла,
Фйг. 105. Лапа штырей.
n-2fca =-д§= 6,5 .им4, /’CM = d-0,8,
, e.s ,,
откуда: m-d=g-pg = 44 льн.
Стык обеспечен тремя 5-мпллпметровымп болтами из-за конструктпв-
который дополнительно воспринимает
через косынку подъемное усилие верх-
них плоскостей.
Лапа штырей (фиг. 105), несущих
моторную установку, образована за-
варкой в трубу 4-мпллиметровой пла-
стинки. Напряжение ее на разрыв в
сеченви O^v,
294 n 1 / 2
2 = (30^6М = 3’1 K‘/'tu •
9Q4
Смятие ушка равно g-^ = 12,2
кг[мм\ что дает для стали М четы-
рехкратный запас прочности
Расчёт трубчатой конструкции
(второй вариант). Рама (фиг. 12)
состоит из четырех V-образных трубчатых тяг d = 30/27 », сваренных
через сквозную косынку; каждый из элементов верхних умов рамы вос-
принимает суммарный момент:
।
Л7П„ = у'ЛЛ,,,, = ]/4372-)-о 3402 = 5 350 тем.
Считая по модулю на изгиб, получим напряжение:
- . « = 2°о^23 = 2 9ОО я->/.лг,
^ == ^|^=О,О23 е.«31.
I
Так как разрывающее напряжение w, для Стальных труб будет от 40
до 50 К1)мм*, то степень надежности: </> = 45:29=1,55.
В нормальных условиях полета общий запас прочности составит
1,55-1,5 = 2,3.
4,В"х«Лсх8итьяостя следует брать, нодуль слоооп» содеввд н» , двух труб,,
что Сильно повысит запас прочность. ” '' ’ ‘
ЙВ
ГЛАВА ТРИНА МАЛАЯ
РАСЧЕТ ШАССИ НОРМА ЛЬНОГО ТИПА
Размер труб, составляющих ферму шасси, определяется по макси-
мальному усилию одного из четырех случаев посадки, предписанных
нормами. Примем вес самолета равным 76а т.
1( Графический метод решения показан на диаграмме фиг. 106 и дает
следующий результат:
Характер нагружения Перегрузка Стержень Усилие къ
Удар спереди, фиг. а - 3,5 di hi 830 iioo
* Посадка на трн точки, фнг. в 6 di Ы' 1 250 1700 ‘
Боковой удар, фиг. с 0,8 / ’ dK vk ik 2570 1500 612
Посадка на одно колесо, фнг. d 3 di bi 15 0 I960
103
x i
Разложение сил ведем по пространственным треугольникам.
Размер стержня di — 035/31, 1=80 см, по графикам С м и т а’ выдер-
живает 2 800 к». , j
Телескопические трубы, сжимающие амортизатор, пмею диаметр 40 и
37 при толщине 1,5 ш в длине 47 см.
Трос двойного плетения d = 7 леи имеет разрушающую нагрузку 3 080 к1.
Ход шасси. Работа, поглощаемая амортизатором, может быть иод- _
считана по формуле:
А = 0,45(-^-у.р = 0,45(If.765 = 228 ьш.
На одну сторону шасси приходится 114 ki.v. Сила, поглощаемая од-
ним комплектом пластин амортизатора,
определится из уравнения работы:
p-h= 114 ььм,
где h—ход шасси, принятый равным
80 мм.
Фиг. 107. Диаграмма нспытаиия пла-
стинчатого амортизатора.
По испытаниям ОМАМ ЦАГП рези-
новое кольцо 25ХЮ0 при вертикаль
ном сплющивании в 7 леи поглотит
силу около 200 и (фиг. 107).
Отсюда количество колец опреде-
лится:
1425 _
йпц- = 7 шт.;
в дейстзительности принято восемь для получения наибольшей мягкости
ири посадке.
В работу амортизации должен быть включен и пневматик. На осно-
вании диаграммы Б у а л е в а принятый размер 700X80 поглотит силуообОО ki
Ось шасси. Момент изгиба осн для случая посадки на три точки будет.
АГШ = 2 050 -10 = 20 500 тем,
где 10 см—расстояние от шарнира до центра колеса.
Возьмем специальную трубу 40/37 по заводской номенклатуре С = 88,
с коэфициентом крепости 90—130 кг/лглг5. Модуль трубы —1,684 слА
Напряжение изгиба:
Кв = ^. = 12200к»/СлЛ
1 См. приложение.
104
ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ
ПРИЛОЖЕНИЯ И СПРАВОЧНЫЕ ТАБЛИЦЫ
ОТДЕЛ ПЕРВЫЙ
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ МАТЕРИАЛЫ Е РАСЧЕТУ САМОЛЕТА
ТАБЛИЦА J
Приложение 1
Характеристики авиеток и легких самолетов
Название сами юта Тип Двигатель л. с. ' Размах м з — Г’ Е 5 К п Обща» длина м 1 Высота м Вос пустого самолета кг Пилотный пес 1 ** Нагрузка на I крыло кг/м* I се h а. - « . о с V J цд е S’ si £ G- Н CJ О £ Поток, м
Элиас ЕС-1 . . . - Эрро -бя .... Дэвис Линкольн ... „Мотзс" АИР-3 „Буревестник'* С-3 . ИТ-6 РАФ-2 .... „Три друга".... Иградо-3 б/м Monon. Бин.|. 3— ЧССТ11- Моиоп. Спил. 3— мести. Билл 2— мести. Моной. МопОп. 2— мести.* Бппл. 2— мести. Кертис, 90 Лсблоид, 60 Леблонд, 60 Кертис, 9» Джиисп, 90 Вальтер, 60 Харлей, 16 Циррус, Черуб, 30 Вальтер, 65 9,3 8 9,1 9,6 9 И 9,4 10,6 12 11.8 10,2 19,3 16,4 13 27 22,2 16,5 12,5 16,0 20 18,7 6,6 6 5,9 6,5 7,17 7,1 5.8 6.7 " П 1 1 1 1 1 ч| 1 ». ”. qi сГ еч еч _ _ « м 1 447 405 367 540 448 392 135 430 435 245 5Ш). 515 326 450 696 608 585 990 745 700 220 650 645 407 Zfi5_ 755 526 36 37,1 45 36,7 34 37,3 17,6 45,5 32,2 21,7 35л1 7,73 10 9,7 11 8,5 10.2 13,7 10,9 10,8 13,7 12.5 175 160 152 160 157 146 127 ил 152 136 128 137 130 51 96 61 56 60 68 45 4 000 5 200 3 000 3 900 5 400 4 200
Ш-1 Кодрон С-109 . . . Мюннц М-5 -. . . . Моной, «ам- фибия> 2— мести. Моной. 2— мести. Мопои. 2— мести. Вальтер, 85 Сальмсоп, 40 Испано. 100 10,7 11,5 12 19,8 19.0 18 7,8 7,1 7,2 37,1 27,6 8,6 13,1 132 120 203 Й । । 1
• Приложение II
Определение взвешиванием центра тяжести самолета
Окончательно собранная машина, прежде чем подвергнуться Испыта-
нию в воздухе, должна быть тщательно центрирована, т. е. положение ее
центра тяжести должно соответствовать расчетным пределам балансировки.
105
Определение центра тяжести удобнее всего нести по методу инженера
А. А. Кравцова сущность которого состоит в следующем.
Производится прежде всего предварительный обмер самолета на ров-
ном горизонтальном полу ангара. Перед обмером амортизацию шасси сле-
дует заклинить во избежание смещения оси колес относительно коробки
крыльев и это заклинение надо сохранить в дальнейшем и прн взвеши-
вании.
Прп построении центра тяжести достаточно снять с натуры лишь схему
самолета, пометив предварительно на самолете точку М на носке мотора
или обтекатели и точку А в конце фюзеляжа.
Расстояние от пола до осн колес yt берут по среднему значению
между правым и левым колесом.
Выносы хь и хп и углы' атаки следует производить особенно тща-
тельно, так как они могут; служить контрольными в случаях, если пол
ангара окажется не строго горизонтальным.
Измерении обычной рулеткой или металлическим метром практически
возможны с точностью до 2 мм.
Взнешнвание самолета. Как правило, взвешивание самолета должно
производиться в закрытом помещении, дабы давление ветра не влияло на
Фит 108. Взвешивание самолета.
Показание весов. Обычно взвешивание производится па трех весах: одни
под правым колесом, другие под левым и третьи под костылем самолета.
Само взвешивание желательно производить не меиее чем в трех по-:
ложениях, и только в исключительных случаях можно ограничиться двумя.
I положение (фиг. 108): колеса самолета стоят на платформах двух
передних весов, а костыль—па третьих. Веб трое весов уравновешиваются’
гарями и одновременно запираются. Весовые данные записываются в таб-
лицу'.”’' ’ ’ •' ’ -
После этого, не снимая самолета с весов, делают необходимые про-
меры, указанные для II положения (фиг. 109). Для второго положе-
ния хвост самолета поднимают, на подстаз не таким образом, -чтобы поло-
жение самолета соответствовало линии полета. .,
—---------- . ’ V? Л’ .
с* <ТехяЯк» воздушного ф-1отв»7Х-'6, 1020. '
/
105 х ' •
Ill положение: для третьего положения хвост самолета поднимают
возможно выше до такого положения, чтобы он оказался невесомым.
В «том случае центр тяжести самолета будет находиться на вертикали,
проходящей через ось колес.
Создание такого положения особенно желательно, ибо мы будем иметь
физическую базу — отвес, которая поможет учесть отклонения пола ангара
от горизонтали при построении центра тяжести и исключить’связанные
с этим ошибки.
Все весовые л обмерные данные записываются' в нижеследующую
таблицу:
ТАБЛИЦА 2
Записи при взвешивании самолета
(Пустого с нагрузкой..• кг)
Взвешивание I положение II положение III 'положение
правое колесо левое колесо ко- стыль правое колесо левое колесо ко- стыль правое колесо левое колесо ко- стыль
0<ицнй вес _ ’ ’ Вес подставок и под- клвдоц ’Чистый вес . - * >• •. К‘5 V ,0 1
Итого, . . . 41 , Итого .,; j . . • Итого'. . . ; дс
Взнеигивадие У» ?- У1 Уз «6 ' ?* ¥•« L
‘ I положение . . “К'.-’Ц положение . .-т -.- III положенно IV положение ...... . ’ < •I V- / йЬ <’-ц . • -1. V V а . . 1 у- ГЛ < • . ' л
107
Построение центра тяжестп (самолета. "По.размерам предваритель-
ного обмера в масштабе одной десятой'-(^ натуральной величины) со-
ставляется чертеж (фиг. 110). Путем засечек циркулем из 'точек М и А
и проведением касательных к этим двум дугам находят лийии-пола (что
соответствует линиям горизонта) для трех положений самолета.
На расстоянии от осн колес к этим линиям горизонта восстанав-
ливаются перпендикуляры; xt для каждого положения определяется ко
формуле:
где:
—чистый вес на костыле в килограммах, >
L —расстояние по горизонтали от оси колес до точки приложения
веса на костыле в миллиметрах,
Ge—суммарное показание всех трех весов для данного положения
в килограммах.
Пересечение трех восставленных таким образом перпендикуляров и
даст вам искомое положение центра тяжести. Обычно пересечение не сов-
падает в одной точке, а получается в виде треугольника (фнг. 110);
в этом случае берут среднее значение.
При достаточно тщательном построении допуски в ошибках невелики,
и точность определения центра тяжести колеблется по горизонтали От 5
до 10 жж и по вертикали от 30 до 50 жж натуры.
• • ' Приложение 111
Нормы прочности лыж.1
Случай Ел. 1. Лыжа положена на две опоры, место которых опре-
деляется началом резкого загиба порога и подвергается нагрузке, при-
ложенной к втулке (фиг. 111). ... ’ • J
* Утвержденные НК УВВС яорта'тиг в яур. Тех. В. Ф. № 5 1S31 г.
108
Разрушающая нагрузка должна быть не меньше:
где п — перегрузка, вдвое меньше, чем для случая Е„, *,
a G — доля веса, приходящаяся на лыжи при разложении на три точки.
2. Лыжа положена па плоскости и подвергается нагрузке во втулке.
Фог. 111, 112 в 113. Нормы прочности лыж.
Разрушающая нагрузка должна быть не меньше:
где и—перегрузка случая Еш, равная 6—8.
Примечание. Лыжа должна быть проверена на нагрузку,'
распределенную по полозу (фиг. 112).
Лыжи под действием нагрузки находятся в равновесии. Удельная на
грузка по длине распределяется по закону прямой линии, а по ширине—
равномерно. ’ - -
• Случай F_,. Боковая нагрузка равномерно приложена к кромке по-
лоза (фиг. 113). .
• Разрушающая нагрузка должна быть не меньше: ।
Г - Р=п-2-,
I
ей— ререгрузка случая Рш, равная 0,8—1,2.
Г—' ‘ А . CZ^D . j
Фнг. 114 и 115. Нормы прочности лыж.
Случай (7.,. Нагрузка приложена к носу нормально к поверхности
р направлении, проходящем через ось втулки (фиг. 114): ’
. Разрушающая нагрузка должна быть не меньше:
< ' т> G
\Р.= п-^~,
где и —перегрузка случая (?ш = 4.
'Случай ЛГЛ. Козелок лыж подвергается скручивании моментом,
приложенным к оси втулки лыж (фиг. 115) и равным М j0,8 кыи.
1 Лш берется из расчетных, норм для шасси самолета.
109
Полоз лыж защемляется по всей длине.
Скручивающий момент, вызывающий разрушение, должен быть ые ме-
нее указанного в таблице:
Военные самолет bi- . • 12—7 6—'й 4
Коммерческие самолеты 1 2 3—<
Скручивающий момент в ш 700 1000 1 300
Случай Л’.,. Местная нагрузка. Лыжи подвергаются нагрузке, прило-
, • жённой к оси втулки (фиг? 116).
•j . ' разрушающая нагрузка должна быть не менее:
V А Р = 2,75 .
f t
фиг Местная нагрузка вызывается реакциями опор,
Нормы" прочности место которых определяется расчетом наиболее опас-
лыж. кого для полоза положения.
Приложение IV
ТАБЛИЦА 3
Вес конструкции самолетов
Наименование деталей Нормально в про- центах от полного веса в полете
Коробка крыльев со всеми стойками- и расчалками Хвостовое оперение Шасси и костыль Фюзеляж с моторной установкой, сидениями и т. д Управление самолетом н мотором Ч \ 15 2 4 11,25 0,75
Вся конструкция Мотор Радиатор, с. жалюзи •. Баки для горючего масла Трубопроводы, краны, иб’МПЫ и т. д г Вннт Пусковое приспособление к мотору ...... 33 18,50 2.75 2,75 ’ ’ 3 0.5 2,5 0,5
4 . Вся виит.омоторная группа , . . . Весь мертвый вес 30 63
> См. пиж. Виганд и Лыкошпп,' Аэродинамический расчет.
тл i; j ццл i
Вес винтомоторной группы
Характеристика установки и ее деталей । К> л. с. 1
Мотор с водяным охлаждением 1,14
» с впзд\ишым охлаждением 1,10
Обору ди । lanue мотора, с водяным охлаждением 0.45
» с воздушным охлаждением <1.175
» » с дшшным водяным охлаждением .... 0.57 !
Мотор с водяным охлаждением и оборудованием . .... 1.59
Мотор г. дноилым водяным охлаждением и оборудованием . . . 1,68
Мотор с воздушным охлаждением и оборудованием ...... 1.27
В оборудование мотора входят: радиатор с жалюзи, вода, трубопро-
воды п краны для горючего, масла и воды, выхлопные трубы, помпы,
пусковые приспособления, винт. Бензиновые и масляные баки не вклю-
чаются в оборудование, так как вес нх сильно меняется в зависимости
от продолжительности полета.
ВКСА'В ПРОЦЕНТАХ ВЕСА МОТОРА
Оби рудова п не мотора с водяным охлаждением............... 43
» » двойным водяным охлажден нем............... 47 :
» » с воздушным охлаждением................. 16
Приложение I"
ТАБЛИЦА 5
Средний вес частей легкомоторного самолета.
(в процентах от общего веса)
Т и н Фюзеляж Крылья Шасси Мотор Полезная нагрузка
Одноместный Двухместный 18;48 19,6 21,35 19,8 3,47 3,6 21,5. 17,4 35,2 40,6
ТАБЛИЦА 6 .
Распределение весов деталей в крыле самолета. -
* (для распялочной конструкции)
Детели Вес ki на 1 сл£ ОТ ДО 1
Материя . . . . . Лонжероны . ; Узлы 1 Нервюры Элероны L. . ; Окоики лонжерона Внутренняя расчалка ...1... Внешняя расчалка . ; Стойки 0^4 0,96 0,56 0;52 0,40 - 0,26 0,30 6.11 , 0,32'. 1 0,55 1;70 олв 0,58 •0,4s' J’0,28 0,34 0,13 0,36
Вес на 1 № . '3,97 4,95.
’ 111
I 1 •. '
ОТДЕЛ ВТОРОЙ Приложение VI
ВИНТОВЫЕ ДИАГРАММЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ДУЖЕК *
Фиг. 100.
0860
066О\
S66V
пт
S66TJ
966'0
666'0
866'0
6860
886'0
686'0
$6'0
9860, SS6[1
ГО
SO
га
glt.-зпф
SV
J
яохния иинэьээ . vdotjWon birtf
вяиияеХ'Л ’И ,'®пи 'вии'вЛяви'р
ар
эор 8'0
_^=сГ= -Р
\ю Iй 7р
If Л отмэзкхигпЛЧ’ jf
У
OSi
9'0
if
flpUAOMtUU» YU
Расчет винта по Номограмме инж. Г. И. Кузьмин
1) Расчетная скорость:
0рас, = + = 12() км/ча(._ ша 33 Д ,„/еек,
2) Мощность мотора 7=66 л. с.
3) Число оборотов я = 1 600 и в секунду ®,= 26,7.
4) Диаметр 1 винта Д=2л; диаметр закрытой коком части винта
d = 0,25.0, £ = 0,25.
Определяем:
1) Коэфициент мощности мотора:
?=р§^ = 0’0653-
2) Относительную поступь винта:
* = ^=2§Т=0-628’
где и, — число оборотов в секунду.
3) Путем подбора определяем коэфициент полезного действия винта —
и коэфициент тяги а:
а) задаемся г, = 0,8;
б) находим а = ^ = 0,0832;
в) осевой коэфициент слезного действия:
Ч.=--------
г) окружной к.п.д.:
+ ’J
_________ % I
г Предварительный выбор диаметра производится путем наложения кубической па-
раболы мощности винта т=pf nJ р в па диаграмму мощности двигателя. См. проф. Юрьев,
Гребные ввиты, стр. 46.
’ * » < ’
* Вяногсллов, Расчет самолета. 113
0,8!>5;
Фиг. 118 a.
д’) идеальный к.п.д.:
V чоЧп=о.!)-1:
е) к.п.д., учитывающий потери иа трепне (р 0,010):
I
ж) общий к.п.д.:
V(4-=ri = °.&l;
з) коэфициент тнгн:
а == 0,0875.
Полученный к.п.д. близок к г, = 0,8,
_ которым мы задались; подставив иолу- (
чеппос значение а = 0,0875 и подсчп-
тав снова г10, т(„, мы по получали бы
такой разницы в окончательном г, и а.
Для определения элементов лопасти
руководимся скоростным треугольником
(фпг. 118а) па основании «Впхрсвой:
теории» проф. Жуковского и далее1
распределяем тягу по радиусу винта по какому-либо закону.
Обычно исходят из закона распределения циркуляции вдоль лопастпЧ
и тягу распределяют по уравнению:
так, чтобы J
2-
02
* Мощность брать по закону подуэллкпса, считал 5=0,25,
ш ъ -
i'dr был равен найденному значению а.
1 ь7=д
3-1
Фиг. 118 b.
Па фиг. 118 b да1Ю распределение а по относительным радиусам:
г=4=Й, -2, 3, -4 и т. д.
Г
Сплашшетрировав площадь крпвой i a'dr — a, получим 27,5 см2. На-
ходим масштаб ф пз равенства:
0,1 • 5 • ф 27,5 = 13,75 ф = а = 0,0875,
откуда
Все дальнейшие вычисления райолагаем в таблице 7 (стр. 116). Па
основании результатов ее Ьтроим кривую р (118d) по сечениям лопасти
н, нлаппметрируя, найдем
а'= 0,092,
₽ = 0,073,
откуда к.п.д.
. -Ч = ^ = 0,8.
На основании вычисленных параметров и вычерчен винт по фпг. 23.
Испытания в полете дали и=1500 и л> = 130км/час без щелевого
капота.
Подсчет выражения
1,0 | 0,90 | 0,75 0,60 0,45 | 0,30
- lo,oi | o,bte 0,04 0,055 | 0,07
0,9 - 1 - 1 0,015 0,030 0,045 | 0,06
0,75 “ 1 “ — 0,022 0,045 | 0,06
0,60 1 1 н т. х. * J
Таблица 7
Параметры и коэфицненты Значев. величин на отн. радиусах Примечание
0,30 045 0,60 0,75 0,91
У_ 18,7 33,2 37,4 35,3 25,5 По графику 118Ь
у г 5,6 14,9 22,4 26,5 22.8
а" =2/г 6 0,0357 0.095 0,1425 0,169 0,146 ф = 0,00637
(кН» 0,836 2,87 6.7 13.1 22,5
а* 0,0127 0,0344 0.0213 0,0129 0,0065
(к,)» £ Кажущимся угод
, л tgY= — 0,665 0,444 0,333 0.266 0,222 подхода струй
_Т 33°35' 23°55' 18°25' 14°55' 12°30'
— 0,0375 0,0325 0,0205 0.0130 0,0068 По номограмме 118
f 36°50' 28° 21°50' 17°30' 14° То же
0,87 0,84 0,84 0,85 0.88 То же
I (г — a)a'dr = v 0,257 0,167 0,0925 0,040 0,01 См. табл, иа рис. 115
1 а> 0,0357 0,095 0,143 0,169 0,146
—ad г 0,0091 0,0158 0,0132 0,0067 0,0014 Сум. на кажд. радиусе
г=2 6,5 11,25 9,4 4,8 0,97 z—число лоиастей
я г 2z
ъм- 31,9 25,4 14,17 5,77 0,97
Округляя: 32 25,4 14,2 5,8 1,04
100 i^vr г М 35,7 39,2 49,3 68,5 124,4 Р — на пряжен. ва взгни кг/л»2
bCy = rJ)b Су= 6,3 ьс„ 0,071 0,092 0,0774 0,061 0,0385 Ъ—ширина лопасти
АС\ = ЪСу р /р м 2,53 3,61 3,82 4,21 4,8 по чертежу винта
С* j 0,48 0,525 0,52 0,52 0,51 По диагр. 118с
М 0,278 0,190 0,170 0,150 0,115 Относит, толщ, сечен.
Ь(жм) 148 176 149 118,5 75,1 Хорда сечении
„ а, 3°20' 3°40' 3°45' 4°10' 5°30' Скорости, треугольн.
28 42 50 56 67,5 По граф, испытав, англ, дужек
0,0427 0,0344 0,0213 0,0129 0,0065 По номгр. фиг. 118
кг3 0,836 2,87 6,7 13,1 22,5 Вычислено для*
средн, внач.
1—ptgf 0,973 0.93 0,9865 0,992 0,994 0,996 |Х =-А = 0,0206 40, •
IJot 0,94 0,94 0,94 0,94
0,87 0,84 0,84 0.85 0,88
г (мм) 41 33.4 25,3 17,8 8.62 Толщина
е=а+в 40°10' 31°40' 25°35' 21°30' 19°30'
W, исправлен, по черт, впита 40 10 29°30' 2>°4>' 21°48' 18°50' Подаагр.фиг. 118».
tgH 0,845 0,616 0,478 0,397 0,354 То же
1,5В 1,74 1,8 1,86 2,0 Шаг винта
~d 0,8 0,87 0,9 0,93 —
T)r = TJ/Цет 0,813 0,795 0,794 0,80 0,83
»=г 0,0266 0,0768 0,1120 0J Л1 ) 0.110
!
I
Нрилвжение ¥111
117
Фиг. 123. Итальянская дужки Рспдпкопти.
ТАБЛИЦА 8
Продуиси дужек
№ 426 № 428
а» С, с„ " с» С, с„.
— 8,9 —0,0720 0,0316 0,0140 — 8,9 —0,1610 0,0366 —0,0245
— 6,0 0,0360 0,0104 0,0570 — 6,0 —0,0445 0,0148 0,0265
— 4,6 0,0860 0,0079 0,0680 — 4,5 0,0055 0,0075 0,0375
— 3,1 0,1360 0,0070 0,0795 - 3,0 0,0515 0,0059 0,0480
— 1,6 0,1880 0,0067 0,0950 — 1,6 0,1025 0,0053 0,0600
— 0,2 0,2436 0,0060 0,1080 — 0,1 0,1510 0,0050 0,0716
1,3 0,2930 0,0060 0,1210 1.3 0,2010 0,0014 0,0825
>J8 0,3500 0,0053 0,1360 2,8 0,2530 0.0042 0,0960
4.2 0,4000 0,0061 0,1490 . 4,3 0,3040 0,0046 0,1075
6,7 0,4525 0,0060 0,1595 5,7 0,3520 0,0054 0,1200
8.6 0,5450 0,0081 0,1370 8,7 0,4420 0,0082 10 1415
. 11.5 0,6350 0,0136 0,2115 11,6 0,5000 0,0154 0,1506
14,5 0,6400 0,0319 02200 (
12»
Дужка Эйфель (S. Т. Аё)
°° ('у
0,025
— 4 0,095
— 2 0170
0 0,240
2 0,310
4 0,380
6 0.440
8 0500
10 0.543
12 0,583
14 0,600
154 0,603
0,005 0,0138
0,004 0,039
0,0038 0,058
0,004 0,073
0,0045 0,087
0,0047 —
0,0052 0,100
0,005 0,1112
0,0090 0,1225
0,0140 0,1325
0,0230 0,145
0,1525
0,0330 0,159
ТАБЛИЦА 9
Размеры дужек в процентах от хорды
№ 426 Диагр. на фиг. 18 Расстояние от носа' в % от хорды № 428 Эйфель S. Т. Аё
Верх Низ Верх Ннз Верх Низ
3,40 3,40 0 1.56 1,56 5,21 5.21
5,70 1,70 1,95 — — 7,49 3,03
6,76 148 2,5 3,66 0,017 8,50 2,25
8,38 1,10 5 4,88 0,012 9,80 1,25
9,59 0,82 7,5 — — 10,85 0,65
10,52 0,62 10 6,47 0,008 . 1,67 0,33
12,02 0,36 15 — — 12,90 0.05
13,10 0,27 20 8,20 0,02 13,63(5) 0*28
13,97 0,00 30 8,65 0,34 14,03 0,85
13,51 0,14 40 8,50 047 13,54 1,53
12,11 0,30 50 v7,90 0,50 12,29 1,74
10,26 0,60 60 6,90 0,46 10,42 1,74
8,00 6,76 70 5,64 0,38 8,33 1,60
5,61 0,82 80 4,10 0,24 5,90 1,25
3,01 0,55 90 2.20 0,09 3,13 0,69
.1,59 0,27 95 1,15 0.00 1,65 0,26
0,27 0,06 100 у 0,02 0,00 6,00 0,28
121-
Приложение IX
ЦАГД
Характеристика стабилизатора ОСО
ОТДЕЛ ТРЕТИЙ
СВОДНЫЕ ТАБЛИЦЫ АВИАМАТЕРИАЛОВ
Нриложение А'
Обработка дюраля
Термическая обработка
Механические свойства дюраля и кольчугалюмпиа зависят от обра-
ботки термической и механической; в зависимости от обработки разли-
чают дюраль трех видов:
1) отожженный (мягкий) для штамповки, волочения и т.п.:
2) з а к а л е и и ы й (нормальный), идущий на вырезку и склепку вся-
кого рода изделий;
3) иа гарт о ванный (особо твердый) для твердых изделий.
Все :>ти сорта дюраля относятся к катаному материалу. В литом виде
он не употребляется, так как пмеет малую крепость (плохие литейные
качества) и не принимает закалки.
1. Отжиг
При нагревании дюраля (все сказанное о дюрале должно полностью
относиться и к кольчугалюмппу, так как в обработке пх абсолютно ника-
кой разницы нет) до температур ниже 420° Ц он получает отжиг (прп
медленном охлаждении вместе с печью) или отпуск (прп быстром охла-
ждении в холодной среде). В том и другом случае после охлаждения
материал становится мягким, прочность его уменьшается,, а удлинение
(прп отжиге) увеличивается.
Такой отжиг для получения мягкого материала (причем наилучшей
температурой отжига надо считать 350—400° Ц) необходим, когда после
пего требуется длительная механическая обработка, после которой мате-
риал можно закалить.
2. Закалка
Для придания материалу мягкости, необходимой прп мехаппческой
обработке, пользуются загадкой пли облагораживанием дюраля.'
Суть закалки заключается в том, что при нагреве дюраля от 420 до
520° Ц и последующем быстром охлаждении материал становится мягким,
как и прп отжиге, по с теченпем времени твердеет до тех пор, пока^ие
достигнет первоначальных качеств.
Весь процесс затвердеванпя (облагораживания) длится около 7 суток,
и по крайней мере в течение первых четырех часов после охлаждения
материал вполне пригоден для механической обработки. \ ..
Время, в течение которого допускается обработка с изменением формы'
(загибы, выколачивание и пр.), принимается 2—4 часа после закалки
(для загибов малого радиуса, глубоких выколоток и т. п, никак не больше
3 чцсов).
123
Если по прошествии указанного времени обработка не закопчена, то
может производиться вторичная закалка, в третий раз п т. д., чем каче-
ство материала нисколько не изменяется.
Если при нагревании максимальная температура не достигает 420° Ц,
то закалки дюраля не произойдет, получится только отжиг — полный или
частичный (в зависимости от температуры нагрева), и материал ве будет
прочным. Поэтому всякий нагрев дюраля (не закалка) считается вредным
и избегается. По этой же причине недопустима частичная закалка
детали, положим конца трубы нлн профиля для сгпбаипя, так как в месте
перехода от закаленного к иезакаленноыу материал получит отжиг и будет
почти вдвое слабее нормального.
При перегреве выше 520° Ц дюраль приобретает крупнокристалличе-
скую структуру и низкие механические качества. При температуре не
выше 550° получается пережог, — материал покрывается пузырями и
почти совсем теряет прочность.
Самой выгодной температурой закалки следует считать интервал 480—
520° Ц. На практике вследствие трудности держать ровную температуру
и опасности пережога пользуются обычно для закалки температурой 480° Ц.
3. Закалка дюраля паяльной лампой
Йз кустарных способов закалки дюраля (в случае отсутствия ванны)
на заводе известны следующие:
1. Деталь покрывается олифой п прогревается паяльной лампой до тех
пор, пока олифа не примет бурый, жженый цвет. Теперь этот способ
ииогда применяется для смягчения крупных, неответственных частей, как
вапример, при загибании и выпрямлении концов гофрироваппоп обшивки
фюзеляжа, крыльев и т. п.
2. Для закалки заклепок можно положить их в жестяную коробку с
моторным маслом и паяльной лампой прогревать до полного прогорания
масла. Закалка заклепок при данном способе получается вполне нор-
мальная.
Уход вл дюралем
1. Тотчас после обработки покрывать дюраль защитным лаком (для
избежания окисления и разрушения материала от действия атмосферных
условий).
2. Соединения плотно прилегающих частей покрывать (до соединения)
защитным лаком.
3. Моста, с которых сошла окраска, непременно покрыть защитным
лаком и затем соответствующей краской (голубой йлн защитной).
4. Железо с дюралем клепать железиымп заклепкамп, а дюраль с
дюралем—дюралевыми.
5. Нельзя размечать химическим карандашом (разъедает),
124 \
В. Нельзя размечать и скрести предметами с острыми гранями.
7. Нельзя чистить металлической или твердой волосяной щеткой.
8. Нельзя загибать остро углы.
9. Нельзя таскать по земле.
10. Нельзя подвергать действию кислот.
11. Нельзя сваривать железные части, уже склепанные с дюралем.
12. Нельзя хранить в соприкосновении с сырым деревом, стружками
или тряпками (на дюрале после долгого соприкосновения с указанными
предметами появляются грибки).
13. На складе для консервации дюраля необходимо покрыть его
олифой.
14. Хранить дюраль на сухих деревянных стойках или, еще лучше
эти стойки обтянуть дюралем. ,
15. Перед обработкой, требующей изменения формы, дюраль необхо-
димо закалить.
Таблица времени на закалку дюраля
№№ п/п | Материал Толщина в мм Время в минутах Примечание
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 Жесть и профиля . . . < 1 1 Заклепки диаметром . . Круглый до 0,4 » 0,5 » 0,8 » 1,0 » 1,2 » 1,5 > 1,8 » 2,0 » 2,5 » 2,0 ’» 2,5 > 3,0 » 4,0 » 5,0 » 5,5 5 5 10 15 18 22 26 30 35 17 20 25 ' 30 35 90 Хотя инструкция предписывает строго придерживаться указан- ного времени, но передержка ма- териала в ванне никаких вредных последствий на дюраль, по нашим наблюдениям, не имеет. к
>
Инструменты и приспособления для клепки. Необходимые для
клепки инструменты: 1) молоток железный (0,1—0,3 к» весом), 2) натяж-
ка для заклепок, которой подтягивают заклепку, как только она вста-
влена в дыру, 3) обжимка для оформления головки заклепки, 4) поддер-
жки разнообразной формы, 5) бородки для иакериивания испорченных
заклепок для рассверловки, простые или автоматически:, 6) дрель для
рассверловки дыр, причем необходимо заметить, что електродрель во
мцлго раз ускоряет сверловку по сравпеиию с ручной дрелью, -7) ку-
сачки дли откусывания слишком длинною конца зикпепцп.
12Б
Сортамент кольчугалюмпновмк профилей
197
Приложение Hi
Диаграммы Испытания иа сжатие профилен кольч у галюмина.
Фиг. 137. Диаграмма испытания иа сжатие
профиля Д-ГУ*.
Фиг. 138. Диаграмма испытания на сжатие
профиля ЛШ
Ю 20 30 40 50 60
Фиг. 139. Диаграмма испытания иа сжатие
профиля B-IIL
Фиг. 140. Диаграмма испытания на сжатие
профиля V.
Приложение XII
ТАБЛИЦА 10
Припуск на замыкающую головку от 1,5 zt
zt0,2 d.
Для заклепок с диаметром стержня до 3,5 мм
включительио — ие меньше 1,5 d, а от 3,5 мм
не больше 1,5 d.
Лзя заклепок разрушающее напряжение на
смятие 45—50 кг/мм*.
Для заклепок разрушающее напряжение на
срез 35 кг/мм*.
Кольчугалюмииовые
заклепки
128
I
Приложение XIII
Сортамент гофрированного кольчугалюмина
Размеры в .№.w. Вес m~/ki
8 « А Г 0
1 32 11 6 3.44
0.8 32 10.8 6 2.7(5
0,5 32 10.5 6 1,76
0,3 32 10.3 6 1,03
Фиг. 142. Гофр из кольчугалюмкна.
Приложение XIV
Сортамент кольчугалюмпновых труб
| № по по- рядку Размер .и .и еВ И R Я 5 =? ь Площадь Экваториальный момент инерции Полярный момент инерции Вос 1 not. .V В К2 при Y = = 2,85
C.W* C.V3 с.н* c.w3
1 А 35730 2.5 255,3 3,39 1,938 6,78 3 88 0.726
2 Л 31Г25 2,5 216.1 2,06 1.372 2.12 2,74 0,616
3 А 50/46 2,0 301,6 8,70 3.4S 17.40 6.96 0.858 .
4 Л 43/41 2,0 270.2 6,27 2,785 12.54 5.57 0,770
5 А 40/36 2,0 238,7 432 9,1 fi 8,64 4,32 0.680
6 А 35/31 2,0 207,3 2,83 1,02 5,66 3 24 0,590
7 А 70/67 1.5 322,8 18,94 5,41 37,88 10,82 0.920
8 А 60/57 1,5 275.6 11,80 3,94 23.60 7,88 0.785
9 А 55/52 1,5 , 252,1 9,03 3,28 18,06 6 56 0.719
10 А 50/47 1,5 228.6 6,73 2,69 13,46 5.38 0,652
11 А 40/37,5 1,25 152.1 2,87 1,435 5,74 2,87 0.434
12 Л 35/32 1,5 157,9 2,22 1,27 4.44 2,54 0,450
13 А 30/27 1,5 134,3 1,367 0,91 2.73 1,82 0,383
14 А 25/22 1,5 110,8 0,767 0,614 1,534 1,228 0.316
15 Л 50/48 1,0 153.9 4,62 1,85 9,24 3.70 0438
16 А 45/43 1,0 138,2 . 3,35 1,49 6,70 2,98 0,394
17 А 40/38 1,0 133,5 2,34 1,17 4,68 2.34 (.349
18 А 37/35 1,0 113,1 1,814 0,99 3,67 1,98 0,322
19 Л 35/33 1,0 068 1,545 0 88о 3,09 1.77 0,304
20 А 30/28 1,0 91,1 ,96 0,64 1,92 1,28 0,259
21 А 25/23 1,0 75, 0,55 0,44 1,10 0,88 0.215
22 А 20/18 1,0 59,7 0,27 0,27 0,54 0.54 0,176
Виноградов. Расчет самолета.
Приложение it1
Сортамент круглых труб легкого снлпеа
а мм Толщине С т е н к и в мм
1 1,5 2 2,5 2 1,5 1
10 12 14 16 18 20 22 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 8X6 12ХЮ 16X14 20X18 22X20 25X23 30X28 35X33 40X38 45X43 50X48 25X22 30X27 35X32 40X37 45X42 50X47 55X52 60X57 35X31 40X36 45X41 50X46 55X51 60X56 65X61 / 45X40 50X45 55X50 60X55 65X60 70X65 55X49 60X54 65X59 70X64 75X69 60X53 60X58 70X63 65X68 80X13 65X57 70X62 75X67 80X72
* Примечание. Сорт А имеет разрушающее напряжение \
fc ==38 м/мл^ при удлинении 10% I для труб кульчуг-
Сорт В имеет разрушающее напряжение | алюмн^а
fca=36 кг/мм2 при удлинении 10% * *
t
Приложение Х$л
Сопротивление кручении труб кольчугалюмииа
Размер М кгсм 1 см в градусах
»’/М 4 380 76 120
»’/Ю 4 380 79 107
И/22 2710 40 178
а5/22 2 750 40 190
8732 400 76 1,5
м/82 800 76 3,0
• ”/з2 1200 76 4,2
1600 76 5,8 1
2 000 76 7,0
2 400 76 9,0 »
130
Нрилоясеншг Xt'll
Т A G Л II Ц А 11
Авиационные трубы
О 6 о s и а ч в и и >1 { </в — вес пт. л кольчугплюмявевой тру»«
I Qe —nec HGl- м «тальноЙ трубы , ___
Удельный нес стальных труб—7,8
* » » кольчугадюмивовых труб — 2,85
Размер (^нар <«) СО .М.«2 I СМ» & / 9а
6 -4 15,71 0,00511 0,122 0,044
8—6 21,99 0,0137 0,171 0,062
10-8 28,27 0,0289 • 0,220 0,080
12—10 34,56 0,0527 0,"269 0,098
14-12 40,84 0,0868 0,318 0,116
16—14 47,12 0,133 0,368 0,134
18-16 , 53,41 0,1 "36 0,416 0,152
18—15 77,75 0,2668 0,606 0,223
20—18 59,69 0,270 0,466 0,170
20—17 87,16 0,375 0,680 0,248
22—20 65,97 0,364 0,515 0,168
22—19 96,60 0.5О9 0,754 0,275
25—23 75,40 0 543 0,588 0,215
25—22 110,74 0,767 0,864 ' 0,316
25—21 144,51 0,962 1,128 0,412
30—28 91,11 0,958 0,711 0,260
30—27 134,30 1,367 0,955 0.383
30—26 175,93 1,733 1,37 0,501
35—33 106,81 1,545 0,833 0,302
35—32 157,87 2,219 1,23 0,450
35—31 207,35 2,833 1,618 0,590
35—30 255,26 3,390 1.990 0,728
40-38 122,53 2,331 1,049 0.349
40-37 181,43 3,367 1,415 0,517
40-36 138,76 4,327 1,861 0.681
45—43 138,23 3,347 1,079 0,394
45—42 204,99 4,854 1.599 0,585
45—41 270,18 6,258 2,116 0,771
45—40 333,79 7,563 2,602 0,951
50-48 153,94 4,622 1,200 0,439
ТАБЛИЦА 12
Телескопический ряд стальных труб чередующейся толщины
стенки
Толщина стенок в мм,
1 1,5 Л 1,5 1 1,5 1 1,5 1 1.5 1
23X25 25X28 28X30 зохзз 33X35 35X38 38X40 40X43 43X45 45 X 48 48V5
26X27 50X53 52X55 27 ХЗО 30X32 53X55 55X57 32X35 35X37 55X58 57X60 37 Х40 1 58X60 40X42 42X45 1,5 бохбз 45X47 47X50 50X52
9*
131
Приложение XVI11
Характеристика стальных труб1
Стальные трубы разделяются иа трд категории:
I —трубы специальные fce<^c80 ш/лм*8 при удлинении »= 5°/0,
П— » твердые (в отожженном состоянии) А'2<^60 (до 70) ьч/.u.v- прл * = 7%>
III— » мягкие (в отожженном состоянии) iy3C4O (до 30) ьч/.м.и- длч сварки
прп г —12°/0.
Допуски:
по диаметру до 10 .v.w... zt 0,l.w.w,
от 10 до 50 » ... ± Iй о.
свыше 50 мм... ие более 0,5%;
по толщине стеиок:
для труб толщиной в 1 .м.и... zt 16%,
» » » от 1 до 2 .мм.... zt 8° о-
» » » более 2 мк... х 0,2 .w.w.
Максимальная длина труб: для диаметра от 6 до 50 льх .. 5,5 м
» » » 50 » 80 » ... 4,5 »
» » » 80 и выше » ... 3,5 '>
ТАБЛИЦА 13 Сорташент осевых труб Приложение XIX
D <1 8 <S jlm2 I c.w1 TF r.H3 Вес 1 HOI. M
40 37 1,5 181,43 3.367 1,684 1,415
45 42 1,5 204,99 4,854 2,157 1, 99
45 41 2 270,18 6,258 2,781 2,116 2,595
55 51 2 332,80 11,710 4,258
55 50 2,5 412,00 14,240 5,178 3,210
65 60 2,5 491,0 24,0 7,385 3,83
65 58 3,5 676,27 32,08 9,865 5,275
ТАБЛИЦА и Приложение XX
Медные трубки
(удельный вес у = 8,85)
D Толщина 8 Площадь сече- ния в Вес m/ki
3 4 6 8 . IP 12 14 16 18 20 1 0,5 0,5 1 1 1 1 1 1 1 1 3,93 5,50 15,71 21,99 28,27 34,56 40,84 47,12 53,41 59,69 0,0348 0.C4S 0,139 0.1946 0,250 0.306 0,3614 0,417 0,47 7 0,5283
1 По номенклатуре Междуведомственной комиссии при Главметалле ВСНХ СССР,
1926.
132
'Приложение XXI
Формула Тетмайера
По лабораторным опытам Тетмайера формула Эйлера применима
только тогда, когда
для литого железа........................-4->1,05,
» » чугуна.........-4- >80,
в в дерева..............-4- >100,
где I — длина стержня, i — радиус инерции сечения.
Если же отношение — оказывается меньше вышеприведенного, то
для основного случая (оба конца свободны) критическая нагрузка
P^Fa (1-б4-+с^)
п критическое напряжение
= а ( 1 — 6 — с-р).
Т Л Б .1 JI Ц Л 15
Значения кояфициентов а, Ь, с
Материал а т/см- ъ С
Лптое железо . Чугун .... Дерево .... 3 100 7 760 293 0,00368 0,01546 0,00662 0 0,00007 0
Степень безопасности п=~ ,
С ’
где о— фактическое напряжение в
центре тяжести сечения.
Определив отношение -4-, мо-
жно найти соответствующие значе-
ния критического напряжения па
продольный изгиб по диаграмме
па фиг. 143.
Здесь па горизонтальной оси
отмечены значения , а на вер-
тикальной— значения напряжений на
лучаются для различных отношений
Фиг. 143. Диагр. формулы Тетмайера.
продольный взгиб. На прямой кг по-
— соответствующие критические
133
Приложение Will
Характеристика стальных труб1
Стальные трубы разделяются на трд категории:
I—трубы специальные kg<^80 нъ/мм* при удлинении * = 5%,
П— » твердые (в отожженном состоянии) /сг<^60 (до 70) кг/мм? при г = 7%»
Ш— » мягкие (в отожженном состоянии) fcT<£;40 (до 50) кг/мм2 для сварки
при» = 12%.
Допуски:
по диаметру до 10 .u.w... rt 0.1 хм,
от 10 до 50 » ... rt 1%,
свыше 50 мм... не более 0,5%;
по толщине стенок:
для труб толщиной В 1 M.W... rt Ю%,
» » » от 1 до 2 .им.... zt 8%
» » » более 2 мм-... ze 0,2 хи.
Максимальная длпиа труб: для диаметра от 6 до 50 мм.. 5,5 м
» » » 50 » 80 » ... 4,5 »
» » » 80 и выше » ... 3,5 '>
Т A F, Л И И А 13 Приложение XIX
Сортамент осевых труб
О d 8 5 ХМ2 I CM* W cm9 Bee 1 пог. м
40 37 1,5 181,43 3,367 1,684 1,415
45 42 1.5 204,99 4,854 2,157 1, 99
45 41 2 270,18 6,258 2,781 2,116
55 51 2 332,80 11,710 4,258 2,595
55 50 2,5 412,00 14,240 5,178 3,21 U
65 60 2.5 491,0 24,0 7,385 3,83
65 58 3.5 676,27 32,08 9,865 5,275
ТАБЛИЦА 14 Медные трубки (удельный нес у = 8,85) Приложение XX
о Толщина г Площадь сече- ния В ХМ2 Вес м/къ
k ‘ ‘ 3 4 6 8 . 10 12 14 16 18 20 1 0,5 0,5 1 1 - 1 1 1 1 1 1 3,93 5,50 15,71 21,99 28,27 34,56 40,84 . 47,12 53,41 59,69 0,0348 0,048 0,139 0,1946 0,250 0,306 0,3614 0,417 0,47 7 0,5283
1 По номенклатуре Междуведомственной комиссии при Главметалле ВСНХ СССР, 1926. 132 >• 'Ч с ?J * -• 4
•Приложение XXI
Формула ТетмаВера
По лабораторным опытам Тетмайера формула Эйлера применима
только тогда, когда
для литого железа......-4->1,05,
» » чугуна......-4- > 80,
» » дерева......-4->100,
где I — длина стержня, г — радиус инерции сечения.
Если же отношение — оказывается меньше вышеприведенного, то
для основного случая (оба конца свободны) критическая нагрузка
P. = Fa (1-Ь-4--|-с-£)
и критическое напряжение
/2
с-р).
Т Л БД II Ц Л 15
Значения ковфициеитов а, Ь, с
Материал а ki/сзР Ь С
Литое железо . 3100 0,00368 0
Чугуи .... 7 760 0,01546 0,00007
Дерево .... 293 0,00662 °
Степень безопасности »=— ,
где о—фактическое напряжение в
центре тяжести сечения.
Определив отношение -4-, мо-
жно найти соответствующие значе-
ния критического напряжения иа
продольный изгиб кк по диаграмме
па фнг. 143.
Здесь на горизонтальной оси
отмечены значения (-44 , а на вер-
4'яг. 143. Дяагр. формулы Тетмайерь.
тикальной — значения напряжений на продольный изгиб. На прямой кт по-
лучаются для различных отношений 4- соответствующие критические
133
напряжения продольного изгиба по Тетмайеру, а па прямых Tjs до 2в —
допускаемые напряжения с на продольный нзгпб в центре тяжести сече-
ния в соответствии с различными степенями безопасности от 1,5 до >
по формуле Тетмайера. По кривой кЕ можно определить критические на-
пряжения на продольный изгиб по формуле Эйлера, а по кривым де
JEt — допускаемые напряжения в центре тяжести сечения; поставленные
у букв Т и Е числа указывают соответствующую степень безопасности
по Тетмайеру пли Эйлеру *.
Приложение XXII
График подсчета труб по формуле Смита (фиг. 141) с толщиной
стенки 1 мм
* Г? Я|мпии тструкжп,
134
Приложение XXIII
График подсчета труб по формуле Смита (фиг. 145) с толщиной
стенки 1,5 мм
Предельные нагрузки для русских стальных труб, подсчптанны по
формуле Смита:
„бо =<
F'
°о—предел текучести = 4 400 кг/смЗ, г — радиус инерции в см, е — эксцентриситет
пагруакп = Л = Е=2,1-10* с — среднее напряженно кг/смз, S— пре-
дельная нагрузка кг, F—площадь в см8,I — длппа трубы в см,
135
I-
Приложение XXII
ТАБЛИЦА. 16
Характеристика углеродистой стали
Механические качества
Мар- ка 1 Сопротивление разрыву т/мл^ Удлинение в о/опри расчетной длине Z = 10 d Обязательное испы- тание на удар в wj/слй не менее Число твердости по Брпнпелю не менее Применение стали
ГС сс г пт епт ст стт от 55 до 65 от 55 до 65 От 65 до 75 от 65 до 75 i от -75 до 85 от 85 до 95 • 16 16 14 14 12 8 4,5 4,5 3,5 3,5 3 "2 от 155 до 200 от 155 до 200 от 185 до 235 от 185 до 230 от 215 до 265 от 245 до 295 Горячекатаная пру- тковая сталь X ол одно тянутая прутковая сталь для деталей, изготовлен- ных на автоматах Горячокатавая пру- тковая сталь Xолодпотянутая прутковая сталь для деталей, изготовлен- ных на автоматах Холоднотянутая прутковая сталь Холоднотянутая прутковая стаЛь Для средне нагружен- ных деталей, испыты- вающих малые давления, как-то: болты, ганки и шпильки; сталь песва- р ива е мая Для сильно нагруженных деталей, испытывающих малые давления, как- то: болтов, ушек н ви- лок’ тандеров и для за- каливаемых деталей Для максимально на- груженных деталей с большим числом пере- мен нагрузок, как-то: лепт-расчалок, иесва- риваемая Особо твердая для от- ветственных деталей самолетов, испытываю- щих высокие напряже- ния с большим числом переменных нагрузок
J36
Приложение XX К
ТАБЛИЦА 17.
Номенклатура специальных сортов стали
Марка Сопротивление разрыву о/з<Л(2 %-иое удли- нение Материал
М 40 — 50 22 Сталь
С 50—60 16 »
ГМ 40 — 55 20 »
хи { 54 — 66 15
80 — 100 S Хромонике- левая сталь
Х2Н { 57 — 69 16 »
85 —105 8
хзн { 59 — 71 100 — 120 15 7 »
Х4Н { 66 — 84 110—130 12 »
Приложение XXVI
ТАБЛИЦА 18
Удельные веса различных материалов
Материал Удельный вес у, г/сл(3 Материал Удельный вес у t/см3
Береза Бук Вяз Грецкий орех Дуб Ель Клен . Красное дерево Спрус Сосна Ясень Переклепка (фанера) . . 0,50 — 0,70 0,61—0,70' 0,60 — 0,70 0,52 — 0,61 0,65 — 0,74 0,40 — 0,60 0,60 — 0,67 0,50 — 0,60 0,36 — 0,43 0,40 — 0,60 0,56 — 0,64 0,60 — 0,80 Кожа сухая » смазанная .... Клей Резина Целлулоид Алюминий литой .... » кованый . . Дюралюмин н кольчугалю- мии Железо Сталь Латунь , 0,86 1.02 1,27 1,00 — 2,00 1,70 2,56 2,75 2,75 — 2,85 7.75 — 7.80 7,80 — 7,86 8.60
Приложение XX ГН
ТАБЛИЦА 19
Временное сопротннление дерева
Материал Растяжение КЪ/СМ^ Сжатие, ki/cn2 Срез к»/с.ч2 Удельный нес около
вдоль волокон поперек волокон
Йсеиь Сосна Спрус Фанера (березовая) . . . 600— 1000 600 — 650 550 500 — 600 100 — 200 '40 30 — 40 550 450 ' 400 150 — 180 °,8 0,45^-0,55 0,45 — 0,55 0.57
137
Приложение XXVIII
ТАБЛИЦА 20
Воса различных материалов __ _______
Матернах Вес квадратного метра Р, г/м%
Листовой материал (зжк— толщина в лгм, у—удельный вес) Переклейка — толщина каждого слоя файеры, у — удельный вес дайной поро- ды дерева, п — число слоев фанеры) . . Слой клея у переклепки (Рклея) Полотно бумажное » льняное 1 Увеличение веса от аэролака ioo°.T. 1000 sr 5„„ + (»-!) _рклея 90 — 122 105 — 120 120 — 150 60 — 90
• Вес погонного метра q, %/м
Стальная проволока (dMM — диаметр в жм) Стальной трос (dMM — диаметр в мм) . . Резиновый шнур (амортизатор, dMM— диа- метр Б ЖЖ) 6,16 </2 мм 4,3 cl2 мм 0,81 d2 мм
ОТДЕЛ ЧЕТВЕРТЫЙ
СТАНДАРТЫ И НОРМАЛИ
Приложение XXIX
ТАБЛИЦА 21
Сопротивление струйной проволоки
Проволока струнная (рояльная, фортепианная) должна быть изготовлена из ти-
гельной стали или Электростали с пределом упругости пе менее 50 кг/мм2, временным
сопротивлением разрыву не менее 120 xi/мм? и удлинением не менее 8®/0. Проволока
не должна быть хрупкой. Отступления в диаметре допускаются ие более 10%.
Проба должна давать:
Диаметр в мм Число испы- тываемых образцов на ItO кг прово- локи Временное сопротивле- ние разрыву кг/мм2 Число пере- гибов иа губ- ках (</=10 мм)
Ц 12 220 20
1,5 10 200 16
2 6 180 8
2,5 4 . 170 7
3 3 160 6
3,5 2 160 4
4 2 150 < 4
5 2 140 3
1 Для перкаля разрушающая сида вр 1 м пр утку — 1100 т, по осцове — 1 J20 т,
138
РАЗМЕРЫ И ЛЕСА СТРУННОЙ ПРОВОЛОКИ В Я1
Диаметр в лмс . . . 1 1.5 1,8 2 2,3 2,5 25,5 2,7 3 3,5 4 4,5 5 6
ДлиНг! 1 К» В М 163 71 49 40 30 22 17,5 13 10 7.9 6,4 4.0
Вес м в кг . , , . 6,2 14 20,2 23 33 39 45,5 56,2 76,5 99,9 136 156 225
Приложение
ТАБЛИЦА
Тандеры
Тандеры изготовляются: хвостовикп — из стали’с
сопротивлением разрыву 60—70 кг<мм2; муфта — из
латуип (Муни — латунь Б),
• размер тапдеров указывается номерами.
Фиг. 146. Тандер.
№ тапдера 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Диаметр хвостоввка (впешнпй по нарезке) в .им Длина муфты в мм ....... 3 35 3 50 4 35 4 50 5 50 5 100 6 50 6 100 100 8 100
Разрывное усилие в кг ...... 220 400 700 1000 1350 1700
№ тандера 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20
Диаметр хвостовика (внешний по I нарезке) в мм ......... Длина муфты в мм ....... 9 100 9 150 10 100 10 150 11 100 11 150 12 100 12 150 14 150 16 150
Разрывное усилие в кг 2 300 2 800 3 600 4 300 5600 8000
ТАБЛИЦА 23 Приложение XXXI
Авиационные тросы
Трос простого плетения состоит ив 19 проволок: одна центральная, первый слой —
6 прополок при угле свивки 8° и второй слой —12 проволок при угле свивки около 12°.
Размер троса указывается номером.
№ троса типа А Диаметр троса в мм Диаметр отдель- ных проволок в мм Вес 1 not. м в г Разрывное усилие в Kt
1 6 1,21 174 3140
2 5 1,01 ' 121 2180
3 4 0,81 78 1400
4 3 0,61 44 800
Трос типа Б-1 (двойною плетения}
Трос двойного плетения типа Б-1 состоит из 7 прядей. Каждая прядь состоит
в8 7 проволок; первый' слой — центральная и 6 вокруг с углом свивки 8°; второ!
слой — 1 прядь вентральной, б вокруг с углом счпв^и 13е. Размер троса указывается
««Мерок,
№ троса типа Б-1 Диаметр троса в жк Диаметр отдель- ных проволок В .1434 Вес 1 пог. м в г Разрывное усилие в ; г
1 2 3 4 5 6 7 8 8 7 6 5 4 3 2,5 2 0,86 0,76 0,65 0,54 0,43 0,32 0,27 0,22 232 181 133 91 58 32.2 22,9 15,2 3 940 ЗОН) 2 260 1 550 980 550 390 260
Трос типа Б-2 {двойного плетения) Трос двойного плетения типа В-2 состоит нз 7 прядей, свитых около централь- ной под углом свивки 13°. Каждая прядь состоит (как трос типа А) из 19 проволок, навитых около централь ной двумя слоями: первым слоем в 6 проволок под углом свивки 8° и .вторым—в 12 про волок под углом свивки около 12°. Размер троса указывается номером. •1
№ троса типа Б-2 Диаметр троса в мм Дваметр отдель- ных проволок В .1/34 Вес 1 пог. .к В 2 Разрывное усилие в кг
1 10 0,69 370 6 300
2 9 0,60 306 5 200
3 8 0.53 240 4100
4 7 0,46 180 3 100
5 6 0,40 136 2 300
6 5 0,33 95,5 1570
7 4 0,26 £8 980
ТАБЛИЦА 24 Приложение XXXII
Шурупы
Толщина шурупов обозначается номером по особому калибру.
Наиболее употребительные размеры шурупов.
№ шурупов 00 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
JL Диаметр в мм . . 1,50 1,65 1,85 2,10 2,40 2,70 3,00 з,зо 3,60 4,00 4,30 4,60
№ шурупов 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 1
Диаметр в мм 5,00 5,40 5,70 6,00 6,40 6,75 7,10 7,50 7,90 8,40 8,90
№ шурупов 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 I
Диаметр в мм 9,3( 9,60 10,00 10,30 10/0 11,00 11,30 11,70 12,11 1?,4( 12,70
Шурупы с круглой головкой считаются одним номером выше их действительной
толщины.
ЙО t
Приложение XXXIII
Приложение XXXIV
Отбортованные отверстия для листов из алюминиевых сплавов
№ d D Р, h Г t
ДО отбор- товки после от- бортовки
15 15 16 19 23 28
20 20 21 24 28 33
25 25 26 31 37 1,5 42
30 30 32 36 42 47
35 35 • 37 43 51 57
40 40 42 48 56 62
45 45 47 55 65 72
50 50 5ч 60 70 о 2,5 77
55 55 58 65 70 82
60 60 63 72 84 92
65 65 68 77 89 6 3 97
70 70 74 82 94 108
80 80 84 94 108 7 3,5 129
90 90 94 106 122 141
100 100 105 116 132 151
110 110 115 128 146 9 4,5 166
120 120 125 140 160 10 5 180
140 140 148 162 184 и 6,5 205
160 160 166 184 208 12 6 230
180 180 187 208 236 14 7 256
200 200 208 230 260 15 7,5 280
Ш
Приложение ХА'ЛГ
ТАБЛИЦА 27
Заделка амортизатора шасси (фиг. 149)
Внешний конус заделки Наконеннпк амортнза-
А. М О Р Т И в А Т О Р А ТОРА
Амортиза- тор d А В С D Е F G > Амортиза- тор d А В С
8 9 ' - 10 11 14 17 22 25 36 20 16 - 8 9 8 9 12 13 62 63
16 19 24 27 39 23 16 10 11 10 11 14 15 64 65
13 18 21 26 29 42 26 16 12 13 12 13 16 17 66 67
15 16 20 23 27,5 30,5 45 29 16 14 15 14 15 18 19 68 69
17- 22 24 29 32 49 32 17 16 17 16 17 20 21 70 71
19 24 27 31 34 52 35 17 18 18 22 72 73
20 26 29 33 36 55 38 17
Нормальные заделки концов и соединение амортизаторов
Размер пружины Внутренний конус
Амортиза- тор d А В С
8 9 14,5 19 18
10 11 16,5 21 20
12 13 18,5 25 23
14 15 20,5 24,5 26
16 17 22,5 26 29
18 19 24,5 28 32
Амортиза- тор d А В с D Е F G
8 9 14 17 19 22 33 17 16
10 11 16 19 21 24 36 20 16
12 ‘ 1 13 18 21 23 26 39 23 16
14 15 20 23 24,5 27,5 42 26 16
16 17 22 25 26 29 46 29 17
18 19 24 27 28 31 49 32 17
20 26 29 30 32 52 35 17
142
в HQ Lu НийkoH^C $<XCj
Фиг. 149. Заделка амортизатора.
Приложение XXXVI
ТАБЛИЦА 28
Стандартная- таблица колес н пиев-
. матнков Палыиер
Размер пнев-
матика
схв
300 X 60
зоохбо
250 X 60
250X60
575X60
575 X 60
575X60
600X75
600 X 75
600X75
700 X 75
70 X 75
-700X75
700 X 75
700X100
1 № колоса Втулкг^со- леса Положение обода колеса
длина 1 диа- метр d а Ъ
16 111,12 25,1 центральное
17 72,39 12,7 »
30 89 31,75 »
138 130 38,09 >
21 160 28 »
34 150 31.75 104 46
111 150 38,09 104 46
21 160 28 центральное
34 150 31.75 104 46
111 150 38,09 46
78 178 44,45 132 46
79 178 44,45 центральное
100 178 38,09 132 46
101 178 31,75 132 46
77 178 44,45 132 46
Приложение XXXVII
ТАБЛ П Ц А 29
Характеристика
пневматикой
Колеса и размер .ил* о — п и cS »=| Е 1 5 * поглощаемая работа кгм Разрушаю- щео усилие къ
650 X 80 .3 45 900
700 Х100 • 3 90 1 400
750X125 4 200 3000
800 X150 5,5 340 4 500
1000X180 »- 6 610 7000
144
Приложение XXX VIII
ОТДЕЛ ПЯТЫЙ
Мантиссы бригсовых логарифмов
N 0 1 2 3 * 5 6 7 8 - 9
100 0000 0001 0009 0013 0017 0012 0026 0030 0035 0039
101 0043 0018 0052 0056 0060 0065 0069 0073 0077 0082
102 0086 0090 0095 0099 0103 0107 0111 0116 0120 0124
103 0128 0133 0137 0141 0145 0149 015’4 0158 0162 0166
104 0170 0175 0179 0183 0187 0191 0195 0199 0204 0208
105 0212 0216 0220 0224 0228 0233 0237 0241 0245 0249
106 0253 0257 0261 0265 0269 0273 0278 0282 0286 0290
107 0294 0298 0302 0306 0310 0314 0318 0322 0326 0330
108 0334 0338 0342 0346 0350 0354 0358 0362 0366 0370
109 0374 0378 0382 0386 0390 0394 0398 0402 0406 0410
110 0414 0418 0422 0426 0430 0434 0438 0441 0445 0449
11 С414 0453 0492 0531 0569 0607 0645 0682 0719 07э5
12 0792 0828 0864 0899 0934 0969 1004 1038 1072 1106
13 1139 1173 1206 1239 1271 1303 1335 1367 1399 1430
14 1461 1492 1523 1553 1584 1614 1641 1673 1703 1732
15 1761 1790 1818 1847 ' 1875 1903 1911 1959 1987 2014
16 2041 2068 2095 2122 2148 2175 2201 2227 2253 2279
17 2304 2330 2355 2380 2405 2430 2455 2480 2504 2529
18 2553 2577 2601 2625 2648 2672 2695 2718 2742 2765
19 2788 2810 2833 2856 2878 2900 2923 2945 2967 2989
20 ЗОЮ 3032 3054 3075 3096 3118 3139 3160 3181 3201
21 3222 3243 3263 3284 3304 3324 3345 3365 3385 3404
22 34 4 3444 3464 3483 3502 3522 3541 3560 3579 3598
23 3617 3636 3655 3674 3692 3711 3729 3747 3766 3784
24 3802 3820 3838 3856 3874. 3892 3909 3927 3945 3962
3979 3997 4014 4031 4048 4065 4082 4099 4116 4133
26 4150 4166 4183 4200 4216 4232 4249 4265 4281 4298
27 4314 4330 4346 4392 4378 4393 4409 4425 4440 4456
28 4472 4487 4502 4518 4533 4548 4564 4579 4594 4609
29 4624 4639 4654 4669 4683 4698 4713 4728 4742 4757
30 4771 4786 4800 4814 4829 4843 4857 4371 4886 4900
31 4914 4928 4942 4955, 4969 4983 4997 5011 5024 5038
32 5051 5065 50/9 5092 5105 5119 5132 5145 5159 5172
33 5185 5198 5211 5224 5237 5250 5263 5276 5289 5302
34 5315 5328 5340 5353 5366 5378 5391 5403 5416 5428
35 5441 5453 5465 5478 5490 5502 5514 5527 5539 5551
36 5563 5575 5587 5599 5611 5623 5635 5647 5658 5670
37 5682 5694 5705 5717 5729 5740 5752 5763 5775 5786
38 5798 5809 5821 5832 5843 5855 58 об 5877 5888 5899
39 5911 5922 5933 5944 5955 5961 5977 5'88 5999 6010
40 6321 6031 6042 6053 60'64 6075 6085 6096 6107 6117
41 6128 6138 6149 6160 6170 6180 6191 6201 6212 6222
42 6232 6243 6253 6263 6274 6284 6294 6304 6314 6325
43 6335 6345 6355 6365 6375 6385 6395 6405 6415 6425
44 6435 6444 6454 6464 6474 6184 6483 6503 6513 6522
45 6532 6542 ' 6551 6561 6571 6580 6590 6599 6609 6618
46 6628 6637 6646 6656 6665 6675 6684 6693 6702 6712
47 6721 6730 6739 6749 6758 6767 6776 6785 6794 68г,3
48 6812 6821 6830 6819 6848 6857 6866 6875 6884 6893
49 6901 6901 6920 6 >28 6937 6946 6955 6964 6972 6981
Ю Виноградов. Расчет самолета.
I
N 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
50 6990 6998 7007 7016 7024 7033 7042 7050 7059 7067
51 7076 7084 7093 7101 7110 7118 7126 7135 7143 7152
52 7160 7168 7177 7185 7193 7202 7210 7218 7226 7235
53 7243 7251 7259 7267 7275 7284 7292 7300 7308 7316
54 7324 7332 7340 7348 7356 7364 7372 7380 7388 7396
55 7401 7412 7419 7427 7435 7443 7451 7459 7466 7474
56 7482 7490 7497 7505 7513 7520 7528 7536 7543 7551
57 7559 7566 7574 7582 7589 7597 7604 7612 7619 7627
58 7634 7642 7649 7657 7664 7672 7679 7686 7694 7701
59 7709 7716 7723 7731 7738 7745 7752 7760 7767 7774
60 7782 7789 7796 7803 7810 7818 7825 7832 7839 7846
61 7853 7860 7868 7875 7882 7889 7896 7903 7910 7917
62 7924 7931 7938 7945 7952 7959 7966 7973 7980 7987
63 7993 8000 8007 8014 8021 8028 8035 8041 8048 8055
64 8062 8069 8075 8082 8089 8096 8102 8109 8116 8122
65 8129 8136 8142 8149 8156 8162 8169 8176 8182 8189
66 8195 8202 8209 8215 8222 8228 8235 8241 8248 8254
67 8261 8267 8274 8280 8287 8293 8299 8306 8312 8319
68 8325 8331 8338 8344 8351 8357 8363 8370 8376 8382
69 8388 8395. 8401 . 8407 8414 8420 8426 8432 8439 8445
70 8451 8457 8463 8470 8476 8482 8488 8494 8500 8506
71 8513 8519 8э25 8531 8537. 8543' 8549 8555 8561 8567
72 8573 8579 8585 8591 8597 •. 8603 8609 8615 8621 8627
73 8633 8639 8645 8651 8657, 8663 8669 8675 8681 8686
74 8692 8698 8704 8710 8716 8722 8727- 8733 8739 8745
75 8751 8756 8762 8768 8774 8779 8785 8791 8797 8802
76 8808 8814 8820 8825 8831 8837 8842 8848 8854 8859
77 8865 8871 8876 8882 8887 8893 8399 8904 8910 9185
78 8921 8927 8932 8938 8943 8949 8954 8960 8965 8971
79 8976 8982 8987 8993 8998 9004 9009 9015 9020 9025
80 9031 9036 9042 9047 9053 9058 9063 9069 9074 9079
81 9085 9090 9096 9101 9106 9112 9117 9122 9128 9133
82 9138 9143 9149 9154 9159 9165 9170 9175 9180 9186
83 9191 • 9196 9201 9206 9212 9217 9222 9227 9232 9238
84 9243 9248 9253 9258 9263 9269 9274 9279 9284 9289
85 9294 9299 9304 9309 9315 9320 93’5 9330 9335 9340
86 9345 9350 9355 9360 9365 9370 9375 9380 9385 9390
87 9395 9400 9405 9410 9415 9420 9425 9430 9435 9440
88 9445 9450 9455 9460 9465 9469 9474 9479 9484 9489
89 9494 9499 9504 9509 9513 9518 9523 9528 9533 9538
90 9542 9547 9552 9557 9562 9566 9571 9576 9581 9586
91 9590 9595 9600 9605 9609 9614 9619 9624 9628 9633
92 9638 9643 9647 9652 9657 9661 9666 9671 9675 9680
93 9685 9689 9691 9699 9703 9708 9713 9717 9722 9727
94 9731 9736 9741 9745 9750 9754 9759 9763 9768 9773
95 9777 9782 9786 9791 9795 9800 9805 9809 9814 9818
96 9823 9827 9832 9836 9841 9845 9850 9854 9859 9863
97 9868 9872 9877 9881 9886 9890 9894 9899 9903 9908
’2 9917 9921 9926 9930 9934 9939 9943 9948 9952
9». 9961 9965 9969 9974 9978 9983 9987 9991 9996
146
I
Приложении XXXIX
Угловые функции
Гра- дусы Тангенсы
О' ю- 20- 30' 40' 50- 60'
0 1 2 3 4 б 6 7 8 9 10 11 12 13 14 16 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 36 36 37 38 39 40 41 42 43 44 0,00000 0,01746 0,03492 0,05241 0,06993 0,08749 0,10510 0,12278 0,14054 0,15838 0,17633 0,19438 0,21256 0,21087 0,24933 0,26795 0,28675 0,30573 0,32492 0,34433 0,36397 0,38385 0,40403 0,42447 0,44523 0,46631 0,48773 0,50953 0,53171 0,55431 0,57735 0,60086 0,62487 0.64941 0,67451 0,70021 0,72654 0,75355 0,78129 0,80978 0,83910 0,86929 0,90040 0,93252 0,96569 0,00291 0,02036 0,03783 0,05533 0,07285 0,09042 0,10805 0,12574 0,14351 0,16137 0,17933 0,19740 0,21560 0,23393 0,25242 0,27107 0,28990 0,30891 0,32814 0,34758 0,36727 0,38721 0,40741 0,42791 0,44872 0,46985 0,49134 0,51319 0,53545 0,55812 0,58121 0,60483 0,62892 0,65355 0,67875 0,70455 0,73100 0,75812 0,78598 0,81461 0,84407 0,87441 0,90569 0,93797 0,97133 0,00582 0,02328 0,04075 0,05824 0,07578 0,09335 0,11099 0,12869 0,14648 0,16435 0,18233 0,20042 0,21861 0,23700 0,25552 0,27419 0,29305 0,31210 0,33136 0,35085 0,37057 0,39055 0,41081 0,43136 0,45222 0,47341 0,49495 0,51688 0,53920 0,56194 0,58513 0,60881 0,63299 0,65771 0,68301 0,70891 0,73547 0,76272 0,79070 0,81946 0,84906 0,87955 0,91099 0,94345 0,97700 0,00873 0,02619 0,04366 0,06116 0,07870 0,09629 0,11394 0,13165 0,14945 0,16734 0,18534 0,20345 0,22169 0,24008 0,25862 0,27732 0,29621 0,31530 0,33460 0,35412 0,37388 0,39391 0,41421 0,43481 0,45573 0,47698 0,49858 0,52057 0,54296 0,56577 0,58905 0,61280 0,63707 0,66189 0158728 0,71329 0,73996 0,76733, 0,79544 0,82434 0,85408 0,88473 0,91733 0,94896 0,98270 0,01164 0,02910 0,04658 0,06408 0,08163 0,09923 0,11688 0,13461 0,15243 0,17033 0,18835 0,20648 0,22475 0,24316 0,26172 0,28046 0,29938 0,31850 0,33783 0,35740 0,37720 0,39727 0,41763 0,43828 0,45924 - 0,48055 0,50222 0,52427 0;54673 0,56962 0,59297 0,61681 0,64117 0,66608 0,69157 0,71769 0,74447 0,77196 0,80020 0,82923 0,85912 0,88992 0,92170 0,95451 0,93843 0,01455 0,03201 0,04949 0,06700 0,08456 0,10216 0,11983 0,13758 *0,15540 017333 О,19136 0,20952 0,22781 0,24624 0,26483 0,28360 0,30255 0,32171 0,34108 0,36068 0,38053 0,40065 0,42105 0,44175 0,46277 0,48414 0,50587 0,52798 0,55051 0,57348 0,59691 0,62083 0,64528 0,67028 0,69588 9,72211 0,74900 0,77661 0,80498 0,83415 0,86419 0,89515 0,92709 0,96008 0,99 4§0 0,01746 0,03492 0,05241 0,06993 0,08749 0,10510 0,12278 0,14054 0,15838 0,17633 0,19438 0,21256 0,23087 0,24933 0,26795 0,28675 0,30573 0,32492 0,34433 0,36397 0,38386 0,40403 0,42447 0,44523 0,4,631 0,48773 0,50953 0,53171 0,55431 0,57735 0,60086 0,62487 0,64941 0,67451 0,70021 0,72654 0,75355 0,78129 0,80978 0,83910 0,86929 0,90040 0,93252 0,96569 1,00000 89 88 87 86 85 84 83 82 81 80 79 78 77 76 75 74 73 72 71 70 69 68 67 66 65 64 63 62 61 60 59 58 57 56 55 54 53 52 51 50 49 48 47 46 45
- 60' 50- 4-1' 30' 20" 10' 0' Гра- дусы
Котаигвмвк
U7
10«
Гра- дусы Котанге исы
0- 10* 20' 30' 40' 50’ 60’
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 П 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 57,28996 28,63625 19,08114 14,30067 11,43005 9,51436 8,14435 7,11537 6,31375 5,67128 5,14455 4,70463 4,33148 4,01078 3,73215 3,48741 3,27085 3.07768 2,90421 2,74748 2,80509 2,47509 2,36585 2,24604 2,14451 2.05030 1,96261 1,88073 1,80405 1,73205 1,66428 1,60033 1,53987 1,48256 1,42815 1,37638 1,32704 1,27994 1,23490 1,19175 1,15037 1,11061 1,07237 1,03553 343,77371 49,10388 26,43160 18,07498 13,72674 11,05943 9,25530 7,95302 6,96823 6,19703 5,57638 5,06584 4.63825 4,27471 3,96165 3,66909 3,44951 3,23714 3/14749 2,87700 2,72281 2,58261 2,45451 2,33693 2,22857 2,12832 2,03526 1,94858 1,86760 1,79174 / 1,72047 ' 1,65337 1,59002 1,53010 1,47330 1,41934 1,36800 1,31904 1,27230 1,22758 1,18474 1,14363 1,10414 1,06613 1,02952 171,88540 42,96408 24,54176 17,16934 13,19688 10,71191 9,00933 7,77035 6,82694 6,08441 5,48451 4,98940 4,57363 4,21933 3,91364 3,64705 3,41236 3,20406 3,01783 2,85023 2,69853 2,56046 3,43422 2,31826 2,21132 2.11233 2,02039 1,93470 1,85462 1,77955 1,70901 1,64256 1,57981 1,52043 1,46411 1,41061 1,35968 1,31110 1,26471 1,22031 1.17777 1,13694 1,09770 1,05994 1,02355 114,58865 38,18846 22,90377 16,34986 12,70621 10,38540 8,77689 7,59575 6,69116 5.97576 5,39552 4,91516 4,51071 4,16530 3,86671 3,60588 3,37594 3,17159 2,98869 2,82391 2,67462 2,53865 2,41421 2,29984 2,19430 2,09654 2,00569 1,92098 1,84177 1,76749 1,69766 1,63185 1,56969 1.51084 1,45501 140195 1,35142 1,30323 / 1,25717 1,21310 1,17085 1,13029 1,09131 1,05378 1,01761 85,93979 34,36777 21,47040 15,60478 12,25051 10,07803 8,55565 7,42871 6,56055 5,87080 5,30928 4,84300 4,44942 4.11256 3,82083 3,56557 3,34023 3,13972 2,96004 2,79802 2,65109 2,51715 2,39449 2,28167 2,17749 2,08094 1,99116 1,90741 1,82906 1,75556 1,68643 1,62125 1,55966 1,50133 1,44598 1,39336 1,34323 1,29541 1,24969 1,20593 1,16398 1,12369 1,08496 1,04766 1,01170 68,75009 31,24158 20,20555 14,92442 11,82617 9,78817 8,34496 7,26873 6,43484 5,76937 5,22566 4,77286 4,38969 4,06107 3,77595 3,52609 3,30521 3,10842 2,93189 2,77254 2,62791 2,49597 2,37504 2,26374 2,16090 2,06553 1,97680 1,89400 1,81649 1,74375 1,67530 1,61074 1,54972 1,49190 1,43703 1,38484 1,33511 1,28764 1,24227 1,19882 1,15715 1,11713 1,07864 1,04158 1,00583 57,28996 28,63625 19,08114 14,30067 11,43005 9,51436 8,14435 7,11537 6,31375 5,67128 5,14455 4,70463 4,33148 4,01078 3,73205 3,48741 3,27085 3,07768 2,90421 2,74748 2,60509 2,47509 2,35585 2,24604 2,14451 2,05030 1,96261 1,88073 1,80405 1,73205 1,66428 1,60033 1,53987 1,48256 1,42815 1,37638 1,32704 1,27994 1,23490 1,19175 1,15037 1,11061 1,07237 1,03553 1,00000 89 88 87 86 85 84 83 82 81 80 78 77 76 75 74 73 72 71 70 69 68 67 66 65 64 63 62 61 60 59 58 57 56 55 54 • 53 52J 51 50 49 ' 48 47 46 45
6Г 50' 40' 30' 20* 10' 0' Гра- дусы
Тангенсы
144
Приложение XXX .V.
Нормы прочности самолетов при статических испытаниях
Распределение нагрузки между планами коробки крыльев
Нижеприводимые правила распределения нагрузки между планами
биплана применимы для простого биплана, если нет продувок. Для всех
коробок крыльев, имеющих разные углы установки планов, скрученные
планы, полуторапланы, переменный профиль по размаху, распределение
нагрузки между планами следует брать по продувке или вычислять по
теории индуктивного сопротивления.
1. Случай А. Распределение на-
грузки между планами берется в зави-
симости от угла выноса по графику
фпг. 154.
Фиг. 154.
Фпг. 155.
Примечание. Углом выиэеа называется угол между ливней, соединяющей точки хор-
ды, находящиеся на расстоянии одной трети хорды от передних кромок планов, с лнниеи.
перпендикулярной к хорде верхнего плана (фпг. 155).
s. С л у ч а й В. Распределение нагрузки между планами берется в за-
висимости от угла выноса по графику фиг. 156.
3. Случай С. Распределение нагрузки между планами берется про-
порционально площадям планов.
4. Случай _OR. Распределение нагрузка между планами берется в за-
висимости от угла выноса по графику фиг. 157.
5- Случаи Ек г. Распределение нагрузки между планами берется
пропорционально весу планов и находящихся па них агрегатов.
Нервюры
Испытание нервюры производится на следующие четыре случая: А,,
В 1 С„, Дп.^При подсчете нагрузки па нервюру вес крыльев во всех слу-
* «Техника возд. флот.» № 7, 1931.
8 Резкая посадка.
149
чаях не вычитается. Распределение нагрузки производится по данным
продувок. Если продувок не имеется, можно пользоваться нижеприведен-
Фвг. 156.
ными 'схемами. В последнем случае нагрузка прикладывается в направле-
нии, перпендикулярном к хорде дужки.
1. Случай Ля соответствует случаю Л.крыльев. Нагрузка по хорде
распределяется согласно фиг. 158.
Значения а и f получаются из формул:
а
2е — 0,3 „____1 — 0,875
0,908 И 0,225 *
где е—расстояние центра давления от но-
сика дужки в долях хорды.
Вся нагрузка распределяется между верх-
ней и нижней частями дужки в отношении:
верхи.: нижн. = 2 :1, т. е. на верхнюю часть
• передается а/з нагрузки (разрежение), а на
нижнюю 7з (давление).
2. Случай Вя. Распределение нагрузки
по хорде в случае выхода из пикирования
на крутое планирование. Нагрузка распре-
деляется согласно фиг. 159а.
"Грузовые площади Ft и Fa, разность
которых —Ft соответствует нагрузке на
одну нервюру, берутся в отношении
В1:7’\=3, причем к верхней части относится Ft (разрежение) и 0,4 F
(давление), а 0,6 F, — к нижней части (разрежение). Величина a t опреде-
150
мется с таким расчетом, чтобы равнодействующая проходила через центр-
[давления.
Если е< 0,585, то следует пользоваться схемой фиг. 1596, определяя
«ношение t\:Ft по формуле:
3. Случай С'„. Нагрузка па нервюру в случае пикирования. Нагрузка
’распределяется, согласно фиг. 160 в втом случае: F1=F4.
-Вся грузовая площадь F, (разрежение) н 0,3 F2 (давление) считаются
действующими на верхнюю часть нервюры, а 0,7 Fs на иижшою (разре-
жение).
г- Случай Нагрузка на нервюру в случае криволинейного ш>-
Л™ iT спиие’ Нагрузка распределяется по хорде в соответствии с
фиг. 161, причем нагрузка, представляемая площадью малого треуголь-
^®а F,, считается действующей па верхнюю часть нервюры (давление),
нлощадь Ft—па нижнюю часть (разрежение).
1*1
Детали самолета
Крепление баков. Статические перегрузки для крепления баков во
всех случаях расчета увеличиваются на 20%.
Сиденья экипажа и пассажиров. Статические перегрузки для сиде-
ний экипажа и пассажиров, а также для тех частей кабин и переходов,
па которых возможно нахождение экипажа и пассажиров во время полё-
тов и при посадке, во всех случаях нагружения берутся равными стати-
ческим перегрузкам, принятым для основных частей самолета.
Креилеиие радиаторов и •пулеметов. К креплениям радиаторов и пу-
леметов применяются статические иерезрузкп, принятые во всех случаях
также, как и для других деталей самолета.
Местные на/ружи от люден. Разрушающие местные нагрузки от люден
принимаются равными 180 ki.
Крепления бо.иб. Статические перегрузки для крепления бомб прини-
маются равными: 6 — вниз, 3 — вперед п назад, 2,5 — в бок.
Детали управления
1. Детали управления к рулю высоты. Для деталей управления к рулю
высоты разрушающие нагрузки принимаются как усилия от нагрузки на
ручку в 130 «л (в месте приложения усилия летчика); эта нагрузка при-
нимается для всех деталей управления от ручки до остановки.
2. Детали управления к рулю направления. Односторонняя (на одпу
деталь) нагрузка от ногн летчика принимается как разрушающая равной
1ь0к», а двусторонняя — равной 360 ki. возникающие от этой нагрузки
усилия в деталях управления к рулю направления принимаются за раз-
рушающие для всех деталей до останова.
3. Детали управления к элеронам. Для деталей управлении к элеро-
нам до останова за разрушающие нагрузки принимаются усилия в дета-
лях от нагрузки на ручку в 65 (действующую в бок).
Примечание к п. 1, 2 и 3.
1. При штурвальном управлении нагрузки принимаются действующими по касатель-
ной к ободу штурвала.
2. Если останова нет, нагрузка принимается разрушающей для всех деталей упра-
вления, включая и детали конструкции рулей пли элеронов, находящихся под нагрузкой,
от силы за ручку мри наибольшем возможном отклонении рулей или элероиои.
3. Управление должно быть выполнен') таким, чтобы от нагрузки на органы упра-
вления ио нормам ио вызывалось на ручке и ноге усилии больших чем вышеуказанные
(соответственно) в п. 1, 2 и 3.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Crop.
Предисловие....................................... ...... . 3
Ют автора .................................................. 3
Введение .................. ...............................
Развитие маломощной авиации........................... . 5
Достижения легкого самолета. Свойства легкого самолета.
~ Конструкция легкого самолета Иградо 3 б/м................ 10
Схема самолета. Крыльевые замки. Стойки и подкосы. Центральная часть
фюзеляжа. Хвостовая часть' фюзеляжа. Хвостовое оперение. Управление
самолетом. Винтомоторная группа. Схема шасси. Испытание самолета.
часть I
Аэродинамический расчет маломощного самолета
(сдав а I. Основные соображения о порядке расчета........................ 19
Сводка весов и определение центра тяжести самолета. Сводка лобоиых сопро-
тивлеинй. Центр лобовых сопротивлении. Силовая схема самолета. Площадь
оперения.
п? л а в а П. Пос троение поляры Лилиенталя коробки крыльев самолета .... 25
Переход иа новый pasjiUx. Характеристика крыльрв биплана. Поляра биплана.
глава III. Винтомоторная группа.......................................... 32
Расчет винта. Характеристика мотора. Характеристика винтомоторной трудны.
Влияние винта и частей самолета.
т л а в а IV. Кривые Пено и барограмма самолета.......................... 39
Высотный масштаб. Определение режимов. Определение потолка. Скороподъем-
ность. Барограмма. Скорость планирования. Скорость по траектории. Ско-
рость снижения.
д’ лава V. Балансировка и расчет статической устойчивости самолета ... 45
Центровка. Определение поверхности оперения. Устойчивость при планирова-
нии. Балансировочная диаграмма. Моторный полет. Шарнирный момент. Про-
часть II
Расчет на прочность
глава VI. Нормы прочности для расчета легких самолетов ........ 53
Группы самолетов. Крылья самолета* Фюзеляж. Шасси. Горизонтальное хво-
стовое оперение. Вертикальное хвостовое оперение и элероны. Органы упра-’ -• * t *
влеиия.
глава VII. Расчет крыльев ........ .................................... 57
Определение интенсивности нагрузки.
Расчет крыльев в случае Л............................................. 63
Верхнее крыло. Раздачй изгибающего момента. Лонжерон нижнего крыла.
Дополнительная нагрузка узла А. Определение Горизонтальных сел. Напряже-
Вввоградов Расчет самолета. » 153
Стр. I I
иие и запас прочности в лонжеронах. Передний лонжерон верхней плоскости.
Консоль вблизи стоики. Задний лонжерон между опорами. Нижнее крыло.
Средний пролет. Консоль. V-образиые стойки.
Пересчет крыльев в случае С по методу Мюллер-Бреслау..................'^1
Расчет крепления иерхиего крыла. Связь лонжеронов.
Расчет центроплана на вираже.......................................... 74
глава. VIII. Общие соображения о расчете клепаных деталей........ .6
Односрезный шов. Шахматвый шов. Размещение заклепок. Конструкция узлов.
Очертание косыиок. Замечание о числе заклепок.
глава IX. Расчет фюзеляжа . . .-...................................... 82
Цен тральная металлическая часть . .................................. 82
Посадка на три точки. Узел В. Узел А. Стык хвостовой деревянной части.
Распор иня рама. Жесткость узла А.
Нагрузка на .Вертикальное хвостовое опереипе......................... 8S
Случай С. Сложение моментов.
гллва X. Расчет оперения.................................... 91
Расчет стабилизатора ................................................ 91
Задний лонжерон. Внешний момент. Средний пролет. Руль высоты.
глава XI. Расчет управления . . ............................................ 95
Проводка к элеронам. Рычаг управления. Передача к рулю высоты. Расчет
костыля. Расчет амортизации.
глава ХП. Моторная рама для двигателя Вальтер 70 л. с. ....... . <8
Расчет клёпаной рамы (первый вариант). Моторвая толь. Верхняя п боковая
стороны рамы. Узел фюзеляжа. Расчет трубчатой конструкции (втором вариант).
глава1 ХШ. Расчет шасси нормального типа......................................
Ход шасси. Ось шасси.
часть III
ргзеягелгя в схравсчвке таблицы
отдел I. Вспомогательные материалы к расчету самолета
Приложение I. Таблица!. Характеристики авиэток и легких самолетов . . . 10&
» II. Определение взвешиванием центра тяжести самолета.......................105 "
Таблица 2. Записи при взвешивании самолета................107
» . HL Норма прочности лыж. . . . •............../•••'.............Н>7
» * IV. Таблица 3. Вес конструкции самолетов........................110
Таблица 4. Вес винтомоторной группы ......................111
» V. Таблица 5. Средний нес частей легкомоториого самолета. —
Табл и^ а 6. Распределение весов деталей в крыле самолета . —
• т д в л II. Винтовые диаграммы н характерггстики^дужек
Приложение VI. Профиля английских винтовых дужек.......................... 112
> VII. Таблица 7. Расчет винта по номограмме Г. И. Кузьмина . . 113
» VTH. Характеристики дужек: Эсперо, АНТ-&, ЦАГИ 3456, ЦАГИ 3325,
Ревдиконти, Эйфеля (S.T.A6.), Гёттннгеи 428. z
Таблица 8. Продувка дужек №№ 426, 428 и Эйфель S.T.A6.
Таблица 9. Размеры дужек в процентах от хорды
» IX. Характеристика стабилизатора ОСО ЦАГИ ..........................122
отдел ПК Сводные таблицы авиаматериалов
Приложение X. Обработка дюраля. Термическая обработка 1. Отжиг 2. Закалка, 123
3. Закалка дюраля паяльной лампой. Уход за дюралем........Ц24
Таблица времени на закалку дюраля. Инструмент и приспособле-
ния для клепки.......................................... 125
Сортамент кольчугалюминовых профилей......................126
» XI. Диаграммы испытания на сжатие профилей кольчугалюмипа . . 128
» ХП. Та б лица 10. Кольчугалюмииоиые заклепки . /..................1.8
154
i
C’wp
изложениеХШ. Сортамент гофрированного кольчу галюмина.........................129
» XIV. Сортам епт ко льчу га лю.м ииовых труб..............................129
» XV. Сортамент круглых труб легкого сплава................................J3O
» XFT. Сопротивление кручению труб кольчугалюмияа.................13 0
» XVH. Таблица 11. Авиационные трубы..............................131
Таблица 12. Телескопический ряд свальных труб чередую-
щейся толщины стенки........................... • . - • - 131
» XVIII. Характеристика стальных труб. ..................................132
» XIX. Таблица 13. Сортамент осевых труб . . ........................ 132
» XX. Т а б л и ц а 14. Медные трубки....................13—
» XXI. Формула Тетмайера.................................13'-‘
Таблица 15. Значение коэфпцяеита 0,66. . ........................133
» XXII. График подсчета труб по формуле Смита с толщиной стенок 1 мм. 134
» ХХШ. График подсчета труб по формуле Смита с толщиной стенок 1V2 мм. >35
» XXIV. Таблица 16. Характеристика углеродистой стали......1?5
» XXV. Таблица 17. Номенклатура специальных сортов стали. ... 137
» XXVI. Таблица 18. Удельные веса различных материалов . . . . . Л37
» XXVII. Таблица 19. Временное сопротивление дерева.........137
» XXVIII. Таблица 20. Веса различных материалов 138
отдел IV. Стандарты и нормали
» XXIX. Таблипа 21. Сопротивление струйной проволоки.......138
» XXX. Таблица 22. Тандеры . . ........................................139
» XXXI. Таблица 23. Авиационные троссы.....................139-
» ХХХП. Таблица 24. Шурупы.....................................1 >0
» XXXIII. Таблица 25. Вилка для тяг управления . . . .'......141
»XXXIV. Таблица 26. Отбортованные отверстия для листов из алюми-
ниевых сплаиов........................................... 141
» XXX V. Таблица 27. Заделка амортизатора шасси.................. 142
» XXX VI. Таблица 28. Стандартная таблица колес и пневматикой Пальмор 143
» XXX FIT. Таблица 29. Характеристика пневматикой характериктпка
шпурового -амортизатора............................................ .. 144
отдел V
»XXXV11I. Мантиссы бригговых логарифмов .................................145
» XXXIX. Угловые функции............................................. 147 «
» ХХХХ. Нормы прочности самолетов при "статических испытаниях. Рас-
ределдине нагрузки между планами коробки крыльев. Нервюры 149
Детали самолета. Детали управления.........................152
Оглавление................................,................153
Материалы и источники......................................15в
1927
1929
5. .4.
1929
г. (Труди
г. (Труды
г. (Труды
Г. (Труды
МАТЕРИАЛЫ И ИСТОЧНИКИ
При составлении своего труда автор пользовался следующими
источниками:
1. Б. 1Г. Юрьев. Воздушные гребные винты, 1925 г. (Труды ПАГП, вып. 10).
*2. Б. Н. Юрьев. Иилуктиииое сопротивление крыльев аэроилаиа, 1926 ""
*2. Б. Н. Юрьев. Иилуктиииое сопротивленце крыльев аэроплана,
3. В.
ЦАГИ, вып. 29)
П. Ветчинкин, О. Каменев, Н. Ченцов. Динамика полетов,
ЦАГИ, вып. 26).
И. Кузьмин. Диаграммы для проектирования воздушных винтов,
ЦАГИ, вып. 38).
Чесалов. Материалы по аэродинамическому расчету самолетов.
ЦАГИ, вып. 42).
Александров. Пассажирский самолет АК.
Н. Юрьев и Н. Лесникова: Аэродинамика.
Майоранов. Конспект лекций по расчету самолета иа прочность.
6. В.
П. В.
К. Н. .
9. Грелор. Металлические конструкции/
10. Втанд и Лыкогиин. Аэродинамический расчет.
11. Тимошенко. Сопротнилеияе материалоз.
12. Клеиноъелъ. Формулы расчета рамных конструкций.
13, О. Pomtlio. Airplane design and construciion.
14. A. Judge. The design of aeroplanes.
15. Srhivengler. Statik im Flugzen gbau.
Журнальные статьи.
To. А. Горяйнов. Графический расчет сжато-изогнутых балок. Техника воздушного
флота. Янвврь, 1928 г.
17. С. Козлов. Аэродинамический расчет бинланной коробки. «Т. В. Ф.», 1927, .V 3 и
др. статьи в № I—2; 1927 г., № 8, 1931 г.
'^Куриал <Laerenautique>; № 116, 1929 г.