М. Н. ШУЛЬЖЕНКО и А. С. МОСТОВОЙ
КУРС
КОНСТРУКЦИЙ
САМОЛЕТОВ
2-е издание дополненное и переработанное
Допущено Министерством
высшего и среднего специального образования СССР
в качестве учебника для авиационных техникумов
ИЗДАТЕЛЬСТВО
«МАШИНОСТРОЕНИЕ»
Москва 1965
www. vokb-la. spb.ru
УДК 629.13(075)
Книга «Курс конструкций самолетов» является учебником
для учащихся авиационных техникумов по специальности «Са-
молетостроение». Она написана в соответствии с учебной про-
граммой и состоит из трех разделов:
1. Основы строительной механики самолета,
II. Основы проектирования самолетов;
1П. Конструкция и расчет агрегатоз самолета на проч-
ность.
Как и в первом издании курс конструкций самолетов изла-
гается авторами комплексно с привлечением необходимых све-
дении из аэродинамики, строительной механики и теории
прочности самолета.
Книга будет полезна для среднего технического состава
работников авиационной промышленности
Рецензент инж. В. Л. Григорьев
Редактор инж. А. И. Спехов
ПРЕДИСЛОВИЕ
Настоящая книга «Курс конструкций самолетов» является вто-
рым, переработанным изданием и написана в соответствии с про-
граммой этого курса для авиационных техникумов.
Книга состоит из трех разделов.
В первом разделе изложены основы строительной механики
в объеме, необходимом для приближенного расчета самолетных
конструкций на прочность. Практические приемы расчета иллюст-
рированы примерами. Для самостоятельных упражнений учащих-
ся даны задачи.
Во втором разделе изложены основы проектирования самоле-
тов. В этом же разделе приведены общие сведения о самолетах:
классификация, общие требования, наименование и назначение
частей самолета, нагрузки, действующие на самолет, и основные
материалы, применяемые в самолетостроении.
В третьем разделе рассматриваются агрегаты самолетов:
крылья, оперение, фюзеляж, силовые установки (включая системы
питания и смазки), управление, шасси. Каждый агрегат рассмат-
, ривается в следующей последовательности: назначение; требова-
ния, предъявляемые к агрегату; типы и внешние формы; нагрузки,
действующие на агрегат; классификация конструкций агрегата
Ji и их сравнительный анализ; примеры выполненных конструкций;
конструкция элементов агрегата (узлов, деталей); расчет агрегата
на прочность.
В связи с многообразием современных конструкции самолетов
, к их агрегатов были отобраны и систематизированы наиболее ха-
рактерные конструктивные решения.
В книге приведены краткие исторические сведения о развитии
внешних форм и конструкции агрегатов самолета. Они изложены
в различных главах курса в непосредственной связи с изучаемым
материалом.
'	1563	wvAv.vokb-la.spb.ru
Иллюстративный материал и конкретные цифровые данные,
приведенные в книге, заимствованы из открытой отечественной
и зарубежной литературы.
Все размерности в книге даны как в системе единиц МКГСС,
так и в международной системе единиц СИ (последние даны
в скобках).
Книга, естественно, не свободна от недостатков и не претендует
на исчерпывающую полноту изложения.
Все пожелания и замечания по книге просьба направлять в из-
дательство по адресу: Москва, И-51, Петровка, 24, издательство
^Машиностроение».
РАЗДЕЛ I
ОСНОВЫ СТРОИТЕЛЬНОЙ МЕХАНИКИ САМОЛЕТА
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ К РАЗД. I
5 — усилие в стержнях фермы;
Y —подъемная сила крыла;
М —момент;
А^нзг — изгибающий момент;
Afkp — крутящий момент,
Q — поперечная сила;
— критическая сила,
Р — внешняя сила;
Р — равнодействующая сила;
G —полетный вес самолета,
i — длина стержня,
п — число узлов,	*
т — число стержней;
®о.	— прогибы балки;
Е — модуль упругости перво! о рода;
/min —момент инерции сечения стержня относительно оси меньшей жесткости,
F — площадь поперечного сечения,
с — коэффициент заделки;
i — минимальный радиус инерции сечения стержня;
”кр—критическое нормальное напряжение;
опц — предел пропорциональности;
ов — предел прочности материала;
й — толщина стенки; толщина обшивки;
W7 — экваториальный момент сопротивления сечения стержня;
Ушах — максимальны» прогиб сжато-изогнутого стержня;
? — редукционный коэффициент;
—критическое касательное напряжение;
Ч — погонная нагрузка.
www.vokb-la.spb.ru
Глава I
ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ СТРОИТЕЛЬНОЙ МЕХАНИКИ
1. ПРЕДМЕТ СТРОИТЕЛЬНОМ МЕХАНИКИ. ЭЛЕМЕНТЫ СООРУЖЕНИИ
Строительная механика самолета является наукой, позволяю-
щей определять усилия и напряжения в элементах конструкции,
нагруженной аэродинамическими и другими силами. Иными сло-
вами, строительная механика дает возможность оценить элементы
конструкции самолетов с точки зрения их прочности, жесткости
и устойчивости.
Конструкции самолетов представляют собой сооружения, со-
стоящие из стержней, балок, ферм, рам и тонкостенных панелей
(фиг. 1).
Стержнем (фиг. 1,а) называется элемент конструкции, ра-
ботающий па растяжение или сжатие, длина которого значитель-
но превосходит два других его измерения.
Балкой (фиг. 1,6) называют элемент конструкции, работаю-
щий на изгиб от действия поперечных сил.
Ферма (фиг. 1,а) —геометрически неизменяемое сооруже-
ние. состоящее из стержней, соединенных в узлах шарнирами.
Рама (фиг. 1,в)—геометрически неизменяемая система, со-
стоящая из стержней или балок, соединенных жесткими узлами,
вследствие чего углы между стержнями (балками) после дефор-
мации не меняются, теряет неизменяемость, если жесткие узлы
предположить шарнирными.
Тонкостенная панель (фиг. 1, г) — конструкция, основ-
ным элементом которой является тонкая стенка (обшивка), под-
крепленная профилями.
Характерной особенностью современного самолетостроения
является применение тонкостенных конструкций с обшивкой, рабо-
тающей при изгибе и кручении.
Это позволяет создать прочные и жесткие конструкции, обла-
дающие малым весом.
2. ПОНЯТИЕ О РАСЧЕТНОЙ СХЕМЕ. ОСНОВНОЙ МЕТОД
строительной механики
При решении задач, связанных с расчетом конструкций само-
лета на прочность, для упрощения расчетов часто прибегают к схе-
матизации конструкций’ т. е. к различным допущениям, позволяю-
щим создать так называемые расчетные схемы.
Так, например, в ферменной конструкции нагрузка считается
приложенной только в узлах фермы и соединения стержней пола-
гаются шарнирными. Такое допущение значительно облегчает
определение усилий в стержнях и не вносит большой погрешности,
так как на практике деформации ферм весьма малы. Благодаря
6
www. vokb-la. spb.ru
[акому допущению считается, что усилия в стержнях фермы дей-
ствуют лишь по оси стержня.
Действительно, если предположить, что усилие S направлено
не по оси стержня (фиг. 2, а), то возникнет момент составляю-
щей S" относительно шарнира О. Так как момент относительно
шарнира должен быть равен нулю, то следовательно, S" = 0
и S=S'.
При рассмотрении условий работы сечения крыла пренебре-
гают влиянием хвостовой, а иногда носовой частей профиля крыла
Кроме того, среднюю часть профиля abed с криволинейными кон-
турами заменяют близким по площади прямоугольником с некото-
рой средней высотой (фиг, 2,6). Крыло рассматривается как кон-
сольная балка, защемленная в фюзеляже. Защемление принимает-
ся абсолютно жестким, хотя в действительности фюзеляж также
несколько деформируется в месте соединения с крылом, что не-
сколько уменьшает нагрузки в корневой части крыла.
Основным методом, применяемым в строительной механике,
является метод сечений, известный учащимся из курса сопротив-
ления материалов. Сущность его сводится к сечению конструкции
Фиг. 3.
плоскостью (или несколькими плоскостями), к отбрасыванию
одной части конструкции и замене действия отброшенной части на
оставшуюся часть неизвестными пока усилиями. Затем рассматри-
вается равновесие оставшейся части конструкции, из которого оп-
ределяются неизвестные усилия. Применение этого метода ясно из
следующего примера.
Рассмотрим крыло, нагруженное аэродинамической нагрузкой.
Заменим нагрузку равнодействующей аэродинамических сил У
(фиг. 3). Найдем изгибающий момент AfM3r и поперечную силу Q
8
в сечении а—а. Для этого через а—а проводим плоскость, отсекаю-
щую правую часть крыла, отбрасываем левую часть крыла и заме-
няем действие ее на правую часть неизвестными ЛГИзг и Q. Из рав-
новесия отсеченной правой части имеем
^ИЗГ=У/;
Q = K.
Глава II
ОБРАЗОВАНИЕ И РАСЧЕТ ПЛОСКИХ
СТАТИЧЕСКИ ОПРЕДЕЛИМЫХ ФЕРМ
1.	ОБРАЗОВАНИЕ ПЛОСКИХ ФЕРМ
Условия закрепления плоских ферм
Геометрически неизменяемая система, образованная из прямо-
линейных стержней, шарнирно соединенных между собой, назы-
вается фермой. При этом внешние силы считаем приложенными
в узлах фермы.
Под неизменяемостью фермы 'подразумевается отсутствие пере-
мещений узлов при отсутствии деформаций стержней.
Допущение шарнирности соединений стержней является удоб-
ной -схемой, близко отражающей действительность.
Допускаемая при таком предположении степень погрешности
невелика, а вносимые им упрощения большие.
Как было показано выше на стр. 7—8, это предположение поз-
воляет считать, что стержни фермы работают только па растяже-
ние или сжатие.
Фермы бывают плоские и пространственные.
Рассмотрим опорные устройства плоских ферм (фиг. 4). Опор-
ные устройства бывают:
1.	Шарнирные (неподвижные). В этом случае опорная ре-
акция проходит через ось шарнира, может иметь любое направле- .
ние и, следовательно, имеет два неизвестных —величину и направ-
ление (или две составляющие по осям X, У). Такая опора может
быть заменена двумя непараллельными стержнями, содержащими
также два неизвестных усилия — S2 (фиг. 4,с). Усилия в опор-
ных стержнях в этом случае таковы, что их равнодействующая
равна опорной реакции.
2.	Катковые (подвижные). В этом случае опорная реакция
проходит через центр катка и всегда перпендикулярна опорной
поверхности, так как каток не 'воспринимает сил, параллельных
опорной поверхности. Такая опора эквивалентна одной неизвест-
ной (направление реакции известно) и может быть заменена одним
стержнем, перпендикулярным опорной поверхности, усилие в ко-
www. vdJtb-la. spb.ru
тором равно опорной реакции (фиг. 4,6). Так как для определения
опорных реакций плоской системы имеются три уравнения стати-
ки, то опорные устройства плоской системы должны содержать
з сумме три неизвестных —тогда система будет статически опре-
делима в отношении опорных реакций. Этому условию удовлетво-
ряет закрепление системы с помощью одного шарнира и одного
катка или с помощью трех катков (фиг. 5).
Фиг. 5.
При этом необходимо, чтобы:
а)	три опорные реакции не пересекались в одной точке. В про-
тивном случае момент внешней силы, не проходящей через эту
точку (точка О на фиг. 6,а), не может быть уравновешен и усло-
вие 2лМ=0 не удовлетворяется;
б)	три опорные реакции не были параллельны между собой.
В противном случае внешняя сила, не параллельная им, не может
быть уравновешена и условие SPX=O не удовлетворяется
(фиг. 6,6).
10
Классификация ферм
Рассмотрим классификацию плоских ферм по отношению к ос-
нованию. По этому признаку фермы подразделяются на: 1) сво-
бодные,— которые остаются неизменяемыми, будучи снятыми
с опор (фиг. 7, а), и 2) прикрепленны е,— которые являются
неизменяемыми только тогда, когда находятся на опорах
Фиг. 7.
(фиг. 7,6). Прикрепленные фермы получают удалением стержней
ab, cd, ef свободных ферм (фиг. 7, а) и введением шарнирной опо-
ры вместо катка.
Рассмотрим также классификацию плоских ферм по способу
их образования. В этом случае фермы подразделяются на-
1) прост ые,—образованные путем последовательного присоеди-
нения к основному треугольнику I, II, III (фиг. 8, а) или к двум
неподвижным точкам А, В (фиг. 8, 6) каждого узла двумя стерж-
нями, не расположенными на одной ’прямой. Если узел образован
Фиг. 8.
двумя стержнями, лежащими на одной прямой (фиг 8, а), то он
не воспринимает нагрузки, перпендикулярной к линии стержней,
образующих его; 2) с л о ж н ы е,—образованные соединением
простых ферм. Соединение (фиг. 9) можно осуществлять при по-
мощи трех непараллельных и не пересекающихся в одной точке
стержней ad, се, bf (это 'вытекает из условий опирания ферм, так
И
www.vokb-la.spb.ru
как одну из соединяемых простых ферм можно рассматривать
по отношению к другой как опорную 'поверхность) или с помощью
одного стержня kl и общего шарнира А, что также эквивалентно
трем стержням.
Более сложные случаи образования ферм выходят за пределы
курса и поэтому в книге не рассматриваются.
Условия геометрической неизменяемости
и статической определимости простых плоских ферм *
Рассмотрим простые фермы, обладающие минимальным числом
стержней, обеспечивающих их геометрическую неизменяемость.
Элементарная свободная ферма представляет собой треуголь-
ник I, II, III (см. фиг. 8,о) и является геометрически неизменяе-
мой. Простая ферма образуется путем присоединения к элемен-
тарной ферме каждого последующего узла с помощью двух стерж-
ней и остается геометрически неизменяемой.
В элементарной ферме имеются три узла и три стержня. При-
бавим к ней (п—3) узлов. Число примененных для этого стержней
равно 2(п—3). В результате получим число узлов, равное
3+(п—3)=п и число стержней т=3 + 2(л—3). Таким образом,
условие геометрической неизменяемости свободной плоской фермы
состоит в том, что
т=2п—3,	(1)
где тп — число стержней;
п — число узлов.
Это условие дает минимальное, необходимое для геометри-
чески неизменяемой фермы число стержней при данном числе
узлов. Однако это условие может оказаться недостаточным. На-
пример, сооружение, изображенное на фиг. 10, удовлетворяя усло-
вию т = 2п—3, оказывается механизмом.
Простые фермы заведомо геометрически неизменяемы, что еле
дует из условия их образования.
* В учебной и справочной литературе термины «геометрическая неизменяе-
мость» и «статическая определимость» часто обозначаются г. н. и с. о. соответ-
ственно.
12
Рассмотрим далее условие статической определимости сво-
бодной плоской фермы. Такая ферма будет -статически определи-
мой, если усилия во всех ее стержнях и опорные реакции можно
определить при помощи уравнений статики. Напомним, что стати-
чески определимое опорное устройство эквивалентно трем
стержням.
Так как для каждого узла можно нависать два уравнения ста-
тики (ЕРЖ=О, 2Р„=0), то для п узлов свободной фермы будем
иметь 2п уравнений статики. Три из этих уравнений должны быть
использованы для определения усилий в элементах, прикрепляю-
щих свободную ферму,— усилий в трех опорных стержнях (для
определения опорных реакций). Следовательно, число уравнений,
используемых для определения усилий в стержнях, будет 2л—3.
Таким образом, число стержней статически определимой свобод-
ной фермы должно быть равно
т = 2л—3.	(1а)
Как видим, условия геометрической неизменяемости и статиче-
ской определимости совпадают.
Перейдем к рассмотрению аналогичных условий для прикреп-
ленной фермы.
Геометрическая неизменяемость простой прикрепленной фермы
обеспечивается последовательным присоединением узлов к фер-
ме AIB при помощи двух стержней (см. фиг. 8,6). Так как в по-
следней ферме имеются один узел и два стержня (узел / и стерж-
ни Al, В1) и присоединение (п—1) узлов происходит с помощью
2 (п—1) стержней, то общее число узлов прикрепленной фермы
будет 1 + (п—1) узлов, а общее число стержней т=2+2(п—~1) =
=2п.
Таким образом, для прикрепленной фермы получим условие
геометрической неизменяемости в виде
/п = 2л.	(2)
Далее, для п узлов прикрепленной фермы (не считая опорных)
можно написать 2п уравнений равновесия, которые могут быть
использованы при определении усилий в стержнях.
Отсюда следует, что число стержней -т прикрепленной фермы
из условия статической определимости
ш=2л,	(2 а)
где п—число узлов, не считая опорных. И в данном случае усло-
вия геометрической неизменяемости и статической определимости
совпадают.
Итак, условия статической определимости и геометрической не-
изменяемости простых плоских ферм имеют следующий вид:
для свободной фермы т = 2п—3,
для прикрепленной фермы т~2п.
Поясним сказанное примерами и задачами.-
13
www. vokb-la. spb.ru
Пример 1. Провершь i еометрическую неизменяемость и стати-
ческую определимость ферменной нервюры, показанной на фиг. 11.
Рассматриваемая ферма является 'простой, свободной; снимая
ее с опор и отбрасывая 'последовательно узлы 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8,
9, 10, 11, получим простую свободную ферму — треугольник 12,
13, 14.
Условие (1)
tn — 2п—3
выполняется
л=14; //1 = 2-14—3 = 25.
Пример 2. Проверить геометрическую неизменяемость и стати-
ческую определимость плоской фермы крепления двигателя, пока-
занной на фиг. 12.
Рассматриваемая ферма является простой, прикрепленной; от-
брасывая последовательно узлы I, 2, 3, 4, 5, получим "Простую при-
крепленную ферму — треугольник 6, 7, 8.
Условие (2)
m=2н
выполняется
// = 6; ш = 2п=2 • 6=12.
Задача /. Проиершь геометрическую неизменяемость и сишческую опреде-
лимость ферменного лонжерона подкосного крыла, показанного на фиг. 23.
2.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСИЛИИ В СТЕРЖНЯХ ПЛОСКИХ ФЕРМ
Расчет плоских ферм способом выделения узлов
Рассмотрим простую плоскую ферму. Определим усилия в од-
ном из узлов, в котором сходятся два стержня. Определение
усилий осуществляется путем выделения узла и составления двух
уравнений его равновесия. Далее отбрасываем мысленно рассмот-
ренный узел и два стержня и прикладываем к ферме в направле-
нии отброшенных стержней полученные усилия. Необходимо
учесть знаки усилий: растягивающее усилие должно быть направ-
лено от рассматриваемого (оставшегося, а не отброшенного)
узла, сжимающее — к рассматриваемому узлу. Эти усилия являют-
ся внешними силами относительно последующих узлов. Затем вы-
бираем новый узел с двумя стержнями, рассматриваем его анало-
гичным способом и прикладываем вдоль стержней найденные
14
усилия и г, д. В результате рассмотрим все узлы простой фермы
последовательным отсоединением
стержнями. Разберем последова-
тельность расчета на примере.
Пример 3. Рассмотрим ферму,
показанную на фиг. 13.
Даны размеры фермы и внеш-
ние силы.
Определим опорные реакции
и затем, отбросив опоры, будем
рассматривать опорные реакции
как внешние силы. Так как реак-
ция катка в точке А перпендику-
лярна опорной поверхности, то
Ялч=О.
узлов с двумя образующими их
сое i являющих в опорных реак-
Для определения 3 неизвестных
циях используем три уравнения равновесия:
2 Л,=0= Р,Л - PJ + /?Лу2/; /?Лу= Р±=£>1
У Мл - о - Р,Л -и Р21+Р32/ - Rufil- Ри= ±Д±±£+ Д»;
Полученные при решении положительные знаки сил РЛу, РВу.
Рвх подтверждают правильность принятых направлений их; отри-
цательные знаки свидетельствуют о том, что направления состав-
ляющих обратны принятым.
Стержни и усилия будем обозначать двумя цифрами, характе-
ризующими -примыкающие узлы (например, усилие S]_2, стер-
жень 1—2). Затем, мысленно выделяем двумя сечениями узел,
в котором сходятся два стержня, например, узел / (фиг. 14,а);
действие на него отброшенной фермы заменяем приложенными
в сечениях усилиями, которые полагаем растягивающими — на-
правленными от рассматриваемого узла. Помещаем в узле начало
координат, выбираем направления координатных осей (х, у) и со-
ставляем два уравнения проекций сил, включающие два неизвест-
ных усилия
2/’,=0=P,+St_2;
Vpy=0=51_c,
откуда
Pi; 5(_6 = 0.
Принятые направления усилий относительно выбранной систе-
мы координат положительны. Если при решении получен отрица-
тельный знак усилия, то усилие направлено в противоположную
www.vokb-la.spb.ru
ciopoii}—к узлу п соответствующий стержень (в нашем приме-
ре 1—2) будет сжат.
Затем отбрасываем мысленно рассмотренный узел и стерж-
ни 1—2 ч 1—6 и переходим к следующему узлу, включающему
два неизвестных усилия — к узлу 6 (фиг. 14,6). Выделяем узел
дв\мя сечениями, прикладываем в направлении стержня/—6 опре-
деленное выше усилие (в данном случае равное нулю) и, рассмат-
ривая равновесие узла, аналогично предыдущему имеем
Рх—0.—5с—2 cos (Zc_2,	“I"
2p,=0=S6_3cos(Z6_2. у)+/?дг
Здесь углы между усилиями и осями координат обозначены
как углы между направлениями стержней и осями координат.
Как и в приведенных выше рассуждениях неизвестные усилия
приняты растягивающими
Получаем
с	^Ау
б"2 COS (/е-2, у) ’
_ RAy C0S (Z<j~2>
G-S” cos(Zc_2,y) •
Отсюда ясно, что стержень 6—2 сжат, а стержень 6—5
растянут.
Значения косинусов углов, образуемых стержнями с координат-
ными осями, получаем на основании следующего;
cos(Z, x)—cos(Z, y)=-y-t
где /х, Z^—проекции стержней на оси х, у берутся по заданным
размерам фермы, a /1-Ну-
Далее, отбрасываем узел 6 и переходим к узлу 2 (фиг. 14,а).
От узла 2 можем перейти затем к рассмотрению узла 5
(фиг. 14,г). Наконец, из рассмотрения узла 3 (фиг. 14,(?) опреде-
ляем последнее усилие S3-4- Равновесие узла 4 (фиг. 14,е), не рас-
смотренного нами, является контролем правильности решения
фермы.
Случаи нулевых стержней
Воспользовавшись способом выделения узлов, рассмотрим сле-
дующие случаи, в которых усилия в стержне равны нулю (случаи
нулевых стержней).
1)	Двухстержневой узел, в котором отсутствует внешняя сила
(фиг. 15, а).
Фиг. 15.
Равновесие узла возможно только в том случае, когда усилия
в обоих стержнях равны нулю.
Взяв сумму проекций на две оси, каждая из которых перпенди-
кулярна одному из стержней (на фиг. 15, а оси показаны пункти-
ром), получим из суммы проекций на ось I—I
S2COS а=0; S2=0;
из суммы проекций на ось II—II
Si cos р=0; S1 = 0.
2)	Двухстержневой узел, нагруженный внешней силой, совпа-
дающей с направлением одного из стержней (фиг. 15,6). Тогда
усилие во втором стержне равно нулю, в чем можно убедиться,
взяв сумму проекций на ось, перпендикулярную направлению пер-
вого стержня,
Socosu —0; 52 = 0.
2	1563
www. voki^la. spb.ru
3)	Трехстержневой узел, в котором отсутствует внешняя сила
и два из стержней которого находятся на одной прямой (фиг. 15, е).
Усилие в отдельно стоящем (третьем) стержне равно нулю,
что следует из суммы проекций на ось, перпендикулярную направ-
лению первых двух стержней (ось I—I)
S3cos а=0; 53=0.
Задача 2. Определить способом выделения узлов усилия в стержнях фермы,
приведенной на фиг. 16.
Pi=P2=500 кГ (4900 н).
Задача 3. Определить способом выделения узлов усилия в стержнях фермы,
приведенной на фиг. 17.
Pj=P2=P3=500 кГ (4900 н); Р4=—1000 кГ (—9800 н); Р5=1000 кГ (9800 н).
Определение усилий в стержнях фермы способом выделения
узлов можно производить и графически с помощью разложения
приложенной к рассматриваемому узлу известной силы (или равно-
действующей известных сил) на направлении двух стержней, т. е
с помощью построения замкнутого силового многоугольника для
рассматриваемого узла.
Совокупность замкнутых силовых многоугольников для всех
узлов фермы, представляющая собой упорядоченный графический
расчет усилий в стержнях, называется диаграммой Максвелла-
Кремоны.
Диаграмма Максвелла-Кремоны
Рассмотрим ферму, показанную на фиг. 18, опорные реакции
для которой определены. Pj = IOOO кГ (9800 н); Р2=1500 кГ
(14 700 н); Р3=800 кГ (7840 н); а = 30°; РЛ1/ = 460 кГ (4500 н);
Яах=0; /?вх=300 кГ (2940 н); /?Л1у=1090 кГ (10700 н).
Области, заключенные между двумя внешними силами, а также
области, ограниченные тремя усилиями (стержнями), обозначаем
цифрами, а усилия, силы и узлы будем обозначать цифрами, соот-
ветствующими примыкающим областям (например, сила Р, обо-
значается 1—2*, усилие в левом вертикальном стержне Si-7, верх-
ний левый узел 1—2—7). Условимся обходить ферму и узлы по ча-
совой стрелке. Строим многоугольник внешних сил 1—2—3—4—5—
* Первая цифра — начало вектора, вторая — конец.
18
6—1 (фиг. 18,6), который должен быть замкнут, так как система
находится в равновесии.
Начнем с рассмотрения равновесия узла, в котором сходятся
два стержня, например, с узла 10—4—5—6 (узел В). Строим для
него замкнутый силовой многоугольник, обходя узел по часовой
стрелке. Обход начинаем с крайней известной силы 4—5. Силы
4—5, 5—6 нанесены при построении силового многоугольника внеш-
них сил.
Из конца силы 5—6 (т. е. точки 6) на фиг. 18, б проводим ли-
нию, параллельную стержню 6—10. Чтобы замкнуть многоугольник
в точке 4, необходимо из точки 4 провести линию, параллельную
стержню 10—4 до пересечения ее с предыдущей линией. Таким об-
разом получим точку 10.
Итак, для рассматриваемого узла имеем построенный много-
угольник сил 4—5—6—10—4. Для определения знака усилия, об-
ходя только что построенный замкнутый многоугольник «по по-
току» сил, отмечаем, что усилие 6—10 направлено влево, а усилие
10—4 вниз относительно рассматриваемого узла В.
Значит усилие 6—10, направленное от рассматриваемого
узла, — растягивающее; усилие 10—4, направленное к рассматри-
ваемому узлу,— сжимающее. Знаки усилий [растягивающее плюс,
сжимающее минус] удобно проставлять на чертеже фермы рядом
со стержнем (см. фиг. 18,а).
Затем переходим к следующему узлу, содержащему не более
двух неизвестных усилий, и производим аналогичное построение.
Рассмотрим узел 9—3—4—10, в котором приложена сила Р$.
Обходим узел по часовой стрелке, начиная с крайней известной
силы 3—4 (Р3).
Из точки 10 (см. фиг. 18, б) проводим линию, параллельную
усилию 10—9, из точки 3 — линию, параллельную усилию 9—3;
пересечение линий дает точку 9 и величину усилий 10—9, 9—3.
Обходим многоугольник 3—4—10—9—3 «по потоку» сил и отме-
чаем, что усилие 10—9 направлено влево — вниз относительно рас-
2*
www. vi>@b-la. spb.ru
сматриваемого узла, т. е. от узла — стержень 10—9 растянут;
усилие 9—3 направлено к узлу — стержень 9—3 сжат.
Затем рассматриваем последовательно узлы 6—8—9—10;
2—3—9—8—7; 1—2—7 (усилие 7—1 равно нулю) и составляем
таблицу усилий (см. табл. 1).
Таблица 1
Стер- жень	1—7	7—8	8—9	9—10	10—4	8 —6	10-6	2—7	3—9
Усилие кГ(н)	0	—950 (—9300)	—280 (—2740)	+580 (+5680)	—1090 (—10700)	+820 (+8040)	+300 (+2940)	—1000 (—9800)	—500 (-4900)
Построение диаграммы показано на фиг. 18, б.
Как и при решении ферм способом выделения узлов, при по-
строении диаграммы Максвелла-Кремоны, последний, не участво-
вавший в построении узел 1—7—8—6 (узел Д), является кон-
трольным.
Задача 4. Построить диаграмму Максвелла-Кремоны для фермы, показан-
ной на фиг. 16. Сверить полученные в стержнях усилия с решением по способу
Фиг. 19.
выделения узлов.
Задача 5. Построить диаграмму Мак-
свелла-Кремоны для фермы, приведенной
на фиг. 17. Сверить полученные в стерж-
нях усилия с решением по способу выделе-
ния узлов.
Рассмотрим следующие особые случаи
в построении диаграммы Кремоны.
1. Если опоры прилегают к двум кон
нам одного стержня (фиг. 17), то для по-
строения диаграммы не обязательно пред-
варительное определение опорных реакций.
Действительно, ведя построение от узла,
где приложена сила Р5 справа налево доходим до опорных узлов, в которых
реакции определяются непосредственно из диаграммы.
2. Если силы приложены к внутренним узлам фермы (фиг. 19), то посту-
паем следующим образом. Сила Р, приложенная к внутреннему узлу А, выно-
сится по своему направлению на внешний контур фермы в точку В. Между
точкой В и узлом А вставляется фиктивный стержень АВ, усилие в котором, как
это следует из суммы проекций сил на ось I—I, равно Р. Очевидно также, что
5св=5во.
Таким образом введение стержня АВ не влияет на распределение усилий
в элементах фермы.
Далее диаграмма строится обычным порядком.
Способ сквозных сечений (способ Риттера)
В тех случаях, когда приходится определять усилия в отдель-
ных стержнях фермы выборочным путем (не решая всей фер-
мы), удобно применять способ сквозных сечений. Для этого
необходимо провести сечение через три не пересекающиеся
в одной точке стержня (в том числе и через стержни, в которых
определяются усилия). Сечение разделяет ферму на две части
(сквозное сечение). Рассмотрим далее равновесие одной из отсе-
ченных частей фермы.
Пусть требуется определить усилия в стержнях, отмеченных на
фиг. 20 двумя черточками. Проводим сквозное сечение через эти
три стержня и рассматриваем равновесие любой из отсеченных
частей фермы, например, левой. Действие отброшенной части за-
меняем приложенными в сечениях стержней неизвестными уси-
лиями Sa, S3, которые полагаем растягивающими. Если в ре-
зультате решения задачи получим отрицательный знак усилия, то
это свидетельствует о том, что
стержень сжат. Под действием
сил Pi, Si, Sa, S3 левая
часть фермы должна нахо-
диться в равновесии.
Три уравнения равновесия q2
можно написать или в виде
двух уравнений проекций И(
уравнения моментов, или в
виде трех уравнений момен-
тов. Напишем три уравнения
моментов относительно вы-
бранных точек—«моментных»
точек. Очевидно, что для упрощения задачи моментными точками
должны быть точки пересечения двух стержней, усилия в которых
неизвестны. Тогда в уравнение моментов войдет только одно неиз-
вестное усилие. Так, например, в рассматриваемом случае в каче-
стве моментных точек выбираем точки: Oi (для определения S]),
О2 (для определения S2) и О3 (для определения S3). Уравнения
моментов имеют вид
2^о1=^л(а+*)-Л*+5,Л1=0;
2^и=-/?лС+Р,(а4-С)-5Л=0;
2^03=/?4(a+i+d)-P1(i+d)-S3A3=0,
откуда
5 — Лб —#д(д + б) .
Л1
о __ />1 (а + с) —£л£_ .
2 а2
S	(a + b + d)-Pi (6 + Ю
3	Аз
В ряде случаев одна из моментных точек уходит в бесконеч-
ность, так как два из рассеченных стержней параллельны [фермы
www.vokb-l^spb.ru
с параллельными поясами (фиг. 21)]. В этих случаях одно из урав-
нении моментов может быть заменено уравнением проекций на
соответствующим образом выбранную ось.
Рассмотрим раскосную ферму с параллельными поясами. Рас-
косные фермы иногда встречаются в конструкциях отсеков лонже-
ронов крыла, нервюр.
Проведем на ферме сквозное сечение через верхний и нижний
пояса и раскос (сечение I—I) и рассмотрим правую часть фермы.
Неизвестные усилия, как всегда, полагаем растягивающими. Для
определения усилий в поясах моментные точки должны быть вы-
браны на пересечении поясов с раскосом (точки Оь О2). Усилие
в раскосе следует определять из суммы проекций сил на ось у,
так как в этом случае усилия в поясах дадут проекцию на эту
ось, равную нулю. Рассматривая равновесие отсеченной правой
части, имеем
ypj,=0=P1+P2+P3+S2cos(S„ у);
cos(52> У)
^Л401= о= -Р.^+У-РА-^Л; s.= -Ci«i±hl+£A ;
2>«2=0=-Pi(/1+/2+/3)-P2(Z2+/3)-P3Z3+S3A;
£ _ ^1 (6+ lj+13) + Р% (^2 4* /з) + Р'.^Л
3	h
Для определения усилия S4 в стойке проведем сечение П—I!
и составим уравнение проекций на ось у.
2p,=0=P1 + P2+P3-S4;
•S4=Pi+P2+P3-
Отмечаем, что в рассматриваемой ферме стойки будут растя-
нуты, верхние пояса и раскосы сжаты, нижние пояса — растя-
нуты.
Очевидно, что, изменив направление раскосов, получим растя-
нутые раскосы. В конструкции целесообразно раскосы распола-
22
гать таким образом, чтобы они по возможности работали на рас-
тяжение, так как сжатые раскосы работают на продольный изгиб
и получаются тяжелее растянутых, особенно при их значительной
длине.
Задача 6 Определить усилия в отмеченных двумя черточками стержнях фер
мы, приведенной на фиг 22, пользуясь способом сквозных сечений Р=300 кГ
(2940 н), /=300 мм Необходимые размеры определять по чертежу.
Задача 7. Определить усилия в отмеченных двумя черточками стержнях фер-
мы, приведенной на фиг. 23, пользуясь способом сквозных сечений. Р = 400 кГ
(3920 н), / = 200 мм
Указание Предварительно нужно определить реакцию в подкосе. Необ-
ходимые размеры определять по чертежу
Понятие о статически неопределимых плоских фермах
Система, в которой число определяемых неизвестных усилий
равно числу уравнений статики, является статически определимой.
Система, в которой число определяемых неизвестных усилий боль-
ше числа уравнений статики, является статически неопределимой.
Разность между числом определяемых усилий и числом уравнений
статики дает степень статической неопределимости системы
и доказывает число «лишних» неизвестных.
«Лишними» эти неизвестные являются только потому, что они
не определяются уравнениями статики, а элементы, обусловливаю-
щие наличие лишних неизвестных, не являются необходимыми
для геометрической неизменяемости системы (например, «лиш-
ний» стержень ab для фермы на фиг. 24,а). Однако для работы
рассматриваемой системы эти элементы существенно важны.
Статическая неопределимость системы оказывает сильное
влияние на распределение усилий. При этом усилия (напряжения)
распределяются по элементам системы более равномерно, их мак-
симальные значения уменьшаются. Кроме того, повышается «жи-
вучесть» системы, так как при повреждении, например, одного
стержня статически неопределимой фермы ее геометрическая не-
изменяемость может не нарушиться.
Статически неопределимые системы обладают большей жест-
костью, чем статически определимые, благодаря наличию допол-
23
www. vokb-la. spb.ru
нительных (сверх обеспечивающих геометрическую неизменяе-
мость) связей — стержней, опор и т. д.
Лишними неизвестными могут быть опорные реакции; тогда
система статически неопределима в отношении опорных реакций
Лишними неизвестными могут быть и внутренние усилия в конст-
рукции; тогда система статически неопределима относительно
внутренних усилий. Приведенная на фиг. 24, а ферма имеет три
составляющих в опорных реакциях, относительно которых ферма,
следовательно, статически определима, и имеет число стержней
/nj=lO, что на единицу больше числа необходимых стержней
(т = 2п—3=9). Эта ферма однажды статически неопределима,
и за лишнее неизвестное можно принять усилие в стержне ab.
а)	Б)	В)
Фиг. 24.
Если в статически определимой системе распределение сил
между элементами конструкции обусловлено только условиями
равновесия системы или ее частей, то в статически неопределимой
системе этих условий недостаточно и для определения усилий в ее
элементах требуется рассмотрение деформаций системы.
Усилия в стержнях статически неопределимой плоской фермы
с лишним стержнем ab (см. фиг. 24, а) определяются следующим
путем. Выбрасывая лишний стержень ab и приводя таким образом
ферму к статически определимой, можно найти бо— изменение
расстояния между точками а и b в направлении ab для фермы,
показанной на фиг. 24,6*.
Изменение расстояния между этими же точками от сил, рав
ных 1 кГ, действующих в направлении ab (см. фиг. 24, в), обозна-
чим 6]. При действии неизвестной силы X в лишнем стержне ab
это изменение расстояния будет в X раз больше, т. е. Абр
Тогда из условия отсутствия разрывов в ферме следует, что
суммарное изменение расстояния между точками а и б как от
внешней нагрузки (б0), так и от усилия X в стержне ab (Хб1),
должно равняться деформации стержня ab, т, е.
где I, Е, F — длина, модуль упругости первого рода и площадь
поперечного сечения стержня ab.
* Методы определения деформаций ферм здесь не излагаются.
24
Отсюда находим величину усилия X в лишнем стержне. Усилия
в стержнях заданной фермы получим путем суммирования усилий,
вызванных внешней нагрузкой без лишнего стержня (So), и усилий,
вызванных лишним стержнем (SjX), где —усилия в стержнях
от сил, равных 1 кГ, приложенных в узлах а и Ь.
Таким образом
$=$о+ЗД
Глава III
ОБРАЗОВАНИЕ И ЭЛЕМЕНТЫ РАСЧЕТА
ПРОСТРАНСТВЕННЫХ СТАТИЧЕСКИ ОПРЕДЕЛИМЫХ ФЕРМ
1.	ОБРАЗОВАНИЕ ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ФЕРМ
Условия закрепления. Классификация
Рассмотренное выше определение плоской фермы, понятие о ее
неизменяемости, а также допущение о шарнирности соединений ее
стержней и приложении нагрузки в узлах полностью применимо
и к пространственной ферме*.
Фиг. 25.
Опорные устройства пространственных ферм подразделяют-
ся на:
1)	пространственные шарниры — опорная реакция может иметь
любое направление и содержит три неизвестных составляющих по
осям х, у, z. Такая опора эквивалентна трем пересекающимся
в одной точке стержням (фиг. 25,а);
2)	плоские шарниры — опорная реакция содержит две неизвест-
ных составляющих по двум осям в плоскости, перпендикулярной оси
шарнира. Такая опора эквивалентна двум пересекающимся в одной
точке стержням (фиг. 25,6);
3)	катки — опорная реакция проходит через центр катка и пер-
пендикулярна опорной поверхности. Такая опора эквивалентна
одному стержню и содержит одну ‘неизвестную составляющую —
величину реакции (фиг. 25,в).
♦ В узлах пространственных ферм имеем шаровые шарниры, обеспечиваю
шие свободу вращения относительно любой оси.
25
www. vokb-la. spb.ru
Опорные устройства пространственной статически определимой
системы должны содержать всего шесть неизвестных — соответст-
венно числу уравнений статики пространственной системы.
Возможны следующие комбинации рассмотренных выше опор-
ных устройств: пространственный шарнир и три катка; пространст-
венный шарнир, плоский шарнир и каток; шесть катков; три пло-
ских шарнира и т. д.
При этом необходимо, чтобы: 1) все опорные реакции не пере-
секали одной прямой; 2) опорные реакции не были параллельны
между собой.
В первом случае момент внешней силы, не проходящей через
одну прямую, которую пересекают опорные реакции, не может быть
Фиг. 26.
уравновешен опорными реакциями, так как момент опорных реак-
ций относительно этой прямой равен нулю. Во втором случае про-
екция внешней силы, не параллельной опорным реакциям, на пер-
пендикулярное им направление не может быть уравновешена опор-
ными реакциями, проекция которых на это направление равна
нулю.
Подразделение ферм по отношению к основанию на свободные
и прикрепленные, описанное в гл. II, полностью сохраняется и для
пространственных ферм. Примером свободной пространственной
фермы является ферма, показанная на фиг. 26, а; прикрепленная
пространственная ферма показана на фиг. 26,6. При снятии при-
крепленной фермы с опор плоская система abc получает свободу
вращения относительно Ьс. Элементарные пространственные фермы
приведены на фиг. 26, в — свободная и на фиг. 26, г — прикреп-
ленная.
По способу образования пространственные фермы аналогично
плоским также подразделяются на простые и сложные. Простые
пространственные фермы образуются путем последовательного при-
соединения к элементарной ферме (см. фиг. 26, виг) каждого
узла с помощью трех пересекающихся стержней. Последователь-
ным отсоединением узлов и трех присоединяющих каждый узел
стержней простые пространственные фермы можно разобрать и по-
лучить элементарную ферму.
26
Условия геометрической неизменяемости и статической
определимости простых пространственных ферм
. Из условий образования простой пространственной фермы сле-
дует, что она является геометрически неизменяемой. Выведем из
этих условий соотношение между числом стержней и числом узлов
сначала для свободной пространственной фермы. Элементарная
свободная пространственная ферма (см. фиг. 26, в) содержит че-
тыре узла и шесть стержней. Прибавление (п—4) новых узлов
требует прибавления 3(п—4) стержней. В результате получим чис-
ло стержней /п = 6 + 3(п—4)=3п—6.
Таким образом, условие геометрической
неизменяемости свободной пространствен-
ной фермы имеет вид
/п=3п—6,
(3)
где т — число стержней;
п — число узлов.
Это условие, как и для плоских ферм,
дает минимально необходимое для геомет-
рической неизменяемости число стержней
при данном числе узлов.
Элементарная прикрепленная пространственная ферма имеет
один узел* и тра стержня (см. фиг. 26,г). Присоединение (л—1)
узлов требует 3(п—1) стержней. Получаем число стержней т~3+
+3(п—1)=3п, т. е. условие геометрической неизменяемости при-
крепленной пространственной фермы имеет вид
т=3п.	(4)
Рассуждая аналогично изложенному при определении условий
статической определимости плоских ферм, получим условия ста-
тической определимости для свободной и прикрепленной простран-
ственных ферм, которые совпадают с условиями геометрической
неизменяемости их.
Задача 8 Проверить геометрическую неизменяемость и статическую опре-
делимость отсека ферменного фюзеляжа, показанного на фиг. 27.
2.	ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСИЛИЙ В СТЕРЖНЯХ ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ФЕРМ
Расчет пространственных ферм способом выделения узлов
Этот способ расчета аналогичен расчету плоских ферм способом
выделения узлов. Начинаем рассмотрение фермы с узла, в котором
сходятся не более трех стержней (три неизвестные усилия). Выде-
ляем мысленно этот узел, прикладываем в сечениях стержней не-
известные усилия, полагая их растягивающими, и находим их путем
составления трех уравнений равновесия узла.
* Опорные узлы в расчет не вводятся.
www.vokb-la.spb.ru
Определение косинусов углов между усилиями и осями заме-
няется определением косинусов углов между направлением стерж-
ней и осями» что производится на основании следующих отношений:
cos(Z, х)=-^-;
cos(Z, у)=~;
cos(Z, z)—
Здесь lXj ly, 1г — проекции стержня на оси х, у, г — определяются
по чертежу; I — полная длина стержня — определяется из формулы
7 = ]/^ Zj-j-ZyZ2.
При нескольких стержнях вычисления удобно свести в таблицу
геометрических соотношений (см. табл. 2).
Знак усилия определяется, как и для плоских ферм: отрица-
тельное усилие — сжимающее, положительное — растягивающее.
Затем, отбрасывая рассмотренный узел и заменяя его действие
полученными усилиями в стержнях, переходим к следующему узлу
с тремя неизвестными усилиями и т. д. Из условия образования
простой пространственной фермы следует» что таким образом мож-
но обойти все узлы, в результате чего будут определены усилия
во всех стержнях.
Пример 4. Рассмотрим ферму, приведенную в двух проекциях
на фиг. 28, а. Внешняя сила задана проекциями Рх, Pv, Рг.
Выбираем координатную систему х, yt z, как показано на
фиг. 28, а.
Выделяем узел Зг прикладываем в сечениях стержней растяги-
вающие усилия (от узла 3, фиг. 28,6) и составляем три уравнения
равновесия узла
2Px=0=Pz4-S3_4cos(Z3_4, х)—S1_3cos(Z1„3j х)—
*"*2—3 COS (^2—3> ^)»
2Py=0z=Py+53^4cos(/3_4, у)H-Si-зcos(Zx_3, у)4-
Ч" 52-з cos (Z2_3, у);
2^2=0=^2"^3-4Cos(Z3_4, z)-|-.S1„3cos(Z1_3» z)-
3OOS(Zg_g, z).
Составляем таблицу геометрических соотношений по форме
табл. 2.
28
Таблица 2
Величину проекций стержней определяем по фиг. 28, а.
Решая приведенные выше три уравнения равновесия, определя-
ем три неизвестные усилия: Si-з; S2-3; S3_4.
Задача 9. Дан трехстержневой кронштейн (фиг. 29), несущий ролик и на-
груженный силой Р, составляющие которой Рх=Р„=300 кГ (2940 н). Найти
усилия в стержнях кронштейна.
Расчет пространственных ферм способом сквозных сечений
Этот способ расчета также аналогичен расчету плоских ферм
способом сквозных сечений. Различие заключается в том, что мо-
менты в рассматриваемом случае берутся не относительно точки,
а относительно выбранной оси, которую будем называть моментной
осью. Напомним, что моментом силы относительно оси называется
произведение проекции PN силы Р на плоскость N, перпендикуляр-
ную оси О—О, плеча Л этой проекции относительно оси О—О
(фиг. 30).
M(f=P[{h.
29
www.vokb-la.spb.ru
а)
равен
б)
равен
Из этого определения следует, что:
если сила проходит через ось, то момент ее относительно оси
нулю (плечо равно нулю);
если сила параллельна оси, то момент ее относительно оси
нулю (проекция
силы на плоскость, перпендикулярную оси,
равна нулю).
Рассмотрим следующий пример.
Пример 5. Определим усилия в стер-
жнях крепления турбореактивного дви-
гателя (фиг. 31, а), представляющего
собой :
в узлах
внешняя
Рх» Р/,
шесть стержней, крепящихся
1, 2, 3, 4 к фюзеляжу. Дана
: сила Р, составляющие которой
составляющая Д равна
нулю.
Координатные оси нанесены на чертеже. Ввиду симметрии нагру-
жения и симметрии конструкции относительно оси у усилия в сим-
метрично расположенных стержнях будут равны, т. е.
•$6—1 — *$6-2 >	^5— 1 — •$?—2’	*$5—4 —
Таким образом, задача с шестью неизвестными сводится к зада-
че только с тремя неизвестными.
Однако и при несимметричной конструкции задача была бы вполне разре-
шима (хотя и значительно усложнена), так как при шести неизвестных имеем
шесть уравнений равновесия.
Определим усилия в стержнях 5—4, 7—3. Проводим сквозное
сечение I—II (удобнее провести сечение непосредственно у узлов
4 и 3, как это будет видно дальше) и выбираем моментную ось,
проходящую через узлы 1 и 2. В этом случае неизвестные усилия
в четырех стержнях (6—1, 6—2, 5—1, 7—2), проходя через эту ось,
дадут моменты относительно оси, равные нулю, и, следовательно,
не войдут в уравнение моментов. В сечениях стержней 5—4, 7—3
прикладываем растягивающие неизвестные усилия Ss—о S7 3, каж-
30
дое из которых раскладываем на три неизвестные нам составляю-
щие по координатным осям
•5(5-4) х, * ••5(5-4) J, *5(5-4) z, -5(7-3) х, 5(7-3)j, 5(7-3) Z*-
Составляя уравнение моментов относительно оси /, 2, отмечаем,
что усилия S(5-4)y и -5(7-3)!/ проходят через ось /, 2, и дают момент
относительно нее, равный нулю (чем и объясняется удобство вы-
Фиг. 31.
бора сквозного сечения у узлов 3 и 4)\ составляющие 5(5-4)/
и S(7-3)z параллельны оси 1, 2 и дают момент относительно оси 1,
2, также равный нулю.
Тогда имеем
2Mj-2=0=Pxh~Ру(а-\-Ь)~25(5-4)х2й, *
* Это не вносит новых неизвестных, так как составляющие усилия связаны
с усилиями через косинусы углов; например,
5(8_4>Ж=5В_4 cos (/S_4. х) и т. д.
•• Коэффициент <2» перед S(5_4)X учитывает, что Ss_4=S7_a-
31
www. vokb-la. spb.ru
откуда
Pxh — Py(a + i)
Усилие $5-4 определим из
С -	5(5-4)х q
О г д —	'  О 7—Я-
5 cos (/5-4. X) 7 3
Косинусы углов между стержнями и осями определяем также
при помощи геометрических соотношений. Например,
cos (Z5_4, х)=—-1— = -^=======-.
Если усилие £5-4 получится с отрицательным знаком, то значит
стержень 5—4 сжат.
Для определения усилий S6-i, $6-2 выбираем ось 5—7. Сквозное
сечение проводим через точку 6 — сечение 111—II (фиг. 31,6),
Прикладываем в сечении неизвестные усилия S6-b Se-2 и рас-
кладываем их по осям. Моменты усилий в стержнях 5—1, 7—2,
5—4, 7—3, силы Рх, а также составляющих усилий 5{6_I)y, S{6-2)y,
S(6-i)z, S(6-2)z относительно оси 5, 7 равны нулю, как проходящие
через ось или параллельные оси.
-|-2S(6—i)xO,5£Z;
РУа . о	S(6-1)jt _с
-Пл:-—.	^-1-^—
Усилия в стержнях 5—1, 7—2 определяются аналогичным об-
разом. Моментную ось следует принять проходящей через линию
плоскостей, в которых лежат стержни 6—Д 6—2 и 5—4, 7—3 (точ-
ка О на фиг, 31,6).
Задача 10. Определить усилия в 4 стержнях крепления двигателя и в узле
«В» (фиг. 32). Дано: Р=Ю000 кГ (98000 н), Г=5000 кГ (49 000 н), а=20 см,
6—80 см, с=50 см, а=45°.
Узел «В» представляет собой плоский шарнир, дающий составляющие усилий
Ивх, Rbx- Составляющая Pbv—0.
Способ разложения на плоские фермы
Этот способ применяется в том случае, когда пространственная
ферма образована соединением ряда плоских ферм (что имеет
место, например, в конструкции ферменных фюзеляжей; см,
фиг. 33*).
Для перераспределения усилий между четырьмя плоскими фер-
мами ставятся диагональные раскосы, расположенные в плоско-
* Стойки и раскосы нижней и левой боковой плоских ферм на фиг, 33 не
показаны.
32
стях, перпендикулярных оси пространственной фермы (на фиг. 33
показаны лишь торцовые раскосы 1—8 и 2—7).
Это обеспечивает более равномерное нагружение четырех пло-
ских ферм и одновременно вносит статическую неопределимость
Фиг. 32.
в конструкцию. Число «лишних»
неизвестных (степень статиче-
ской неопределимости) равно
числу внутренних диагональных
раскосов, так как торцовые диа-
гональные раскосы (/—8, 2—7)
являются необходимыми из усло-
вий геометрической неизменяе-
мости фермы. В этом легко убе-
диться проверкой условий стати-
ческой определимости и геомет-
рической неизменяемости, пока-
занной на фиг. 33 фермы, по фор-
муле
тп — Ъп—6.
Фиг. 33.
Число узлов п=16; потребное число стержней
т=3’ 16—6 = 42.
Фактическое число стержней (полагая наличие двух внутрен-
них диагональных раскосов) равно 44. Следовательно, система
дважды статически неопределима.
Учитывая, что усилия во внутренних диагоналях невелики,
а следовательно, невелико и влияние их на усилия в плоских фер-
мах, а также для упрощения расчета, принимаем следующие допу-
щения.
Предполагаем, что указанное на фиг. 33 распределение внешних
сил по плоским фермам обеспечивается наличием диагональных
раскосов.
Каждую плоскую ферму рассматриваем работающей независи-
мо от других под 'нагрузкой, действующей в плоскости фермы.
Усилия в элементах, общих для смежных -плоских ферм, определя-
ем алгебраическим суммированием усилий, полученных в этих эле-
ментах при рассмотрении каждой из ферм.
3	1563
www. vo^la. spb.ru
Рассмотрим порядок определения усилий в стержнях фермы.	|
Силы Ръ Ръ Рз. Рл> нагружающие ферму, расположены в гори-	,
зонтальной и вертикальной плоскостях. Так, силы Р\ нагружают *
вертикальную ферму 1—2—6—5, силы Р2 — вертикальную ферму
4__$__7—8, силы Р3 и Р4 — горизонтальные фермы 1—2—3—4
и 5__q_7—8 соответственно. Усилия в стержнях ферм можно без t
труда определить одним из приведенных выше способов. Пояса	|
фермы являются общими элементами для смежных плоских ферм.	[
Например, пояс 4—3 общий для ферм 1—2—3—4 и 3—7—8—4.	[
Следовательно, усилие S в рассматриваемом отсеке найдем как
алгебраическую сумму усилий S' и S" в отсеке, полученных при г
рассмотрении ферм 1—2—3—4 и 3—7—8—4 соответственно
$=£'+«$"• |
Глава IV
I
1
СЖАТЫЕ СТЕРЖНИ
1. УСТОЙЧИВОСТЬ СЖАТЫХ СТЕРЖНЕЙ
В конструкции самолета часто встречаются тонкостенные сжа-
тые стержни: подкосы крыла, подкосы шасси, стержни плоских
и пространственных ферменных конструкций — фюзеляжа, мото-
рамы, лонжеронов крыла и т. д. Особенность работы тонкостенного
сжатого стержня заключается в том, что он разрушается от искрив-
ления его оси — общая потеря
устойчивости, или от выпучивания
!
I
I
i
Фиг. 35
Фиг. 34.
стенки — местная потеря устойчивости Эти деформации носят еще
название продольного изгиба. На фиг. 34 показаны: а — общая
и б—местная потери устойчивости сжатого стержня.
Рассмотрим общую потерю устойчивости стержня. Сначала
рассмотрим, что следует понимать под устойчивостью стержня.
Если сжатый стержень, искривленный малой поперечной силой,
восстанавливает свое первоначальное положение после снятия по-
34
перечной силы, то равновесие его устойчиво; говорят, что такой
стержень устойчив (фиг, 35, а). При увеличении сжимающей силы
Р -наступит момент, когда снятие поперечной силы ДР не приведет
к восстановлению ‘первоначального положения стержня и прогиб
останется (фиг. 35,6). Такое равновесие называют безразличным
и соответствующая ему сжимающая сила называется критической
силой РКр- При дальнейшем увеличении сжимающей силы (Р>Ркр)
искривление стержня от поперечной силы возрастает и становится
значительным. Таким образом,
практически критическая сила
для сжатого стержня является
предельной. Критическую силу
определяют еще как силу, удер-
живающую стержень в слегка
искривленном положении.
Формула для определения
критической силы получена
Л. Эйлером в предположении,
что напряжения в сжатом эле-
менте не превосходят предела
пропорциональности (в пределах
действия закона Гука).
Формула эта имеет вид
Р	”.Ацп_	(5)
кр	/2	' 1
Концы
шарнирно
оперты
С = 1
Концы Один конец
Заделаны заделам, другой
C = /t свободен
Фиг 36
где с — коэффициент, учитывающий способ закрепления концов
стержня (коэффициент заделки);
Е— мохулъ упругости первого рода материала стержня;
Jm\n—момент инерции сечения стержня относительно оси меньшей
жесткости, т. е. меньший из двух экваториальных моментов
инерции относительно центральных осей;
/ — длина стержня.
На фиг. 36 показаны некоторые способы закрепления концов
стержня, положение изогнутой оси стержня, а также даны соответ-
ствующие этим способам значения коэффициента заделки.
На практике наиболее часто встречается закрепление концов
стержня среднее между шарнирным (конец свободно поворачи-
вается) и заделкой (конец не поворачивается). Для такого закреп-
ления, называемого приторцовкой, коэффициент с принимается рав-
ным двум.
Другой вид формулы Эйлера получим из уравнения (5), разде-
лив обе части уравнения на площадь сечения стержня А.
„ ___С Т ^mln
F Кр /2 Г
3*
ww®5vokb-la. spb.
Используем известное из сопротивления материалов выражение
jinin    Ъ
— tmili,
I
где zmIn — минимальный радиус инерции сечения, и-;—обозначим
*min	\
через X.
Получим
а „ 2	в
Л я й/тШ „ к Е	/рч
а =с----------= С----- •	(о)	)
кр	\
Величина	называется гибкостью стержня и харакге-
1|П1П
ризует сопротивляемость стержня продольному изгибу.
2. ПРОДОЛЬНЫЙ ИЗГИБ СЖАТЫХ СТЕРЖНЕЙ ЗА ПРЕДЕЛОМ
ПРОПОРЦИОНАЛЬНОСТИ
Выше было указано, что формула Эйлера получена в предполо-
жении, что напряжения в сжатом элементе о^сТцц, где оПц—предел
пропорциональности.
Таким образом, при оьр = апц получим предельное (наименьшее)
значение Х=АЭ, 'при котором справедлива формула Эйлера.
Подставив в формулу (6) <уПц и Лэ, получим для шарнирного
закрепления концов (с=1)
Для легированной стали, термически обработанной до предела
прочности ов=12 000 кГ[см? (1176 Мн!м2} при оПц=8000 к.Г[см2
(784 Мн!м2), £=2-106 кГ/см2 (19,6-104 Л4«/л12), получим ?.э~50;
для дуралюмина при сгв = 4000 кГ/см2 (392 Мн!м2), сГпц=2100 кГ}см2
(206 Мн]м2} и Е=7 • 105 кПсм2 (6,86 • 104 Мн/м2) имеем Лэ~60.
При Х<1э (т. е. при увеличении радиуса инерции сечения или
уменьшении длины стержня) гибкость стержня столь мала, что оьр
получается большим, чем оПц Для этого случая имеются другие
эмпирические формулы, одна из которых (формула Тетмайера)
имеет вид:
С1>р = ОЪ С/Ь (1	,
где Св оь — предел прочности сжатия; Л— гибкость стержня;
а — коэффициент, зависящий от материала и определяемый по
формуле
36
Построим в координатах пкр и К кривые по формуле Эйлера (6)
и по формуле Тетмайера. Получим гиперболу Эйлера (сплошная
линия) и прямую Тетмайера (пунктирная линия (фиг. 37).
Опытные кривые окр по X на участке Z>Z3 хорошо совпадают
с гиперболой Эйлера; при Х<ХЭ опытная кривая (пунктир с точкой
на фиг. 37) расходится с кривой Эйлера и близка к прямой Тет-
майера.
3 РАСЧЕТ СЖАТЫХ СТЕРЖНЕЙ
Для расчета стержней различного сечения на продольный изгиб-
в ЦАГИ получены опытные кривые для различных закреплений
концов и разных материалов. На фиг. 38—42 показаны кривые для
трубчатых стержней и для гнутых и прессованных профилей.
На фиг. 43 'приведен другой вид кривых зависимости критиче-
ской силы от длины для дуралюминовых труб различного попереч-
ного сечения. Такие графики составляются и для других ходовых
типов и размеров поперечных сечений.
Для определения критических напряжений местной устойчиво-
сти тонкостенного стержня пользуются полуэмпирическими форму-
лами и графиками. Для трубчатого стержня
мести	О, ЗЕ	*
кр	D ,
В
(8>
где £ — модуль упругости первого рода материала стержня;
D — наружный диаметр трубы в мм;
д —толщина стенки в мм.
Для профилей
(9)
Здесь Е и 6 имеют прежние значения;
b — ширина рассчитываемого элемента сечения;
k — коэффициент, зависящий от отношения ширины а (соседнего
с рассчитываемым элемента) к b (фиг. 44).
Расположение рассчитываемого и соседнего с ним элементов
характеризуется тремя схемами 1, 2, 3, приведенными на фиг. 44,
каждой из которых соответствует своя кривая.
Ясно, что из условий равнопрочности желательно иметь одина-
ковые значения акр и <т““Тн.
* Эта формула справедлива при о“рСТИ<Опц.
www.vokb-la.spb.ru
37
Критическое напряжение
Фиг 38
38
Отношение длины труды к радиусу
инерции поперечного сечения
Фиг. 39
Фиг. 40
39
www.vokb-la.spb.ru
Отношение длины уголка открытого (гнутого)
дуралюнинового профиля к радиусу инерции
поперечного сечения
Фиг. 41.
Критическое напряжение
поперечного сечения
Фиг. 42
40
Фиг. 43.
www.vdflb-la.spb.ru
Таким образом, для расчета сжатого стержня на прочность при
заданной сжимающей силе Р и размерах стержня необходимо
определить:
о <»...= 1/ 77-;
f ‘	*iwln
2)	предельное (разрушающее) напряжение сжатия из условий
общей устойчивости стержня акр=/Л-^-Л по графикам (см., напри-
\ бн1ц/
мер, фиг. 38 — 42);
3)	0*'естн из условий местной устойчивости стержня по форму- .
лам (8), (9);
4)	действующее напряжение ,
где F — площадь сечения стержня.
Действующее напряжение а сравнивается с меньшим из двух
напряжений; скр или Условие прочности стержня
° °кр’
О дместн
кр •
При пользовании графиками Л1р=/(0 для расчета стержня следует опре-
делить:
1) Ркр по графику;
2) по формулам (8), (9) о”рСТН и критическую силу ₽“рстн, обусловли-
вающую местную потерю устойчивости
рместн   мес1Н р
*кр ’ кр 1 •
Условие прочности стержня
Р < РКр
или
р рместн
Рассмотрим следующий пример.
Пример 6. Проверить прочность трубчатого подкоса подмоторной
рамы, выполненного из стали ЗОХГСА при сгв = 12 000 kF/cjh2
(1176 Л1н/,ч2), с поперечным сечением Dxd— 60X58 мм и длиной
/=1300 мм, сжатого силой Р=15 000 кГ (147 000 н). Опоры под-
коса принимаем приторцованными (с=2).
Находим:	F = 1,854 сл2; 0 = — =70,7 кГ/мм2 Мн/м2;
F
/=2,09 см; Х= —=62.
I
По графику фиг. 40 для стали ЗОХГСА при ав=12 000 кГ/см2
(1176 А4а?./л12) находим ов = 84 кГ[мм2 (822 Мн/м2).
Определяем a“Jc™^100 кГ/л.м2 (981 Мн[м2) [формула (8)]. Так
как °кр<скрСТК> то условие прочности будет оОкр> что и выпол-
няется—стержень прочен.
42
кривизной ОСИ ft
Задача И. Проверить прочность сжатого стержня из дуралюмниа с торцо-
выми опорами при Р=1500 кГ (14 700 н); /=40 ел; сечение стержня приведено
на фиг. 45,
Задача 12. Подобрать размеры сжатой шарнирно опертой трубы из дуралю-
мина при Р=5000 кГ (49 000 и); / = 100 см.
В заключение настоящей главы рассмотрим кратко работу сжато-изогнутого
стержня. Пусть имеется сжатый стержень с начальной ............“Л
(фиг. 46).
Действующий в сечениях стержня начальный изги-
бающий момент Mu-jr=Pf вызовет увеличение началь-
ного прогиба, что вызовет увеличение плеча силы Р
и увеличение Мизг, а это, в свою очередь, вызовет уве-
личение прогиба и т. д. В курсе сопротивления мате-
риалов излагается, что если сжимающая сила Р меньше
критической Рпр, то нарастание прогибов ослабевает
Фиг, 46,
с их увеличением и при некотором прогибе у max наступает равновесие стержня.
По мере приближения силы Р к Ркр нарастание прогибов делается все более
интенсивным и при Р—Ркр равновесное положение стержня теоретически соот-
ветствует бесконечно большому значению t/maxtcM. формулу (И)]. Разрушение
стержня, однако, происходит при Р<Р|ср’'под влиянием дополнительного изгиба.
Определение напряжений в сжато-изогнутом стержне производится на осно-
вании суммирования напряжении от сжатия и изгиба
где Л4тах=Р^тах — максимальный изгибающий момент;
U7 — экваториальный момент сопротивления сечения стержня.
Максимальный прогиб определяется по спедующей формуле:
у„,ах=-^-.	(11)
Л<р
Полученное по формуле (10) напряжение в случае прочного стержня удов-
летворяет условию
0 < ®в,
где Ов —- предел прочности материала стержня.
www. vokb-la. spb.ru
Глава V
ОСНОВЫ РАСЧЕТА ТОНКОСТЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ
I. СЖАТЫЕ ТОНКОСТЕННЫЕ ПАНЕЛИ
Критические напряжения неподкрепленных пластин
Характерной особенностью современного самолетостроения яв-
ляется применение тонкостенных конструкций с обшивкой, рабо-
тающей при изгибе и кручении конструкции.
В начале развития самолетостроения роль внешней оболочки крыла, фюзе-
ляжа, оперения играла полотняная обшивка, натянутая на деревянный каркас.
Обшивка, работая на растяжение, передавала воздушные нагрузки на каркас.
При этом каркас подвергался изгибу и кручению, сама же обшивка в работе
на изгиб и кручение не участвовала Так были выполнены крылья самолетов
Фиг 47.
пионеров нашей авиации — Я. М. Гаккеля, Д. П. Григоровича и многих более
поздних самолетов — например, истребителя И-16, разведчика Р-5 и др. Однако
уже давно конструкторы пытались сделать обшивку «несущей», т. е. включить
ее в работу на изгиб и кручение конструкции. Например, русский конструктор
И. И. Стеглау впервые применил жесткую (фанерную) обшивку крыла. В своих
самолетах АНТ-4, АНТ-6 в тридцатых годах известный конструктор самолетов
А. Н. Туполев применил жесткую металлическую гофрированную обшивку с рас-
положением воля гофра по потоку. Однако в этих конструкциях обшивка исполь-
зовалась слабо.
Создание «несущей» обшивки стало возможным, когда были освоены вы-
сокопрочные н легкие металлы - - дуралюмины и когда, наряду с этим, была
разработана теория работы и расчета тонкостенных конструкций. Большая
заслуга в этом советских ученых: В 3. Власова, В. Н. Беляева, А. А. Уманского,
Ю. Г. Одинокова и других.
Рассмотрим сжатую пластину без 'подкреплений (фиг. 47,а),
нагруженную по двум кромкам; две остальные кромки свободны.
При напряжениях, называемых критическими, пластина потеряет
44
!
3
устойчивость и образует волну. Дальнейшее увеличение сжимаю-
щей силы практически невозможно, так как даже очень малые
приращения ее вызывают резкое увеличение деформаций. Следует
отметить, что напряжения во всех сечениях пластины, перпендику-
лярных сжимающим силам, одинаковы.
Сечения пластины различными плоскостями показаны на
фиг. 47, а. Работа такой пластины аналогична работе стержня на
продольный изгиб. Рассмотрим теперь ту же пластину при усло-
вии, что она оперта по всем четырем кромкам (фиг. 47,6). В этом
случае после потери пластиной устойчивости нагрузку на нее мож-
но еще увеличить за счет элементов пластины по сечению 2—2,
расположенных вблизи опертых кромок и остающихся почти пря-
молинейными. При этом возрастание нагрузки будет вызывать
увеличение напряжения в этих элементах, в то время как напря-
..Hinn..	Jifefa
а).....5)	6)	6W
Фиг 48
жения вдали от кромок остаются равными сгкр. Рассмотрим, как из-
меняются эпюры распределения напряжений по сечению 3—3
(фиг. 47, б) по мере увеличения сжимающей силы. Эпюра, приве-
денная на фиг. 48, а, соответствует моменту потери устойчивости
пластины. Для этой эпюры критические напряжения являются
одновременно и средними (аср) и максимальными (оШах)- С увели-
чением сжимающей силы эпюра изменяет свой вид, как показано
на фиг. 48, б, в, г. Для эпюры по фиг. 48, г имеем то же значение
акр, но значительный рост сгср и отах- Следует заметить, что крити-
ческие напряжения для опертой по четырем кромкам пластины (см.
фиг. 47, б) значительно выше критических напряжений пластины,
опертой по двум нагруженным кромкам (см. фиг. 47, а).
Критическое напряжение произвольно закрепленной и сжатой
по двум кромкам плоской пластины определяется по теоретической
формуле
<12>
\ 8 )
и зависит от материала, характеризуемого модулем упругости Е
первого рода, толщины пластины 6, размера нагруженной кром-
ки Ь, а также от отношения размеров нагруженной и ненагружен-
ной кромок b/а и от закрепления кромок (т. е. от того, оперты или
защемлены края пластины). Последние два фактора учитываются
коэффициентом k.
www. voktjj-Ja. spb.ru
На фиг. 49 ’Приведены два вида закрепления кромок пластины:
а — опертые кромки, б — заделанные.
Значения коэффициента k для пластины, все четыре стороны
которой оперты (наиболее часто встречающийся в практике слу-
чай), будут равны
при < 1,	+	(12а)
b	\ о а /
при > 1, k ^4.
(126)
Для пластины, две ненагруженные стороны которой свободны,
и формула (12) примет вид, напоминающий формулу
Эйлера,
(12в)
Для криволинейной пластины, произвольно закрепленной и сжа-
той по двум кромкам, критическое напряжение определяется по
формуле
0,9Л£  0,3£
°кр—А
\ U в
(13)
Здесь R— радиус кривизны обшивки, остальные обозначения
прежние.
Все приведенные в настоящем параграфе соображения выведе-
ны в предположении справедливости закону Гука, т. е. в предпо-
__________________	„	ь
ложении, что Окр^Опц. Соответствующие этому значения — не-
ft
трудно получить из формулы (12), подставив окр вместо Ощ. Для
дуралюмина получим f-—) ~30. В конструкции самолета приме-
\ /кр
няются окантованные профилями панели (клетки) обшивки, имею-
щие преимущественно >30 и, следовательно, Окр<апц.
46
Сжатые панели, выполненные из одного материала
Рассмотрим тонкостенную 'панель, состоящую из оошивки, под-
крепляющих ее продольных элементов (стрингеров) и попереч-
ных элементов (толок нервюр) и сжатую силами Р, приложенными
параллельно направлению стрингеров (фиг. 50).
Обшивка панели разбивается на ряд «клеток» (например,
1—2—3—4), каждая из которых может быть рассмотрена, как пла-
стина, опертая по всем четырем кромкам на контуре, образованном
профилями. Таким образом, подкрепление обшивки: 1) повышает
критические напряжения об-
шивки, как было показано
выше; 2) дает возможность
получить при нагружении
панели среднее напряжение
в обшивке, большее крити-
ческого, вследствие того, что
элементы обшивки у профи-
лей не теряют устойчивости
и способны работать при
более высоких напряжениях
(см. фиг. 48), и 3) вклю-
чается в работу панели на
Фиг 50
сжатие, составляя сущест-
венную часть площади поперечного сечения панели. В свою очередь
стрингеры также получают подкрепление от обшивки — повы-
шается их критическое напряжение:
Поставим задачу определить напряжения в элементах панели.
Для этого рассмотрим работу -панели при разных значениях силы
Р. Пусть сила Р столь мала, что обшивка панели не потеряла
устойчивости. Тогда по всему сечению панели устанавливаются
одинаковые напряжения и
°СТР °СР-05Ш ’У^стр+Л^'
Здесь 2 ^стР—суммарная площадь сечений стрингеров;
Добш-площадь сечения обшивки;
°стР» °ср.Обш — соответственно напряжения в стрингерах и средние
напряжения в обшивке.
При увеличении силы Р напряжения остр и оср Обш растут до ве-
личины критических напряжений в обшивке окр. В этот момент
эпюра напряжений в обшивке имеет вид, показанный на фиг. 51, а.
Дальнейшее увеличение силы Р вызывает рост напряжений
в стрингерах и элементах обшивки вблизи стрингеров, еще не по-
терявших устойчивости (фиг. 51,6). В элементах, потерявших
устойчивость, напряжения остаются равными оКр- По мере увели-
чения внешней силы Р область потери устойчивости захватывает
все новые элементы обшивки. Среднее напряжение в обшивке
Осробш растет (фиг. 51, в).
В некоторый момент времени сила Р возрастает настолько, что
напряжения в стрингерах (и прилежащих к ним элементах обшив-
ки) становятся равными критическому напряжению для стрингеров
(фиг. 51,г). Тогда стрингеры теряют устойчивость и панель раз-
рушается. Соответствующая этому моменту нагрузка является
разрушающей для панели Рразр- Начиная с момента 'потери об-
шивкой устойчивости, напряжения в панели (стрингерах и обшив-
 ®стр* ®ср обш~ бди* обш
ЪшПШШШППШШШП]
а) Гг Г Г
®стр=^тахо6ш , а
У / J, бкр	°

г I г- г |
Фиг 51
ке) уже нельзя определять делением силы на площадь панели. Для
определения напряжений в стрингере (Устр (они же равны макси-
мальным напряжениям в обшивке Отах обш) * в момент, близкий
к разрушению панели, разобьем внешнюю силу Р на силу /’стр.
воспринимаемую стрингерами, и силу РОбш, воспринимаемую об-
шивкой.
Очевидно, что
^LTp “ ^?страстр’
р  Fa
o6iu обш ср.обш’
/>== ^стр 4" ^обш ^*стр°стр 4~ -^обш^ср.обш"
Величина среднего напряжения в обшивке может быть выраже-
на в долях от максимального напряжения в обшивке
°ср.обш’ *?3шахоои1	(14)
сстр
Коэффициент <р, называемый редукционным коэффициентом,
меньше единицы и различен для разных панелей.
Действительно, для толстой обшивки потеря устойчивости на-
ступает позже, при более высоких о11Р, что явствует также из фор-
* Полагаем, что материал стрингеров и обшивки одинаков.
48
мулы (12), следовательно, «провалы» в эпюре аОбхл меньше и сред-
ние напряжения в обшивке ближе к максимальным, т. е. редукци-
онный коэффициент <р больше.
При более частом расположении стрингеров уменьшается шаг
b нагруженной стороны клетки панели (фиг. 52), что повышает
устойчивость обшивки, и акр возрастает [см. также формулу (12)]
Это вызывает увеличение Осробш и, следовательно, увеличивает ре-
дукционный коэффициент (р.
Одновременно уменьшается часть площади обшивки, потеряв-
шей устойчивость, что также повышает средние напряжения о^рог.щ
и увеличивает редукци-
онный коэффициент ф,	Л	ti
На величину коэффици- *°|	—Н—
ента ф влияет также PMil	~~ ь-п| 1	Ч^Ы73
жесткость подкрепляю- I .	И • 1 W Ху'
щих стрингеров, опреде-	С)	1*-----—*н
ляющая величину крити-	б)
ческих напряжений стрин-
гера, а следовательно, и	Фиг 52
максимальных напряже-
ний обшивки.
Таким образом, редукционный коэффициент ф зависит в основ-
ном от толщины обшивки б (прямая зависимость), шага стринге-
ров b (обратная зависимость), а также от типа стрингеров.
В результате теоретических расчетов и экспериментов, прове-
денных в ЦАГИ, были получены следующие приближенные фор-
мулы, учитывающие первые два из перечисленных" выше факторов,
определяющих коэффициент ф.
Для обшивки, скрепленной со стрингерами однорядным швом
(фиг. 52, а),
40В

(15)
Для обшивки, скрепленной со стрингерами двухрядным швом
(фиг. 52,6),
40В ч- rf
ь
(15а)
Приближенные формулы для редукционных коэффициентов ф
приведены для случая действия нагрузки, близкой к разру-
шающей.
В приведенном ранее выражении для силы Р напряжение
оСр.обш можно заменить фостр, согласно выражению (14), и затем
определить оСтр-
Fстр°стр -^оош^стр °стр ^СтрЧ-
°стр
________Р	
6стр +	обш
(16)
4	1563
wwvf Jfokb-la. spb.ru
Произведение ср/’обш назовем приведенной (редуцированной)
площадью обшивки Гдрив.обш; тогда выражение (16) примет вид
(16а)
₽	> Рстр + лрив.обш
Таким образом, для определения напряжений в сжаюй панели
необходимо определить:
1)	действительные площади стрингеров и обшивки SFCTP
И Fобип
2)	значение редукционного коэффициента ф по формуле (15)
или (15а);
3)	приведенную площадь обшивки Рприв.обш;
4)	напряжение о'Стр=отахобш. Условие прочности астр<аНр.стр-
в панели, как было
При этом акР стрингера
__г_.___ _Btt, ж. ж	упомянуто выше,
увеличивается по сравнению с окр для изолированного стрингера,
так как стрингер в панели не может потерять устойчивости в пло-
скости, параллельной плоскости обшивки.
Учитывая это обстоятельство, характеристики сечения стрингера
следует рассматривать вместе с присоединенной обшивкой
(фиг. 53,6), длина которой принимается равной 40 толщин (б).
Пример 7. Найти максимальные напряжения и проверить проч-
ность сжатой панели, показанной на фиг. 53, а, при: 6 — 12 см;
а=120 см; 6 = 0,15 см; Р=20 000 кГ (196 000 к). Сечение стринге-
ра вместе с присоединенной обшивкой показано на фиг. 53,6.
Произведем сначала вспомогательные вычисления.
Площадь сечения стрингера (включая присоединенную об-
шивку)
Рстр= (4-2-0,2)0,15+2-2,5-0,2 + 6-0,15=2,44 см2.
Статический момент площади относительно оси х'
Sx. = 6f.^152 + 2,15 (4 - 0,15 + 2 - 2,35 - 0,2) = 3,377 см3.
Ордината центра тяжести сечения
у“’=^=1'38 см-
Момент инерции Jx сечения относительно центральной оси
х—х* получим, взяв момент инерции стрингера относительно
оси х" (см. фиг. 53,в), прибавив момент инерции стрингера за
счет переноса оси х" в х—х и -прибавив момент инерции присоеди-
ненной обшивки.
При этом собственным моментом инерции обшивки ~^=
6-0,153	.
=——— пренебрегаем.
Таким образом
Jx=^~ -^^+(2,44-6-0,15) (2,15—1,38)»+
+ 6-0,15-1,32=6,9 см\
1х=л/-^-=1,68 см; Х=—^72;
л у 2,44	1,68
405	40-0,15 п с
<₽=---=--------=0,5;
т 6	12
Л)бш=4.12-0,15=7,2 см2.
сечения стрингера (без присоединенной обшивки)
^стР=1,54 см2.
напряжения в стрингере (максимальные напряжения
Площадь
Находим
в обшивке)
°е,р = °шах<10и=-у-р- Г р-----=2050	(201 Мн^).
Jt^cTp + v^ooiu	СМ2
Определяем критическое (предельное) напряжение в стрингере
по фиг. 42 (опоры принимаем торцовыми).
Оьр.стр~2550 kF/cjh2 (250 Мн/м2) >егСтР-
Отсюда следует, что рассматриваемая панель прочна.
Задача 13. Для условий примера 7 найти средние и критические напряже
НИЯ В сбшивКе Сер обш И Окр.общ-
Задача 14. Определить сжимающую силу, которая разрушает панель, пока-
занную на фиг. 53, а, при следующих данных: стрингер, прессованный из дуралю-
мина (сечение стрингера показано на фиг. 53,6); о=33 см; 6—10 см; 6=0,15 см.
Полагаем, чго разрушение происходит в тот момент, когда напряжения в стрин-
гере достигают критической величины.
В практике встречается применение сжатых панелей, имеющих профили,
жесткость которых весьма различна. В качестве примеоа можно привести па-
нель крыла, в которую, кроме стрингеров, входят и пояса лонжеронов (фиг. 54).
В этом случае внешняя сила Р, сжимающая панель, может быть представлена
* Момент и радиус инерции берем относительно оси х—х, так как потеря
устойчивости стрингера возможна в вертикальной плоскости, т. е. изгиб будет
происходить относительно оси х—х. В горизонтальной плоскости «выпучиванию»
стрингера препятствует обшивка.
50
4*
51
www. vokb-la. spb.ru
аналогично вышеизложенному как сумма сил, воспринимаемых поясами лонже-
ронов, стрингерами и обшивкой.
Р ~ Р.юнж ~г Рci р + Робщ ~ У Рлонжалон«к 4* У Рстр°стр 4" Fобщаср.ьбш
Здесь /;чfLip, /’иг.ш площадь одного пояса лонжерона, одною
стрингера и обшивки соответственно,
Одон к, (ТСтр, (Тсробш — соответствующие напряжения.
Так как пояс лонжерона обычно имеет большую жесткость, чем стрингер,
ю он терне। устойчивость самым последним и при более высоких напряжениях,
чем критическое напряжение стрингера. Разрушение панели наступит, очевидно,
в случае потери устойчивости пояса лонжерона*.
Выразим напряжения Оср.обш, Остр в долях от максимального напряжения
панели <глпиравного максимальному напряжению в обшивке вблизи лон
жеропа
®ср. обш — Тобш°тах обш — ^обш°лонж» астр “ ?стр°лтгж>
3 ср. обш
?обш =
алОн:к
(18)
астр
Vcrp“------•
° лОиж
Редукционный коэффициент обшивки ср^бш определим из
Так как панель рассматривался в момент, близкий к разрушению, когда
напряжения и профилях приближаются к критическому, го
°стр	акр.стр
?стр =	~ ”	•
3 В>НЖ	акр.Л011Ж
По данным ЦАГИ для стрингеров, выполненных из дуралюминовых гнутых
профилей,
Фстр^ОДб,
для стришеров, выполненных из прессованных профилей,
<Ретр~ 1.
* Здесь речь идет об изолированной панели. В крыле вертикальная стенка
препятствует потере устойчивости пояса лонжерона в вертикальной плоскости»
а обшивка — в горизонтальной.
52
Выражение для силы Р с помощью редукционных коэффициентов на осно-
вании выражений (17, 18) можно маписагь в виде
Р ~ УЛлонж^лонж *1" У ^стр¥стралонж + Еобш¥обшалонж =
= 3Л0НЖ (У ЛлОИЖ + У -^стрТстр + ^обш’Робш)
п затем
р_______________
лонж 'Ь 2L Естр¥стр + Еобш?обш	)
Выражение ЕстрФстр обычно называется приведенной площадью стрингера,
а Гобшфобш — приведенной площадью обшивки.
В этом случае
Р
Злонл— yi „	‘ V у?	, р	(19а)
Ла г лонж “Г Ла 1 прив.стр "г г прмв.обш
Из выражения (19а) определяем <тЛоиж=Оп>ах «йш.
Условие прочности панели
O.i он ж < Окр ЛОЛ я.'
Работа панели, выполненной из разных материалов
Рассмотрим случай, когда продольный набор панели выполнен из разных
материалов, например, пояса лонжеронов — из стали, стрингеры и обшивка — из
дуралюмина.
В дальнейших рассуждениях будем исходить из того, что при деформации
сжатия или растяжения сечения панели перемещаются параллельно, оставаясь
плоскими, т. е. что все элементы панели де-
формируются на одинаковую величину
(фиг 55)
Рассмотрим сначала растянутую панель
Необходимо указать, что при одинаковых
деформациях напряжения растяжения в об
шивке и стрингерах, выполненных из одного
материала, различны ввиду меньшей жестко-
сти обшивки. Это объясняется плохим натя	Фиг- 55-
жением обшивки при клепке, в результате чего
образуется так называемый начальный прогиб обшивки (начальная кривизна),
а также ослаблением растянутой обшивки отверстиями под заклепки. Как и в сл\-
чае со сжатыми панелями, учтем эти явления введением редукционного коэффи-
циента растянутой обшивки <р обш, т. е. некоторым уменьшением работающей
площади сечения обшивки.
По опытным данным, <рОбШ принимается равным 0,8-5-1,0.
Напишем для растянутой панели выражение осевой силы
или
Е — 2 ^ЛОнЖ°лОНЖ + (2 ^С1р + ¥ об 111 Fобш) °стр
Е — ° лонж I 2 ^лонж + (2 стр + ¥обш Еобш )
I	алонж
• с«еЕ— известное выражение закона Гука, где е — относительное удли-
нение: Е — модуль упругости первого рода.
www. vokb^a. spb.ru
Так как
°лонж — встали» °стр — е^дур<
астр ^дур
алонж	детали
(20)
Здесь Встали, Вдур — модули упругости первого рода стали и дуралюмина
Величину <рЛ( назовем коэффициентом редукции по модулям.
Множитель в выражении Р, заключенный в квадратные скобки, можно на-
звать приведенной к стали площадью панели. Коэффициент редукции пока-
зывает, во сколько раз нужно уменьшить площадь сечения дуралюминовых
элементов, чтобы заменить их эквивалентными стальными.
Из предыдущих выражений получаем для растянутой панели
лонж F-f- Гстр	В0бш) ?м Впрнв.раст
Из выражения (20) имеем
Остр = фм(Тлонж-	(22)
Для сжатой панели, имеющей продольный набор из стали и дуралюмина,
«приведение» элементов из дуралюмина к стали также осуществляется с по-
мощью введения <PM=g *УР • Кроме того, необходимо «привести» (редуциро-
Всталн
вать) площади стрингеров и площадь обшивки вследствие потери ими устойчи-
вости; это достигается введением редукционных коэффициентов <рСтР и фобш-
В результате полученная ранее формула (19), вследствие введения множи-
теля (?л{ в площадь дуралюминовых элементов, преобразуется
Рлонж+ Qj Рстр?стр+^обшТобш) Tjk ^прив.сж
а с учетом формулы (18)
Остр = фуи фстрОлопж-	(24)
2 ТОНКОСТЕННЫЕ КОНСТРУКЦИИ, РАБОТАЮЩИЕ НА СДВИГ
Работа тонкой стенки до потери устойчивости от сдвига
Примерами тонкостенных конструкций самолета, работающих
на сдвиг, являются стенки лонжеронов, нервюр, панели, обшивки
крыла и т. д.
Рассмотрим работу тонкостенной неподкрепленной панели,
опертой по контуру и нагруженной поперечными силами, как это
показано на фиг. 56. Буквой q обозначена погонная (на единицу
длины) нагрузка. Очевидно, что внешние силы и моменты находят-
ся в равновесии, так как вертикальные, равно как и горизонталь-
ные нагрузки, дают пару сил и момент вертикальной пары сил qa,
равный {qa)b, равен моменту (qb)a горизонтальной пары сил.
54
Стенка работает на сдвиг, и возникающие в ней касательные на-
пряжения определяются из уравнения
.-С
где Q — поперечная сила;
F — площадь поперечного сечения стенки.
Напряжения в сечении вертикальной плоскостью получим из
Q~qa\ F =аЪ и т=—=~ .
аЪ г
Такие же напряжения получим в сечении горизонтальной плос-
костью
Q x—qb\
11	ьъ ъ
При некоторой величине касательных напряжений т происхо-
дит потеря устойчивости стенки и она выпучивается, образуя диа-
гональные складки—волны (см. фиг. 56). Образующие волн
наклонены -примерно под углом 45°. Касательные напряжения, со-
ответствующие этому моменту, называются критическими тКр, и ве-
личина их зависит от тех же факторов, что и величина <укр для
сжатой пластины.
Для определения ткр поль-
зуются формулой, аналогичной
приведенной выше формуле (12)
ДЛЯ (Ткр
. 0,9 Е	/ос.
тп=-&—• ,	(25)
(тУ
А—А
где b — меньшая сторона панели;
Е — модуль упругости первого рода.
Перейдем теперь к рассмотрению балки, нагруженной на кон-
це силой Р (фиг. 57). Балка состоит из поясов АВ, CD, стенки,
соединяющей пояса, и подкрепляющих стенку стоек. Стенка балки
работает на сдвиг. Пояса балки воспринимают изгибающий мо-
мент, вызванный внешней силой Р, и нагружаются парой сил, как
это показано на фиг. 57, б. Каждый из отсеков балки между стой-
ками можно рассматривать, как опертую по четырем сторонам тон-
костенную панель, описанную выше.
Как показали исследования, после потери стенкой устойчиво-
сти нагрузка на балку может быть значительно увеличена.
При этом работа балки претерпевает изменения. Для выяснения
этих изменений остановимся подробнее на рассмотрении работы
стенки.
Выделим мысленно в стенке малый квадрат abed (фиг. 57, 58, а),
который будет нагружен касательными напряжениями т. Эти на-
пряжения показывают, как отброшенная балка действует на вы-
деленный квадрат. Равенство касательных напряжений, действую-
щих по горизонтальным ab, de и вертикальным ad, be граням,
обусловлено известным из сопротивления материалов законом
«парности касательных напряжений», т. е. оно вытекает из усло-
вий равновесия рассматриваемого квадрата. *
Проведем теперь в выделенном квадрате сечения a'b'c'd', на-
клоненные под углом 45° к сторонам квадрата abed.
Фиг 58
Из рассмотрения равновесия треугольной части стенки, напри-
мер, а’ЬЬ’ (фиг. 58,6) устанавливаем, что на наклонной площад-
ке а'Ь' действуют нормальные, сжимающие стенку напряже-
ния аС1К.
На фиг. 58, б напряжения <rCfK показаны как действие стенки
на выделенный треугольник a'bb'.
* Момент горизонталь!юн нары сил должен быть равен моменту вертикаль-
ной пары сил.
55
Такие же напряжения действуют на площадке c'd'. На пло-
щадках d'a' и b'cf действуют нормальные растягивающие напря-
жения Ораст, что ясно, например, из равновесия части стенки
Ь'сс' (фиг. 58,в). Таким образом, элемент стенки a'b'c'd' подвер-
жен растяжению и сжатию -по диагональным взаимно перпенди-
кулярным направлениям. При малых значениях т напряжения а(5.ь
и Ораст также малы.
При увеличении т под влиянием возросших напряжений огя.
тонкая стенка потеряет устойчивость. Гребни волн будут распо-
ложены вдоль растягивающих напряжений ораег (см.’фиг. 56).
Такие значения т, как было сказано выше, называются критиче-
скими.
Работа тонкостенной балки после потери устойчивости о г сдвига
Рассмотрим теперь работу тонкостенной балки ’после потери
устойчивости от сдвига. Увеличим внешнюю силу Р, нагружаю-
щую балку (см. фиг. 57), вследствие чего касательные напряже-
ния т= — ==— на сторонах квадрата abed (фиг. 58, а) возрастут.
Г НЪ
Также возрастут и растягивающие напряжения ораст по сторонам
d'a, c'b', действующие вдоль диагональных волн. Однако напря-
жения Осж по сторонам а'Ь' и dd' возрасти не могут, так как стен-
ка в этом направлении потеряла устойчивость.
Дальнейшее увеличение силы Р воспринимается растяжением
стенки — увеличиваются растягивающие напряжения страст вдоль
диагональных волн.
Эти напряжения направлены примерно под углом 45° к осп
балки и 'примерно равны удвоенным касательным напряжениям.
Поэтому тонкая стенка, нагруженная сдвигающей силой Р, рас-
считывается па разрыв по условию
а	-^2т = 2 — а	(-6)
рас г	нъ в
Потерявшая устойчивость от сдвига растянутая стенка вызы-
вает догрузку и других элементов тонкостенной балки. Как видно
из фиг. 59, растянутая стенка, стремясь сблизить между собой
пояса балки, вызывает сжатие 'противодействующих этому стоек и,
стремясь сблизить между собой стойки, вызывает сжатие противо-
действующих этому поясов. Кроме того, растянутая стенка стре-
мится прогнуть пояса между стойками, вызывая местный изгиб
поясов. Аналогично стенка действует и на крайние стойки, стре-
мясь прогнуть их между поясами.
Изложенные соображения 'позволяют определить дополнитель-
ные напряжения в элементах балки после 'потери стенкой устой-
чивости.
www.voRb-la.spb.ru
Однако, вследствие принятых допущений, эти напряжения по-
лучаются завышенными по сравнению с напряжениями, получен-
ными опытным путем.
Поэтому расчет элементов балки, тонкая стенка которой
потеряла устойчивость, производится по экспериментальным
графикам.
Пример 8. Тонкостенная балка нагружена силой Р, как показано
на фиг. 57, а. Данные балки: /7=200 мм; Ь—150 мм; 6=1,5 мм;
Р=5000 кГ (49 000 н). Проверить прочность дуралюминовой стен-
ки в отсеке А. Предел прочности ов=4000л;/7сл2 (392Мн]м2). Пре-
дел прочности -при сдвиге тв—2400 кГ/см2 (235 Мк!м2).
Определяем критическое напряжение стенки по формулам
(25), (25а).
fe=5,6+-^=5,6-f--3'—=7,72.
f_L\2	V /200\2
\ В )	\ь )	\15о)
Тир= =486 кг1см*(47,6 Мн1м2}'
\Гб/
т=^—=- 5000 .= 1660 кГ[см2 (163 Мн1м2)<хъ.
НЪ 20-0,15	*
Так как т>тИр, то стенку необходимо проверить на растя-
жение.
оРаст=2т= 3320 кГ/см2 (326 Мн!м2) <ов-
Стенка прочна.
САз. ТОНКОСТЕННЫЕ КОНСТРУКЦИИ, РАБОТАЮЩИЕ НА КРУЧЕНИЕ
/ В работе частей самолета часто встречаются случаи нагруже-
ния тонкостенных конструкций крутящим моментом. Необходи-
мым условием работы тонкостенной конструкции на кручение
является наличие замкнутого тонкостенного контура. Незамкнутый
контур имеет весьма малую жесткость на кручение и практически
не может воспринимать крутящий момент. Так, введение разреза
в трубчатое сечение c?Xd0 = 60X57 мм (фиг. 60) при неизменном
крутящем моменте повышает касательные напряжения примерно
в 60 раз и увеличивает угол закручивания на единицу длины тру-
бы в 1200 раз*.
Фиг. 60.
Фиг. 61.
Выведем формулу, позволяющую определить касательные на-
пряжения от кручения в тонкостенном замкнутом контуре произ-
вольной формы.
Рассмотрим тонкостенную трубу ’неправильной формы, нагру-
женную крутящим моментом ЛГкр (фиг. 61,а). Толщина стенки
б трубы различна в разных точках сечения. В сечении трубы дей-
ствуют касательные напряжения т. Предположим, что эти напря-
жения будут тем меньше, чем больше толщина стенки б, поэтому
произведение тб остается постоянным для всех точек сечения
const(27)
Очевидно, что q есть касательная сила, действующая на едини-
цу длины контура сечения, т. е. погонная касательная сила
(фиг. 61,6). Полагаем, что сила q приложена по средней линии
толщины стенки. Из условия равновесия рассматриваемого сече-
ния (фиг. 61, а) следует, что момент внутренних касательных
сил q относительно точки О, расположенной внутри контура, дол-
жен быть равен внешнему моменту Л1кр. Выделим на контуре
участок, длиной dl, нагруженный силой qdl, приложенной по сред-
* См., например, С. П. Тимошенко, Сопротивление материалов, ч. I, Гос-
техтеоретиздат, 1932.
w&Sv.vokb-la.
Фш. 62
При малой толщине стенки и
iTVDa, как это имеет место в
ней линии толщины стенки (фиг. 61,в). Момент этой элементар-
ной силы относительно точки О, находящейся на радиусе р-
dM=Qqdl.
Но представляет собой площадь dF0 заштрихованного па
фиг. 61 треугольника, для которого dl является основанием, ар —
высотой. Следовательно, Qdl~2dFQ и dM—(2qdF0.
Просуммировав элементарные моменты, т. е. взяв интеграл по
всему контуру* от обеих частей предыдущего равенства, и зная,
что величину q, принятую
Лпер = 22Рмм	$otui* 1,5 мм	постоянной, можно выне-
сти за знак интеграла, по-
лучим
^dM = <^2qdF0;
M=z2q§dFu=2qF(),
где Fo—площадь контура,
ограниченного
средней линией.
)льших габаритных размерах
нструкции самолета, площадь
Fti можно вычислить, как заключенную внутри внешнего контура
(заштрихована на фиг. 61, а). Получаемая при этом погрешность
будет невелика.
Далее, исходя из равенства .момента М внутренних сил момен-
ту внешних сил, на основании предыдущей формулы получим
,, ПК1
И, наконец, при помощи выражения (27) получим окончательно
(28)
<i	27" ой
Эта формула называется формулой Бредта.
Поясним примером пользование формулой (28).
Пример 9. Сечение крыла, показанное на фиг. 62, нагружено
крутящим моментом Л4кр—7000 кГ -л (68 600 н-м).
Носок и хвостик имеют в обшивке конструктивные вырезы.
Размеры межлонжеронпой части контура приведены па фиг. 62.
Найти напряжения в обшивке и стенке.
* Интеграл ни контуру обозначается знаком ф.
60
Рассматриваем работающий на кручение тонкостенный замкну-
тый контур abed. Площадь Fo, заключенную внутри контура, вы-
числяем приближенно как площадь трапеции
Аср-(ЛИСр + Л3адн)0,5^(220 +180)0,5 — 200 .и.»/;
Ло	/Лср= 1000-200 = 2-105
тобш== ""Г- — »VioT'l 5	11 ’7 кГ1мм~ <114
2*(Робш	2*2-JU&*! ,□
ЛТ...	7-106
~-----=2Т75ПТ=1416 кГ1ммг (143 Мн1м^
2г ООстСНКИ
Задача 15. В сечении фюзеляжа действует крутящий момент Мир=8000 кГ - м
(78400 Найти напряжение в обшивке фюзеляжа, если сечение фюзеляжа л
круглое, диаметром 0,8 м при толщине обшивки — 1 ли.
Задача 16. Найти суммарные напряжения в стенке переднего лонжерона
крыла по данным примера 9, если па крыло, кроме крутящего момента, дейст-
вует снизу вверх поперечная сила Q—2500 лГ (24 500 н), распределяющаяся
между лонжеронами поровну.
Указание. Обратить внимание па направление касательных напряжений
о г Мкр и Q.
Понятие о «стесненном» кручении
Сделанные выше выводы справедливы при условии, что поперечные сечения
трубы (балки) при деформации кручения поворачиваются, оставаясь плоскими.
Это условие имеет место и при рассмотрении кручения валов в курсе сопротив-
ления материалов. Однако практически оно выполняется для круглых сечении *.
При кручении, например, прямоугольных контуров происходят более сложные
явления. Рассмотрим физическую сущность их.
Пусть тонкостенная балка прямоугольного сечения, имеющая четыре про
дольных пояса и поперечные жесткие диафрагмы, подвергается действию крутя-
щего момента. Тогда, как показывает опыт, для того чтобы сечение балки после
поворота оставалось прямоугольным (что обеспечивается в балке наличием
поперечных жестких диафрагм-нервюр), отдельные точки его должны выйти
из первоначальной плоскости и сечение получится искаженным (см. пунктир на
фиг. 63,а). Если бы диафрагмы не препятствовали изменению прямых углов
между стенками контура, то после поворота сечение балки оставалось бы плос-
ким, но не прямоугольным, как показано пунктиром на фиг. 63,6.
В случае «свободного» кручения, когда ничто не препятствует искажению
сечения, в элементах контура возникают только касательные напряжения.
Если же по условиям работы конструкции сечение должно оставаться неиска-
женным, плоским (например, в месте заделки), то в нем возникают осевые силы
(перпендикулярные плоскости сечения), устраняющие искажения, т. е. приво-
дящие все точки сечения в одну плоскость. Так как эти силы являются силами
внутренними, то при отсутствии внешних сил и моментов, перпендикулярных
плоскости сечения, они должны быть самоуравновешивающимися, т. е. сумма
проекций и моментов этих сил должна быть равна нулю. Это условие выполняет-
ся при распределении осевых сил, как показано на фиг. 64.
При этом условно, для упрощения, полагаем, что обшивка на нормальные
напряжения не работает. Осевые силы Р должны быть попарно равны и про-
тивоположны. Так же равны и противоположны должны быть моменты пар
сил Р.
* При постоянной толщине стенки это условие выполняется также для квад-
ратных тонкостенных сечений.
61
www. vokb-la. spb.ru
Наличие осевых сил при «стесненном» кручении меняет также распределе-
ние касательных напряжений в тонкостенном контуре. Таким образом, вблизи
заделки, благодаря наличию стесненного кручения, работа скручиваемой топко-
Фиг. 63.	Фиг. 64.
стенной балки претерпевает значительные изменения. Опытами установлено, что
влияние заделки распространяется на отсек балки, примыкающий к заделке,
’длиной 0,2 от общей длины балки. Вне этого отсека скручиваемая балка рабо-
тает примерно в условиях свободного искажения сечений.
РАЗДЕЛ II
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ К РАЗД II
G—полетный вес самолета;
У —подъемная сила крыла;
Р — тяга двигателя;
Q — лобовое сопротивление самолета;
V — скорость полета;
Е’пос—посадочная скорость самолета;
^шах “максимальная установившаяся скорость горизонтального полета само-
лета;
т — масса самолета;
g — ускорение силы тяжести;
п — коэффициент перегрузки;
па — коэффициент эксплуатационной перегрузки;
Су max “максимальный коэффициент подъемной силы;
О—массовая плотность воздуха,
f — коэффициент безопасности;
”расч — коэффициент расчетной перегрузки;
S—площадь крыла самолета;
Я — скоростной напор; энерговооруженность;
И
^=“» где а — скорость звука;
Мкрит —критическое число М, которому соответствует начало волнового кри-
зиса;
сх -- коэффициент лобового сопротивления,
ав —предел прочности материала;
V — удельный вес материала;
L —дальность полета;
t —продолжительность полета,
А —удлинение крыла;
iCp — средняя хорда крыла;
I — размах крыла;
т] — сужение крыла,
*корн — корневая хорда крыла:
бкоин—концевая хорда крыла;
Скорн, Сконц—максимальная высота профиля в корне н конце крыла,
с—относительная толщина профиля крыла;
3
I
63
www.vokb-la.spb.ru
л( .о -- удлинение горизонтальною оперения;
г,г.о — Сужение горизонтального оперения;
Sr.o - площадь горизонтального оперения;
^СЛХ—средняя аэродинамическая хорда крыла;
Z-j о - расстояние от центра давления горизонтального оперения до центра
тяжести самолета;
Sp.u - площадь руля высоты,
Sp.H—площадь руля направления;
Sj., — площадь элеронов,
SB.O — площадь вертикального оперения;
— удлинение фюзеляжа;
/фю-1 — длина фюзеляжа;
р — удельная нагрузка на крыло,
•V — мощность двигателя; реакция земли;
//— Потолок; высота полета;
tп -время набора высоты;
г - удельная мощность;
г' —удельная тяга,
Tju — к. п. д. винта;
Q — удельный расход гонлиаа.
<7Тон ~ вес топлива;
Лтах — максимальное аэродинамическое качество самолета;
«крит —УГОЛ атаки, соответствующий Си maxi
«vct — угол установки крыла относительно линии земли при горизонтальном
положении самолета;
л'и.т центровка самолета.
Глава VI
ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К САМОЛЕТАМ
I ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ САМОЛЕТА И ИХ НАЗНАЧЕНИЕ
Самолет состоит из следующих основных частей: крыла, фюзе-
ляжа, оперения, силовой установки, шасси и системы управления
самолетом (фиг. 1, 2, 3).
Крылья являются главной частью самолета и предназначе-
ны для создания подъемной силы при поступательном движении
самолета в воздухе. Кроме создания подъемной силы, крыло обес-
печивает поперечную устойчивость и управляемость, а также ча-
сто используется для крепления двигателей, шасси, размещения
вооружения, топлива и т. п.
Самолеты с одним крылом (одной несущей плоскостью), назы-
ваются монопланами (фиг. 1, 2), с двумя крыльями — бипланами
(фиг. 3).
64
Крылья современных самолетов снабжаются средствами меха-
низации (закрылками, щитками, предкрылками), служащей для
улучшения взлета, посадки и маневрирования самолета во время
полета.
Закрылок
Элерон
Вертикальное
оперение
Предкрылок или
отклоняющийся
носок
Мотель ^рий0
Филеляж
Заборник Воздуха
Фонарь кабины
Горизонтальное оперение
(цельнопоборотное)
Киль	'I
Руль направления j
Приемник Воздушного
давления (Г)ВД)
Шасси
Фиг. 1. Схема моноплана с турбореактивным двигателем.
Главные
опоры Передняя опора
Фюзеляж или корпус самолета служит для размещения эки-
пажа, пассажиров, грузов, иногда двигателей и для соединения
основных частей (крыльев, оперения и пр.) в одно целое. Иногда
фюзеляж и шасси заменяется лодкой, которая 'позволяет произво-
дить взлет и 'Посадку на воду, такой самолет называют гидро-
самолетом.
Фиг. 2. Схема моноплана с двумя турбовинтовыми двигателями.
Оперение представляет собой несущие поверхности, пред-
назначенные для обеспечения продольной и путевой устойчивости
и управляемости самолета. Соответственно этому самолет иор-
5	1563
wwwggkb-la. spb.ru
мальной схемы имеет горизонтальное оперение, предназначенное
для обеспечения продольной устойчивости и управляемости; и вер-
тикальное оперение — для обеспечения путевой устойчивости
и управляемости.
Напомним, что устойчивость это свойство, обеспечивающее при случайном
отклонении самолета возвращение его в первоначальное положение.
Горизонтальное оперение дозвуковых самолетов со-
стоит из неподвижной или ограниченно подвижной части — ста-
билизатора и подвижной — руля высоты. На сверхзвуковых само-
летах горизонтальное оперение выполняется управляемое, без
руля высоты (цельноповоротное горизонтальное оперение).
Фиг, 3. Схема биплана.
Вертикальное оперение состоит из неподвижной ча-
сти— киля и подвижной — руля направления.
Шасси есть система опор самолета, предназначенная для
стоянки, передвижения по аэродрому, посадки и взлета и снаб-
женная обычно устройствами, поглощающими энергию удара.
Самолеты, предназначенные для работы на сухопутных аэро-
дромах, имеют колесное шасси или лыжи.
Самолеты, совершающие взлет, посадку и передвижение по
водной поверхности (гидросамолеты), имеют фюзеляж в виде лод-
ки и подкрыльные поплавки.
Самолеты, совершающие взлет и посадку как с сухопутных,
так и с водных аэродромов, называются амфибиями. Такие само-
леты имеют колесные шасси и фюзеляж в виде лодки.
Силовая установка служит для создания тяги. При
поршневом двигателе (ПД) на носок вал’а двигателя устанавли-
вается воздушный винт для преобразования крутящего момента
66
двигателя в силу тяги. При реактивном двигателе (ТРД — тур-
бореактивном и ЖРД—'Жидкостно-реактивном) тяга возникает
в результате отбрасывания двигателем газов назад (реакция).
При турбовинтовом двигателе — ТВД тяга создается главным об-
разом винтом и частично реакцией газов.
Управление самолетом есть система проводки и меха-
низмов, при помощи которой летчик, непосредственно или исполь-
зуя автоматические устройства, управляет движением самолета,
воздействуя на рули высоты, рули направления и элероны, а так-
же обеспечивает управление механизацией, триммерами и т. п.
Кроме перечисленных основных частей, на самолетах имеются разнообразное
оборудование, а на военных самолетах также вооружение. Не останавливаясь
на рассмотрении оборудования и вооружения, которые изучаются в специальных
курсах, отметим лишь, что, например, на современном стратегическом бомбар-
дировщике установлено свыше 2000 агрегатов оборудования, облегчающих работу
экипажа по управлению самолетом и двигателями, обеспечивающих точную
навигацию, создающих нормальные условия в высотной кабине, а в военных са-
молетах автоматически управляющих сближением самолета с целью и моментом
выпуска снаряда. Радиолокационное оборудование позволяет также обнаружить
на значительном расстоянии самолеты противника, определить характер местно-
сти, над которой пролетает самолет и г. п.
2.	ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К САМОЛЕТАМ
К современному самолету предъявляются следующие основные
требования:
1.	Возможно более высокие летно-технические характеристики.
2.	Малый вес конструкции при. обеспечении необходимой проч-
ности и жесткости.
3.	Эксплуатационные требования.
4.	Обеспечение высокой технологичности конструкции.
5.	Возможно более высокие экономические показатели.
Летно-технические характеристики самолета
Основными летными 'показателями самолета являются его ско-
рость, дальность и предельная высота (потолок) полета. Наряду
с этими показателями в зависимости от назначения самолета су-
щественное значение имеют его скороподъемность, грузоподъем-
ность, маневренность, посадочная скорость, вооружение.
Максимальная скорость, или наибольшая установившаяся скорость
горизонтального полета при полной мощности или тяге силовой установки —
основной показатель, по которому оценивают качество того или иного самолета.
Посадочная скорость из условий безопасности посадки самолета
не должна превосходить заданной’величины. В настоящее время посадочная
скорость военных самолетов должна быть не более 250ч-300 км/час (70ч-
83 м/сек); гражданских — не более 180ч-200 км/час (50ч-55 ж/сек). Отношение
(Vmax : Vn о с) называется диапазоном скоростей. Стремятся к достижению воз-
можно большого диапазона скоростей.
Дальность полета или наибольшее расстояние, которое самолет мо-
жет пролететь без пополнения запасов топлива и масла, для многих типов само-
летов имеет весьма большое значение.
5*
www. v<6J>-la. spb.
Потолок самолета — это предельная высота, на которую данный са-
молет может подняться и на которой может совершать горизонтальный полет.
Высотность самолета, т. е. его способность летать на больших высотах, является
важным качеством самолета, особенно военного.
Грузоподъемность — это способность самолета перевозить заданное
количество груза, бомб или пассажиров.
Маневренность — это способность самолета изменять за определенный
промежуток времени скорость, высоту и направление полета.
Вооружение характеризуется числом огневых точек (управляемых сна-
рядов, пушек), калибром оружия, скорострельностью (числом выстрелов в мину-
ту), эффективностью оружия, т. е. вероятностью поражения цели, и является
важнейшей характеристикой военного самолета.
Самолет должен быть устойчивым и управляемым на всех ре-
жимах полета.
На фиг. 4 приведен рост рекордных скоростей по годам, до-
стигнутых на самолетах и ракетопланах. Рекорды скорости поле-
та, начиная с 1945 г., устанавливаются на самолетах с реактив-
ными силовыми установками.
Известно, что мощность, развиваемая поршневым двигателем,
мало зависит от скорости полета, а сила тяги изменяется обратно
пропорционально скорости полета V и прямо «пропорционально
к. п. д. винта t]b, что выражается формулой:
р.__
“ V '
где Р — сила тяги;
N — мощность двигателя;
— к. п. д. воздушного винта;
V — скорость 'полета (в м/сек).
Для получения необходимой силы тяги при полете на больших
скоростях требуется весьма значительное увеличение мощности
двигателя. Так, например, на небольшом самолете для достиже-
ния скорости полета 2000—2200 км/час (555—610 м/сек) потре-
буется тяга в 50004-6000 кГ (49 0004-58 800 н)
Если принять к. п.д. винта т]в~0,70—0,80, то мощность двига-
теля для получении указанной тяги должна быть:
л. с.
75ч в	73бЧв
Поршневой двигатель," развивающий такую мощность, будет
иметь очень большой вес [—-20 000 кГ (196 000 к)], большие габа-
риты и громоздкий винт. В этом и заключалась основная причина
затруднений, встретившихся -при переходе к полету на больших
скоростях самолетов с поршневыми двигателями.
Тяга реактивных двигатели при М<1 мало зависит от скорости
полета, а при М>1 даже увеличивается с ростом скорости. Если
к этому добавить, что удельный вес и габариты реактивных двига-
телей значительно меньше, чем поршневых, то станет понятно,
почему силовые установки с реактивными двигателями получили
для скоростных самолетов повсеместное применение.
68
На фиг. 5 показаны мировые рекорды дальности полета на са-
молетах.
Дальность полета особенно важна для межконтинентальных
пассажирских самолетов и тяжелых ракетоносителей. Следует
Фиг, 4. Рекорды скорости полета самолетов и ракетопланов.
заметить, что дальность полета самолета может изменяться в ши-
роких пределах в зависимости от вариантов загрузки.
На фиг. 6 приведены мировые рекорды высоты по годам, до-
стигнутые на специальных или приспособленных для этой цели
самолетах и ракетопланах.
69
www. vokb-la. spb.ru
Применение жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на са-
молете позволит намного 'Превысить существующие рекорды ско-
рости и высоты. В настоящее время проектируются и строятся
экспериментальные образцы самолетов со скоростями полета
(6~:~8) М. и высотой полета 1004-300 км.
КП
100000 95000 90000								
								
								
								
80000 75000								
								
								
70000 65000 60000 55000 50000 95000 90000 35000 30000 75000 70000 15000 10000								
								
						|Й	00	
								
						*i		
						SI		
						?! i Ji			
							r	
								
					i	силсбин	c pcaxrnuS^btnu и устаноВкапи	
	Санол 	 CUfioSt	СГТ)Ь1 с пор biMU ycmdi	<шнеВыни				j&;o2oo	
								
		* 1					? s	
5000	Ф'&Ш Ш6	7 »»«						
								
1930 г 1935 г 1990 г 1995 г 1950 г 1955 г 1960 г 1965 г 1970г
Фиг 5 Рекорды дальности полета самолетов
Обеспечение высоких летно-технических характеристик самоле-
та тесно связано с совершенствованием аэродинамических форм
самолета.
Переход от биплана со стойками и расчалками к свободнонесущему моно-
плану с убирающимися в полете шасси резко уменьшил величину лобового со-
противления самолета.
70
Дальнейшее снижение сопротивления самолета достигалось улучшением про-
филей крыла и оперения, приданием плавных форм фюзеляжу, устранением са-
мых незначительных выступов на обтекаемой поверхности. Получила широкое
внедрение клепка впотай и соединение листов обшивки встык Входит в упо-
требление толстая обшивка, сохраняющая под дейсгвиехм аэродинамических
нагрузок первоначальную форму; улучшаются способы окраски и полировки
поверхности и т. д
п
Г10000
1000DD
120000
SOOOD ~
60000
70000
60000
50000
Ш00
ID7S3D
30000
20000
На соколетах с реахтиблыки
силоЗыми устолоВлапи
На саполетах с поршневыки
---силовыми угтаноЗчппи
10000	_______ __________________________
1930г 1935г	1990г	1995 г 1950г	1955г	1960г 1965г 1970г
Фиг. 6 Рекорды высоты полета самолетов и ракетопланов
л;» w
Одновременно были уменьшены размеры крыла, оперения, что также ока-
зало влияние на уменьшение сопротивления самолета. Основным мероприятием,
позволявшим уменьшить площадь крыла, явилось применение элементов меха-
низации крыла для увеличения подъемной силы во время посадки и разбега.
Усовершенствование капотов двигателей, особенно поршневых двигателей
с воздушным охлаждением, улучшение аэродинамики радиаторов и использо
вание реакции выхлопа значительно уменьшили лобовое сопротивление силовых
установок.
71
www. vokb-la. spb.ru
Вместе с гем повысилась их пи а п результате совершенствования двш an-
лен и вингов.
Современный этап в развитии аэродинамики скоростного само-
лета характеризуется стремлением придать обтекаемым частям
самолета такие формы, которые отвечали бы требованиям, связан-
ным с влиянием сжимаемости воздуха.
Академик С. А. Чаплин ин (1869—1942 гг.) еще в 1903 г. в работе «О газовых
струях» доказал, что при скоростях полета, близких к скорости звука, необходимо
учшывать влияние па аэродинамику самолета сжимаемости воздуха
На скоростях полета свыше 800—900 км/час (220—250 м/сек.}
влияние сжимаемости воздуха на аэродинамику самолета стано-
Фиг 7. Зависимость сх от чиста М
при различных
имеет волновое сопротивление.
вится уже заметным и интенсив-
но растет с увеличением чис-
ла М.
Число М, соответствующее
скорости набегающего потока,
при которой местная скорость
его в какой-либо точке поверх-
ности тела равна скорости звука
(волновой кризис), называется
критическим числом М и обозна-
чается Мкр.
При скоростях, превышаю-
щих критическую, наибольшую
долю в сопротивлении самолета
Поэтому наиболее важным шагом
на пути создания сверхзвукового самолета является уменьшение
волнового сопротивления.
На волновое сопротивление влияют удлинение крыла, стрело-
видность в плане и относительная толщина профиля.
Так, при уменьшении удлинения крыла влияние сжимаемоеш
воздуха уменьшается (фиг. 7).
Стреловидная форма крыла в плане существенно влияет на ве-
личину волнового сопротивления, особенно в зоне М=1
(фиг. 8). Однако при скоростях, соответствующих числу М^2,0,
волновое сопротивление (при равных прочих условиях) стреловид-
ного крыла становится равным сопротивлению прямого крыла.
При звуковых и сверхзвуковых скоростях полета очень сильно
влияет на величину волнового сопротивления относительная тол-
щина профиля (фиг. 9).
Уменьшение волнового сопротивления фюзеляжа и других
ненесущих агрегатов самолета, таких, как фонарь кабины, гондо-
лы двигателей, подвесные топливные баки и проч, достигается,
прежде всего, устранением прямых скачков уплотнения. Чтобы из-
бежать возникновения прямого скачка на фюзеляже, носовую
часть фюзеляжа следует заострять и уменьшать радиус входных
кромок заборника.
72
К требованиям аэродинамического совершенствования можно
отнести также и герметизацию конструкции самолета.
Попадание воздуха внутрь самолета и затем вытекание его
наружу через щели вызывает значительное -повышение лобового
сопротивления самолета.
Фиг 8. Влияние стреловидности кры-
ла на величину сх.
чину сх.
В целях герметизации конструкции створки, крышки, двери,
окна самолета снабжаются мягкими 'прокладками (резиновыми
или кожаными).
П Вес, прочность и жесткость конструкции
Конструкция всякого самолета 'прежде всего должна быть до-
статочно прочной, т. е. напряжения в силовых элементах и их со-
единениях, могущие возникнуть в полете, а также при посадке
и движении по земле, не должны «превышать предельно допусти-
мых для данной конструкции напряжений.
Различают статическую прочность, соответствующую пос i еденному
возрастанию нагрузок; динамическую прочность —при резком, вне-
запном изменении нагрузки (удар при посадке, резкий воздушный порыв)
и усталостную прочность — при повторных регулярных (например,
вибрации, вызванные работой силовой установки) и нерегулярных циклических
нагрузках. «Усталостное» разрушение происходит при сравнительно небольших
напряжениях (при «пределе усталости»), зависящих от числа повторений на-
трузки, г. е. от срока службы конструкции.
Наряду с достаточной прочностью необходимо обеспечить
жесткость конструкции.
Если прочность конструкции характеризуется напряжениями
в ее элементах, то жесткость характеризуется деформациями.
При встречающихся в эксплуатации максимальных нагрузках
нельзя допускать остаточные деформации элементов конструкции
самолета, превосходящие допустимые величины, которые предпи-
сываются нормами прочности самолетов.
Весьма важно обеспечение жесткости (ограничение деформа-
ций) у агрегатов, создающих аэродинамические силы.
Удовлетворяя требованиям прочности и жесткости, конструк-
ция самолета должна быть возможно более легкой, так как каж-
дая, даже незначительная экономия веса улучшает летные харак-
73
www. vokb-la. spb.ru
теристики самолета и повышает его экономичность, позволяя уве-
личить полезную нагрузку. Можно добиться уменьшения веса
конструкции путем правильного распределения материала в сече-
ниях (т. е. добиваясь равнопрочности конструкции), а также при-
менением лучших материалов, уменьшением количества и разме-
ров несиловых деталей и пр.
Необходимо учитывать изменение физико-механических свойств
материала конструкции вследствие аэродинамического нагрева
при больших скоростях полета, который происходит из-за тормо-
жения потока поверхностью самолета. Так, например, при скорости
полета, равной 3000 км[час (835 At/сек), температура на поверх-
ности обшивки будет около 300°С (573° К), что существенно сни-
жает допустимые напряжения (см. гл. X), а также влияет на рас-
пределение действующих нагрузок между элементами.
Эксплуатационные требования
К ним относятся:
а)	эффективное использование внутренних объемов, доступ-
ность всех частей и деталей, подлежащих осмотру и обслужива-
нию, легкость ремонта конструкции, возможность хранения под
открытым небом и эксплуатации в различных метеорологических
условиях;
б)	удовлетворение требований надежности * в боевых и мир-
ных условиях.
Надежность самолета в боевых условиях ха-
рактеризуется надежной защитой экипажа, силовых установок,
важнейших элементов конструкции и органов управления. Эффек-
тивным средством повышения живучести является применение
брони (бронестекла в кабине, стальные плиты)', защищающей
экипаж и жизненно важные агрегаты и детали самолета.
Боевой надежностью конструкции называют спо-
собность ее выдерживать нагрузки в боевом полете при наличии
частичных разрушений у самолета от попадания в пего снарядов
противника. Надежность конструкции повышается применением
конструкций с рассредоточенными силовыми элементами. В этом
случае разрушение одного из элементов конструкции не снижает
существенно ее несущую способность.
К мероприятиям по повышению надежности самолетов относят-
ся протектирование (специальная защита) топливных баков, обес-
печение возможности полета при отказе одного-двух двигателей
(для самолета с несколькими двигателями), противопожарные
устройства, дублирование важнейших агрегатов, управления, гид-
росистем и т. д.
* Под надежностью понимается свойство конструкции самолетов сохранять
работоспособность ее в течение заданного интервала времени в определенных
условиях эксплуатации самолета как на земле, так и в полете.
74
Надежность конструкции самолетов в мир-
ных условиях характеризуется, главным образом, способно-
стью конструкции не разрушаться при длительном действии по-
вторных нагрузок, т. е. обладать высокой усталостной прочностью.
Сюда же следует отнести и способность конструкции противо-
стоять разрушению ее силовых элементов под влиянием коррозии.
Усталостная прочность конструкции повышается рациональным выбором ма-
териала (см. ниже), дублированием некоторых силовых элементов, т. е. примене-
нием нескольких путей передачи усилий, применением ограничителей распростра-
нения трещин (накладок) и т. п.
[Ь Технологичность конструкции в самолетостроении
Под технологичностью ‘понимают такие свойства конструкции,
которые 'при обеспечении эксплуатационных качеств изделия поз-
воляют достигнуть в 'процессе его изготовления высоких производ-
ственных показателей — малой трудоемкости, простоты обработки,
коротких сроков освоения и снижения стоимости продукции.
То обстоятельство, что технологическая рационализация кон-
струкции, не требуя серьезных затрат для своего осуществления,
приносит большой производственно-экономический эффект, делает
ее основным фактором в борьбе за рост производительности труда.
Основные требования, ‘предъявляемые технологией к конструк-
ции, сводятся к следующему.
1.	Простота конструкции и широкое применение
стандартных, нормализованных
и унифицированных конструкций
элементов, деталей и узлов
Простота конструкции преследует цель создания самолета или
его агрегата из наименьшего количества простых по конфигурации
деталей -при наиболее удобном их изготовлении и легкой сборке.
На фиг. 10 приведены два конструктивных примера. Для про-
изводства узла «а» требуется более 20 инструментов и 19 произ-
водственных операций; для узла «б» — только 8 инструментов
и 5 операций.
В СССР существуют Государственные общесоюзные и ведом-
ственные стандарты (нормали). Стандартизация и нормализация,
ограничивая выбор детали в пределах стандарта, нормали, позво-
ляют уменьшить число типов размеров деталей, сократить номен-
клатуру материалов и полуфабрикатов, что значительно сокра-
щает объем работ по проектированию и освоению в производстве
новых изделий.
Одновременно с этим производство стандартных и нормализо-
ванных элементов конструкции представляется возможным орга-
низовать в порядке кооперирования на специализированных пред-
приятиях, применяя наиболее прогрессивные методы.
75
www. vokb-la. spb.ru
В конструкции самолета широко применяются стандартные
и нормальные крепежные детали (болты, винты, шайбы, гайки,
заклепки и т. п.); детали системы питания топливом, системы
смазки (краны, штуцеры, переходники, пробки, горловины) и мно-
гие другие детали.
Фиг 10.
Наряду с использованием стандартов и нормалей следует стре-
миться к более широкому внедрению унификации или преемствен-
ности конструкций.
Термином «унификация конструкции» определяют степень ис-
пользования в новых конструкциях самолетов деталей и узлов,
а в отдельных случаях и целых агрегатов, других ранее спроекти-
рованных, освоенных в производстве и проверенных в эксплуата-
ции самолетов.
2.	Обоснованные точность изготовления
и чистота обрабатываемой поверхности
Точность изготовления детали, узла и агрегата и чистотх
обработки поверхностей следует устанавливать, исходя из строго
обоснованных технических требований, так как переход на более
высокие степени точности и чистоты неизбежно влечет за собой
повышение трудоемкости и себестоимости изготовления.
3.	Рациональный выбор вида заготовок
При выборе вида заготовки основным критерием экономич-
ности детален является их стоимость изготовления при обязатель-
ном условии, что предъявляемые к ним требования прочности,
веса и аэродинамических свойств удовлетворяются полностью.
Важное значение имеет выбор материалов, обладающих наряду
с высокими физико-механическими свойствами хорошей обрабаты-
ваемостью.
Ниже показаны некоторые виды заготовок, полученные со-
временными высокопроизводительными методами (фиг. 11, 12,
13, 14).
На фиг. 12 показана рама лонжерона тяжелого самолета, кото-
рая была изготовлена двумя разными способами. В первом слу-
чае (о) сборная рама имела 22 детали, 1500 крепежных нормалей
76
ИбшиИка - веренспнои г^олшимои
Профили переменного сечения
Фиг 11, Обшивка и профили переменного сечения
Фиг. 12 Рамы лонжерона, изготовленные разными способами

www. vokj»^a. spb.ru
и весила 180 кГ (1760 «); во втором случае (б) —рама была из-
готовлена при помощи горячей штамповки и состоит из одной
детали весом в 118 кГ (1160 н).
4.	Рациональный выбор способа обработки
заготовки детали
Независимо от вида -получения заготовок надо стремиться, где
только возможно, оставлять поверхности необработанными.
Основным видом обработки заготовок является механическая
обработка. Одним из новых процессов обработки является глубо-
кое травление5" или химическое фрезерование.
5-Б
Фиг. 14. Деталь, изготов-
ленная при помощи литья.
Фиг. 15. Панель, обрабо-
танная глубоким травле-
нием
На фиг. 15 показан пример детали, обработанной при помощи
глубокого травления.
5.	Рациональный выбор способа
соединения элементов конструкции
Повышение степени технологичности конструкции самолета
можно достигнуть выбором рационального способа соединения
ее элементов. В самолетостроении применяются соединения: бол-
товые, заклепочные, сварные, клеевые, клеесварные, шомполь-
ные и др.
♦ Процесс глубокого травления состоит в том, что заготовка, подлежащая
обработке, погружается в ванну с соответствующим раствором. Места заготовки,
не подлежащие травлению, покрываются изолирующим составом. Глубина трав-
ления определяется продолжительностью нахождения заготовки в растворе
Точность обработки достигает 0,05 мм.
78
Болтовые и винтовые соединения являются наиболее трудо-
емкими и в весовом отношении более тяжелыми.
Из всех -процессов изготовления сборных панелей обшивок
(склеивание, точечная сварка, клепка и т. д.) самым распростра-
ненным является клепка. Расчленение агрегатов на панели и узлы
должно обеспечивать возможность максимальной механизации
клепальных работ.
В самолетостроении широко применяются и сварные соедине-
ния. Преимущество сварных соединений перед заклепочными за-
ключается в том, что такие соединения обеспечивают герметич-
ность, уменьшают вес конструкции и снижают трудоемкость ее из-
готовления.
Наряду с клепкой и сваркой все шире применяются клееные
конструкции из тонких металлических листов и профилей.
Преимущества клеевых соединений, а именно; более высокое
качество обтекаемых поверхностей, лучшая герметизация, отсут-
ствие шума при сборке, меньший вес по сравнению с болтовыми
и заклепочными соединениями и проч., обусловливают эффектив-
ность их применения в конструкциях самолетов.
6. Обеспечение требования сборки.
Расчленение конструкции самолета
Технология сборки предъявляет к конструкции самолета спе-
цифические требования, к которым в первую очередь относятся:
отсутствие пригоночных работ, возможность поточной сборки и
взаимозаменяемость.
Сборочные работы самолета по трудоемкости составляют 40—
60% изготовления объекта; поэтому учет особенностей сборки при
проектировании значительно повышает производительность труда
и снижает себестоимость изделия.
Особенно важное значение при выполнении требований сборки
имеет выбор схемы расчленения конструкции агрегатов и само-
лета. Расчленение позволяет изготовлять отдельно узел, панель
и секцию и монтировать на них элементы оборудования.- Разли-
чают расчленение на агрегаты, секции и панели (фиг. 16).
Готовый самолет можно легко разобрать без разрушения со-
единений на агрегаты: фюзеляж, крылья, оперение, силовую уста-
новку и шасси.
Конструкция агрегата состоит из секций, которые в свою оче-
редь собираются из деталей, узлов и панелей.
Расчленение конструкции на отдельные сборочные единицы
значительно уменьшает трудоемкость, повышает производитель-
ность труда сборщиков и монтажников, сокращает цикл сборки
и монтажа, сокращает потребные производственные площади и ко-
личество рабочих мест. При этом несколько увеличивается вес
конструкции за счет введения соединений.
wwwA^>kb-la. spb.ru
80
Кроме того, расчленение конструкции позволяет применять бо-
лее широкую механизацию сборочных работ, ввод в работу кле-
пальных прессов-автоматов, сварочных автоматов и других средств
механизации.
Важным требованием сборки, устраняющим подгонку и обли-
чающим замену в эксплуатации, является обеспечение взаимоза-
меняемости агрегатов н узлов самолета.
Размеры, вес, качество поверхности, расположение стыковых
отверстий и т. п. взаимозаменяемых частей должны быть одина-
ковы (в пределах допусков).
Экономические показатели
Стоимость производства самолета в целом в значительной сте-
пени обусловливается рациональной технологией изготовления,
технологией сборки и выбора материалов.
Важнейшим экономическим ‘показателем гражданских самоле-
тов является рентабельность перевозок пассажиров и грузов, ко-
торая находится в прямой зависимости от:
а)	скорости перевозок;
б)	величины перевозимого за один рейс гр^за;
в)	дальности одного рейса;
г)	прямых издержек за 1 час полета (стоимость топлива, смаз-
ки, ремонта, обслуживания и т. п.).
Глава VII
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ
1.	КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО НАЗНАЧЕНИЮ
Назначение самолета в значительной мере определяет его лет-
ные и весовые характеристики, размеры, особенности компоновки
и оборудования.
В соответствии с назначением самолеты подразделяются на
военные и гражданские. Классификация самолетов по назначению
приведена на фиг. 17.
Военные/Самолеты
Современные военные самолеты, несмотря на большое разно-
образие боевых задач, стоящих перед ними, можно разделить на
следующие основные типы: истребители, бомбардировщики (ра-
кетоносители), военпо-трапслортные и многоцелевые самолеты,
используемые в зависимости от обстановки по различным назна-
чениям.
Истребители (фиг. 18). Основное назначение истребите-
лей — поиск и уничтожение в воздухе самолетов п ракет против-
6	1563	81
www. vokb-la. spb.ru
пика. Так как истребитель предназначен для воздушного боя, то
он должен обладать возможно большими горизонтальной и верти-
кальной скоростями, большим потолком, высокой маневренностью,
очень большой прочностью и живучестью.
Фиг. 17 Классификация самолетов по назначению
По роду боевой работы, определяющей особенности конструк-
ции и компоновки самолета, современные истребители можно раз-
делить на следующие типы; истребители ПВО или перехватчики —
для перехвата и уничтожения ракет и стратегических самолетов
противника; фронтовые—для завоевания господства в воздухе
Фиг. 18. Истребители.
над полем боя и на тактической глубине обороны; палубные —
для обеспечения господства в воздухе над морем; истребители-
82
бомбардировщики или ракетоносители -- для нападения с воздуха
на войска, огневые средства, укрепленные сооружения, располо-
женные в зоне передовых позиций, а также в оперативной глубине
территории противника.
Каждый из этих типов истребителей имеет специфические осо-
бенности. Так, например, для истребителя ПВО наряду с большой
горизонтальной скоростью требуется очень большая вертикальная
скорость (скороподъемность) и высота полета, для истребителя-
бомбардировщика— необходима достаточная дальность и универ-
сальность вооружения.
Скорости и дистанции воздушного боя в современных условиях
требуют применения на истребителях реактивного оружия и спе-
циальных автоматически действующих средств управления, при-
целивания и наводки оружия на цель.
Современный истребитель представляет собой сверхзвуковой
самолет с «полетным весом от 6 до 18 тонн (59 000—176 000 «),
с весьма мощной силовой установкой, имеющий один, иногда два
реактивных двигателя, броневую защиту и вооруженный современ-
ным наиболее эффективным оружием. При небольших размерах
истребитель насыщен разнообразным новейшим оборудованием.
Бомбардировщики или ракетоносители (фиг. 19)
служат для разрушения в тылу противника коммуникаций, соору-
6*	83
www.vokb-la.spb.ru
женин, имеющих военное и политическое значение, и для бомбар-
дировки с воздуха воинских соединений и их укреплений. Для этой
цели они могут быть попользованы как носители управляемых
снарядов.
Различают бомбардировщики (ракетоносители) тактиче-
ские и стратегические.
Тактические бомбардировщики (ракетоноси гели)
предназначены для действий по войскам и войсковым тылам про-
тивника. Они имеют сильное оборонительное вооружение и надеж-
ную броневую защиту. Скорость — околозвуковая или сверхзвуко-
вая; полетный вес — 15<-30 т [(15-е-30) 104 я], потолок — 18-^24 км,
дальность 30004-4000 км.
Фш 20 ] prfiiciiopiHUH самолет
К яоп группе бомбардировщиков относятся также п а л \ б-
п ы е б о м б а р д и р о в щ и к и, предназначенные для действия
против кораблей и подводных лодок.
Стратегические бомбардировщики (ракетоноси-
тели) предназначены для нападения на важнейшие военные объ-
екты, политические и экономические центры, расположенные в глу-
боком тылу противника на расстоянии 6000—-8000 км и больше от
фронта или границы.
Дальность полета такого бомбардировщика (свыше 10 000 /си
без заправки в воздухе) не позволяет истребителям охранять его
на всем .маршруте полета, и поэтому он сам должен иметь силь-
ное оборонительное вооружение и специальные (автоматические)
средства управления им.
Максимальная скорость его — околозвуковая или сверхзвуко-
вая. Полетный вес может достигать 200 т (200- 104 н) и выше, по-
толок около 24 КЛ1.
Воен ио-трап с портные самолеты. Основное назна-
чение таких самолетов—перевозка воинских соединений, различ-
ного рода военного снаряжения, включая орудия, танки и управ-
ляемые снаряды, а также заправка в воздухе топливом боевых са-
84
молетов (фиг. 20). В условиях мирного времени они выполняют
функции грузовых гражданских самолетов.
Военно-транспортные самолеты имеют скорость 600ч-
1000 км/час (165—280 м/сек)', полетный вес свыше 100 т
(100*104 н) и дальность — 5000-^10000 км и выше.
Многоцелевые самолеты. Наиболее часто используют-
ся в качестве истребителей, для самостоятельных бомбардировоч-
ных действий и разведки.
Гражданские самолеты
Основное назначение гражданских самолетов — перевозка пас-
сажиров, почты, грузов и обслуживание народного хозяйства.
Гражданские самолеты делятся на следующие основные типы
и группы: пассажирские, учебные, спортивные и специализирован-
ные самолеты, применяемые в’народном хозяйстве.
Пассажирские самолеты в зависимости от дальности полета,
величины платной нагрузки и количества пассажиров делятся на
магистральные и самолеты местных линий (фидерные).
Межконтинентальные самолеты (фиг. 21,а, б) и магистраль-
ные или дальние и средней дальности (фиг. 21, в) предназначены
для обеспечения воздушного сообщения на главных авиалиниях
и имеют основные показатели, приведенные в табл. 1
Г аблица 1
1 Тип самолет	Пллная нагруз- ка в юннах (ньютонах)	Далвност ь км	I Количество [ пассажиров
Межконтинентальные (сверхдальние) самолеты.	>15 : (15-Ю')	>6000	1 | >120 чел.
Магистральные дальние самолеты	124-15 |(12 : 15)-10*|	4000—5000	100—120 чел.
Магистральные самолет средне?! дальности	5-:-12 1(54-12). КН)	1000 : 3500	40 . 100 чел.
В настоящее время конструкторы работают над созданием
сверхзвуковых магистральных -пассажирских самолетов, которые,
вероятно, будут иметь дальность полета 4000-7-6000 км и выше
и скорость (2,04-3,0) М.
Самолеты местных авиалиний (фиг. 22, см. также
фиг. 3) предназначены для обеспечения воздушного сообщения на
авиалиниях протяженностью до 1000 км и имеют число пассажи-
ров до 30 человек.
Настоящая классификация пассажирских самолетов лишь
приближенно .характеризует их типы и меняется с развитием тех-
ники.
www. vokb^a. spb.ru
86
Развитие пассажирских самолетов основано на максимальном
удовлетворении требованиям безопасности, скорости, экономично-
сти и регулярности Одновременно с улучшением этих показателей
должны быть обеспечены достаточно хорошие удобства и обслу-
живание пассажиров
Фиг 22 Пассажирский самолет местных ihhhh
Учебные самолеты служат для обучения в летных шко-
лах военной и гражданской авиации Различают учебные са-
молеты первоначального обучения и учебно-
тренировочные, служащие для постепенного перехода учени-
ка-летчика с самолета первоначального обучения на самолеты,
эксплуатируемые в военной и гражданской авиации
Фиг 23 Сельскохозяйственный самолет
87
www. vokb-la. spb.ru
Специализированные самолеты (фиг. 23) создаю 1-
ся в соответствии с 'Потребностью народного хозяйства.
Например, самолет! санитарные для перевозки больных;
сельскохозяйственные, используемые для сева и борьбы с вреди-
телями полей и садов, для охраны лесов от пожаров, для под-
кормки с воздуха минеральными удобрениями различных сельско-
хозяйственных культур; для ледовой разведки; для разведки на
рыболовецких промыслах и пр.
Спортивные, рекордные и экспериментальные
самолеты служат для достижения рекордных показателей или
для различных исследований. Методы и средства, при помощи ко-
торых достигнуты рекордные 'показатели, используются в даль-
нейшем при конструировании новых самолетов.
Роль гражданской авиации в народном хозяйстве нашей стра-
ны все возрастает. «Авиационный транспорт превратится в массо-
вый вид перевозки пассажиров, охватит все районы страны»
(«Программа КПСС»).
2.	КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО КОНСТРУКТИВНЫМ ПРИЗНАКАМ
В зависимости от количества несущих плоскостей (крыльев)
самолеты подразделяются на монопланы, имеющие одну несу-
щую плоскость, и бипланы — с двумя несущими плоско-
стями.
Первый в мире самолет с паровым двшателем, построенный в России
в 1882 -1884 1г. был монопланом (фиг. 24) Он был изобретен нашим илашти-
ным соотечественником Л Ф Можаиским. В 1881 г 3 ноября ему была выдана
привинчпя (пагеш). в которой значилось, чго « на сие изобретение иреж те
сего никому друюмх в России привилегии выдано не было»
Первый в мире самолет с бензиновым двигателем, поднявшийся в по мух.
был биплан, пос।роенный в 1903 i в США братьями Райт (фиг. 25)
Вскоре » России русские конорукгоры Я. М. Гаккель, Д. П Гриюрович и др
разработали новую схему самолеча-биплаиа, получившую впоследствии всемир-
ное раса росч ранение.
Монопланы долгое время уступали бипланам, главным обра-
зом , в весе крыла и маневренности. С дальнейшим ростом скоро-
сти полета, а также применением новых материалов и более усо-
вершенствованных конструктивно-силовых схем крыльев аэродина-
мические преимущества моноплана по сравнению с бипланом
становились все более очевидными. В настоящее время моноплан
является основной схемой для всех самолетов.
При всем \nioi ообразии различных конструктивных признаков
существующие самолеты-монопланы можно свести к следующим
группам, различающимся по:
а)	расположению крыла;
б)	типу внешнего набора крыла;
в)	типу фюзеляжа;
88
89
www.vokb-la.spb.ru
г)	типу и расположению оперения;
д)	типу шасси;
е)	числу двигателей;
ж)	типу двигателей;
з)	расположению двигателей.
Классификация самолетов по конструктивным признакам при-
ведена на фиг. 26.
Рассмотрим несколько подробнее самолеты, различающиеся по
расположению и типу внешнего набора крыла. Другие конструк-
тивные признаки будут рассмотрены при изучении соответствую-
щих агрегатов самолета в разд. III настоящего курса.
Фиг. 25. Самолет братьев Райт.
По расположению крыла относительно фюзеляжа самолеты
подразделяются на низкопланы, среднепланы и вы-
сокопланы.
Низкоплан — самолет с нижним расположением крыла от-
носительно фюзеляжа.
С аэродинамической точки зрения благодаря наличию значи-
тельной интерференции * нижнее расположение крыла является
наименее выгодным; кроме того, оно ограничивает размеры бомб
или ракет в фюзеляже бомбардировщика при их размещении меж-
ду лонжеронами.
Однако несмотря на это многие современные самолеты различ- <
кого назначения выполняются по низкопланной схеме. Это объяс-
няется тем, что данная схема имеет существенные преимущества:
1.	Ввиду того, что крыло расположено близко от поверхности
земли, эффект приращения подъемной силы при посадке (влияние
земли) будет наибольшим.
2.	Шасси получается невысоким и, следовательно, более лег-
ким и проще убирается.
* Взаимного влияния частей самолета
90

С р ед н ей л а и — самолет, у которого крыло расположено при-
мерно на середине высоты фюзеляжа Эта схема самолета стала
типичной для современных истребителей *и бомбардировщиков.
Среднеллан имеет следующие преимущества:
1. При среднем расположении крыла потери па интерферен-
цию минимальны, что особенно благоприятно сказывается при
больших скоростях полета; это является основным достоинством
среднеплана.
2. Внизу, в сре,гне11 части фюзеляжа, легко размещаются от-
секи для бомб или ракет.
К числу недостатков рассматриваемой схемы следует отнести:
1. Увеличение веса шасси.
2. Затрудненное расположение пассажирских кабин в средней
части фюзеляжа.
Высокоплан — самолет, у которого крыло примыкает непо-
средственно к верхней части фюзеляжа.
При такой схеме интерференция между крылом и фюзеляжем
незначительна. Кроме того, к ’преимуществам высокоплана отно-
сится следующее:
1. Хороший обзор нижней полусферы, чем объясняется широ-
кое применение этой схемы для сельскохозяйственных само-
летов.
2. Возможность размещения внутри фюзеляжа (у бомбарди-
ровщиков) бомб (ракет) крупных размеров независимо от конст-
руктивной схемы крыла.
Основным недостатком высокопланной схемы является слож-
ность уборки главных ног шасси в крыло. При высоком его рас-
положении главные ноги получаются высокими, тяжелыми, не-
удобными для уборки в крыло. Уменьшить в таком случае высоту
главных ног шасси можно, разместив их под гондолами силовых
установок или по бокам фюзеляжа.
Наличие интерференции крыла и фюзеляжа оказывает сущест-
венное влияние на волновое сопротивление. Аэродинамические
исследования показали, что волновое сопротивление комбинации
крыло — фюзеляж можно значительно снизить, применяя так на-
зываемое «правило ’площадей». Это правило состоит в том,
что эпюра площадей (распределение площадей вдоль оси самоле-
та), нормальных к потоку поперечных сечений самолета, должна
максимально приближаться к эпюре площадей тела минимального
сопротивления.
Практическое применение правила площадей к конструкции
самолета заключается в том, что на фюзеляже делаются местные
плавные впадины, компенсирующие прирост площадей сечений
за счет крыла и надстроек, а в некоторых случаях накладываются
местные обтекатели, восполняющие резкие провалы эпюры площа-
дей (фиг. 27, пунктир на эпюре площадей соответствует пунктир-
ным очертаниям фюзеляжа).
92
Крыло каждой из рассмотренных схем -может быть выполнено
с подкосами или без них. По этому признаку самолеты разделяют-
ся на свободнонесущие и подкосные (фиг. 28)
Свободнонесущее крыло можно рассматривать как консоль-
ную балку, подкосное крыло — как балку на двух опорах с кон-
солью.
На фиг. 28 показаны примерные эпюры изгибающих моментов
свободнонесущего и подкосного крыльев монопланов. Как видно.
Фиг. 28 Эпюры нмибающих моментов в подкосных и в сво-
бод ноиесу щих крыльях монопланов.
наибольшие (расчетные) изгибающие моменты при одинаковых
размерах и нагрузках крыла в подкосном крыле в несколько раз
меньше, чем в свободнонесущем.
www.vokb-la@gb.ru
Из этого следует, что подкосное крыло можно сделать легче,
нем свободнонесущее, но при этом подкос создает добавочное
лобовое сопротивление.
Поэтому в настоящее время применяются исключительно сво-
боднонесущие крылья. Крылья с подкосами применяют в редких
случаях и только для нескоростных самолетов.
Схемы самолетов
Отнесение самолета к группам приведенной классификации
определяет схему самолета. Например, схема самолета: «свободно-
несущий моноплан со средним расположением крыла, однофюзе-
ляжный, с центральным оперением, шасси с передним колесом,
с двумя турбореактивными двигателями, расположенными на
крыле».
Из всего многообразия комбинаций конструктивных признаков
выделяют, кроме нормальной схемы, схемы «летающее крыло*
и «утка».
Фиг. 29. Схема самолета типа «летающее крыло»
На самолете типа «летающее крыло», иногда называемого
«бесхвостка», горизонтальное оперение отсутствует.
Применение этой схемы позволяет получить самолет с мини-
мальным весом и меньшим лобовым сопротивлением.
Современные самолеты типа «летающее крыло» (см. фиг. 19,
26) имеют острую и удлиненную переднюю часть фюзеляжа и, на-
оборот, укороченную заднюю часть. Вертикальное оперение уста-
навливается, преимущественно, на фюзеляже.
Крыло обычно треугольное в плане, так как по условиям ком-
поновки и вследствие большой корневой хорды такого крыла
рули высоты, размещенные на задней кромке крыла*, имеют до-
статочно большое плечо относительно центра тяжести самолета.
Тяжелые самолеты представляется возможным осуществить
без фюзеляжа и оперения — по схеме «летающее крыло», так как
большая строительная высота крыла позволяет разместить в нем
кабины, грузы и оборудование (фиг. 29).
* Часто рули высоты являются одновременно и элеронами. В этом случае
они называются элевонами.
94
Первые самолеты типа «летающее крыло» были построены в СССР в начале
20-х годов Б. И. Черановским
Существенным недостатком схемы «бесхвостка» является сле-
дующее обстоятельство.
Для уравновешивания моментов при увеличении угла атаки
необходимо рули высоты отклонять вверх (фиг. 30). Однако при
этом неблагоприятное изменение кри-
визны профиля уменьшает су.	_____
Для сохранения подъемной силы —
в этом случае требуется большая пло-	. 1J
щадь крыла, чем у самолетов обычной
схемы, что в значительной мере снижает
указанные выше преимущества схемы
«бесхвостка». Другим недостатком этой
схемы является трудность осущсствле-	"""-'J
ния эффективной механизации крыла,
так как закрылки, отклоненные для уве-	фиг 30-
личения cv книзу, создают момент, кото- *
рый уравновешивается дополнительным отклонением рулей высоты
кверху, что уменьшает су.
На самолете типа «утка» (фиг. 31) горизонтальное оперение
расположено впереди крыла.
Схема «утка» была применена еще в начале этого века на самолетах братьев
Райт и русского конструктора А. В. Шиукора (1912 г.).
Такая схема обладает по сравнению с обычной схемой самоле-
та некоторыми преимуществами:
1. У самолета обычной схемы горизонтальное оперение боль-
шей частью имеет отрицательную подъемную силу, уменьшающую
подъемную силу самолета.
Фиг. 31. Схема самолета типа «утка».
У самолета типа «утка» аэродинамическая сила горизонталь-
ного оперения положительна — направлена вверх, подъемная сила
самолета увеличивается, при прочих равных условиях посадочная
скорость несколько уменьшается.
2. Горизонтальное оперение не затенено крылом, что повышает
его эффективность.
95
www.vokb-la.spb.ru
К недостаткам самолета типа «утка» следует отнести затруд-
нения в обеспечении путевой устойчивости и управляемости, свя-
занные с малым плечом вертикального оперения и увеличением
длины носовой части фюзеляжа.
Глава VIII
ВНЕШНИЕ НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ
1 ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
В прямолинейном горизонтальном полете с постоянной скоро-
стью на самолет действуют следующие силы (фиг. 32):
Фиг 32. Силы, действующие на са-
молет в горизонтальном полете.
1) вес самолета G;
2} подъемная сила Уо,
3) тяга винта Ро или сила
реакции вытекающих газов из
реактивного двигателя;
4) лобовое сопротивле-
ние Qo-
Для упрощения допускаем,
что все перечисленные силы
проходят через центр тяжести
самолета.
Для того чтобы самолет совершал горизонтальный полет с по-
стоянной скоростью lz0, необходимо равновесие всех сил.
Следовательно:
где
Уо — G и Po—Qo,
у _fA,SVS . п _f-vSSV?>
2 КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
Рассмотрим самолет, находящийся в криволинейном полете
по траектории с радиусом кривизны, равным г (фиг. 33, а, б). В этом
случае на самолет действуют те же силы, что и при горизонталь-
ном полете. G, Р, У и Q, только они не находятся в равновесии,
г. е. в сумме дают не пуль, а некоторую неуравновешенную силу,
приложенную к самолету. Положим, что по касательной к траек-
тории силы находятся в равновесии, так как неуравновешенная
тангенциальная сила сравнительно мала и не играет существен-
ной роли. Тогда, согласно второму закону Ньютона, самолет будет
двигаться с ускорением, действующим в направлении неуравно-
вешенной силы по нормали к траектории.
96
Ускорение (центростремительное ускорение) равно — и на-
правлено^ к центру кривизны траектории. Как известно из меха-
ники, действующие силы вместе с инерционными силами нахо-
дятся в равновесии (принцип Даламбера). Прикладываем к само-
лету центробежную силу инерции
У2 G V2
т ——---------
г g г
где т — масса самолета,
g— ускорение силы тяжести,
и проектируем все силы на нормаль к траектории (см. фиг. 33, а)
K-Gcose —— —=0.
g г
Здесь 0 — угол между силой тяжести и нормалью к траектории.
После простых преобразований получим
У	V2	У	V2
----cos 0 =----- и —=-------kcosfi.
С	gr	G	gr
Отношение, показывающее, во сколько раз подъемная сила
в криволинейном полете больше веса самолета G (или, что то же
самое, больше подъемной силы в горизонтальном полете), назы-
вается коэффициентом перегрузки (или перегрузкой) и обозна-
чается буквой п. Так как интересующее нас наибольшее значение п
для данной траектории будет иметь место при cos 0 = 1, т. е. в наи-
низшей точке траектории (см. фиг. 33,6), то
„ Г У2 I 1
л==:	=------р.
G gr
7	1563
www.igfb-la.spb.ru
Вероятную в эксплуатации самолета максимальную подъем-
ную силу на данном режиме будем называть эксплуатационной
и обозначать Уэ. Соответствующий ей коэффициент перегрузки,
т е возможный в эксплуатации наибольший коэффициент пере-
грузки на данном режиме, будем называть коэффициентом экс-
плуатационной перегрузки (эксплуатационной перегрузкой) пэ.
Y Траектория
Фиг 34
В горизонтальном полете
всякий груз действует на огра-
ничитель (опору, узел крепле-
ния) с силой, равной своему
весу. В криволинейном полете
к весу груза прибавляется
инерционная сила, направлен-
ная в сторону, противоположную ускорению. Силу, равную сумме
веса и инерционной силы, будем называть массовой силой. Наи-
большая сила, с которой груз действует на опору в криволинейном
полете, — эксплуатационная массовая сила — в пэ раз больше его
веса. Покажем это.
Обозначим: Grp —вес груза; тгр—масса груза; Р} гр— инерцион-
ная сила груза; Pfp~эксплуатационная массовая сила, с которой
У 2
груз действует на опору. При полете с ускорением j=— инер-
ционная сила
d __ m V2
гр ~ тгр ~
Grp V2
g Г
Массовая сила (фиг. 34) равна
(-^- + 1	(2)
Формула (2) в равной степени относится и к распределенным
массам. Если погонный вес (вес единицы длины) конструкции фю-
зеляжа равен .йф, то в криволинейном полете эксплуатационная
массовая погонная нагрузка будет равна q$n9.
3.	ПОЛЕТ В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ. ПРЕДЕЛЬНЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ
Значительные перегрузки возникают при полете самолета в не-
спокойном воздухе (в болтанку). Рассмотрим случаи, когда само-
лет попадает в вертикальный порыв воздуха (восходящий или
нисходящий поток) Пусть самолет летит горизонтально со ско-
98
ростыо Vo* и на него снизу подействовал вертикальный порыв
воздуха со скоростью Uq (фип 35). Суммарная скорость потока
относительно самолета будет V—Vq + Йо**- В результате угол ата-
ки изменится на величину
да= arc tg — « —
уо Vo
и величина скорости станет
[/ — . уо ..
cosAa ’
Изменится также подъемная сила на величину
н перегрузка будет равна
<7	~ а
Знак минус соответствует нисходящему потоку воздуха.
Фиг. 35 Полет в неспокойном воздухе
Положим вследствие малости угла AczcosAu-^l и, следова-
тельно, Vo-
Из фиг. 35, б найдем
де =Aatg ф——- tg<p.
У о
. .	A.	dCy
Но, как известно, tg<?=----.
da
* Рассматриваем движение воздуха относительно самолета
** Векторная сумма.
7*
99
www. vokb-la. spb.ru
Подставляя и V в выражение для перегрузки, получим
^су uq еИ)
„=i±*lX°.A S 1±^!1№ t	(3)
G	da 2р
где р=-— обозначена величина, называемая удельной нагрузкой на
Крыло.
Отсюда видно, что перегрузка при полете в неспокойном воз-
духе увеличивается с увеличением скорости горизонтального по-
лета Vo и скорости вертикального порыва о©, а также зависит от
V	d С Ул
высоты полета, удельной нагрузки на крыло и величины —~ ,
da
которая меняется, с изменением числа М (фиг. 35,в), замедляя
рост перегрузки при больших числах М.
Найдем максимально возможное значение перегрузки. Очевид-
но, что
п —
•пах G *
Максимально -возможное значение подъемной силы найдем из
а вес самолета G из условия равенства его и подъемной силы при
посадке выразим в виде
V2
G„ нос о
“ Су таЛоОо ~~>
где Су max0 соответствует малым числам М.
Тогда
"max	I V I *
с9 тах0 \	/
(4)
гдед=——относительная плотность воздуха на высоте, соот-
°о ветствующей Vmax.
Таким образом максимально возможная перегрузка умень-
шается с высотой и растет с ростом максимальной скорости. От-
ношение	характеризующее влияние сжимаемости на коэф-
Су ШаХ0
фициент максимальной подъемной силы при больших скоростях
меньше 1 и несколько уменьшает значение nmax.*
Для современных скоростей теоретическое значение /гша1 может
достигать 40ч-50.
100
В условиях эксплуатации такую перегрузку получить практиче-
ски невозможно ввиду того, что переход с малых cv на cymai на
режиме максимальной скорости происходит не мгновенно, а за
какой-то промежуток времени, в течение которого скорость по
,,а	„	cv max&SV?L
траектории упадет, т. е. Утах будет меньше —  —2^-. Кроме
.того, рассчитывать самолет на прочность с пэ =40<-50 нецелесооб-
разно, так как летчик физиологически не может выдержать такие
перегрузки.
Фиг. 36 Предельные перегрузки, пере-
носимые человеком
Результаты специальных исследований показывают, что при
нормальном положении летчика в самолете уже при перегрузке
5н-6,5, действующей в течение 3—4 сек, наступают болезненные
явления (в лежачем положении действие перегрузки величиной
14—18 в течение большего промежутка времени летчик переносит
значительно легче). На фиг. 36 показаны предельные перегрузки
в различных направлениях, переносимые человеком в зависимости
от продолжительности их действия.
При нормальной перегрузке, Когда ускорение направлено вверх,
инерционная сила направлена вниз и летчика прижимает к си-
денью. В криволинейном полете возможны обратные перегрузки,
когда ускорение направлено вниз, а инерционная сила вверх и лет-
чика отрывает от сиденья, как это имеет место, например, когда
самолет входит в пикирование (см. фиг. 33,в).
При современных скоростях полета и резком изменении их
(торможении, разгоне) возможны значительные перегрузки в на-
правлении спина — грудь, которые, однако, легче переносятся че-
ловеком (см. фиг. 36).
Для повышения способности летчика выдерживать высокие
перегрузки применяется противоперегрузочный костюм (фиг. 37),
состоящий из пояса и ножных захватов, в которые подается сжа-
тый воздух Давление в поясе и захватах, автоматически устанав-
www.vokbllQ.lpb.ru
ливаемое в зависимости от перегрузки, регулирует циркуляцию
крови в организме.
Измерение величины коэффициента эксплуатационной пере-
грузки производится в полете посредством акселерометра или
акселерографа.
Фиг. 37, Противопере-
грузочный костюм.
Фиг. 38. Схема акселерометра.
На фиг. 38 показан схематично-акселерометр. Грузик 1, подве-
.шенный к тарированной пружине 2, перемещается пропорциональ-
но действующей на него силе (перегрузке). Стрелка 4 указывает
по шкале величину перегрузки. Колебания грузика гасятся жид-
костным демпфером 5. Все части акселерометра заключены в кор-
пусе 3.
На фиг. 39 в качестве примера приведены значения перегрузок
в характерных точках на траекториях, получающихся при выпол-
нении некоторых фигур высшего пилотажа *,
4.	КРИВОЛИНЕЙНЫЙ ПОЛЕТ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
Криволинейный полет с изменением направления движения
в горизонтальной плоскости называется виражем. При вираже са-
молет кренится в сторону поворота (фиг. 40); при этом подъ-
емная сила крыла не только уравновешивает вес самолета G, но
и дает слагающую в виде центростремительной силы S. Чем боль-
ше крен, тем больше должна быть подъемная сила, чтобы ее вер-
тикальная составляющая уравновесила вес самолета G, а значит
тем больше будет сила S и меньше радиус виража R.
* ^Возможность выполнении петли, т. е. полета по замкнутой траектории, ле-
жащей в вертикальной плоскости, впервые в истории авиации была теоретиче-
ски доказана Н. Е. Жуковским в 1891 i. в его работе «О парении птиц». В 1913 г.
русский летчик П Н. Нестеров впервые в мире выполнил петлю.
102
Фиг. 39. Перегрузки при различных фигурах
высшего пилотажа.
г) боевой переворот
103
www. vokb-la. spb.ru
Рассмотрим вираж без скольжения, для выполнения которого
необходимо, чтобы вертикальные составляющие действующих сил
находились в равновесии, д*. е
Xcosp—G = 0,
откуда
r=-^—,
cos₽
Так как знаменатель (cos fl) всегда меньше единицы, то У
всегда должен быть больше
G. Это значит, что на самолет при
вираже действуют перегрузки. Зна-
чение коэффициента перегрузки
получается из равенства
или
Фиг. 40 Силы, действующие
на самолет при вираже
G
cos ft
п —
G G
1
п=-----
cos $3
Чем круче вираж, т. е чем больше угол р, тем меньше cos р
и, следовательно, больше п
Для современных самолетов предельное значение чугл а крена
установившегося виража [V- 75^-80°, причем наибольшее значе-
ние коэффициента перегрузки п достигает 4<-6.
5.	ПОСАДКА
Посадка самолета совершается следующим образом (фиг. 41).
Самолет, планируя, подходит к земле. На некотором расстоянии
от земли самолет выравнивается. В конце выравнивания самолет
Фиг 41 Схема посадки самолета
обладает еще большой горизонтальной скоростью, для погашения
которой он некоторое время «выдерживается» над землей, т. е.
летит горизонтально. Сохранение подъемной силы, равной весу
самолета при уменьшении скорости, достигается путем увеличения
угла атаки до положения, при котором су достигнет значения
104
Сушах- В дальнейшем, вследствие падения скорости, подъемная
сила станет меньше силы веса G, самолет начнет «парашютиро-
вать» до приземления. Последней стадией посадки является пробег.
В момент приземления са-
молет обладает некоторой	U ТС
вертикальной скоростью, ко-	//
торая за очень короткий -------------
промежуток времени гасит-
ся и становится равной
нулю. Следовательно, при-
земляясь, самолет испыты-

G'
Р3
вает воздействие значитель-
Фиг. 42
ного вертикального ускоре-
ния, направленного вверх,
которое вызвано превышением силы Рэ, действующей на шасси
над силой веса G (фиг. 42).
Так же как и в случаях полета, отношение вероятной макси-
мальной силы, действующей на посадочные органы при посадке,
к весу самолета (или, что все равно, к силе, действующей на по-
садочные органы при стоянке), будем называть коэффициентом
эксплуатационной перегрузки при посадке пэ.
Глава IX
РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ И НОРМЫ ПРОЧНОСТИ
САМОЛЕТОВ
/С
1. РАСЧЕТНЫЕ НАГРУЗКИ
Для того чтобы конструкция самолета могла надежно выдер-
живать все действующие на нее в полете нагрузки, она должна
обладать достаточной прочностью, что может быть достигнуто дву-
мя способами
1. Расчетом конструкции на прочность в соответствии с дейст-
вующими (эксплуатационными) нагрузками и подбором сечений
элементов конструкции таким образом, чтобы напряжения в них
были равны допускаемым напряжениям, которые принимаются
ниже разрушающих. Такой способ расчета принят в общем маши-
ностроении. В этом случае коэффициент f, характеризующий за-
пас прочности, определяется как отношение разрушающих напря-
жений к допускаемым
Л
°разр
°доп
Фиг. 43
2. Расчетом конструкции на прочность, руководствуясь увели-
ченными, по сравнению с эксплуатационными, нагрузками (будем
называть их расчетными нагрузками) и подбором сечений эле-
ментов таким образом, чтобы напряжения в них были равны раз-
рушающим. Так как эксплуатационные нагрузки ниже расчетных,
то конструкция будет иметь коэффициент запаса, величина кото-
рого определяется как отношение расчетной
нагрузки к эксплуатационной
,	Ррасч
У2=	*
Последний способ расчета принят в са-
молетостроении благодаря двум его основ-
ным преимуществам.
1) Коэффициент не равен Л и ближе
к действительности, чем fb
Величины fs и fi различны потому, что при на-
грузках, близких к разрушающим, нарушается пря-
мая пропорциональность между силами и напряже-
ниями.
Рассмотрим, например, сжатую панель (фиг. 43) и покажем, что для нее
/2^ fi-	э
Положим, что допускаемое напряжение оД(>п достигнуто при силе Р и при-
аразр
пято равным 0,5 Празр Тогда запас прочности fi=	=2.
°доп
Это значит, что разрушение панели произойдет при увеличении силы
в два раза, т. с при силе 2 Рэ. Однако такое положение справедливо при усло-
вии, что при возрастании силы в два раза все напряжения тоже возрастут
в два раза (см. пунктир на фиг. 43). В действительности, как нам известно
из разд. I настоящего курса, часть обшивки потеряет устойчивость при
Р<£разр, произойдет перераспределение напряжений, стрингеры догрузятся
за счет потерявшей устойчивость обшивки и напряжения в них достигнут вели-
чины Празр при силе, меньшей 2 Рэ, например, при силе, равной 1,8 Рэ. Тогда
Таким образом, действительный запас прочности панели равен fa«1,8.
Поэтому расчет по второму способу хотя и сложнее, по оказывается более
точным.
2) Во всяком расчете на прочность применяются некоторые
допущения в отношении выбора расчетной схемы при определении
нагрузок. Поэтому надежность расчета на прочность должна под-
тверждаться опытными испытаниями. При расчете по первому спо-
собу опытная проверка заключается в сравнении расчетных на-
пряжений с действительными. Замер последних под нагрузкой до-
статочно громоздок.
При расчете по второму способу для проверки результатов рас-
чета на практике достаточно провести испытания конструкции
(при постепенно увеличивающейся нагрузке) до разрушения. Пра-
106
вильно рассчитанная конструкция разрушается при силе, равной
1.1 £расч- Преждевременное разрушение свидетельствует
о недостаточной прочности конструкции; разрушение при Р>
>1Л^₽асч свидетельствует о том, что конструкция чрезмерно
тяжела.
Такие испытания проводятся не только над опытными, но
и время от времени над серийными конструкциями и называются
статическими испытаниями (фиг. 44).
Фиг. 44. Статические испытания самолета
Число, показывающее, во сколько раз расчетная нагрузка боль-
ше эксплуатационной нагрузки, называется коэффициентом без-
опасности f
у__
J рэ ’
откуда расчетная нагрузка
Ррасч=/Рэ.	(5)
Так как для крыльев
Уэ = 6п\
то
Урасч = Gn? [>—Нрасч(?,	(6)
где Прасч — коэффициент расчетной перегрузки
Лрасч=М9.	(7)
Из условий получения конструкции малого веса желательно,
чтобы коэффициент безопасности был как можно меньше. Однако
величина (наименьшее значение) коэффициента определяется из
107
www. vokb-la. spb.ru
условия отсутствия остаточных деформаций при действии эксплуа-
тационных перегрузок и температур, возможного повторного дей-
ствия нагрузок, возможного отступления в технологии производ-
ства и др. Величина коэффициента безопасности для современных
конструкций самолетов находится в пределах 1,54-2,0 и устанав-
ливается для каждого расчетного случая.
В случае работы конструкции в условиях высоких температур при наличии
ползучести материала допустимые остаточные дефор.мацин и разрушающие на-
пряжения определяются еще сроком службы самолета — временем действия
нагрузок.
Итак, расчет конструкции самолета на прочность производится
по расчетным нагрузкам
= Лрасч^?.
Полученные напряжения сравниваются с разрушающими (для
данного элемента) напряжениями.
\	2. НОРМИРОВАНИЕ НАГРУЗОК
На самолет в ^зависимости от условий полета будут действо-
вать различные по направлению и величине силы при различных
углах атаки (от угла атаки, соответствующего су шах> ДО угла ата-
ки, соответствующего cymin— максимальному отрицательному зна-
чению Су). В диапазоне летных углов атаки самолет может полу-
чить перегрузку величиной от максимального положительного до
максимального отрицательного значения.
При посадке также возможно нагружение самолета различны-
ми силами.
Чтобы при расчете на прочность конструкции самолета или его
отдельных агрегатов не производить в каждом случае специаль-
ных исследований для определения расчетных нагрузок, выбраны
характерные положения самолета, обусловливающие наиболее тя-
желые условия в работе его частей.
Положения эти называются расчетными случаями и обозна-
чаются первыми буквами латинского алфавита А, А', В, С, D, D'
и т. д. Применительно к каждому агрегату расчетный случай обо-
значается латинской буквой и индексом агрегата, например:
Вк — случай В для крыла; Ас.у—случай А для силовой установки.
Фиг. 45, а дает наглядное представление о маневрах, соответст-
вующих указанным расчетным случаям. На фиг. 45,6 показаны
соответствующие расчетным случаям точки на полярах.
Расчетные случаи рассматриваются в нормах, прочности, раз-
работанных ЦАГИ на основе учета опыта отечественного и зару-
бежного самолетостроения и новейших данных авиационной
науки.
В отношении норм прочности все самолеты разбиты на три
класса: маневренные, ограниченно-маневренные и неманевренпые.
108
Для каждого случая нормы прочности задают коэффициент
эксплуатационной перегрузки п91ах, в зависимости от класса само-
лета, и коэффициент безопасности f.
Для гражданских самолетов л®пах не превышает 3,5; для истребителей
может достигать 6-5-9 (по данным зарубежной печати}.
Кроме того, для каждого полетного случая задается или зна-
QV2
чение cv или скоростной напор <7=~- Величины су и q связаны
между собой уравнением подъемной силы
Y^cyS^=C^Sq,
но
Y*^n*G,
откуда
n3G = CyqS.	(8)
По заданному су из уравнения (8) можно найти q и наоборот
(величины G, S и п9 известны).
Рассмотрим основные расчетные случаи.
Случай А — криволинейный полет на угле атаки, которому
соответствует Сушах и наибольшее значение эксплуатационной пе-
регрузки п9 —Ртах- Коэффициент безопасности f=l,5.
Этот случай имеет место при выполнении «горки», при выходе
из пикирования и планирования, при воздействии мощных восхо-
дящих потоков воздуха на самолет в горизонтальном полете и др.
wwj£)?jokb-la. spb.ru
Случай А'— криволинейный полет с такой же -перегрузкой,
как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой
скорости Vmax.max Самолета. Эта скорость отличается ОТ Umax —
максимальной скорости горизонтального полета.
Для истребителей скорость в этом случае соответствует скоро-
сти -пикирования. В случае А7 коэффициент меньше, чем
Сутах, коэффициент /=1,5.
Случай А' введен потому, что
хотя суммарная нагрузка на крыло
здесь такая же, как в случае А, но
распределение нагрузки при малых
углах атаки и из-за влияния сжи-
маемости другое: во-первых, центр
давления сдвинется назад, и эле-
менты крыла, расположенные бли-
же к задней кромке, будут нагру-
жаться больше, чем в случае А;
во-вторых, изменится распределе-
ние нагрузки по размаху крыла.
Случай В. Криволинейный полет на малых углах атаки
с одновременным отклонением элеронов. п|=0,5п^ах; g = tfmax maxi
[ = 2,0. Возможные траектории для случая В те же, что и для слу-
чая А'. Случай В возникает на больших скоростях, перегрузка
при нем будет меньше, чем в случае А' из-за меньших углов
атаки. Случай В введен как расчетный, вследствие больших
крутящих моментов, получающихся из-за смещения назад центра
давления.
Случай С — пикирование, т. е. вертикальный полет на угле
атаки, при котором подъемная сила самолета равна нулю (су«0).
При этом элероны отклонены tf = <7maxmax; 7=2,0. Случай С харак-
теризуется также действием больших крутящих моментов. Распре-
деление аэродинамической нагрузки в сечении крыла таково
(фиг. 46), что образуется пара сил.
Случай D — криволинейный полет на угле атаки, соответст-
вующем максимальному отрицательному коэффициенту подъемной
силы Супил;	—0,5/г®; f= 1,5. В этом случае силы действуют
противоположно их направлениям в случаях А и В.
Случай D' также соответствует отрицательной подъемной
силе, но только при полете с большей скоростью и, следовательно,
с меньшим коэффициентом (—су), чем в случае D. Этот вид нагру-
жения характеризуется перемещением центра давления назад по
ХОрде —	f=l,5; q = 0,8 • (/maxmax*
Рассмотрим один из посадочных случаев.
Случай Е — грубая посадка на три точки (см. фиг. 42).
Самолет находится в положении стоянки. К шасси приложена
сила Р| — n»G. Величина зависит от свойств амортизации.
ПО
3.	АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ
Как известно, при обтекании тела (потоком воздуха образуется
пограничный слой, скорость которого по толщине его переменна.
Разница скоростей в пограничном слое вызывает трение частиц
воздуха, которое переходит в тепло, повышая тем самым темпера-
туру пограничного слоя. От пограничного слоя тепло передается
обтекаемой поверхности, а от нее через материал обшивки на
каркас самолета, в кабины и т. д. Это явление называется аэроди-
намическим нагревом.
При малых скоростях он незначителен. Однако уже при М = 2
у земли температура обшивки будет свыше 200°С (473°К). При
числе М=5 алюминиевые сплавы плавятся, а при М=8 на высоте
15 км температура нагрева достигнет 2200° С (2473° К). Прогрев
конструкции происходит постепенно, в течение некоторого време-
ни и, следовательно, имеет место неравномерный ее нагрев. При
этом происходит рассеивание части тепла в атмосферу. Необходи-
мо учесть, что при равных значениях числа М теплопередача от
пограничного слоя к поверхности обшивки с увеличением высоты
значительно снижается благодаря уменьшению плотности воздуха.
Кроме того, на больших скоростях и больших высотах увеличи-
вается доля излучаемого тепла в окружающее пространство. По-
этому с увеличением высоты при прочих равных условиях аэро-
динамический- нагрев уменьшается.
В последние годы, в связи со значительным ростом скоростей
самолетов, возникла новая проблема — преодоление так называе-
мого «теплового барьера». Под «тепловым барьером» понимают
ограничения, которые накладываются на скорость полета в связи
с нагревом самолета.
Эти ограничения связаны с тремя моментами:
1)	С ростом температуры механические качества материалов
снижаются — уменьшается предел прочности ов и модуль упруго-
сти Е, ухудшается работа при длительном нагружении конструк-
ции в связи с усилением «ползучести» * при высоких температу-
рах. Так, например, при температуре 260° С (533° К) прочность
алюминиевых сплавов уменьшается примерно на 25%.
2)	В результате аэродинамического нагрева возникают допол-
нительные напряжения элементов конструкции, которые могут
быть значительными. Присоединяясь к основным напряжениям, они
могут вызвать разрушение конструкции. Температурные напряже-
ния возникают в случае различных коэффициентов расширения,
различных модулей упругости материалов конструкции, неравно-
мерного нагрева.
Пусть, например, лонжерон, пояса и стенка которого выполнены из дюралю-
мина, подвергается неравномерному нагреву по высоте лонжерона. Верхний пояс
его нагрет до температуры нижний до t2, причем температура меняется по
линейному закону (фиг. 47).
* Под «ползучестью» понимают свойство материала изменять свои размеры
при длительном действии постоянно!*! небольшой нагрузки.
Если бы температура по высоте была постоянной, то волокна материала
по всему сечению равномерно удлинились бы (посколько изменение длины лон-
жерона не ограничено) и температурные напряжения отсутствовали бы. В рас-
сматриваемом случае напряжения обусловлены разностью температур между
верхним и нижним волокном (fi—fa). Удлинение волокна а, имеющего разность
у
температур —/2) “будет равно
Д/ == aAtl =a(ti~ 1.
п
Здесь а — коэффициент линейного расширения,
/ — длина лонжерона.
Д/	у
e = y = a(/l-f2)-^
и напряжение
c=e£ = a£(f1 — h) 77'< «1 = а£(*1—/2); а2 = 0,
п
1 е. напряжения по высоте лонжерона также меняются по линейному закону
(см. фиг. 47). Нетрудно убедиться, что эпюра распределения напряжений по вы-
соте лонжерона может быть представлена как сумма двух эпЮр (фиг. 47) —
зпюры напряжений растяжения Прост=0,501 и эпюры напряжений изгиба
0max=±O,5ffi. Следовательно, неравномерный нагрев в данном случае создал
напряжения, эквивалентные совместному действию растяжения и изгиба.
3)	Для борьбы с аэродинамическим нагревом требуются специ-
альные меры (интенсивного охлаждения), чтобы создать нормаль-
ные жизненные условия для экипажа и пассажиров.
Изменение температуры в точке полного торможения потока
в зависимости от скорости полета, приближенно, может быть опре-
делено по формуле
Г=7'н(1+0,18М2),
где — температура в градусах Кельвина окружающего воз-
духа на высоте Н t
М=—(1Z —скорость полета самолета, а— скорость звука).
а
112
Действительное увеличение температуры обшивки меньше за
счет теплопередачи, излучения, неравномерного торможения и т. п.
На фиг. 48 приведены кривые зависимости температуры об-
шивки от высоты и числа М. На фигуре показаны предельно допу-
стимые температуры для различных материалов и до каких скоро-
стей полета на различных высотах применимы указанные мате-
Фиг. 48. Зависимость температуры обшивки от чис-
ла М и высоты полета.
риалы. Так, например, дюралюмин можно применять на скорости
до 1500 км/час у земли и на скорости 2600 км/час на высоте 30 км.
Нагрев для различных частей поверхности не одинаков и в
значительной мере зависит от аэродинамических форм агрегатов.
Характер изменения температуры по профилю крыла показан на
фиг. 49.
Кроме нагрева, обусловленного торможением потока, нагрев отдельных ча-
стей самолета происходит вследствие выделения тепла силовой установкой, а на
больших высотах — от солнечных лучей. Этот нагрев на высотах, достигнутых
самолетами, играет, однако, второстепенную роль, так как он значительно менее
интенсивен, чем аэродинамический нагрев.
Борьба с аэродинамическим нагревом
ведется многими путями. Наиболее про-
стой путь — это уменьшение времени по-
лета на большой скорости, чтобы обшив-
ка не успела разогреться до не .опусти-
мой температуры. Это так называемая
«пассивная» защита. Кроме того, существуют методы «активной»
защиты от аэродинамического нагрева. Наиболее эффективные из
них являются покрытие наружной поверхности самолета специаль-
ными нетеплопроводными жаростойкими, теплоизоляционными ма-
териалами. А также применяется охлаждение путем циркуляции
жидкости (топлива или воды) в пространстве между наружной
и внутренней обшивкой. Топливо, отнимая тепло от обшивки, нагре-
.	www.vokb-la.spb.ru
8 / 1563	113
вается и поступает в двигатель. Вода же нагревается до темпера-
туры кипения и испаряется через щели в конструкции, на что
расходуется большое количество тепла. Такое охлаждение назы-
вается испарительным.
В ряде случаев для защиты от нагрева применяются комбина-
ции этих способов: охлаждения, тепловая изоляция и жаропроч-
ные материалы.
4 ОГРАНИЧЕНИЯ СКОРОСТИ САМОЛЕТА
На современном самолете с мощными реактивными двигателя-
ми имеется возможность достигать очень больших скоростей, но
в ряде случаев дальнейшее увеличение
Фиг. 50. Ограничения
скорости самолета.
их ограничивается условиями прочности,
жесткости летательных аппаратов, на-
грева конструкции и т. п.
Рассмотрим более подробно условия
возникновения этих ограничений.
Ограничение по перегрузке иногда
имеет место при полете в неспокойном
воздухе. При заданных значениях пере-
грузки «о, скорости восходящего потока
п и удельной нагрузки р зависимость
предельной скорости Vo от высоты *
обусловливается формулой (3) и гра-
фически изображена на фиг. 50 (кри-
вая п).
V2
Ограничение по скоростному напору производится в це-
лях уменьшения поверхностной нагрузки на крыло, оперение, кото-
рая пропорциональна q.
Зависимость предельной скорости от высоты получится из

и изображена на фиг. 50 (кривая q).
Ограничение по температуре зависит от свойств применяемого
материала Задавшись допустимым значением предела прочности
ав, по графику, приведенному ниже (см. фиг 52), находим допу-
стимую для данного материала температуру обшивки. Затем по
графику фиг 48 для полученной температуры находим парные
значения Н и М (V), которые наносим на фиг. 50 (кривая Т).
Очевидно, что возможные скорости полета лежат левее гранич-
ных кривых, т. е. левее заштрихованной кривой. На фиг. 50 нане-
* Плотность воздуха q есть функция высоты.
114
сена также кривая максимальных скоростей, обеспечиваемых дви-
гателем (кривая V).
Из фигуры видно, что возможные, с учетом ограничений, ско-
рости меньше максимальных в значительном диапазоне высот.

Глава X
МАТЕРИАЛЫ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ В КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
1. ВЫБОР МАТЕРИАЛА
Для силовых частей конструкции самолета материал выбира-
ют исходя из назначения и условий работы этих частей.
В конструкциях самолетов применяются преимущественно алю-
миниевые сплавы за исключением конструкции шасси, элементов
крепления двигателей к самолету и
некоторых других частей, которые вы-	?
полняются из высокопрочных сталей.
В конструкциях самолетов, летаю-
щих с М>2 для деталей крыла, фюзе-
ляжа, оперения, подверженных значи-
тельному аэродинамическому нагреву, р^г^
применяются титановые сплавы, а
в ряде случаев и жаростойкие стали.
Важнейшим условием для правиль-	Фиг. 51
ного выбора материала является по-
лучение возможно малого веса при надлежащей прочности. Для
оценки материала с этой точки зрения введено понятие удельной
прочности материала.
Рассмотрим, например, стержень длиной I, растягиваемый си-
лой Р* (фиг. 51). Площадь поперечного сечения стержня опреде-
ляется из
F=-P-,
°в.раст
где Овраст — предел ‘прочности материала при растяжении.
Вес стержня GCT будет равен произведению объема F-1 на
удельный вес у
Ост=Ну.
Подставляя в последнее выражение значение площади F, по-
лучим
GCT=-^-Zy=-^_,
°в раст °в.раст
V
• Сила Р является расчетной для стержня, так как при определении ее
учтен коэффициент безопасности f.
8*	115
www.vokb-la.spb.ru
Удельная прочность основных металлов
Места, занимаемые металлами по удельной прочности
Таким образом, вес стержня при заданной силе и длине будет
„	°в.раст
, тем меньше, чем больше отношение ----------, которое называется
1 удельной прочностью материала на растяжение.
i	Для других деформаций получаются другие выражения удель-
ной прочности, например (даны без вывода), при срезе — при
3j____________	V
}/ а3 з
изгибе----5zi!J^,npH продольном изгибе -- и т. д.
Разумеется эти показатели должны быть взяты при соответ-
ствующей температуре.
1 Удельная прочность основных материалов при /=20° С
(Г=293ОК) приведена в табл. 2.
При выборе материала необходимо учитывать сопротивляе-
мость его динамическим нагрузкам, определяемую ударную вяз-
костью и пределом усталости *, наличие отечественного сырья, тех-
нологические, экономические и эксплуатационные факторы, а так-
же ползучесть материала (при повышенных температурах).
2. КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ОСНОВНЫХ МАТЕРИАЛОВ
1	Некоторые данные по основным конструкционным материалам
приведены в табл. 3. Зависимость предела прочности некоторых
материалов от t приведена на фиг. 52.
|	Алюминиевые сплавы
Алюминиевые сплавы наиболее широко применяются пр^ изго-
товлении самолетов, летаюших на скоростях до 2М.
is	Из них наиболее распространенным является дуралюмип.
1	В настоящее время имеются марки дуралюмина с пределом
}	прочности до —60 кГ/ммI 2 (540—590 Мн/м2). Дуралюмин
«	выпускается заводами в виде листов, профилей, труб, прутков
и проволоки. Для деталей и узлов, работающих при температурах
выше 120° С (393° К), следует применять жаропрочные алюминие-
вые сплавы.
Необходимо учитывать такое свойство дуралюмцна, как «ста-
; рение», т. е. повыщение твердости по истечении некоторого вре-
мени после термообработки. Дуралюмин плохо противостоит кор-
розии, против чего применяют защитные покрытия, чаще всего
анодирование (электролитический процесс покрытия детали плен-
i кой окиси алюминия).
I	* Ударной вязкостью называется работа, затраченная на разрушение образ-
Д	ца, отнесенная к 1 см2 ялощади /его поперечного сечения. Пределом усталости
+	называется наибольшее значение периодически меняющегося напряжения, кото-
с • рое может выдержать материал при неограниченно большом числе циклов (пе
ремен напряжения).
www.vokb-1
Краткая характеристика основных
<v S X РЭ и X	Марка	Удельный вес у. 103	Модуль упругости Е	Предел прочности на растяже ав кГ/см2 (Мн1м2) при различ температурах					
а> «Е X га X		кГ1см% (Мн/мЗ)	кГ^СМ2- (МН/М2)	20° С (293 °К)	100° С (373° К)	200° С (473° К)	300° С !(573° К)		
	20	7,85 (77)	2,Ь 106 (20,6-104) ч	4000— 5000 (390— 490)	—	—			
	45	7,85 (77)	2,1-106 (20,6-104)	6400 (630)	6000 (598)	—	—		
	ЗОХГСА	7,85 (77)	2.0.106 (19,6-104)	13 000 (1270)	—	—	12100 (1186)		
S ч га	ЗОХГСНА	7,85 (77)	1,95-106 (19,1404)	16 000 (1570)	15 600 (1530)	15 300 (1500)	15 000 (1470)		
О	ЭИ-543	7,80 (76,5)	1,9-106 (18,6-104)	19 000 (1860)	—	—	17 000 (1670)		1
	Я1ТН в	7,90 (77,4)	1,8-106 (17,6-104)	9300 (9Ю)	—	—	7500 (7350)		
	СН-2	7,70 (75,5)	1,95-106 (19,1-104)	14 000 (1370)	—	12000 (1176)	11500 (ИЗО)		
	Д16-Т	2,85 (28)	7,5-105 (73,5403)	4200 (4Ю)	—	—	—	1	
сплав!	Д19	2,85 (28)	7,5405 (73,5403)	4400 (430)	4200 (410)	3600 (353)	1900 (186)		1
иниевые	Д20	2,85 (28)	7,5-105 (73,5-103)	4200 (4Ю)	3500 (343)	2600 (255)	1900 (186)	1	
3S 2 <	Д21	2,85 (28)	7,5 105 (73,5-103)	4200 (4Ю)	3800 (372)	3300 (323)	—	1 1	
118
Таблица 3
конструкционных материалов
ние ных	Технологические свойства	Область применения	Приме- чание
400° С (673° К)			
—	Высокая пластичность, хорошая свариваемость	Сварные и штампован- ные малонагруженные де- тали; заклепки	
—	Хорошая обрабатывае- мость резанием. Пластич- ность удовлетворительная. Свариваемость плохая	Крепежные детали	
10600 (1040)	Хорошая пластичность, свариваемость, обрабаты- ваемость резанием	Ответственные сварные штампованные	детали; крепежные детали	
13300 (1300)	То же	Наиболее ответственные динамически нагруженные детали	
16000 (1570)	Сваривается, обрабаты- вается резанием. Удовле- творительная	пластич- ность, высокая теплопроч- ность	Ответственные узлы; уз- лы шасси; болты	
7300 (715)	Удовлетворительная пластичность,	высокая теплопрочность	Обшивка	Нержаве- ющая
11300 (1110)	Удовлетворительная пластичность,	высокая теплопрочность, хорошая свариваемость	Обшивка, каркас, узлы	Нержаве- ющая
	Пластичность средняя, свариваемость плохая	Обшивка и каркас при нормальной температуре	
—	То же	Обшивка, заклепки, ра- ботающие при Z<250° С (523° К)	
	Пластичность средняя, свариваемость удовлетво- рительная, теплопрочный	Листовые и кованые детали, работающие при t до 350° С (623° К)	
	Пластичность средняя, свариваемость плохая	Кованые, штампован- ные детали, работающие при t до 2500 С (523° К)	
119
www.vokb-la.spb.ru
<L> = X га ® о X	Марка	Удельный вес Y. IO’ кГ 1сМ3 (Мн/м3)	Модуль упругости Е	Предел прочности на растялсе яв кГ/см2 (Мн/м2) при различ температурах				
E X га X			кГ/см2 (Мк/м2)	20° С (293° К)	100° С (373° К)	200° С (473° К)	300° с (573d К)	
	В95-Т	2,85 (28)	7,5 105 (73,5 103)	5500 (540)	4800 (470)	2800 (274)	900 (88)	
	В65	2,85 (28)	7,5 105 (73,5 103)	4200 (410)	3600 (353)	2700 (265)	—	
3 ta га	АЛ9	2,85 (28)	7,5 105 (73,5 103)	2000 (196)	1800 (И6)	1500 1 (147)	—	
G w CJ	АЛ19	2,85 (28)	7,5-105 (73,5 103)	3000 (294)	2700 (265)	2500 (245)	1100 (108)	
<L> X X X E	АК4-1	2,85 (28)	7,5’Ю5 (73,5-103)	4200 (410)	3900 (382)	3300 (323)	1600 (157)	
2 4 <	АК6	2,85 (28)	7,5-105 (73,5 103)	4200 (410)	—	—	—	
	АМцА	2,7 (26,5)	7,5-105 (73,5 103)	1100— 2200 (108— 216)			—	
5 и га «5 X	ВТ 1’2	4,55 (44,6)	1,04 106 (10,2 104)	5500 (540)	__	—	2500 (245)	
j Титановые (	ВТ-6, ВТ-15	4,55 (44,6)	1,13 106 (11,1 104)	10000 (980)	~~1	7200 (706)	6700 (657)	
	МЛ4	1,8 (17,6)	4,3-105 (42,1-103)	2400 (235)	—	—	—	
сплав	МА2	1,8 (17,6)	4,3 105 (42,1-103)	2600 (255)	-	—	—	
агниевые	МА8	1,8 (17,6)	4,3-105 (42,1-103)	2500 (245)	2000 (196)	1600 (157)	—	
								
120
ние НЫХ		Технологические свойства	Область применения	Приме- чание
	400° C (673° K)			
	600 (59)	Пластичность средняя, свариваемоесь плохая Пластичность высокая, свариваемость плохая Льется, свариваемость хорошая Льется, свариваемость хорошая Пластичность высокая, свариваемость удовлетво- рительная То же Отличная пластичность и свариваемость	Ответственные детали каркаса самолета Высокопрочные заклеп- ки Детали сложной конфи- гурации средней нагру- женности То же, работающие при повышенной температуре Кованые, штампован- ные детали средней на- груженности, работающие при повышенных темпера- турах То же при нормальной температуре Детали глубокой вытяж- ки, сварные баки	
	1900 (186) 6000 (590)	Пластичность удовлет- ворительная, сваривается, обрабатывается резанием Теплопрочный То же	Обшивка, профили, штам- пованные детали, работа- ющие при температурах не свыше 350° (623° К) Обшивка,	профили, штампованные, кованые и крепежные детали, ра- ботающие при температу- рах до 450° С (723° К)	Техниче- ский титан
	—	Льется,	сваривается удовлетворительно	Малонагруженные ли- тые детали, арматура	
	—	Свариваемость плохая. Пластичность высокая. Обрабатываемость реза- нием тоже	МалЪнагруженные штампованные детали, ар- матура	
	—	Пластичность высокая, хорошо сваривается, обра- батывается резанием	Детали из листов, про- филей, труб	
www.vokbJhHpb .ru
Сравнительно широко 'применяются алюминиевые сплавы для
изготовления деталей при помощи литья (АЛ9). Механические
свойства этих сплавов сравнительно невысоки; из них отливают
детали средней нагруженности: тормозные барабаны, арматуру,
кронштейны, качалки и пр.
бв
(н2спг)
ТБО
(l4.710s) 150
140
130
i 120
। ио
6 (9.0 W5) 100
I 90
S во
Ъ	70
S ео
| (4.910s) 50
<*0
Фиг. 52. Влияние температуры на предел прочности
Алюминиево-маргаицевый сплав АМцА 'применяется для изго-
товления деталей из листа посредством глубокой вытяжки, из
сплава АМцА изготовляются также сварные топливные баки.
Алюминиево-магниевый сплав АМг обладает высокой пластич-
ностью и применяется для изготовления трубопроводов топливной
и масляной систем.
Стали
В конструкции самолета применяются стали малоуглеродистые,
среднеуглеродистые и специальные (легированные).
Малоуглеродистая сталь (марок 10, 20) широко при-
меняется для изготовления деталей из листов, а также для закле-
пок; малоуглеродистая сталь пластична, хорошо штампуется и сва-
ривается.
122
Среднеуглеродистая сталь (марки 45) служит основ-
ным материалом для изготовления крепежных деталей (болтов,
винтов, гаек и пр.).
Легированная сталь (ЗОХГСА, ЗОХГСНА) широко при-
меняется для изготовления наиболее нагруженных деталей и узлов
(пояса лонжеронов, стойки шасси, стыковые узлы и т. п.).
Из этих сталей изготовляются также наиболее прочные крепеж-
ные детали (болты, винты, гайки). Стальные заклепки изготов-
ляются из стали 15 и марганцовистой стали 20ГА.
Специальные жаропрочные стали (ЭИ643, Я1ТН, СН-2) при-
меняются для элементов конструкции (каркас, обшивка, узлы), ра-
ботающих в условиях высоких температур.
Все стальные детали должны быть защищены от коррозии по-
средством цинкования или кадмирования (покрытия электролити-
ческим способом слоем цинка или кадмия). Сталь ЗОХГСНА — ок-
сидируют.
Магниевые сплавы
Магниевые сплавы обладают высокой удельной прочностью при
невысоком значении предела прочности. Основными недостатками
магниевых сплавов являются: высокая стоимость, подверженность
коррозии и воспламеняемость. Магниевые сплавы бывают литейные
(МЛ4, МЛ5) и деформируемые (штамповкой, прессованием —
МА8, МА2). Применяются магниевые сплавы для малонагружен-
ных кронштейнов, деталей колес, управления. Детали из магние-
вых сплавов защищают от коррозии посредством окраски или хро-
мирования.
Титановые сплавы
Титановые сплавы представляют собой высокопрочные и тепло-
прочные сплавы. Сплавы рекомендуются для изготовления дета-
лей, работающих при повышенных температурах — 400-?-450° С
(673—723° К). Они обладают высокой удельной прочностью
(сгв/у=22,6• 105) и пределом прочности [ав = до 10000 кГ/см2
(980 Мн/л!2)], имеют удовлетворительные технологические свойст-
ва. Стоимость их в настоящее время значительно превышает стои-
мость сталей.
Неметаллические материалы
Наряду с материалами для силовых частей в конструкции са-
молета применяется много разнообразных материалов для тепло-
звукоизоляции, бытового оборудования, электро- и радиооборудо-
вания, отделки кабин и т. п. Применяются различного рода древе-
сина, резина, ткани, клеи, пластмассы, материалы из полимеров
и т. п.
123
www.vokb-la.spb.ru
С развитием химической науки и химического -производства
применение последних будет все возрастать.
Остановимся кратко на некоторых неметаллических мате-
риалах.
Древесина является дешевым материалом и хорошо обра-
батывается. Однако дерево неоднородно по своим механическим
характеристикам и прочность его во многом зависит от направле-
ния приложения силы относительно волокон. Механические свой-
ства древесных материалов изменяются в зависимости от влажно-
сти воздуха. Деревянные конструкции подвержены гниению, забо-
леванию «грибком».
Стеклотекстолит — слоистый материал в виде листов,
плит. Механически обрабатывается, склеивается, склепывается.
Применяется в качестве электроизоляции, термоизоляции, для
облицовки отсеков топливных баков, а также для конструкционных
и радиотехнических деталей, работающих * при температуре до
200°С (473° К).
Пресспорошки различных марок применяются для изго-
товления путем прессования электроизоляционных деталей, радио-
деталей, декоративных деталей, а также (фторопласт) для термо-
стойких и стойких к агрессивным средам деталей.
Полиэтилен применяется как электроизоляционный и хи-
мически стойкий материал, из которого изготовляются трубы, плен-
ки, ленты и другие детали.
Полиэтилен механически обрабатывается, сваривается. Детали
образуются литьем под давлением, горячим прессованием, штам-
повкой.
Пенопласты применяются в качестве легкого заполнителя
для слоистых конструкций (см. гл. XIII), в качестве «радиопро-
зрачного» материала, а также для целей теплоизоляции Пенопла-
сты обладают малым удельным весом [<0,2 а/сж3 (2000 я/л<3)],
механически обрабатываются, склеиваются, при нагревании фор-
муются.
Органическое стекло применяется для остекления кабин
самолетов при рабочих температурах от —60 до +60°С (333° К)
и выше. Органическое стекло формуется, сваривается, склеивается
и механически обрабатывается.
Силикатное стекло различных марок служит для изго-
товления прозрачной брони кабины экипажа. Для внутренней об-
лицовки кабин пассажирских самолетов применяется павинол —
негорючий материал, изготовленный путем нанесения на стекло-
ткань поливинохлоридной массы различных цветов и тиснений.
Для обивки кресел применяется текстовинит — хлопчатобу-
мажная ткань с полихлорвиниловым цветным покрытием.
Глава XI
ВЫБОР СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
- '	1. СТАТИСТИКА
Задание. Тактико-технические требования
Эскизное проектирование самолета представляет собой первый
этап проектирования, в результате которого выявляется схема са-
молета, его основные размеры и компоновка, т. е. размещение эки-
пажа, вооружения, грузов, оборудования.
Задание спроектировать самолет содержит ряд требований:
производственных, эксплуатационных, тактико-технических и др.
В тактико-технические требования включаются только основ-
ные требования в зависимости от назначения самолета. Так, на-
пример, для истребителя задаются максимальная и посадочная
скорости Ушах и Упос, вооружение, время набора высоты tH, пото-
лок Н, дальность L или продолжительность t полета и пр.
Для пассажирского самолета задаются максимальная и поса-
дочная скорости, требования безопасности, экономичности, удоб-
ства, грузоподъемность, дальность и др.
Выполнение всех этих требований сопряжено с большими труд-
ностями вследствие их противоречивости. Так, например, требова-
ние получения максимальной скорости полета противоречит требо-
ванию получения приемлемой посадочной скорости, так как
с увеличением скорости полета одновременно увеличивается и по-
садочная скорость; увеличение скорости полета противоречит
увеличению дальности, а для военного самолета и увеличению
мощности вооружения, так как при выполнении последних требо-
ваний возрастает вес самолета и т. п.
Тактико-технические требования на проектирование нового
самолета должны превышать по важнейшим для заданного типа
самолета показателям данные существующих самолетов.
Это необходимо делать из тех соображений; что при наблю-
дающейся общей тенденции к повышению летно-технических ха-
рактеристик самолетов данные проектируемого самолета к момен-
ту его полного освоения в серийном производстве могут быть пе-
рекрыты другими новыми самолетами.
Повышения тактико-технических требований проектируе <ых
самолетов по сравнению с существующими можно достигнуть:
1)	применением мощных или более экономичных, с меньшими
габаритами или более легких двигателей;
2)	улучшением аэродинамики самолета, изысканием внешних
форм, обеспечивающих уменьшение влияния сжимаемости, аэро-
динамического нагрева;
3)	применением более совершенной механизации крыла, управ-
ления пограничным слоем;
4)	совершенствованием силовых схем агрегатов самолета, обес-
печивающих требуемую прочность и жесткость при меньшем весе;
5)	улучшением технологии производства, что непосредственно
влияет на соблюдение требуемых форм и обводов самолета;
6)	применением новых высокопрочных и теплопрочных мате-
риалов;
7)	применением новых методов соединения отдельных деталей,
узлов (например, склейки металлов);
8)	применением нового самолетного оборудования, обеспечи-
вающего упрощение и улучшение управления самолетом, точное
и своевременное выполнение боевого задания, улучшение условий
работы экипажа, безопасность экипажа при аварии;
9)	применением, для военных самолетов новых, более эффек-
тивных типов вооружения, систем наведения и защиты, при их
меньшем весе.
Статистика и ее значение
Выбирая основные размеры самолета, конструктор должен
удовлетворить многие противоречивые требования. Так, например,
выбирая малую площадь крыла с целью уменьшения лобового со-
противления самолета для обеспечения максимальной скорости
конструктор должен учитывать, что он ухудшает этим взлетно-
посадочные характеристики самолета, а уменьшая, например, дли-
ну хвостовой части фюзеляжа и, следовательно, уменьшая ее вес,
он вместе с тем уменьшает и плечо оперения до центра тяжести
самолета, что, как известно, приводит к ухудшению устойчивости
и управляемости самолета.
Если еще учесть, что полетный вес самолета оказывает влияние
на его размеры, а размеры, в свою очередь, влияют на вес, то-
станет понятной трудность выбора основных размеров самолета
с помощью только теоретических расчетов. -
Поэтому для определения основных размеров проектируемого-
самолета пользуются данными современных, однотипных с проек-
тируемым, самолетов. При этом пользуются не абсолютными вели-
чинами (размер, вес, мощность силовой установки существующих,
самолетов), а относительными величинами, называемыми стати-
стическими коэффициентами. Эти коэффициенты получают в ре-
зультате обработки статистики, т. е. различных данных самолетов-
прототипов.
В статистику должны входить следующие основные данные по-
нескольким лучшим самолетам-прототипам;
а)	общие данные;
б)	технические данные двигателей;
в)	геометрические данные (размеры);
г)	весовые данные;
д)	данные вооружения (для военного самолета);
е)	летные 1данные.	-
126
Статистические коэффициенты
Рассмотрим некоторые основные статистические коэффициенты.
Предварительно познакомимся с принятой весовой классификаци-
ей самолета, 'Приведенной на фиг. 53. В несъемное оборудование
входит часть оборудования, не отделяемая в эксплуатации от кон-
струкции самолета (электропроводка, приборные доски, несъем-
ные элементы обогрева, вентиляции и пр.).
Весовые коэффициенты
1.	Коэффициент весовой отдачи
, Оцагр
где Онагр — вес нагрузки; G — вес самолета.
Этот коэффициент характеризует весовое использование само-
лета и желательно, чтобы он был возможно большим.
2.	Коэффициенты относительного веса агрегатов
, бкр	Оф
*ф=—ит. д.,
где Ghp — вес крыла;
Оф —вес фюзеляжа.
127
www. vokb-la. spb.ru
Приводим средние -численные значения коэффициентов относи- 
тельного веса агрегатов.	г
Для крыла....................................
, фюзеляжа..................................
, шасси.....................................
, оперения .................................
. управления ...............................
Акр=0,10ч-0,13
£ф=0,07 4-0,12
£ш =0,044-0,06
£оп=0,024-0,025
£упр=0,015 4-0,02
3.	Коэффициенты относительного веса конструкции, силовой
установки, вооружения, оборудования
,	^констр _	, ^С.у ,	Овоор	С?об
"'монстр “	’ "'ey ~	’ ^воор	’ ""об== ~
О	J О	G	G
и другие.

Геометрические коэффициенты
1.	Удлинение крыла	I
x=J-=^_
^ср 5	0
где Z?cp — средняя хорда крыла;
S, I — площадь и размах крыла (фиг. 54).	(
2.	Сужение крыла	.	(
^корн	1
ц= ---
°конц
где бкорн, Ьконц — корневая и концевая хорды крыла.
3.	Относительная толщина профиля, выраженная в процентах
^=^100%; FKOH„=^100%,
₽корн	0KOHU
где Скорн» сКОщ —наибольшая высота профиля в корне и конце i
крыла.	I
Такие же коэффициенты следует определить для оперения (на- !
пример, Лго, т]г.о и т. д.).	(
4.	Коэффициент статического	момента горизонтального one-	!
рения
ь J™Sro,	i
S^CAX	'
где Lr.o — расстояние от центра давления* горизонтального опе-
рения до центра тяжести самолета;	’
Sr.o — площадь горизонтального оперения;	/
&сах—средняя аэродинамическая хорда крыла.
• Lr о часто принимается как расстояние от центра тяжести самолета до i
оси вращения рулей высоты.	)
128	[
.	1
Фиг 54 Три проекции самолета
9	1563
129
www. vokb-la. spb.ru
Для трапецевидного крыла 6САХ есть хорда, проходящая через
центр тяжести 'площади полукрыла.
5.	Относительная площадь о-перения, рулей, элеронов
—5^ = 0,12-4-0,25;
5
^=0,30->0,45.
С	1
где S , 5в0 —площадь горизонтального и вертикального оперения;
5 в £Г ш —площадь руля высоты, направления и элеронов.
Приводим средние численные значения относительных пло-
щадей t
^-=0,15-4-0,25;
S
^=0,06-4-0,1;
s
^1=0,30 — 0,45;
SB.O
6.	Удлинение фюзеляжа
где /ф — длина фюзеляжа;
с?ф — диаметр круга, площадь которого равна мнделевому се-
чению фюзеляжа.
Летио-технические коэффициенты
I. Удельная нагрузка на крыло

G кГ / н \
Этот коэффициент характеризует посадочную скорость VnOc,
длину взлетной дистанции £ВЗл и маневренность самолета. Дей-
ствительно, чем больше вес при данной площади крыла (или чем
меньше площадь крыла при данном весе), тем больше посадочная
скорость, длина взлетной дистанции и тем больше радиус и время
виража. Увеличение радиуса и времени виража происходит пото-
му, что с увеличением веса возрастает потребная скорость как
для горизонтального полета, так и для виража, а с увеличением
скорости V возрастает радиус виража.
130
2, Энерговооруженность
<7 = -^ л. с.[кГ(л. с.}н) (для ПД и ТВД);
д' — —кГ тяги//<Г (н тяги/н) (для ТРД)*,
где N — мощность двигателя; Р— тяга двигателя.
Величина, обратная энерговооруженности, называется удельной
нагрузкой на мощность кГ[л.с.; н(л. с.) или у дельной нагруз-
кой на тягу кГ}кГ тяги; н/и тяги).
Энерговооруженность характеризует время набора высоты
потолок Н, а также длину взлетной дистанции LBJa.
Действительно, увеличение W и Р приводит к увеличению из-
бытка мощности и тяги, что, как известно, увеличивает вертикаль-
ную скорость, скороподъемность и потолок.
Такое же влияние оказывает уменьшение веса G. Одновремен-
но увеличение Л/ и Р уменьшает длину разбега при взлете са-
молета.
Увеличение энерговооруженности только за счет увеличения
мощности (тяги) силовой установки приводит, как правило, к уве-
личению веса самолета, что тормозит рост энерговооруженности.
Поэтому важнейшими являются мероприятия, направленные на
уменьшение веса силовой установки п повышение ее экономич-
ности.
3. Удельная мощность (тяга)
г=— л. с.1м? [для ПД (поршневые двигатели) и ТВД],
= тяги/лг2 (н тягаем?) (для ТРД).
Эта величина в основном характеризует максимальную ско-
рость Vmax, так как увеличение N и Р увеличивает Vmax так же,
как и уменьшение S.
Это явствует также из следующих формул (известных из кур-
са аэромеханики):
* Эту величину часто называют тяговооруженмосгыо
** В системе МКГСС
*** В системе СИ
9'
131
www. vokb-la. spb.
^,,,= 1/——^.	(10)
F CxcaUe„ S
В табл. 4 приведены средние значения статистических коэф-
фициентов для современных самолетов различного назначения
2 ВЫБОР СХЕМЫ И ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА
При выборе схемы самолета следует исходить из учета его
назначения и всей совокупности предъявляемых к нему требо-
ваний.
В настоящее время некоторые характерные признаки, опреде-
ляющие схему современного самолета, являются относительно
стабильными. Так, подавляющее большинство современных само-
летов представляет собой свободнонесущие монопланы, однофюзе-
ляжные, с хвостовым оперением, имеющие шасси с передней опо-
рой (ногой).
Однако эти схемы различны по расположению крыла, форме
крыла в плане, числу, типу и расположению двигателей.
Вопрос о расположении крыла решается сопоставлением преи-
муществ и недостатков низкопланной, среднепланной и высоко-
планной схем. Формы крыльев в -плане рассмотрены в разд. III,
гл. XIII.
Выбор типа двигателя определяется в зависимости от скорости
полета самолета, а также требованиями экономичности в эксплу-
атации.
В настоящее время на самолетах устанавливают преимуществен-
но турбореактивные двигатели — ТРД (а также их разновид-
ность— турбовентиляторные двигатели — ТВРД) и турбовинтовые
двигатели — ТВ Д.
До 1944—1945 гг. в самолетостроении применялись исключи-
тельно поршневые двигатели — ПД. Как указано было выше, ПД
не могут обеспечить потребную тягу для возросших скоростей
полета, так как тяга их с увеличением скорости резко падает.
Вследствие своей высокой экономичности (удельный расход топ-
лива * ** С(.=0,2ч-0,22 кГ/л.с.ч (2—2,2 н/л.с.ч), а также повышенной
надежности, обусловленной многолетним опытом их эксплуатация,
в настоящее время ПД применяются на учебных, сельскохозяйст-
венных и некоторых других специализированных самолетах, ле-
тающих со скоростями до 4004-500 км/час (НО—140 м/сек).
Турбореактивные двигатели создают тягу, возрастающую с уве-
личением скорости ♦*. Это наряду с малым весом, малым миделем,
простотой устройства, применением более дешевого топлива (ке-
росина) обусловливает применение их для больших дозвуковых,
начиная с 8004-850 км/час (220—240 м/сек), и сверхзвуковых ско-
* Удельный расход топлива — расход на одну лошадиную силу [или па один
килограмм тяги (ньютон тяги)] в час.
** В диапазоне чисел М=0,5-:-3,0.
132
ростей. Удельный расход ТРД Се~0,7-4-0,8 кГ/кГ тяги ч (н/н тяги ч).
Для ТВРД Се~0,5ч-0,6 кГ/кГ тяги ч (н/н тяги ч).
Появление реактивных самолетов еще в 1903 г. предвосхитил великий рус-
ский ученый К- Э. Циолковский, разработавший основы теории реактивного дви-
жения и предложивший схему жидкостно-ракетного двигателя.
Стремление найти двигатель, который удовлетворял бы пере-
ходным от ПД к ТРД скоростям полета, т. е. скоростям 600—
900 км/час, привело к созданию турбовинтового двигателя.
Тяга турбовинтового двигателя падает с возрастанием скоро-
сти, однако значительно медленнее, чем у поршневого двигателя.
Поэтому ТВД в состоянии обеспечить потребную тягу до более
высоких скоростей, чем ПД. ТВД обладают высокой экономично-
стью, удельный расход топлива Се=0,25—0,30 кГ/л. с. ч. (2,5 ч-
3 н/л.с.ч). Вместе с тем ТВД обладают малым весом, малым ми-
делем, простотой устройства. Это обусловило широкое применение
их в диапазоне скоростей 600ч-900 км/час (170—250 м/сек).
Жидкостно-ракетные двигатели — ЖРД на современных само-
летах в качестве самостоятельной силовой установки применяются
весьма редко.
Такие двигатели устанавливаются главным образом на экспе-
риментальных самолетах.
Иногда ЖРД применяются в качестве дополнительной силовой
установки на самолетах с ТРД, служащей для кратковременного
форсирования тяги самолета в полете или на взлете.
Тяга ЖРД практически не меняется с изменением скорости,
и в отличие от ранее рассмотренных двигателей, не падает (даже
несколько возрастает) с увеличением высоты-Это позволяет по-
лучить большие скорости полета самолета на больших высотах. Так
на экспериментальном самолете Х-15 (США) с ЖРД в 1963 г.
достигнута высота свыше 100 000 м и скорость около 7000 км/час
(1950 м/сек). Весьма низкая экономичность (Се=10ч-15 кГ/кГ
тяги ч), требующая больших запасов горючей смеси, препятству-
ют широкому применению ЖРД.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) ис-
ключительно прост по конструкции, однако он не может работать
при нулевой скорости движения и поэтому может устанавливаться
на самолет лишь в сочетании с другим типом двигателя, обеспечи-
вающим старт и разгон самолета. Тяга ПВРД растет с увеличени-
ем скорости, достигая потребных для горизонтального полета ве-
личин при скоростях 800—1000 км/час (220—280 м/сек).
Однако экономичность ПВРД при этих скоростях весьма низ-
ка Се=8ч-10 кГ/кГ тяги ч (н/н тяги ч).
С ростом числа М экономичность ПВРД возрастает, достигая
значения 2ч-3 кГ/кГ тяги ч (н/н тяги ч) при М~3. В настоящее
время ПВРД устанавливают лишь на экспериментальных само-
летах *.
* Области применения различных двигателей см. в гл. XVI, разд. Ш.
Тип самолета		Весовые коэффициенты					
	^ОТД	Асоястр	^с.у	^ВООр	£об	
Истребитель ПВО с ТРД	0,304-0,40	0,234-0,35	0,204-0,25	0,014-0,02	0,104-0,14	
Истребитель - бомбардиров- щик с ТРД	0,354-0,45	0,284-0,33	0,184-0,23	0,014-0,02	0,084-0,10	
Стратегичес- кий бомбарди- ровщик (ра- кетоносец) с ТРД	0,454-0,50	0,264-0,30	0,094-0,13	0,014-0,04	0,104-0,12	
Магистраль- ный пассажир- ский самолет с ТВД	0,454-0,55	0,284-0,32	0,074-0,11	—	0,104-0,12	
Военно-транс- портный само- лет с ТВД	0,454-0,55	0,284-0,32	0,074-0,10	—	0,104-0,12	
В знаменателе — для самолетов с треугольным крылом.
134
Таблица 4
Геометрические коэффициенты					Летно-технические коэффициенты		
X*	Tj	скорн %	^г.о	Хф	еч ч аг сч	q л.с.!«Г (л.с./н) q' кГ тяги/кГ (и тяги}н)	(iwlmvui н) &г1пгхш jx , J zjr/-rv j
24-4	2,04-3,0	3,54-6	0,554-0,6	94-15	3504-500 2004-300 /35004-50004 \2000 4-3000/	0,54-1,3	200---500 1504-250 /20004-50004 \15004-2500/
З-е-4	2,04-3,0	44-6	0,55-0,6	94-13	3504-500 (35004-5000)	0,54 1,3	2004-500 (20004-5000)
со' rf <£> СЧ	2,04-2,5	54-12	0,64-0,8	104-13	4004-550 2004-300 /40004-55004 \20004-3000/	0,254- 0,55	1004-150 (10004-1500)
7-5-10	2,04-2,5	124-16	0,554- 0,65	74-10	3504-450 (35004-4500)	0,24-0,3 (0,024- 0,03)	704-100
74-10	2,04-2,5	124-16	0,554- 0,65	74-9	4004-550 (40004-5500)	0,024- 0,28 (0,024- 0,28)	804-120
135
www. vokb-la. spb.ru
Число двигателей обусловливается потребной мощностью
(тягой) для обеспечения требуемых летных данных. При этом,
в целях увеличения надежности самолета, целесообразно рас-
средоточить потребную мощность (тягу) на 2-ь4 дви-
гателя.
Однако на небольшом самолете типа истребителя, исходя из
условий уменьшения габаритов, рациональной компоновки его, ча-
сто ставят один мощный двигатель.
Расположение двигателей определяется особенностями аэроди-
намической компоновки самолета и, в свою очередь, оказывает су-
щественное влияние на его компоновку.
Рассмотрим, например, самолет с ТРД, расположенными на
хвостовой части фюзеляжа (см. фиг. 54). Эта схема была создана
во Франции (самолет «Каравелла»), и основным назначением ее
является увеличение критического числа М. крыла, свободного о г
гондол двигателей. Вместе с тем это позволило усилить механиза-
цию крыла, располагая закрылки по всему свободному от элеронов
размаху, а также уменьшить шум в пассажирской кабине. Распо-
ложение двигателей вне крыла позволяет наиболее просто осуще-
ствлять замену двигателя новым, более мощным двигателем, т. е.
осуществить так называемую «модификацию самолета». Далее,
близкое к плоскости симметрии самолета расположение
двигателей облегчает полет самолета при выходе из строя
одного из двигателей, так как уменьшает момент несимметричной
тяги.
Наряду с этим отсутствие двигателя на крыле увеличивает
вес крыла, так как массовая сила двигателя, расположенного на
крыле, направленная противоположно подъемной силе, создает
момент, разгружающий крыло. Кроме того, необходимость выно-
са горизонтального оперения из зоны высоких температур обуслов-
ливает высокое его расположение — на киле и тем самым* увеличи-
вает вес киля, нагружаемого дополнительно силами от горизон-
тального оперения.
Приведенный далеко не полный анализ схемы самолета с ТРД,
расположенными на хвостовой части фюзеляжа, показывает все
многообразие и противоречивость факторов, которые приходится
учитывать при выборе схемы самолета.
Некоторые соображения о схеме типа «летающее крыло»
(«бесхвостка») и «утка» приведены выше.
Совершенно очевидно, что выбор схемы самолета требует глу-
бокого анализа и сопоставления различных схем применительно
к конкретным требованиям, предъявляемым к проектируемому
самолету.
Рассмотренные схемы некоторых самолетов, безусловно, яв-
ляются временными. Наличие большого разнообразия опытных
самолетов свидетельствует о настойчивых поисках рациональных
схем, способствующих дальнейшему росту летных данных.
136
Выбор двигателя
Из числа существующих типов двигателей (ПД, ТРД или ТВД) двшагель
выбирают из условия обеспечения основных летных данных и, прежде всего, мак-
симальной скорости *.
Из формул (9) и (10)
,г „	У/ /\г	‘хсамО,,	ц
J	'* inaxW'lu—	t._o
150	\	1472
или
г,	Сл слм(1и -S^max Н
‘mil! =
можно найти максимальную мощность или тягу двигателя на высоте, соответ-
ствующей Vmax в- Эта высота, так же как и Ушах в, предусматривается летно-
техническими требованиями. Кроме Л'тех и или Ртах н, неизвестными являются
величины т]в, сх сам и S. к.п, д. винта т]0 можно принять равным 0,8. Значе-
ние сх сам нужно получить из статистики для самолетов-прототипов. Так как
в статистических данных значение с* сам обычно не приводится, то его следует
найти из формул (9) или (10), приняв значения Nmax а (или Ршах я), S,
Ртах Я ИЗ статистики.
G
Величину S получаем из 5=—,где удельная нагрузка р на крыло выби-
Р
рается по статистике, а полетный вес G в первом приближении определяется
с помощью весового статистического коэффициента
, GHarp G-ron
котл =	5	•
Найдя из статистики £огд и определив на основании летно-технических требо-
ваний вес нагрузки без веса топлива и смазки ((7мгр — Стоп), находим
GHarp GT011
По найденным таким образом значениям Лгтах и или Р»ия необходимо
найти значения JVmaxo, Ршахс, соответствующие У=0, /7=0.
Мощность ТВД или тяга ТРД на высоте и скорости отличных от нуля мо
жет быть выражена следующим образом: 2Vm*x н=£лгМпахо, Ptmu^P ^тахо
где £л-, зависят от скорости (числа М) и высоты полета. Однако такого рода
зависимости (характеристики двигателей) индивидуальны. Воспользуемся при-
ближенными зависимостями
^тах Н	( лп
ЛтаЮ~ ----------->
02>
Ер
Значения коэффициентов Ер даны на фиг. 55, 56.
Из нескольких двигателей, удовлетворяющих найденной мощности jVWOxo
или тяге Pmuxo, выбираем двигатель, который имеет наименьшие мидель, вес
* Возможен выбор двигателя из условия обеспечения заданной дальности,
потолка и т. п.
www. vokb-la. spKffi
и удельный расход топлива и является наиболее простым и надежным в-экс-
плуатации.
Приводимое ниже определение полетного веса является вторым прибли-
жением.
Определение полетного веса самолета
Исходными данными для определения полетного веса и основ-
ных размеров самолета являются:
а)	задание, включающее тактико-технические требования;
б)	статистика, собранная и обработанная по нескольким со-
временным самолетам, однотипным с проектируемым;
в)	статистика по самолетам однотипным с проектируемым, по
годам—для учета динамики развития.
Имея значение энерговооруженности самолета
<?-=— (для ПД н ТВД)
G
ИЛИ
Я'=~ (Для Т£Д)
и мощность N или тягу Р двигателя, находим полетный вес
G=^N кГ («) или G— — кГ (н).	(13)
Выбор площади и размеров крыла
Принимая из статистики удельную нагрузку на крыло
138
и воспользовавшись определенным выше значением G, определим
площадь крыла
с G о
5=— м2.
р
Величины q и q't как было указано ранее, характеризуют скороподъемность,
потолок, взлетные качества, а величина р— посадочную скорость, маневрен-
ность, взлетные качества. Величины же р и qitf) в совокупности обусловливают
величину удельной мощности г(г*)
NG N
r — qp~ G S ~ S'
,	PG P
r ~q P" G S ~ S ’
которая характеризует максимальную скорость самолета. Таким образом, выбор
коэффициентов q и р в качестве исходных для определения основных парамет-
ров не является случайным, так как они тесно связаны с летными характери-
стиками самолета.
Далее,' зная из статистики удлинение крыла
S ’
(И)
находим размах крыла
Z =	-	(15)
Найдем из статистики сужение крыла
^РрН
7) = ---
°КО»|Ц
Г, ^корн "Ь ^КОиЦ .
и помня, что г> =-----------Z, получим из двух уравнений с двумя
неизвестными величинами Ь„лп„ и bvnm:
- к	/1
КОРН Ь + 1)/ ’ К0ИЦ" (1)41)2 ’	1 '
Зная из статистики относительную толщину профиля
г„м=^100% и FKO111=^100%,
° кори	"кони
найдем
^корн 0|01^KOpH^KOpH’ 1	(17)
с —о oiT? ь I
Угол стреловидности % между линией четвертей хорд и перпен-
дикуляром к вертикальной плоскости, проходящей через ось сим-
метрии самолета, может быть приближенно выбран по графику
фиг. 57 в зависимости от заданной летно-техническими требова-
139
www. vokb-la. spb.ru
няями максимальной скорости (числа М) и относительной толщи-
ны профиля в сечении по средней хорде.
— СКОрН + СКОНН
с= ?+1 
График построен на основании формул
М = М-,	=	1-0,7 УТ.
Кр 4’ KPZ 1 COS X	и
В последней формуле опущен член, учитывающий влияние cv, так как на режн-
Малая стреловидность (х~0^-2(Г) назначается из соображений
центровки, о чем будет сказано ниже.
Таким образом имеем все размеры крыла, по которым можно
построить его проекции.
Выбор профиля крыла излагается в курсе аэро'механики Y
Выбор основных размеров самолета
Размеры миделевого сечения фюзеляжа должны быть мини-
мально необходимыми для размещения двигателя, бомб, экипажа,
пассажиров, грузов и т. п. и для обеспечения обзора.
Определив из этих условий величину х/ф, т. е. диаметр круга,
равного по площади миделевому сечению, и взяв из статистики
Хф= получим
/ф=Афс£ф	(18)
* См. Д. М. Прнцкер и В А Турьян, Аэромеханика, Оборонгнз.
1960, стр 223—226
140
Площадь горизонтального оперения 5Г.О определяется по ко=
эффициенту статического момента горизонтального оперения
h — ^г-°^г °
•	Г° S&CAX
взятому из статистики.
Величиной Lr.o задаемся конструктивно — обычно эта величина
равна 2,8—3,2 бсдх — и затем определяем
S6„.Y
Sr0=Ar.„-^-.	(19)
Lrj)
Аналогичным образом определяется площадь вертикальною
оперения
(19'1
/-II о
Размеры оперения так же, как и крыла, определяются по вели-
чинам Хго, Пго и т. и., взятым из статистики (см. гл. XIV).
Стреловидность оперения принимается равной, а иногда не-
сколько большей стреловидности крыла
Хго^Хво>Х,	(20)
так как следствием волнового кризиса на оперении, кроме увеличе-
ния сопротивления, является ухудшение устойчивости и управляе-
мости самолета.
Площади рулей (элеронов) получаем по взятым из статистики
их относительным площадям, например:
(21)
где берем из статистики. Хорду руля (элерона) нужно взять
Sr с
в процентах от хорды стабилизатора, киля (крыла) из ста-
тистики
Аналогично этому, по относи тельным хордам —— и относит ель-
ь
ным размахам	определяются размеры механизации (щит-
ков, закрылков и т. п.).
Колея шасси (см. фиг. 54) принимается равной
(0,24-0,25)/.	.	(22)
Определение других размеров шасси см. в гл. XVIII.
www. voAtUa. spb.ru
Последовательность выбора основных размеров может быть
представлена следующей схемой.
Принимаем из статистики	0 1	Р Ф	X 1 с III	^мех Ь	1	^Г.О	<$р.В	^эл У 1	•
							sTT		
Определяем				^мех t	/ф	5г.о- t		•$эл t	
		L				I		_|	
Задаемся конструктивно					t	т £р.о			
Приближенное определение летных данных
После определения полетного веса и основных размеров са-
молета необходимо проверить, удовлетворяют ли они летно-техни-
ческим требованиям. Так как проведение полного аэродинамиче-
ского расчета для выявления летных данных громоздко, то для пер-
воначального анализа имеются приближенные формулы, которые
устанавливают связь между летными данными и основными стати-
стическими коэффициентами и дают возможность варьировать па-
раметры самолета для обеспечения требуемых летных данных.
Приводим некоторые приближенные формулы
Самолеты с ПД и ТВД
1.	Максимальная скорость
^„-125
(23)
где TVyy~мощность двигателя на данной высоте в л. с.;
Д— относительная плотность воздуха (по ЛАСА)* **;
S — площадь крыла в ж2.
Несколько более громоздко, но и более надежно Umax может быть опреде-
лена по формуле
(24>
1472ЛгП1ах
сх
♦ В системе СИ.
** MCA — международная стандартная атмосфера.
142
где	а значение с» сам определяется из статистики
150 Л^пах и Чв
/	1472 Arnlax j-j т]в \*
е^3п1ах//7 
В формуле (25) все данные берутся для самолета-прототипа из статистики;
=0,8
2.	Потолок
Я,эт»17,1-0,139А/>—1/-2-14//’_L + o,O94yKM.	(26)
ЛЯрасч V 5 у \ Л	/
В системе СИ вместо коэффициента 0,139 будет 4,3.
Здесь N„ рлсч — мощность двигателя на расчетной высоте**;
Ар -—коэффициент, учитывающий изменение мощности
ПД на расчетной высоте ^Д/>==—а<Л1
Для ТВД Ар~ 1.
3.	Дальность полета
L »	н F км^	(27)
где GTon — вес топлива в кГ («);
^.^“Максимальная скорость на данной высоте в км[час;
N/r — мощность двигателя на той же высоте в л. с.\
(^„ — соответствующий этой высоте удельный расход топлива
в кГ1л. с. ч (н)л. е. ч);
F — коэффициент, принимаемый для самолета с одним двига-
телем, равным 1,38; для самолетов с двумя и четырьмя
двигателями 1,48.
4.	Длина разбега (взлетной дистанции)
z	t О G	.~о.
А>разб(вал) Л --—- М.	(2о)
Aq 5
Для разбега k = 0,75; для взлетной дистанции /г = 2.1 (в системе
СИ — 72 и 202 соответственно).
* В системе СИ.
** Расчетной высотой называется высота, до котором мощность двигателя
сохраняется или несколько возрастает.
143
www.vokb-la.spb.ru
5.	Посадочная скорость
где Gnoc — вес самолета при посадке, равный полетному весу G
за вычетом расходуемой нагрузки.
Можно принять остаток топлива перед посадкой AGTon~0,2GTO1J
для самолетов с ТРД и AGTOn—0,5GTOB для самолетов с ПД, ТВД
AGTOn определяется из формул (27), (33). Вес бомб, снарядов G<-,
определяется в соответствии с летно-техническими требованиями.
Значения в первом приближении могут быть приняты для
прямых крыльев суmax—1,5, для стреловидных крыльев
6.	Длина послепосадочного пробега
0.025	(30)
где Vnoc подставляется в км!час.
Самолеты с ТРД
1.	Максимальная скорость (число Мта1) определяется по гра-
фику фиг. 58, где по оси абсцисс отложена величина
Pp/S	po/S
f(H)	1,206 — 0,03857/™’
а по оси ординат Мщах; Ро— тяга у земли
Аналогично предыдущему Упи н может быть определена по формуле
V _ 1 f	. м
схамеГ15 се,с'
где сх сам — определяется из статистики
2.	Потолок
25 -17.5 I/Y + 0.094
н	км,
11 йот ~	Г~	’
1+3,6/5;—|/ —+ 0,094
где сХо может быть принято:
для самолетов с одним двигателем сХо —0,018;
для самолетов с двумя двигателями сХа^0,02 и
для самолетов с четырьмя и более двигателями сХл
Ро — тяга у земли
* В системе СИ.
(31)
(32)
0,022;
144
3.	Дальность полета
От0пУтах н
L = —--------Л
С,нРн '
(33)
где Vmax н — максимальная скорость на данной высоте в км/час;
Рц~~тяга на данной высоте в кГ (н);
{^—соответствующий тяге удельный расход топлива.
Fi можно (принять для истребителя 1,1; для бомбардировщика 1.2.
4.	Длина разбега
ip.,6—0,8-2- -2-
(^6«(>.О81-^У.
(34)
Посадочная скорость самолета с ТРД определяется по форму-
ле (29), длина пробега после посадки — по формуле (30).
• В системе СИ.
10	1663
www.vokb-la.spb.ru
Глава XII
ЦЕНТРОВКА И КОМПОНОВКА САМОЛЕТА
1. ПРИБЛИЖЕННЫЙ ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ САМОЛЕТА
Знание веса отдельных агрегатов, грузов и т. п, составляющих
полетный вес самолета (см. фиг. 53), необходимо для определения
положения центра тяжести самолета и уточнения полетного веса,
определенного ранее в первом приближении.
Рассмотрим последовательно определение составляющих полет-
ного веса.
Вес нагрузки
Вес нагрузки, как было указано выше, состоит из веса топлива
и смазочного материала, веса экипажа, веса пассажиров, веса гру-
зов, багажа и веса бомб, снарядов для военного самолета.
Вес топлива определяется из формул (27), (33)
Lc N
GTOn——еН Н (для самолета с ПД, ТВД),	(35)
V'max Н Г
Lc Р
(7ТОП=—еИ Н' (для самолета с ТРД).	(36)
^шахяЛ
Значения L, Утахн берутся из летно-технических требований;
значения ссН, Nh(Pii)—из данных двигателя. Вес смазочного
материала принимается равным 2—3% от веса топлива (меньшие
значения — для самолетов с ТРД).
Вес экипажа определяется в зависимости от числа членов эки-
пажа, которое, в свою очередь, определяется назначением самоле-
та и летно-техническими требованиями. Вес одного члена экипажа
для военных самолетов принимается 100 кГ (980 н); для граждан-
ских— 80 кГ (780 н), вес одного пассажира — 80 кГ (780 н). Вес
багажа вычисляется в зависимости от числа пассажиров. По нор-
мам ГВФ на одного пассажира полагается до 30 кГ (294 н) багажа.
Вес грузов в грузовом самолете, боезапаса (снарядов, бомб)
в военном самолете задается летно-техническими требованиями.
Вес конструкции
Вес конструкции составляется из. веса отдельных агрегатов:
крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и управления. Вес агрегата за-<
висит от величины и характера действующих на него нагрузок, от
материалов, из которых он изготовлен, от веса несиловых деталей
(прокладок, диафрагм, стенок и пр.), которые неизбежно входят
в конструкцию агрегата. Поэтому теоретическое определение веса
агрегатов представляет собой значительные трудности.
14Ь
Приближенно вес агрегатов определяется по статистическим
данным с помощью коэффициентов относительного веса агрегатов
GKp=AKpG; Gft — kfyG и т. д.	(37)
Вес силовой установки
Двигатели, винты, радиаторы на самолетных заводах не изго-
товляются, и вес их определяется по данным заводов-изготовите-
лей. Вес моторамы, капотов, баков, трубопроводов определяется
во данным статистики.
Более грубо вес силовой установки может быть определен с по-
мощью статистических коэффициентов
Gc^^kCyG,	(38)
а также
Gc.y~k'c.yN0<	(39)
где JV0, Ро—номинальная мощность, тяга двигателя у земли;
А' у, А' у —удельный вес силовой установки.
Вес вооружения и оборудования
Вес вооружения и оборудования определяется по данным заво-
дов, изготовляющих предполагаемое к установке вооружение
и оборудование. Номенклатура же устанавливаемого вооружения
и оборудования зависит от назначения самолета и определяется из
летно-технических требований.
2. КОМПОНОВКА И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
.	Компоновка самолета
Компоновка самолета, т. е. размещение в самолете экипажа,
грузов, оборудования, а также взаимное расположение агрегатов
самолета, должна удовлетворять следующим требованиям:
1.	Обеспечение наибольших углов обзора экипажу. Так, напри-
мер, угол обзора вперед — вниз должен быть равен 7-ь9° (фиг. 59).
Этот угол измеряется между горизонтальной и касательной к фю-
зеляжу линиями, проведенными от глаза летчика
Экипаж должен быть размещен вне плоскости винтов.
2.	Размещение расходуемых грузов ближе к центру тяжести
самолета, чтобы изменение их веса не оказывало значительного
влияния на положение центра тяжести самолета.
Так как положение центра тяжести еще не определено, то его
принимают ориентировочно на расстоянии 0,25 £>САХ от носка САХ
для самолетов, у которых скорость полета меньше скорости звука,
и 0,35 hCAX для самолетов, летающих со сверхзвуковой скоростью
(фиг. 59). Величина и положение САХ определяются графически
по способу, изложенному на стр. 154.
10*	"	147
www. vokb-la. spb.ru
3.	Для маневренных самолетов возможно меньший разнос масс
относительно всех трех осей, чтобы не увеличивать массовый мо-
мент инерции самолета и не ухудшать его маневренность.
4.	Обеспечение доступа к агрегатам, требующим периодическо-
го осмотра.
5.	Размещение шасси должно обеспечивать:
а)	Зазор не менее 160 мм между поверхностью земли и кон-
цом лопасти винта в нижнем ее положении, а также между поверх-
ностью земли и нижней точкой фюзеляжа.
Отсюда величина h (см. фиг. 59) должна быть равна
Л = Лдневм 4“ ^аморт 4“ 160 ММ,
где Ацневм — опускание самолета при полном, обжатии пневма-
тиков;
Ламорт — опускание самолета при полном обжатии амортиза-
торов.
б)	Для предохранения заваливания самолета на хвост колеса
главных ног шасси необходимо располагать за центром тяжести
таким образом, чтобы при посадке самолета на главные колеса
реакция k (см. фиг. 59) прошла сзади центра тяжести, для чего
угол выноса шасси назад у, образованный между перпендикуля-
ром к линии земли при стоянке и линией, соединяющей центр тя-
жести с точкой касания главных колес, должен быть больше угла
Ф, т. е. не менее 15°.
в)	Расположение предохранительной хвостовой пяты должно
обеспечивать при посадке на главные .колеса и небольшом зазоре
между хвостовой пятой и землей угол атаки крыла, равный
апос^Онрит—(2-?3°), чтобы значение су было близко к макси-
мальному. Здесь аКрит — угол атаки, соответствующий <?Vmax-
Уменьшение аьрИт на 2—3е идет в «запас» — против возможного «провали-
вания» самолета при случайном увеличении угла атаки сверх а1(ВИТ *.
* Как известно, при а>аирит величина су падает по сравнению с cv шах-
148
Для этой цели угол <р должен быть равен
ф — Иврит— (2-5-3°) — (аустЧ-Оо),
где аУст — угол установки -крыла относительно оси самолета (обыч-
но 1-5-2°), со — угол между осью самолета и линией земли при
стоянке.
Угол установки крыла ауСт выбирается из условия обеспечения минималь-
ного лобового сопротивления самолета на режиме максимальной скорости, т. е.
на таком режиме ось фюзеляжа должна быть горизонтальна.
Поэтому угол установки крыла должен быть равен углу атаки на режиме
Ушах н на рабочей высоте; ауСт=ат шах я.
Последний определяется по значению
_ 20
Угол do должен обеспечить наивыгоднейшее значение угла атаки крыла при
взлете самолета. Из фиг. 59 видно, что авэл=«о+(1уст.
Фиг. 60.
г)	Размещение шасси должно обеспечивать возможность уби-
рания его в полете.
Положение носового колеса обусловливается углом 80-5-90°
или размером (0,28—0,35) /ф, где /ф длина фюзеляжа.
Колея шасси /ш (см. фиг. 54) принимается равной (0,18-5-0,3) /.
Для велосипедной схемы шасси (фиг. 60, обозначения те же,
что на фиг. 59):
₽= 100-5-120°; /ш желательно иметь возможно большим; у =
= (0,4-5-0,5) р.
Остальные соотношения такие же, как для шасси с носовым ко-
лесом. Подкрыльные опоры у большинства самолетов на стоянке
касаются земли.
6.	Размещение горизонтального оперения по высоте должно
обеспечивать вынос его из «аэродинамической» тени крыла, т. е.
из зоны завихренного потока, сбегающего с крыла (фиг. 61).
Положение оперения по длине фюзеляжа, как уже было сказа-
но, определяется величиной
^-г.о^ (2,5-5-3,5)
При Х<3 £г.0(1,2-5-2,0)дСАХ.
www. vokb-la. spb.ru
149
7.	При компоновке самолета в целях уменьшения волнового
сопротивления следует соблюдать «правило площадей» (см.
на стр. 92 и фиг, 27).
При сверхзвуковых скоростях нужно обеспечить плавное изменение не попе-
речных сечений, а сечений плоскостями, имеющими наклон, равный углу скачка,
взятого для данного числа М
8.	Должно быть обеспечено аварийное покидание военного са-
молета экипажем с помощью катапультирования и аварийные вы-
ходы (люки) в пассажирском самолете.
Фиг 61. Размещение горизонтального оперения по высоте
Одновременно с компоновкой различных грузов производится
компоновка силовых элементов конструкции самолета — лонжеро-
нов, шпангоутов, нервюр, узлов креплений различных агрега-
тов и пр. На фиг. 62, 63 приведены компоновочные схемы пасса-
жирского самолета Ил-18 и современного истребителя.
Определение положения центра тяжести самолета
На основании весового расчета получаем вес всех агрегатов
конструкции, экипажа, топлива и смазочного материала, грузов,
боезапаса, элементов силовой установки, оборудования и воору-
жения.
В результате компоновки знаем размещение всех весов, удов-
летворяющее приведенным выше требованиям. Теперь можно пе-
рейти к определению положения центра тяжести самолета.
Предварительно необходимо наметить положение центра тяжести
отдельных составляющих веса самолета, что делается приближен-
но, так как погрешности, имеющие место при этом, не оказывают
существенного влияния на положение центра тяжести самолета.
Центр тяжести крыла принимается на расстоянии 0,384-0,42
6Ср от носка средней хорды; центр тяжести фюзеляжа — на рас-
стоянии ~0,4/ф от передней точки фюзеляжа.
Центр тяжести топливных баков принимается в центре тяже-
сти их боковой проекции; центр тяжести оперения принимается
аналогично крылу. Центр тяжести симметричных грузов и агрега-
тов находится на оси симметрии. Центр тяжести двигателя, ору-
жия и пр. определяется на основании данных заводов-постав-
щиков.
150
151
www. vokb-la. spb.ru
152
На боковой 'проекции самолета, выполненной в масштабе, на-
V	носятся точки, соответствующие центрам тяжести отдельных ве-
's	сов (фиг. 64), при этом мелкие веса оборудования, вооружения,
силовой установки группируются по месту размещения на самолете
Фиг 64. К центровке самолета.
1—радиолокационная станция, 2—снарядный ящик, 3—пушка, 4~топливопрнемлнк,
5—радиооборудование, б—передняя нога шасси, 7—главная нога шасси, 8—катапуль-
тируемое сиденье и летчик, 9—высотное оборудование, /0, 11, 12—топливные баки,
13—заборник воздуха, 14— воздушные тормоза, 15—управляемый стабилизатор, 16—ТРД,
17— фюзеляж, 18—крыло, 19—бомба. 20—отсек электрооборудования, 21—навигационное
оборудование, 22—отсек гидросистемы, 23—вертикальное оперение
и заменяются одним грузом. Выбираем произвольную, но удоб-
ную систему координатных осей х, у (см. фиг. 64) и составляем
весовую ведомость по форме табл. 5.	"
Таблица 5
№ по пор.	Наименование груза	Grp «Г(я)	хгр М	Grpxrp иГ-м (н-м)
				! Grpxrp
Так как расположение центра тяжести самолета по его высоте
незначительно влияет на устойчивость, то в весовую ведомость
вносим лишь координаты хгр, взятые из центровочного чертежа
(фиг. 64).
Положение центра тяжести самолета определяется по формуле
^£СГр*гр	^4Q j
Ц‘Т 2 Grp
www. vokjig®- spb.ru
Определение средней аэродинамической хорды (САХ)
и центровка самолета
Как известно из аэромеханики, моментные характеристики про-
филя относятся к носку профиля и получаются из продувок пря-
моугольного крыла с постоянной хордой Ь. Чтобы использовать
эти характеристики для крыла заданного самолета, необходимо
крыло его заменить прямоугольным крылом в плане, моменты ко-
торого относительно оси z будут равны моментам заданного кры-
ла *. Хорда такого прямоуголь-
/1 ного крыла называется средней
аэродинамической хордой и обо-
значается ЬСАХ. Для трапеце-
видного крыла ЬСАХ есть хорда,
проходящая через центр тяжести
площади полукрыла. Графиче-
ское построение се приведено на
фиг. 65. Откладываем по одну
СТОрОНу ОТ ЬьорП ХОрДу ^конц> Л О
другую сторону от бкощ хорду
дкоры. Концы отложенных хорд
соединяем прямой. Пересечение
прямой со средней линией трапе-
ции даст точку, через которую
проходит 6САХ . Это построение
Фиг. 65
определяет также положение хСАХ — носка САХ относительно
носка корневой хорды.
Определив этим способом величину ЬСАХ и положение ее
(лСдХ ), наносим САХ на центровочный чертеж (см. фиг. 64) и за-
меряем расстояние х^т от центра тяжести самолета до носка
САХ.
Центровкой самолета, выраженной в процентах, называется ве-
личина
100%. '	(41)
*САХ
Величины допустимых центровок для современных самолетов
находятся в пределах:
для самолетов со скоростью полета ниже
скорости звука.............................хцт=20—30%,
для самолетов со сверхзвуковой скоростью . . хц т=30ч-40%
Меньшие величины хпт соответствуют передним центровкам,
большие — задним центровкам. Центровки определяются для раз-
* Кроме того, должны быть равны также подъемные силы и силы сопротив-
ления крыла заданного самолета и прямоугольного крыла
154
личных вариантов загрузки самолета: при полной нагрузке, при
израсходованном топливе, при сброшенных бомбах и т. п.
Разбег центровок при различных вариантах загрузки должен
быть возможно меньшим (3—5%). В отдельных случаях, при на-
личии достаточной продольной устойчивости допускаются и боль-
шие значения разбега центровки.
Значение центровки
Центровка имеет решающее значение в обеспечении продоль-
ной устойчивости и управляемости самолета. Значение центровки
было установлено еще в 90-х годах прошлого века С. С. Нежда-
новским.
Пусть самолет находится в равновесии на каком-либо режиме
(фиг. 66). При случайном увеличении угла атаки подъемная сила
У увеличится и сместится к носку -крыла \ т е. крыло создаст от-
носительно центра тяжести добавочный момент, стремящийся уве-
сти самолет от положения равновесия (дестабилизирующий мо-
мент). Этот момент парируется возрастающим моментом от силы,
действующей на горизонтальное оперение.
Величина дестабилизирующего момента крыла будет больше
при задней центровке и меньше при передней. Значит устойчивость
при задней центровке будет уменьшаться, при передней увеличи-
ваться.
Влияние центровки на устойчивость хорошо иллюстрирует помещенная в по-
токе модель крыла (предложенная проф. В. С. Пышновым), приведенная на
фиг. 67. Модель на эскизе «а», у которой ось вращения размещена впереди
(передняя центровка), находится в состоянии устойчивого равновесия, модель
на эскизе «б» (задняя центровка)—в состоянии неустойчивого равновесия.
Изменение величины устойчивости самолета в полете крайне
нежелательно. Самолет, обладающий большой устойчивостью, при
отклонении его летчиком слишком энергично стремится возвра-
титься в начальное положение. Летчику приходится прикладывать
большие усилия для удержания самолета в отклоненном положе-
нии. И, наоборот, самолет с малой устойчивостью очень вяло воз-
вращается к исходному положению, слишком быстро реагирует на
* При увеличении а центр давления перемещается вперед.
155
www. vokb-la. spb.ru
небольшие отклонения рулей и требует от летчика постоянного
внимания.
Отсюда следует, что обеспечение нормальной центровки являет-
ся важной задачей при компоновке самолета.
Исправление центровки
При первом варианте компоновки самолета редко можно полу-
чить надлежащую центровку. Исправление центровки осуществ-
ляется тремя способами (или их комбинацией):
1.	Изменением компоновки, т. е. перемещением различных гру-
зов. При этом переднюю центровку нужно исправлять перемеще-
нием грузов назад, заднюю — перемещением грузов вперед. Опе-
рация эта громоздка и по существу сводится к проведению новой
компоновки самолета.
2.	Изменением положения крыла относительно фюзеляжа. Так
как одновременно с перемещением крыла перемещается и САХ,
а положение центра тяжести самолета изменяется при этом незна-
чительно, то величина д'цТ меняется. Так, например, при исправ-
лении передней центровки (фиг. 68, а) крыло нужно перемещать
вперед — тогда носок САХ тоже переместится вперед (смещение
ц. т. вперед при этом будет незначительно) и расстояние от него
до центра тяжести самолета увеличится (фиг. 68; б).
Этот способ также сложен, так как перемещение крыла влечет
за собой значительные перемещения силовых элементов, связанных
с крылом (силовых шпангоутов фюзеляжа и пр.).
Первый и второй способы применяются в случае значительных
исправлений центровки.
3.	Незначительным изменением стреловидности крыла с сохра-
нением положения бкорн *. В этом случае, как и в предыдущем,
имеет место смещение САХ при незначительном смещении центра
тяжести самолета. Исправление, например, передней центровки
(фиг 69) достигается перемещением концов крыла вперед (прида-
нием так называемой обратной стреловидности крылу или умень-
* Нельзя смешивать незначительное изменение стреловидности для исправ-
ления центровки с приданием крылу стреловидности для устранения влияния
сжимаемости.
156
шением прямой стреловидности). Цифрой 2 на фиг. 69 указано
исправленное положение центра тяжести и новая величина х'ц т .
Этот способ не вызывает существенных изменений компоновки,
но может применяться только -при незначительных исправлениях
центровки.
Этапы проектирования и испытания самолета
В заключение главы рассмотрим этапы проектирования само-
лета. Процесс проектирования можно разбить на три основных
этапа.
1.	Эскизный проект. Этот этап включает изучение и обра-
ботку статистики, изучение динамики развития самолетов, изы-
скания, выбор схемы и основных параметров самолета, весовой
расчет, разработку схемы члене-
ния и общих видов основных
агрегатов самолета, выбор основ-
ных материалов, основного са-
молетного оборудования, аэроди-
намический расчет и расчет
устойчивости, и заканчивается
составлением общего вида само-
лета в трех проекциях и компо-
новкой.
На этом этапе производят
сравнительные продувки моде-
лей различных вариантов рас-
смотренных схем.
2.	Предварительный -проект. Этот этап начинается
после утверждения «заказчиком» эскизного проекта и состоит из
уточнения компоновки, проведения различных экспериментов по
выбору наивыгоднейших аэродинамических форм, материалов,
конструктивных схем и т. п. Разрабатываются чертежи агрегатов,
устанавливаются размеры основных деталей на основе расчетов
Прочности, проводятся аэродинамический расчет, расчет устойчи-
вости на основе продувок моделей, расчет вибропрочности и т. п.
Уточняется перечень оборудования; разрабатываются мероприятия
по обеспечению взаимозаменяемости агрегатов самолета, техноло-
гичности изготовления и сборки конструкции. Этап заканчивается
постройкой макета самолета в натуральную величину для взаим-
ной увязки основных размеров, отдельных сопряжений, размеще-
ния грузов и т. п.
3.	Исполнительный или рабочий проект и испы-
тания. На этом этапе, на основе данных предварительного проекта,
уточняются компоновочные данные, уточняются все расчеты, -про-
изводится конструктивная и технологическая разработка всех узлов
и деталей самолета и проверка прочности их при помощи расчетов
(а в случае необходимости и путем испытаний).
Производится весовой контроль, т. е. сопоставление веса дета-
лей, подсчитанного по чертежам, с проектным весом, а также сопо-
ставление проектного веса с фактическим.
Параллельно производится постройка опытных экземпляров:
для статических и динамических испытаний и для летных испы-
таний.
Статические испытания проводятся как самолета в це-
лом (см. фиг. 44), так и отдельных его частей. Воздушная нагрузка
имитируется натяжением лямок, приклеиваемых во многих местах
к поверхности самолета. Производятся замеры напряжений и де-
формаций сначала при нагружении наибольшей эксплуатационной
нагрузкой, а затем и разрушающей нагрузкой.
Агрегаты, -подверженные динамическим (ударным, вибрацион-
ным) нагрузкам (шасси, топливные баки, моторные рамы и т. п.),
подвергаются также динамическим испытаниям. Шасси,
например, испытывают на копрах. Испытание заключается в том,
что стойку шасси вместе с пневматикой сбрасывают с некоторой
высоты и затем измеряют полученные нагрузки и перемещения
Крепления двигателя, баки подвергают колебаниям с помощью
вибраторов для проверки числа циклов колебаний, при которых
конструкция разрушается от усталости.
При статических и динамических испытаниях сверхзвукового
самолета воспроизводятся реальные температурные условия. Для
этого испытываемая часть конструкции обогревается, например,
кварцевыми лампами.
Летные испытания служат для изучения в полете нагру-
зок, действующих на самолет, выявления температур и напряже-
ний в отдельных частях в летных условиях, изучения колебаний
частей самолета, а также определения летно-эксплуатационных ха-
рактеристик самолета.
В случае успешного окончания испытаний вся техническая до-
кументация самолета передается для серийного производства.
Но на этом не заканчивается работа конструкторского кол-
лектива над самолетом. С первых шагов запуска самолета в се-
рийное производство конструкторский коллектив держит тесную
связь с производством, решает вопросы, непрерывно возникающие
в процессе производства. В содружестве с коллективом производ-
ственников конструкторы устраняют недостатки конструкции, вы-
явившиеся как в процессе производства, так -и в первые дни экс-
плуатации. Важное значение для повышения качеств самолета
имеет модификация самолета — частичные конструктивные изме-
нения (иногда полная замена одного или нескольких агрегатов) не
требующие коренной перестройки производства. Таким образом,
тесная связь конструктора с производством является залогом со-
вершенствования конструкции и ее обновления.
РАЗДЕЛ III
КОНСТРУКЦИЯ И РАСЧЕТ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА
НА ПРОЧНОСТЬ
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ К РАЗД. III
с — максимальная толщина профиля крыла,
— координата максимальной толщины профиля относительно носка;
Ь—хорда профиля крыла; шаг стрингеров;
/max — максимальная вогнутость профиля крыла;
Су max — коэффициент максимальной подъемной силы крыла,
—коэффициент лобового сопротивления крыла;
X — угол стреловидности крыла;
V—скорость полета самолета, объем воздуха в камере амортиза-
тора;
а — скорость звука;
Мкрнт — критическое число М, которому соответствует начало волнового
кризиса;
S—площадь крыла; осевая_сила;
I—размах крыла; длина тяги проводки управления;
X—удлинение крыла;
т] — сужение крыла;
&корн—корневая хорда крыла;
^коьц—концевая хорда крыла;
/< — аэродинамическое качество самолета;
Р—тяга двигателя; внешняя сила; усилие на ручке управления;
G — полетный вес самолета;
ci — индуктивное сопротивление крыла;
Мизг — изгибающий момент;
А1Кр—крутящий момент.
Q — поперечная сила; лобовое сопротивление самолета;
8—толщина стенки; толшина обшивки; угол отклонения рулей;
°кр—критическое нормальное напряжение;
’Икрит.фл — критическая скорость флаттера;
у—удельный вес материала; угол поворота колеса;
qy — аэродинамическая погонная нагрузка;
^кр — массовая погонная нагрузка крыла;
Ргр — массовая сила груза;
р — удельная нагрузка;
Y — подъемная сила крыла;
/ — коэффициент безопасности;
159
www. vokb-la. spb.ru
пэ — коэффициент эксплуатационной перегрузки,
q — погонная нагрузка;
ст — коэффициент момента крыла;
<?гр — вес груза или агрегата:
прасч —коэффициент расчетной перегрузки;
J—экваториальный момент инерции сечения;
Н — высота полета самолета; высота лонжерона;
т—погонный крутящий момент; масса самолета;
тм —касательные напряжения при кручении;
—касательные напряжения от поперечной силы;
тв —предел прочности при сдвиге;
аЕ — предел прочности при растяжении;
—	редукционный коэффициент; угол установки лопасти вин?а;
п — число стрингеров; количество стыковых болтов; число оборотов
винта; передаточное число управления; показатель политропы;
Vnoc — посадочная скорость самолета;
Sr.o — площадь горизонтального оперения.
SB.o — площадь вертикального оперепия,
—	площадь элерона;
Л1Ш— шарнирный момент;
Одв — вес двигателя;
Е— модуль упругости материала 1-го рода;
v — собственная частота колебаний элемента;
Pj — сила инерции;	-
Уу — вертикальная скорость;
W — момент сопротивления сечеиия;
Т — сила трения;
Чам — коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора;
лкр — координата центра тяжести сечения крыла.
Глава XIII
КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВ И РАСЧЕТ ИХ НА ПРОЧНОСТЬ
1.	ФОРМЫ И ПАРАМЕТРЫ КРЫЛЬЕВ
Назначение крыла и требования к нему
Основное назначение крыла — создание подъемной силы при
поступательном движении самолета. Кроме того, крыло служит
для создания устойчивости и управляемости самолету; к конструк-
ции крыла крепятся элероны, механизация и, часто, шасси и сило-
вые установки; внутренний объем крыла используется для раз-
мещения оборудования и топлива.
Форма и конструкция крыла должны удовлетворять требова-
ниям аэродинамики, технологии изготовления, эксплуатации и пр.
160
Требования к крылу самолета могут быть сведены в несколько
1 основных групп.
1.	Аэродинамические требования. Наименьшее со-
противление (формы, трения, волновое, индуктивное, интерферен-
ции и пр.); возможность получения наибольшего сутах при приме-
нении механизации; наибольшая величина аэродинамического
качества су[сх\ обеспечение достаточной устойчивости, управляе-
мости и необходимой балансировки на всех режимах полета.
2.	Конструктивные требования. Малый вес при до-
статочной прочности и жесткости крыла (полное удовлетворение
требованиям норм 'прочности); возможность удобной конструктив-
ной увязки конструкции крыла с другими агрегатами самолета.
Сохранение заданного профиля крыла при эксплуатационных
перегрузках с учетом нагрева обшивки при полетах на больших
скоростях.
3.	Эксплуатационные требования. Максимальное
использование внутреннего объема, высокая живучесть (т. е. ми-
нимальная уязвимость силовых элементов, органов управления
и механизации), доступность для осмотра и обслуживания всех
ответственных частей и деталей, легкость ремонта, эксплуатация
в любое время года, удобное размещение оборудования и всех ча-
стей, которые расположены на крыле и внутри его, возможность
хранения под открытым небом, взаимозаменяемость крыла и его
{ частей.
4.	Производственно-экономические требова-
ния. Удовлетворяя всей совокупности требований, конструкция
крыла должна допускать применение при данном объеме произ-
водства наиболее экономичной технологии изготовления.
Следует иметь в виду, что значительная часть требований,
предъявляемых к крылу, взаимно противоречива. Например, тон-
4 кое крыло (с~3—4%) хорошо удовлетворяет требованиям мини-
мального лобового сопротивления, но по весу, величине сущах.
а также по использованию внутренних объемов оно оказывается
невыгодным по сравнению с толстым крылом. Наличие разъемов
и вырезов в крыле обеспечивает сборочные работы, транспорти-
1 ровку и обслуживание во время эксплуатации, однако при этом
увеличивается лобовое сопротивление и вес конструкции крыла
и т. д.
Конструктору приходится находить рациональное компромис-
сное решение, наилучшим образом удовлетворяющее предъявляе-
мым требованиям.
Профили крыльев
Поперечное сечение крыла называют его профилем (дужкой).
Аэродинамические характеристики профиля зависят от его гео-
метрических параметров.
11	1563	www.vokb-Цgf.ru
с =
Средняя линия профиля
Хорда профиля
ляются на тонкие
Фиг 1. Геометрические характеристики
профиля
Геометрическими характеристиками профиля крыла (фиг. 1).
являются:
-JL 100 —относительная толщина профиля в %; С t/
ь
с—максимальная толщина профиля;
Ь—хорда профиля;
с .--^ — относительное положение максимальной толщины;
с ь
х —координата максимальной толщины профиля относи-
тельно носка;
хс^ 0,30 -*-0,50.
Для скоростных профилей характерны большие значения.
/max-максимальная кривизна профиля или наибольшее рас-
гааХ стояние от касательной к средней линии, проведенной
параллельно хорде, до хорды. Отношение этой величины
к длине хорды, т. е.
называется относительной кривизной профиля-, f~
J ь
«0-*-0,02.
В зависимости от относительной толщины с профили подразде-
(с<6%), средние (с=6ч-10%) и толстые
(с>10%).
Изменения геометриче-
ских параметров профилей
крыла влекут за собой су-
щественные изменения их
аэродинамических характе-
ристик.
Так, например, волновое
сопротивление крыла про-
порционально квадрату от-
носительной толщины про-
филя Схб = /(с2).
В зависимости от кривизны средней линии профиля имеются
следующие типы профилей (фиг. 2,п).
Двояковыпуклый несимметричный профиль в на-
стоящее время наиболее часто применяется у самолетов с поршне-
выми двигателями, так как облада’ет малым профильным сопро-
тивлением на средних и больших углах атаки и дает сравнительно
высокие значения сутах. Некоторые из профилей этого типа имеют
постоянный центр давления (на ^25% хорды), что способствует
уменьшению веса конструкции крыла.
S-образный профиль (профиль со средней линией, имею-
щий форму буквы S) имеет несколько отогнутый вверх хвостик,
что позволяет получить профиль с постоянным центром давления
Значение сутах у такого профиля меньше, чем у профиля без ото-
гнутого вверх хвостика.
162
Двояковыпуклый симметричный профиль (у кото-
рого средняя линия совпадает с линией хорды, т. е. / = 0) дает
малое сопротивление на малых углах атаки, применяется для
крыльев дозвуковых и околозвуковых самолетов и, как правило,
для хвостового оперения всех самолетов.
Сверхзвука- Вне профили	Чечевицеоб- разный	~	 ]	- —-	-==э— 
	Ромбовидный	
	Клиновидный	
		
I)
Фиг. 2 Классификация профилей
Современные профили, применяемые для околозвуковых само-
летов, имеют обычно симметричные очертания, малые радиусы за-
кругления носка, малые значения с и хс^40—50% хорды.
На фиг. 2,6 приведены некоторые формы сверхзвуковых про-
филей. Острые носки их обеспечивают возникновение косых скач-
ков уплотнения.
Формы крыльев (вид спереди)
По виду спереди различают крылья с различными попереч-
ными V (фиг. 3). Поперечное V крыла измеряется углом ф между
горизонтальной плоскостью и плоскостью хорд полукрыла. Зна-
чение его может быть положительным — крыло отогнуто кверху
(на угол до 7°, фиг. 3,6), отрицательным — крыло отогнуто книзу
(на угол до 5°, фиг. 3, в) и нулевым (фиг. 3, а). Положительное
поперечное V служит для увеличения «поперечной устойчивости са-
молета; отрицательное поперечное V — для уменьшения попереч-
ной устойчивости самолета.
Крылья, изображенные на фиг. 3, г, д, получили названия
крыльев типа «чайка» и «обратная чайка». Такие крылья умень-
шают интерференцию крыла и фюзеляжа, но являются более слож-
ными в производстве.
11*
163
www. vokb-la. spb.ru
Формы крыльев в плане
Форма крыла в плане влияет на аэродинамические и конструк-
тивные характеристики всего самолета, в частности, на вес крыла
и его индуктивное и волновое сопротивления.
Рассмотрим основные формы крыла в плане: прямые, стре-
ловидные и треугольные (фиг. 4).
Прямые крылья характеризуются нулевым или малым углом
стреловидности % (примерно —5-н+10°), замеряемым между ли-
нией, проходящей через 0,25 хорды (линией фокусов), и перпенди-
куляром к плоскости симметрии самолета.
Фиг. 3. Формы крыльев (вид спереди).
Прямоугольные крылья (фиг. 4, а) применяются преиму-
щественно в бипланах и подкосных монопланах. Иногда они уста-
навливаются на сверхзвуковых самолетах и самолетах-снарядах,
так как лобовое сопротивление прямоугольного крыла на скоро-
стях свыше 2М становится меньше, чем у крыльев других форм.
Прямоугольные крылья удобны в производстве вследствие про-
стоты очертаний (хорда и толщина профиля не изменяются по раз-
маху), но обладают по сравнению с трапецевидными крыльями
худшими аэродинамическими и весовыми качествами. Индуктивное
сопротивление их больше, а распределение подъемной силы по раз-
маху таково, что точка приложения равнодействующей аэродина-
мических сил на полукрыле будет расположена дальше от кор-
невого сечения крыла, являющегося местом заделки (zi>z2;
фиг. 5). Значит больше будут изгибающие моменты в сечениях
крыла и больше вес крыла.
Кроме того, при одинаковых относительных толщинах профиля
Ci=c2 абсолютная толщина профиля в корне прямоугольного
164
www.vokb-la.spb.ru
165
крыла будет меньше (//1<С^Г2) благодаря меньшей корневой хорде.
Как известно, балка с меньшей высотой, работающая на изгиб,
получается более тяжелой, так как момент сопротивления ее мень-
ше (при прочих равных условиях).
Недостатком прямоугольного крыла, по сравнению с трапеце-
видным, является также ограниченность внутренних объемов, бла-
годаря малой абсолютной толщине профиля в корневом и близле-
жащих к нему сечениях.
Прямые трапецевидные крылья (см. фиг. 4, б *, в) получили
широкое распространение в свободнонесущих монопланах. Имея
преимущества перед прямоугольным крылом в величине индуктив-
ного сопротивления и веса, а также в лучшем использовании внут-
ренних объемов, трапецевидное крыло несколько сложнее в про-
Трапецевидное крыло малого удлинения (см
фиг. 4, в) применяется на некоторых сверхзвуковых самолетах,
так как малые удлинения способствуют уменьшению волного со-
противления при сверхзвуковых скоростях.
Стреловидные крылья (см. фиг. 4, г, д, е). Скорость воз-
душного потока около крыла, фюзеляжа, гондолы двигателя и опе-
рения выше скорости полета самолета и зависит от кривизны об-
текаемых поверхностей этих частей. Так, при скоростях полета,
равных 0,70—0,75 скорости звука, воздушный поток может местами
достигнуть скорости звука. В этих местах возникает волновой
кризис, при котором нарушаются аэродинамические характеристи-
ки самолета: появляются скачки уплотнения, вследствие чего
возрастает сопротивление, изменяется характер распределения
* Трапецевидные крылья с прямоугольным центропланом могут рассматри- J
ваться как разновидность трапецевидного крыла.
166
подъемной силы по размаху крыла, меняется устойчивость
и управляемость самолета.
В связи с ростом скоростей полета самолетов и необходимостью
перенести начало волнового кризиса в область более высоких
скоростей, широкое применение нашли стреловидные крылья. Стре-
ловидность бывает прямой — концевое сечение крыла оснесено
назад относительно корневого (см. фиг. 4, г, ё) и обратной — кон-
цевое сечение вынесено вперед (см. фиг. 4, д).
Влияние большой стреловидности (порядка 35—60°) на умень-
шение волнового сопротивления приближенно можно пояснить так:
рассмотрим два крыла с одинаковыми профилями, движущиеся
с одинаковой скоростью V, одно из которых стреловидное (фиг. 6).
Пусть для крыла с х=0° при скорости полета V начался волновой
Фиг 6 Особенности обтекания стреловидного крыла.
кризис, т. е. местная скорость на профиле Умести стала равна ско-
рости звука Смести- При этом число М полета, равное У/а * (где
а — скорость звука), называется критическим Мьрит. Для стрело-
видного крыла форма профиля выдерживается в сечениях, пер-
пендикулярных линии четвертей хорд. Составляющая скорости
V] = V cos х
и будет обусловливать величину местной скорости при обтекании
профиля. Составляющая скорости У2=У51пх в первом прибли-
жении не будет оказывать влияния на распределение скоростей
вдоль профиля.
Так как У1<У, то У Jмести < Умести. Т. е. МеСТНЫС СКОрОСТИ ПрИ
обтекании стреловидного крыла будут меньше, что устранит воз-
никновение волнового кризиса.
V
При достижении стреловидным крылом скорости ----- составляющая
cos х
* Здесь скорость полета V и скорость звука а рассматриваются на данной
высоте полета.
167
www. vokb-la. spla.ru
V
скорости Vi будет равна------- cosx=V и тогда стреловидное крыло будет иметь
cosy
такое же сопротивление, как и прямое, движущееся со скоростью V.
Таким образом, влияние стреловидности заключается в увеличении скорости,
при которой наступает кризис (т. е. увеличении Л1крИт)> в—-— раз (см. фиг. 8,
cos х
разд. II).
Эти выводы дают приближенные значения МкрЯт, так как они не учиты-
вают влияния корневой части крыла, которая обтекается потоком, параллельным
плоскости симметрии самолета, и влияния концевых срывов на крыле, обуслов-
ленных наличием поперечной скорости Vj. Опыты показали, что стреловидность
2
увеличивает МкрИт в —---------- раз, т. е.
I -f- COS Л
2
(Мкрит)х - Мкрит 1 + cosx-
где (MKpnT)z — критическое число М стреловидного крыла.
Прямая стреловидность повышает поперечную устойчивость
самолета.
Повышенная поперечная устойчивость стреловидного крыла
требует иногда придания крылу отрицательного поперечного V для
уменьшения поперечной устойчивости и обеспечения умеренных
усилий при управлении элеронами. Кроме того, прямая стрело-
видность повышает путевую устойчивость самолета.
Обратная стреловидность применяется редко и главным обра-
зом из соображений улучшения характеристик стреловидного кры-
ла на больших углах атаки. Влияние ее на волновой кризис ана-
логично прямой стреловидности.
Но стреловидные крылья обладают и существенными недо-
статками. Так как характеристики крыла обусловлены не ско-
ростью полета V, а составляющей, перпендикулярной линии
четвертей хорд V cos %, то подъемная сила стреловидного крыла
меньше, чем нестреловидного (при прочих равных условиях).
Коэффициент максимальной подъемной силы су тах стреловидного
крыла также снижается. Резко падает эффективность механиза-
ции. У стреловидных крыльев срыв потока с крыла начинается
с его концов на сравнительно небольших углах атаки. Этому спо-
собствует скольжение потока вдоль крыла со скоростью Vz (см.
фиг. 6). Концевой срыв ухудшает 'поперечную устойчивость
и управляемость, а также -продольную устойчивость на больших
углах атаки вследствие падения подъемной силы концов крыла.
Это явление можно частично устранить установкой на крыле греб-
ней (см. фиг. 11), уменьшающих перетекание пограничного слоя
вдоль крыла.
Существенным недостатком стреловидного крыла является его
большой вес по сравнению с прямым крылом, имеющим те же зна-
чения удлинения, сужения и относительной толщины. Увеличение
веса стреловидного крыла объясняется увеличением длины крыла
с ростом х и сложностью конструкции крыла у борта фюзеляжа
(см. конструктивные особенности стреловидных крыльев).
168
Существенное влияние стреловидности на волновое сопротив-
ление имеет место при числах М= 0,84-1,8. При М>1,8 стрело-
видность не дает уменьшения волнового сопротивления. Поэтому,
учитывая изложенные выше недостатки стреловидных крыльев^
для самолетов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях
(примерно, начиная с M=1,8-f2,0) целесообразно применять
прямое крыло малого удлинения. Естественно, что такое решение
идет в ущерб характеристикам этих самолетов на дозвуковых
и малых сверхзвуковых скоростях.
В связи с этим на некоторых самолетах применяются крылья
с «изменяемой геометрией» (фиг. 7), т. е. с изменяемым углом
стреловидности. Конструктивная сложность таких крыльев пре-
пятствует их распространению.
Треугольные крылья
(см. фиг. 4, ж, з). В настоящее
время применяются треугольные
крылья с большой стреловидностью
и малым удлинением Л= 1,54-2,0.
Основные преимущества тре-	\1
угольного крыла, по сравнению
с прямым крылом, следующие:
1.	Незначительное увеличение Сх Фиг. 7. Крыло с изменяемой
при полете на околозвуковых скоро-	геометрией,
стях. Это обусловлено большой
стреловидностью треугольного крыла (60° и более по передней
кромке) и малым удлинением.
2.	Малое лобовое сопротивление при полетах на сверхзвуковых
скоростях, что обусловлено малым удлинением треугольного
крыла.
3.	Треугольное крыло имеет большие хорды на значительной
части размаха, что при данной толщине профиля позволяет 'полу-
чить меньшую относительную толщину его, а это также улучшает
аэродинамические характеристики крыла.
4.	При одинаковой относительной толщине профиля жесткость
треугольного крыла выше, внутренний объем больше, чем у крыла
другой формы.
5.	По аналогии с фиг. 5, легко заключить, что у треугольного
крыла равнодействующая аэродинамических сил на полукрыле
будет расположена ближе к корню, чем у крыла трапецевидного
и прямоугольного. Больше будет также абсолютная толщина про-
филя в корне из-за больших хорд. Поэтому -конструкция треуголь-
ного крыла имеет наименьший вес.
Наряду с этими преимуществами треугольного крыла ему при-
сущи весьма существенные недостатки:
1.	Максимальная подъемная сила на самолете с треугольным
крылом получается при таких больших углах атаки, которые ока-
зываются недостижимыми при практически приемлемых длинах
ног шасси (фиг. 8).
169
www. vokb-la. spb.ru
При применяемых посадочных углах атаки апос коэффициент
подъемной силы cvnoc треугольного крыла на ЗОч-50 % меньше, чем
у прямого крыла.
2.	Меньшие чем у прямого крыла значения коэффициента подъ-
емной силы cv на всех углах атаки.
3	Меньшее значение качества — как на дозвуковых, так и на
сх
сверхзвуковых скоростях.
4. Ограничена возможность применения и эффективного ис-
Фиг. 8. Использование максимальной подъем-
ной силы при посадке. аПос—посадочный угол
атаки, применяемый на практике.
угольного крыла, гак и из-за малого приращения коэффициента
подъемной силы и создания значительных пикирующих моментов
при отклонении закрылков (щитков).
Самолет с треугольным крылом можно выполнять без горизон-
тального оперения, по схеме «бесхвостка». Рули высоты размещают
в хвостовой части крыла.
Однако при этом отклонение рулей высоты вверх при посадке
уменьшает су пос крыла (см. фиг. 30, раз. II). Для компенсации
этого приходится принимать малые значения удельных нагрузок
G
т. е. .увеличивать площадь крыла при данном полетном
весе, что увеличивает вес конструкции.
Влияние геометрических параметров крыла на его
характеристики
Рассмотрим влияние удлинения X и сужения т) крыла на его
аэродинамические и весовые характеристики.
С увеличением X индуктивное, а следовательно, и общее сопро-
тивление крыла на дозвуковых скоростях уменьшается, аэродина-
мическое качество крыла К= — возрастает.
170
В результате этого уменьшается потребная для горизонталь*
,, G
ного полета тяга Р= уменьшается часовой расход топлива,
К
зависящий от тяги, и увеличиваются продолжительность и даль*
ность полета.
Этим и объясняется применение больших X для дозвуковых
самолетов с большой дальностью.
Для сверхзвуковых самолетов с увеличением X качество крыла
падает, вследствие возрастания сХВолп. и дальность снижается.
Фиг. 9. Крылья с одинаковыми площадями,
но разным сужением и удлинением.
С другой стороны, увеличение X вызывает сдвиг точки прило-
жения равнодействующей аэродинамических сил от корня крыла,
увеличивает изгибающий момент и вес конструкции крыла
(фиг. 9),
Уменьшение X приводит к увеличению критического угла атаки
акРит. Аналогично треугольному крылу это снижает значение супос
(см. фиг. 8).
'Уменьшение X благоприятно влияет на характеристики крыла
при больших скоростях, уменьшая волновое сопротивление (см.
фиг. 7 разд, II). Для современных самолетов удлинение крыльев
находится в пределах 2ч-10. Большие значения X имеют дальние
тяжелые самолеты.
Сужение в плане т] влияет на индуктивное сопротивление кры-
ла, максимальный коэффициент его подъемной силы и вес. Наи-
выгоднейшее значение т], при котором cXi является минимальным,
равно примерно 2, Наивыгоднейшее с точки зрения увеличения
сУтах сужение т) равно 2—2,5.
Увеличение т], вследствие приближения равнодействующей
аэродинамических сил к корню крыла, уменьшает вес крыла (см.
фиг. 9).
Вместе с тем увеличение г] способствует появлению срыва по-
тока на конце крыла, что ухудшает поперечную устойчивость са-
молета и уменьшает эффективность элеронов.
171
www.vokb-la.spb.ru
2. КОНСТРУКТИВНЫЕ СХЕМЫ И КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВ
Деформации крыла и работа его элементов
Крыло самолета с точки зрения строительной механики пред-
ставляет собой балку, которая в общем случае может быть нагру-
жена распределенными и сосредоточенными силами. Эти силы про-
изводят изгиб и кручение крыла (фиг. 10). Конструкция крыла
состоит из продольного и поперечного наборов и обшивки
(фиг. 11).
Фиг. 10. Деформации крыла,
а—нед сформированное крыло, б—деформированное
крыло.
Лонжероном называется мощный продольный элемент балоч-
ной или ферменной конструкции, воспринимающий значительную
часть изгибающего момента и поперечную силу. При этом пояса
лонжерона нагружаются осевыми силами, а его стенка или фер-
ма — поперечными силами. Крепление лонжеронов в корневой
части осуществляется разнесенными по высоте узлами (фиг. 11),
способными передать изгибающий момент.
Продольной стенкой называют элемент, расположенный вдоль
по размаху крыла (по всей его длине или только в некоторой его
части) и воспринимающий поперечную силу от изгиба и кручения
крыла. Крепление продольных стенок в корневой части осуществ-1
ляется шарнирным узлом (см. фиг. 11), который не может пере-
дать изгибающий момент. По конструкции и расположению про-
дольные стенки аналогичны лонжеронам крыла, но имеют весьма
слабые пояса, поэтому их часто называют также дополнительными
лонжеронами или лонжеронами-стенками. Соединяя верхнюю
и нижнюю обшивку крыла, продольные стенки совместно с об-
шивкой и стенками лонжеронов образуют в поперечном сечении
крыла замкнутые контуры, которые воспринимают крутящий мо-
мент. Обычно продольные стенки, расположенные в хвостовой
части, используют для крепления закрылов или щитков и элеронов.
172
Стрингером называется
продольный элемент, воспри-
нимающий осевые нагрузки от
изгиба и местные аэродинами-
ческие нагрузки и подкреп-
ляющий обшивку. Стрингер
представляет собой профиль
в виде уголка, швеллера
и т. п. Иногда вместо стринге-
ров для подкрепления обшивки
между лонжеронами ставят
гофр с волнами, расположен-
ными по размаху.
Нервюрами называются
элементы поперечного набора,
представляющие собой тонко-
стенные плоские' балки или
фермы. Они сохраняют задан-
ную форму профиля крыла,
передают местные нагрузки
на лонжероны и обшивку,
поддерживают стрингеры, об-
шивку и стенки, увеличивая
их критические напряжения.
Обшивка крепится к про-
дольным и поперечным эле-
ментам конструкции крыла
и образует гладкую поверх-
ность его.
Обшивка не только вос-
принимает аэродинамическую
нагрузку, но и участвует в об-
щей работе крыла, нагру-
жаясь при этом нормальными
напряжениями от общего из-
гиба и касательными напря-
жениями от кручения крыла.
Таким образом, изгибаю-
щий момент Мизг крыла нагру-
жает осевыми силами пояса
лонжеронов, стрингеры и об-
шивку (фиг. 12,а). Попереч-
ная сила Q при изгибе крыла
нагружает в основном стенки
или фермы лонжеронов и
продольные стенки (фиг. 12, б).
Крутящий момент Л4кр, дей-
ствующий на крыло, нагру-
Фиг. /I. Конструкция монопланного крыла.
-лонжерон, 2-стрингеры, 3—нормальные нервюры, 4—передняя продольная стенка, 5—обшивка, 6—усиленные нервюры, 7—задний
(хвостовой) стрингер, в—задняя продольная стенка. 9~стыковые узлы.
www. vokjiykj. spb.ru
жает замкнутые тонкостенные контуры, образованные стенками
лонжеронов или продольными стенками и обшивкой (фиг. 12, в).
в)
Фиг 12 Нагружение элементов конструкции
крыла.
Конструктивные схемы крыльев. Классификация
Так как в подавляющем большинстве крыльев современных
самолетов поперечная сила воспринимается преимущественно
стенками лонжеронов или продольными стенками, а кручение вос-
принимается контуром, образованным жесткой обшивкой и стен-
ками, то крылья могут быть подразделены по характеру восприня-
тая изгибающего момента (фиг. 13) на лонжеронные (схемы I, II,
III), кессонные (схемы IV, V, VI) и моноблочные (схема VII).
Если изгибающий момент нагружает в основном пояса лонже-
ронов вследствие того, что стрингерный набор слаб (сечение и чис-
ло стрингеров невелико), а тонкая слабо подкрепленная обшивка
рано теряет устойчивость в сжатой зоне, то имеем лонжеронное
крыло.
Если нормальные усилия при изгибе воспринимаются как об-
шивкой со стрингерным набором, так и поясами лонжеронов, то
такое крыло будем называть кессонным.
Если элементами, воспринимающими нормальные усилия, возни-
кающие при изгибе, являются верхняя и нижняя обшивки со стрин-
герным набором, лонжероны отсутствуют, а продольные балки
выполняются в виде продольных стенок, не воспринимающих изги-
174
бающего момента, то такое крыло будем называть моноблочном.
Эта схема встречается весьма редко.
В настоящее время наиболее употребительными являются кес-
сонные конструктивные схемы (реже встречаются лонжеронные
схемы *).
В некоторых случаях оказывается целесообразным применять
в разных частях крыла разные конструктивные схемы. Например,
центроплан выполняют по лонжеронной схеме, отъемные части —
по кессонной.
Конструкции крыльев с полотняной обшивкой, воспринимающей только воз-
душные нагрузки, в прошлом применялись сравнительно широко. В настоящее
время такие конструкции иногда применяются лишь для нескоростных само-
летов и планеров, так как они обладают недостаточной общей и местной
жесткостью.
Конструкция прямых крыльев
Лонжеронные крылья
Важным этапом в развитии конструкций крыльев явилось применение, наря-
ду с лонжеронами, тонкой гофрированной металлической обшивки, работающей
на сдвиг при кручении крыла. В Советском Союзе такие конструкции крыльев
Анализ конструктивных схем приведен ниже.
были разработаны в 1926—1928 гг. конструкторским коллективом под руковод-
ством главного конструктора А. Н. Туполева и установлены на бомбардиров
тике ТБ 1.
Для дальнейшего улучшения аэродинамики крыла вскоре вместо гофриро-
ванной обшивки начали применять гладкую тонкую (0,8-.-2 jkjw) дуралюминовую
обшивку, подкрепленную стрингерами и нервюрами. Необходимая толщина об-
шивки, а также подкрепляющий ее набор определялись из условий работы
обшивки на сдвиг от кручения В этом случае толщина обшивки получалась не-
большой, вследствие чего при изгибе крыла она имела в сжатой зоне низкие
критические напряжения акр.
Фиг. 14 Однолонжеронное крыло с продольными стенками.
Количество лонжеронов в крыле чаще всего бывает равно одно-
му или двум, реже трем, и определяется особенностями компонов-
ки конструкции самолета.
В случае однолонжеронной схемы крыла лонжерон расположен
в месте максимальной строительной высоты профиля. Для созда-
ния контура, воспринимающего кручение, и для крепления элеро-
нов и механизации примерно на 65—70% хорды располагается
продольная стенка. Иногда ставят также переднюю продольную
стенку.
В двух лонжеронных конструкциях передний лонжерон распо-
лагается на 15—25%, задний на 60^-70% хорды. Благодаря такому
расположению максимальная строительная высота профиля в этой
схеме не используется, что является недостатком, ведущим к уве-
личению веса конструкции На кручение работает контур, образо-
ванный обшивкой и стенками лонжеронов.
На фиг. 14 приведена одна из конструкций однолонжеронных
крыльев с двумя продольными стенками.
На фиг. 15 изображено трехлонжеронное крыло.
176
Силовыми элементами конструкции этого крыла являются лонжероны /, 2
3, стрингеры 4, нервюры 5 и обшивка 6. Хвостовой стрингер 7 соединяет хвосто-*
вики нервюр и служит для соединения верхней и нижней обшивок
Для увеличения жесткости обшивки в корневом отсеке, на участке распо-
ложения куполов шасси, обшивка подкреплена гофром 8.
1. 2. 3—лонжероны
Фиг 15 Трехлонжеронное крыло
4—стрингер, 5—нервюра, 6—обшивка
<8—гофр
7—хвостовой стрингер,
Стремление использовать ряд преимуществ конструкции лон-
жеронного типа: удобство вырезов, простоту стыковки отъемных
частей, возможность использования внутренних объемов — обусло-
вили применение этой конструкции для крыльев некоторых самоле-
тов небольших размеров
Кессонные крылья
Увеличение скоростей самолетов повысило требования и к кон-
струкции их несущих поверхностей. Тонкая гладкая обшивка не
обеспечивала крылу достаточной жесткости и прочности на всех
режимах полета, следствием чего явилась необходимость увеличить
12	1563	.	177
www. vokb-la. spb.ru
толщину обшивки и усилить ее стрингерами. Одновременно с этим,
чтобы не утяжелять конструкцию, возник вопрос о более эффек-
тивном использовании обшивки в работе крыла при изгибе.
В однолонжеронных конструкциях крыльев с задней продоль-
ной стенкой или в двухлонжеронных конструкциях обшивку между
лонжеронами усиливали стрингерным набором или гофром, чтобы
обеспечить при уменьшении сечений поясов лонжеронов воспри-
нятие изгибающего момента. Такая конструкция крыла получила
название кессонной.
Ввиду того, что элементы конструкции, воспринимающие нор-
мальные напряжения при изгибе, расположены в рассматриваемых
крыльях на значительной части контура профиля в большом уда-
лении от нейтральной оси, материал используется наиболее рацио-
нально и вес крыла получается небольшим.
Стрингеры и обшивка имеют высокие критические напряжения
и эффективно участвуют в работе крыла на изгиб, воспринимая
большую часть изгибающего момента.
Верхняя панель крыла в наиболее тяжелых случаях нагруже-
ния работает на сжатие, вследствие чего ее делают с более толстой
обшивкой, чем нижнюю. Стрингерный набор верхней панели иногда
заменяют гофром.
На фиг. 16 показано кессонное крыло самолета Ил-28, конст-
рукции С. В. Ильюшина. Лонжероны с уменьшенными сечениями
поясов располагаются как у двухлонжеронных крыльев. Верхняя
и нижняя обшивка или панели подкреплены большим числом
стрингеров.
Характерной особенностью рассматриваемой конструкции яв-
ляется разъем по хорде, делящий крыло на верхнюю и нижнюю
панели, и большое количество штампованных деталей. Возмож-
ность отдельного изготовления верхней и нижней панелей значи-
тельно облегчает производство крыла с повышенной точностью
заданного профиля с гладкой поверхностью. Для доступа к местам
соединения панелей обшивка носка, а также носовая и хвостовая
верхние панели крепятся винтами при "помощи анкерных гаек
(ем. узел А).
На фиг, 17 изображена конструкция отъемной части кессонно-
го крыла пассажирского' самолета Ил-18.
Конструкция крыла имеет два лонжерона, обшивку междулонжеронной ча-
сти со стрингерами, средние части нервюр и несиловые носовую и хвостовую
части крыла.
Внутренняя полость крыла используется в качестве емкости для топлива
(«бак—отсек») и покрыта герметиком. Все заклепочные швы герметизированы
с помощью уплотнительной пленки и замазки, винтовые соединения — с помощью
резиновых прокладок.
На верхней панели крыла имеется люк со съемной крышкой, через который
завершаются монтажи арматуры топливного отсека.
Кессонная конструкция крыла позволяет применить монолит-
ные панели, в которых обшивка представляет одно целое с под-
крепляющими элементами. На фиг. 18, а изображен отсек крыла,
178

180
у которого верхняя и нижняя поверхности между продольными
стенками с усиленными поясами образованы из монолитных полос,
соединенных между собой при помощи двухрядных заклепочных
швов.
При наличии очень малой строительной высоты крыла, что бы-
вает при применении тонких профилей, крыльев может оказаться
Фиг 18. Конструкция крыла, образованного аз монолитных
панелей.
целесообразным выполнять панели из толстой обшивки без стрин-
геров и нервюр (моноблочная конструкция) (фиг. 18, б).
Кессонная конструкция крыла дает возможность эффективно
использовать строительную высоту профиля крыла; кроме того, она
обладает высокой живучестью. Эти преимущества обусловили ши-
рокое применение таких крыльев в современном самолетостроении
Мощные, работающие при изгибе и кручении крыла, панели
между лонжеронами требуют контурного крепления при стыковке
(см. фиг. 17).
Конструкция стреловидных крыльев
Конструктивно-силовые схемы стреловидных крыльев анало-
гичны нестреловидным. Эти крылья бывают лонжеронные и кес-
сонные.	www.vokb-la.spb.ru
181
Конструктивные особенности стреловидных крыльев опреде-
ляются наличием в корневой части треугольника АВС (фиг. 19,6).
Можно считать, что остальная часть крыла работает на изгиб,
сдвиг и кручение как пря-
мое крыло.
В стреловидном крыле
нервюры могут ставиться
по потоку (фиг. 19, а) или
перпендикулярно линии фо-
кусов (четвертей хорд)
крыла (фиг. 19,6). В пер-
вом случае нервюры имеют
большую длину и при креп-
лении их к лонжеронам и
продольным стенкам необ-
ходимо малковать профили,
что существенно усложняет
производство.
Диагональ,
работающая
на сжатие
Фиг, 19
Кроме тою, при неблагоприятном направлении касательных напряжений от
кручения обшивка крыла быстрее теряет устойчивость, так как на сжатие рабо-
тает большая диагональ параллелограмма, работающего на сдвиг (d'>d,
фиг. 19, а)
Число нервюр при установке их, по потоку получается меньшим,
благодаря меньшей длине крыла в направлении оси 2.
Лонжеронные стреловидные крылья
Рассмотрим работу стреловидного крыла с двумя лонжеронами
и нервюрами, перпендикулярными линии фокусов (фиг. 20).
В этом случае изгибающий момент Л4Изг, действующий на пе-
редний лонжерон, может быть заменен (фиг. 20, 6) парой сил S,
лежащих в плоскости действия этого момента. При разложении сил
S на направление подфюзеляжной части лонжерона 5ЛОН».
и бортовой нервюры 5нерВ момент сил 5лоиж будет изгибать под-
фюзеляжную часть лонжерона, момент сил 5иБрВ будет нагружать
бортовую нервюру ВА, так как действует в ее плоскости. Анало-
гичное влияние оказывает изгибающий момент Миаг у борта фю-
зеляжа по заднему лонжерону. В результате этого бортовая нер-
вюра ВА нагружена значительным моментом, чего не наблюдается
у прямого крыла. Стреловидность оказывает влияние также на
распределение изгибающих моментов по лонжеронам. Дело в том,
что если бы борт фюзеляжа проходил по линии ВС, то крыло
было бы нестреловидным с соответствующим ему распределением
моментов. Но так как точка В находится на борту фюзеляжа,
а точка С — на расстоянии от него, то при деформации крыла по-
ложение точки В не меняется, положение точки С меняется и де-
формации переднего лонжерона, вследствие стреловидности, воз-
растают по сравнению с деформациями заднего лонжерона. Таким
182

образом жесткость переднего лонжерона уменьшается. Это об-
стоятельство приводит к увеличению изгибающего момента, на-
гружающего задний лонжерон, и к разгрузке переднего лонжеро-
на. Изменение изгибающего момента у стреловидного крыла по
одному из лонжеронов в сечении ВС (см. фиг. 20, а и б) составляет
примерно 30-:-40 % от изгибающего момента лонжерона прямого
крыла.
Так же меняются и поперечные силы по лонжеронам. По мере
удаления от корня крыла перераспределение изгибающего момента
и поперечной силы между лонжеронами уменьшается, составляя
примерно 10% на длине ]/3 полуразмаха.
Фиг. 21. С чем а нагружения однолонжеронного стреловидного крыла
с внутренним подкосом.
Крутящий момент Л1кр с обшивки крыла передается на нервюру
ВС, которая передает крутящий момент на опоры В и С (фиг. 20, в)
в виде пары сил. Сила /?с вызовет дополнительный изгиб переднего
лонжерона, сила воспримется узлом В фюзеляжа.
На фиг. 11 показано однолонжеронное 'Стреловидное крыло
с передней и задней продольными стенками. Работа его аналогич-
на работе рассмотренной выше схемы.
В небольших самолетах из компоновочных соображений при-
ходится иногда убирать шасси в корневую часть крыла и в фю-
зеляж.
Рассмотренные на фиг. 20, 11 схемы крыла обладают тем не-
достатком, что из-за необходимости установки мощной бортовой
нервюры затруднена уборка шасси внутрь фюзеляжа. Этот недо-
статок устранен в однолонжеронной схеме крыла, показанной на
фиг. 21. Здесь лонжерон (фиг. 21,6) в точке D раздваивается:
одна часть шарнирно крепится к точке А, а вторая — жестко в точ-
ке В. От изгибающего момента Л4ИЗГ и поперечной силы Q лонже-
184
рои работает как балка, опертая в точках А и D (фиг. 21, с).
Поперечная балка (ее называют внутренним подкосом) BD изги-
бается силой Bd-
При уборке шасси в крыло и фюзеляж нарушается целостность
бортовой нервюры АВ. Так как бортовая нервюра не силовая, то
вырезы в ней не нарушают силовой схемы крыла. Крутящий мо-
мент Л1кр передается через изгиб силовой нервюры DE, которая
раздает крутящий момент на узлы Е и В. Опорой узла Е в этом
случае является дополнительный лонжерон BE.
Возможна передача части крутящего момента на участке DA через контур,
образованный обшивкой носка крыла и стенкой лонжерона. Нагружение носка
нервюры АС в этом случае показано на фиг. 21, в.
Конструкция однолонжеронного стреловидного крыла с внут-
ренним подкосом (фиг. 22) разработана конструкторским коллек-
тивом под руководством А. И. Микояна и М. И. Гуревича в конце
сороковых годов.
Кессонные стреловидные крылья
В кессонных крыльях, так же как и в двухлонжеронных, пере-
распределение нагрузок происходит путем увеличения нагрузки
на задние элементы (стрингеры, обшивку, задний лонжерон)
и уменьшения ее на передние. Это имеет место в результате раз-
личной длины задних и передних силовых элементов.
Усилия в верхней и нижней панелях от действия изгибающего
момента в плоскости излома раскладываются на составляющие,
которые направлены вдоль продольных элементов и обшивки
внутри фюзеляжа (участок D'DC'C, фиг. 23, а) и в плоскости бор-
товой нервюры CD. Последнее и обусловливает необходимость
иметь здесь усиленную бортовую нервюру.
В отличие от нагружения бортовой нервюры лонжеронного
стреловидного крыла (см. фиг. 20, в), здесь бортовая нервюра на-
гружена распределенными силами от излома стрингеров в плане
(фиг, 23,6).
Передача поперечных сил происходит по лонжеронам на борт
фюзеляжа в точки В, С как у двухлонжеронного крыла. Передача
крутящего момента также аналогична рассмотренной у двухлон-
жеронного крыла и происходит через нервюру ВС, опертую по
борту фюзеляжа в точке С и на передний лонжерон в точке F.
Часть крутящего момента может быть передана изгибом носка нервюры DE
(аналогично фиг. 21, в); часть крутящего момента может быть передана на борт
фюзеляжа также верхней и нижней панелями DFC, которые связаны по борту
фюзеляжа с панелями DCC'D'.
На фиг, 24 показана отъемная часть кессонного стреловидного
крыла с двумя лонжеронами самолета Ту-104.
Конструкция треугольных крыльев
Треугольные крылья современных самолетов имеют малые
удлинения, так как в этом случае наилучшим образом реализуются
185
www.vokb-la.spb.ru
186
весовые и аэродинамические преимущества их, о которых сказано
выше.
Конструкции треугольных крыльев малого удлинения аналогич-
ны прямым и стреловидным крыльям и могут быть лонжеронными
и кессонными.
В треугольных крыльях нервюры, как правило, ставят по по-
току. Характер работы конструктивно-силовых элементов рассмат-
риваемых крыльев не отличается от ранее рассмотренных.
Конструкции треугольных крыльев с «продольным набором, рас-
положенным перпендикулярно фюзеляжу, получаются более лег-
кими в весовом отношении,
чем конструкции с изломом
продольного набора в пла-
не, так как лонжероны, про-
дольные стенки и стрингеры
имеют значительно меньшие
длины, кроме того, отсутст-
вует косая стыковка у борта
фюзеляжа. Однако такие
конструкции имеют суще-
ственный недостаток, ’ со-
стоящий в том, что эле-
менты продольного набора
получаются искривленными
вследствие того, что они
располагаются не по обра-
зующим линиям крыла. При наличии излома продольного набора
в плане, как и у стреловидных крыльев, требуется мощная борто-
вая нервюра.
На фиг. 25 изображена конструкция однолонжеронного тре-
угольного крыла с продольными стенками, шарнирно опертыми на
борту фюзеляжа. Особенностью конструкции лонжерона является
передача изгибающего момента с помощью разнесенных по гори-
зонтали отверстий стыкового узла (фиг, 25, в). Лонжерон следует
располагать из условия достижения минимального веса, т. е. вбли-
зи наибольшей строительной высоты профиля крыла. Хотя по
жесткости однолонжеронное крыло уступает многолонжеронному,
все же оно выгоднее -по весу и удобно в компоновке, так как осво-
бождается большой объем в фюзеляже.
На фиг. 26 показано однолонжеронное треугольное крыло
с внутренним подкосом, аналогичное стреловидному крылу,
изображенному на фиг. 22, Особенностью его конструкции является
применение монолитных панелей, в которых стрингеры и обшивка
получаются из одного куска металла прессованием.
В случае двух- и многолонжеронной конструкции треугольного
крыла значительная часть фюзеляжа оказывается занятой цен-
тральным отсеком крыла.
www. vokb-la. spb.ru
Фиг. 24. Отъемная часть кессонного стреловидного крыла.
/—кессон, 2—носовая часть, 3— аэродинамическая перегородка, 4—верхняя панель, 5—стрингер, tf—нер-
вюра, 7—передний лонжерон, 8—задний лонжерон, 9—стеклотекстолитовая облицовка, 10—стрингеры, 11-
лента, /2—такелажный узел, 13—концевой обтекатель, 14—элерон, 15— закрылок. 16—хвостовой отсек.
Фиг. 25. Однолонжеронное треугольное крыло.
/—продольные стенки, 2—носовая продольная стенка, 3—нервюры, 4—лонжерон, 5—обшивка, С—задняя продольная стенка, 7—-шарнирные
стыковые узлы, 8—стыковой узел лонжерона, 9—стыковая нервюра, 10—усиленная нервюра.
Фиг 26 Однолонжеронное треугольное крыло с внутренним подкосом
190
Это усложняет использование объема фюзеляжа, однако много-
лонжеронная конструкция оказывается более жесткой.
Кессонные конструкции треугольных крыльев с переломом
осей продольных элементов панели по борту фюзеляжа (фиг 27, о)
Фиг 27 Схемы кессонных треугольных крыльев
как указано выше, менее выгодны по сравнению со схемой, в кото-
рой перелом отсутствует (фиг. 27,6).
Основной недостаток рассматриваемых конструкций треуголь-
ных крыльев состоит в том, что большая часть фюзеляжа занята
центропланом
Сравнительная оценка крыльев
различных конструктивно-силовых схем
Рассмотрим, как удовлетворяют основным требованиям раз-
личные конструктивные схемы крыльев
Весовые особенности конструктивных схем
крыльев. Наименьший вес конструкции будет иметь то крыло,
в котором материал наилучшим образом использован для работы
крыла на изгиб и кручение, т. е. в котором материал работает при
более высоких напряжениях.
В однолонжеронном крыле с лонжероном, расположенным
вблизи максимальной толщины профиля (30—45% хорды крыла),
материал лонжерона используется эффективнее, чем в двухлонже-
ронном крыле, так как располагается дальше от нейтральной оси
сечения.
При равных условиях (нагрузка, размеры, материал и т д) вес
однолонжеронного крыла будет меньше двухлонжеронного.
В кессонных крыльях по сравнению с лонжеронными материал
распределен более равномерно по силовому контуру, что позво-
191
www. vokb-la. spb.
л нет значительно повысить величины критических напряжений
в обшивке и стрингерах. Это обуславливает меньший вес кессонных
крыльев сравнительно с лонжеронными.
Однако при сравнительно небольших значениях ЛТИзг нагружающего крыло
(это имеет место у крыльев легких самолетов, а также при малых удлинениях)
потребные для восприятия Л/изг толщины обшивки и сечения стрингеров могу г
оказаться небольшими, что обусловит небольшие значения оКр их. В этом случае
более выгодным в весовом отношении может оказаться лонжеронное крыло.
Удовлетворение требованиям аэродинамики
к рыла. Выпучивание обшивки в полете под действием аэродина-
мических нагрузок, производственные дефекты, связаны с конст-
руктивными особенностями того или иного типа крыла.
Кессонные конструкции крыльев, в которых применяется тол-
стая обшивка, можно считать более совершенными с точки зрения
аэродинамики в сравнении с лонжеронными. Значительное влияние
на гладкость обшивки оказывает жесткость каркаса. Малейшая
неправильность в форме нервюры или положении стрингера вызы-
вает вмятину или волну на обшивке.
Конструкции, образованные из монолитных панелей с мини-
мальным числом заклепок, в наибольшей мере удовлетворяют
требованиям аэродинамики.
Удовлетворение требованиям эксплуатации.
С точки зрения эффективного использования внутренних объемов
и доступности ко всем агрегатам, узлам и деталям, подлежащим
систематическому осмотру, лучшими являются лонжеронные кон-
струкции крыльев со слабо нагруженной обшивкой. В этом случае
наличие больших вырезов в обшивке крыльев для баков, шасси
и пр. легко может быть компенсировано незначительным уси-
лением.
Живучесть конструкции, т. е. способность выдерживать на-
грузки в полете при частичных разрушениях, увеличивается при
рассредоточенных силовых элементах по сечению крыла. Напри-
мер, двухлонжеронное крыло обладает большей живучестью, чем
однолонжеронное, но в свою очередь уступает кессонному крылу.
Удовлетворение производствен н о-э кономиче-
ским требованиям. С точки зрения технологии изготовления
более целесообразными конструкциями являются кессонные. В про-
изводстве таких крыльев сравнительно легко расчленить конструк-
цию на отдельные, достаточно жесткие сборочные единицы, т. е.
панели.
Некоторые направления в развитии конструкции крыльев
Характерной особенностью современных конструкций крыльев
является широкое применение тонкостенных клепаных конструк-
ций с обшивкой, работающей при изгибе и кручении крыла. Одна-
ко ослабление стрингеров и обшивки отверстиями под заклепки
и болты, которое составляет около 10—15% рабочей площади се-
192
чения, вызвало необходимость изучения новых путей, ведущих
к улучшению конструкций.
Одним из них является применение точечной сварки при соеди-
нении обшивки с продольным и поперечным наборами (фиг. 28,а).
Фиг. 28. Соединения обшивки с профилями,
а—соединение точечной сваркой, б—соединение клеем.
Склеенные металлические конструкции
(фиг. 28, б; 29)
В настоящее время разработаны новые типы клеев, которые
дают возможность осуществить достаточно стойкие и прочные
Фиг. 29. Конструкция крыла с применением клеевых соединений.
1—подкладка, склеенная с обшивкой, 2—стрингеры, склеенные с обшивкой.
'соединения алюминиевых сплавов и других металлов. Склеенные
конструкции позволят получить гладкую поверхность крыла и зна-
чительное уменьшение трудоемкости производства.
13	1563	193
www.vokb-la.spb.ru
Монолитные конструкции
(см. фиг. 18, 26)
Цельноблочные или монолитные панели дают возможность бо-
лее эффективно использовать механические свойства металла,
а следовательно, осуществить легкую по весу конструкцию. В таких
конструкциях улучшается гладкость поверхности. Для конструк-
ций, в которых имеет значение герметичность, уменьшение коли-
чества соединений весьма важно, так как уменьшается вес герме-
тизирующих материалов и трудоемкость работ по уплотнению кон-
струкции. В связи с применением на современных скоростных са-
молетах тонких крыльев, имеющих малые строительные высоты,
клепаные конструкции панелей становятся нерациональными
вследствие уменьшенного момента инерции при изгибе, так как
полки стрингеров приближаются к нейтральной оси. В этом случае
монолитные конструкции позволяют осуществить топкие крылья
с более эффективным использованием материала.
Как известно, при полете на больших скоростях, конструкция
крыла сильно нагревается. Монолитная конструкция с толстой
обшивкой и часто расположенными ребрами будет являться в этом
случае более благоприятной, так как уменьшаются температурные
деформации и улучшается отвод тепла.
Конструкции с многослойной обшивкой*
(фиг. 30)
Многослойная обшивка состоит из двух металлических листов,
между которыми расположен заполнитель. В качестве заполнителя
применяют легкие материалы, имеющие сотовую (фиг. 30, а) или
пористую (фиг. 30, б) структуру или выполненные в виде гофра
(фиг. 30, в).
Создание многослойных конструкций высокой прочности из
листов стали, дур алюмина и стеклотекстолитовых, текстолитовых
сот, пенопласта или бальзы в качестве заполнителя стало возмож-
ным после разработки новых сортов клея* склеивающего разные
материалы.
Легкий внутренний слой — заполнитель [объемный вес у=0,054-
0,10 г/см3 (4904-980 н/м3)] имеет сравнительно низкие механиче-
ские характеристики и только поддерживает наклеенные с обоих
его сторон металлические листы, предохраняя их от местной по-
тери устойчивости.
Общая устойчивость такой конструкции в 504-100 раз превы-
шает устойчивость составляющих ее листов, так как резко возра-
стает момент ее инерции.
Увеличенная устойчивость при сжатии и сдвиге позволяет при-
менять многослойную обшивку без подкрепляющего продольного
„ * Многослойная обшивка была предложена в 1928 г. советским ученым
С. О. Зоншанном.	__
194
набора стрингеров (фиг. 30, г) и при значительном увеличении
расстояний между нервюрами.
Способы заделки торцов панелей показаны на фиг. 31, а, б, в.
Места соединения элементов многослойной конструкции проекти-
руются обычно без заполнителя (фиг. 31, г, д, е, ж). Необходимая
прочность^ жесткость таких участков достигается установкой
вкладышей, профилей и втулок.
Фиг. 30. Многослойная обшивка.
С—сотовые заполнители, б—пористые заполнители, в—гофрированный заполнитель,
г—крыло с многослойной обшивкой.

Многослойная обшивка обладает по сравнению с одинарной
следующими преимуществами:
1)	способностью воспринимать все виды нагрузок, как в пло-
скости панели, так и нормальных к ней;
2)	значительным улучшением качества поверхности благодаря
отсутствию заклепочных швов;
3)	хорошими термо- и звукоизоляционными свойствами.
К недостаткам многослойных обшивок следует отнести:
1)	сложность контроля качества склейки;
2)	трудность осуществления стыковых соединений;
3)	сложность передачи местных сосредоточенных нагрузок.
За последнее время конструкции обшивок с заполнителями стали применять»
на серийных самолетах. Например, в самолете В-58 (США), летающем со сверх-
звуковыми скоростями, около 9О°/о обшивки крыла, фюзеляжа и оперения выпол-
нены с применением сотовых заполнителей.
13*
wvJ&s¥okb-la. spb.ru
На фиг. 32 показана конструкция крыла с многослойной об-
шивкой английского бомбардировщика «Виктор»,
Конструкции крыльев из пластиков
Некоторые пластики имеют высокие значения удельной прочности (например,
пластики на основе стекловолокна) и заслуживают внимания с точки зрения их
использования в качестве основных конструктивно-силовых элементов крыла.
Применение пластиков позволит легко создавать конструктивные элементы со
сложными формами и изменениями площадей сечений. В настоящее время в этом
направлении ведутся исследования.
3. СТЫКОВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ КРЫЛЬЕВ .
Крылья могут быть разъемными и неразъемными по размаху.
Разъемы значительно усложняют конструкцию крыла и уве-
личивают его вес ввиду наличия соединительных узлов. Однако
требования сборки, транспортировки и эксплуатации вызывают не-
обходимость делать крылья с разъемами.
Расположение разъемов по размаху крыла бывает различным
(фиг. 33, а, б, в, г) и зависит от назначения и требований, предъ-
являемых к самолету.
Разъемы применяются в крыльях подавляющего большинства
современных самолетов. Соединение частей крыла в месте разъема
осуществляется с помощью стыковых узлов и контурных соедине-
ний. Стыковые узлы служат для крепления лонжеронов и продоль-
ных стенок отъемных частей крыла к центроплану или борту
фюзеляжа.
196
A
Стыковочный профиль
Фиг. 32. Консоль крыла с многослойной обшивкой.
1—панель обшивки, 2—нервюра хвостового отсека, 3—третий лонжерон,
4—четвертый лонжерон, 5—законцовка, 6—второй лонжерон, 7—заделка
отклоняющегося носка, 8—первый лонжерон, 9—отклоняющийся носок.
www. vokb-la. spb.ru
197
' Стыковые узлы бывают моментные, способные передать момент
в виде пары сил S и поперечную силу <Zioh>k=Q'+Q" (узлы 2
па фиг 34), и шарнирные — способные передать только попереч-
Фиг 33
ную силу Ост (узел 1 на фиг 34) Моментные узлы устанавли-
ваются на лонжеронах, шарнирные — на продольных стенках
Осевое силы передаются на стыковые узлы непосредственно поясами лон
жеронов Поперечные силы по стенкам лонжеронов передаются на узчы через
стойки, связывающие пояса лонжеронов в сечении по разъему Поперечные силы
по обшивке передаются на узчы через нервюру, расположенную в сечении по
разъему.
Фиг 34 Стыковка однолонжеронного стреловидного крыла.
шарнирный узел 2— моментные узлы 3—пояс лонжерона 4—стенка лонжерона
5—нервюры
Для передачи усилий с панелей обшивки и стрингеров кессон-
ных (и моноблочных) крыльев в месте разъема применяют сты-
ковку по контуру панелей распределенными элементами — контур-
ные соединения (фиг 35).
Такая стыковка передает как осевые, так и поперечные силы
панелей
198
Лонжероны и продольные стенки кессонных крыльев соеди-
няются в месте разъема с помощью стыковых узлов, как и в лон-
жеронных крыльях.
Фиг 35 Стыковка крыльев по контору
/—угольник 2—стыковые узлы
Стыковые узлы
По конструкции стыковые узлы бывают вильчатые (с верти-
кальной или горизонтальной осью стыкового болта), фитинги, нип-
пельные и накладные Гребенчатые узлы с количеством ушков три
и более являются разновидностью вильчатых
Кроме того, возможно непосредственное соединение поясов
лонжеронов «на ус»
Вследствие больших нагрузок, передаваемых стыковыми узла-
ми, они обычно выполняются из высокопрочных сталей (легиро-
ванных) и термически обрабатываются до предела прочности
о-в—140—180 кГ!мм2 (1400—1800 Мн/м2)
Вильчатые узлы (фиг. 36, 1, 2) крепятся к поясу лонжеро-
на болтами (реже — заклепками) Стыковой болт работает на срез
и смятие
Болт узла, показанного на фиг 36,1, имеет две плоскости сре-
за, болт узла, показанного нафиг 36, 2 — четыре плоскости среза
В стыковых узлах типа фитингов (фиг 36,3) болты, пере-
дающие растягивающую осевую силу S, действующую в поясе лон-
жерона, работают не на срез, как в вильчатом узле, а на разрыв
Сжимающая осевая сила (на фиг 36,3 — верхние силы S) пере-
дается непосредственно соприкосновением торцов фитингов По-
перечная же сила Q, так же как и в вильчатых узлах, вызывает
срез и смятие этих болтов.
199
www. vokb-la. spb.ru
в накладных узлах (фиг. 36,4) и при стыковке «на ус»
(фиг. 36, 5) осевое усилие передается срезом и смятием болтов,
соединяющих пояса с накладками и пояса между собой. Попереч-
ная сила передается стойкой, соединяющей стенки лонжеронов.
Фиг. 36. Типы стыковых узлов.
Узлы стыковки тонких крыльев с малой строительной высотой
целесообразно выполнять со сквозными вертикально расположен-
ными стыковыми болтами (фиг. 37).
Для очень тонких крыльев (с малой строительной высотой лон-
жерона) применяется узел с горизонтальной базой (см. фиг. 25).
В этом случае можно значительно увеличить базу I узла и тем
самым уменьшить силу, действующую на стыковые болты.
Контурные соединения
Контурные соединения могут осуществляться с помощью сты-
ковых угольников (см. фиг. 35), монолитных стыковых профилей
(так называемых стыковых гребенок), имеющих пазы или отвер-
стия под болты (см, фиг. 17,а), с помощью накладок (фиг. 17,а.
200
нижняя панель) н е помощью фитингов, соединенных со стринге-
рами и обшивкой (фиг. 38). Болты контурного стыка нагружаются
осевым усилием от изгиба * и сдвигающим усилием от кручения
крыла. Поперечная сила передается узлами лонжеронов или про-
дольных стенок.
Для равномерной передачи сжимающих сил у разъема опорные
поверхности фитингов, особенно в верхней панели, приторцовы-
ваются. Большое количество фитингов и стыковых болтов, а также
высокая точность обработки торцовых поверхностей значительно
усложняют изготовление их и эксплуатацию. На нижней панели
болты ставятся чаще или большего диаметра, так как в нормаль-
ном полете они более нагружены.
4. КОНСТРУКЦИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА
Лонжероны и продольные стенки
Основным назначением лонжеронов является воспринятие изги-
бающего момента и поперечной силы, действующих на крыло при
изгибе. При этом пояса лонжеронов нагружаются осевыми силами,
а его стенки или ферма — поперечными силами от изгиба и кру-
чения крыла (фиг. 39).
Для обеспечения минимального веса лонжерона, при заданной
высоте его, расстояние между центрами тяжести поясов лонжеро-
• В растянутой зоне. В сжатой зоне усилия передаются непосредственно
\ торцами угольников (стыковых профилей).
www. vokb-la.
202
на должно быть максимальным, т. е. площади поясов необходимо
сосредоточить возможно дальше от нейтральной оси сечения.
С этой точки зрения из двух форм поперечного сечения одинако-
вых по площади поясов лонжерона, приведенных на фиг. 40, сле-
дует предпочесть пояс а, так как в этом случае строительная
высота сечения лонжерона будет больше, чем в случае б, т. е.
йа>Лб-
При большей высоте h получаем меньшие осевые усилия, а это
потребует меньшее количество материала для поясов лонжерона,
в результате чего конструкция будет легче.
балочный	ферменный	смешанный
Фиг. 41. Классификация лонжеронов.
По конструкции элементов лонжероны разделяются на балоч-
ные, ферменные и смешанной конструкции, когда одна часть лон-
жерона имеет стенку, а другая — решетку (фиг. 41).
Балочные лонжероны. Лонжероны современных самоле-
тов делают преимущественно балочной конструкции. Они состоят
из верхнего и нижнего поясов, жестко связанных одной или двумя
стенками. Для повышения устойчивости стенок ставятся стойки
или диафрагмы.
Пояса лонжеронов выполняются из прессованных и катаных
профилей из дуралюмина, легированных сталей, а иногда из маг-
ниевых и титановых сплавов. Стенки лонжеронов выполняются из
дуралюмина толщиной 0,84-5 мм (иногда из стали).
Стойки используются также для соединения нервюр с лонже-
роном.
Формы сечений поясов лонжеронов, имеют большое разнооб-
разие; все же представляется возможным выделить наиболее ха-
рактерные сечения (фиг. 42). Для уменьшения веса лонжеронов
пояса делают переменного по длине сечения. С этой точки зрения
рациональным является сечение 42,3, которое за счет устранения
полосы и одного из уголков постепенно может быть ослаблено
203
www.vokb-
к концу крыла. Переменное по длине сечение профилей (4-4-7)
обеспечивается с помощью механической обработки. Такие про-
фили существенно упрощают конструкцию лонжерона, а при на-
личии «усиков» 5 для крепления обшивки устраняется ослабление
пояса отверстиями под заклепки. Двутавровое монолитное сече-
ние 7 применяется при наличии малой строительной высоты лон-
жерона. .
Выравнивающая накладка 6 обеспечивает форму профиля кры-
ла в данном сечении.
Фиг. 42. Сечения поясов лонжеронов.
Толщина стенки лонжерона определяется из условия отсутствия
потери устойчивости от касательных напряжений. Несмотря на то,
что при т>тКрпт стенка может эффективно работать, возникающая
при этом догрузка поясов и стоек утяжеляют конструкцию лонже-
рона. Наиболее выгодными оказываются стенки с отношением
h/бст порядка 80—100, не теряющие устойчивости при эксплуата-
ционных нагрузках.
Стойки выполняются уголкового, угло-бульбового, таврового
и швеллерного сечений из прессованных и катанных дуралюмино-
вых профилей, а также из гнутых из листа ’профилей и склепы-
ваются как со стенкой, так и с поясами лонжерона.
На фиг. 43 показана конструкция балочного лонжерона средней
части крыла с цельными фрезерованными поясами переменного по
размаху сечения. Стыковые узлы — фитинги выполнены совместно
с поясами лонжеронов. Корневые стыковые узлы крепят лонжерон
к центроплану, концевые служат для крепления лонжерона отъем-
ной части крыла.
204
Лонжероны тонких крыльев часто выполняются монолитными,
т. е. пояса, стенка и стыковые узлы представляют собой одно целое
(фиг. 44).
На фиг. 45 изображен отсек лонжерона с разъемом -по линии
хорд.
Ферменные лонжероны. При большой высоте крыла
иногда применяют ферменные лонжероны, состоящие из поясов,
стоек и раскосов, образующих плоскую ферму.
Фиг. 43. Лонжерон крыла.
Ферменные металлические лонжероны выполняются из сталь-
ных труб, соединенных сваркой, или толстостенных прессованных
дуралюминовых профилей, соединенных между собой заклепками
или болтами. Сечения элементов фермы (поясов, стоек, раско- У
сов) не отличаются от приведенных выше типовых сечений поясов,
стоек балочных лонжеронов. Для сжатых стержней необходимо
предусмотреть достаточную жесткость, предотвращающую потерю
устойчивости.
На фиг. 46 показан лонжерон, представляющий собой раскос-
ную ферму из дуралюминовых толстостенных профилей.
Продольные стенки выполняются балочной конструкции
(фиг. 47). На фиг. 47, г показана монолитная продольная стенка.
Напомним, что продольные стенки не передают изгибающего мо-
мента и стыкуются шарнирным узлом. Пояса стенок значительно
облегчены, и площадь поперечного сечения такого поясц^мало от-
личается от площади сечения стрингера.
205
www. vokb-la. spb.ru
Стрингеры
Стрингеры являются простейшими конструктивно-силовыми
элементами продольного набора крыла. Вес набора стрингеров
в зависимости от типа конструкции крыльев составляет 5->20%
веса крыла.
Фиг. 45. Лонжерон с разъе-
мом по линии хорд.
Фиг. 44. Монолитный лонжерон.
Стрингеры крыльев имеют назначение:
1) увеличивать устойчивость обшивки для повышения крити-
ческих, нормальных и касательных напряжений во время работы
при изгибе и кручении крыла;
Фиг. 46. Ферменный раскосный лонжерон.
I. пояса, 3—раскос. 4—болт.

2) воспринимать совместно с обшивкой нормальные усилия
при изгибе крыла;
3) передавать поперечную нагрузку с обшивки на нервюры
(фиг. 48); при этом стрингеры работают на изгиб.
Стрингеры поддерживают обшивку при ее работе на сдвиг
и на сжатие; обшивка же в свою очередь поддерживает стрингеры
Фиг. 47. Продольные стенки крыльев.
Фиг. 48. Нагружение стрин-
геров.
при работе на сжатие. Конструктор должен стремиться, чтобы об-
шивка и стрингеры при совместной работе имели высокие крити-
ческие напряжения общей и местной потери устойчивости. Этим
требованием определяется рациональная форма сечения стрингера
и расстояния между ними.
В качестве стрингеров применяются профили разнообразных
форм сечений (фиг. 49). При одинаковой толщине стенки и одина-
ковых габаритах катаные или гнутые
из листов стрингеры профилей типов
1, 2, 5, 6, 7, 8 скорее потеряют устой-
чивость, чем стрингеры профилей 3 и
4, образующих совместно с обшивкой
замкнутый контур. Подкрепленная
профилями типа 3 и 4 обшивка лучше
участвует в работе. Однако такие про-
фили неудобны при производстве, так
как требуют для приклепывания об-
шивки двойного количества заклепок.
Кроме того, при стрингерах этого типа
труднее избежать искажения поверх-
ности обшивки крыла при клепке
из-за наличия двухрядного шва.
Прессованные профили типов 9, 11,
12 13 и 14 допускают без потери устой-
чивости большие напряжения сжатия
[о«р«264-28 кГ/мм? (2604-280 Mh/jh2)],
чем катаные из листов профили по-
добных же сечений. Поэтому в современных кессонных конструк-
циях крыльев предпочитают применять прессованные стрингеры.
Местная устойчивость обеспечивается применением толстых стенок
профиля и утолщениями (бульбами) на кромках его.
207
www. vokb-la. spb.ru
Для соединения вдоль размаха хвостовика нервюр, а также
верхней и нижней обшивок применяют продольный элемент, назы-
ваемый задним стрингером (фиг. 50).
Профили гнутые или катанные из листов
Профили прессованные или катанные из болванок и брусков
Фиг. 49. Сечения стрингеров.
Нервюры
Нервюры представляют собой балки или фермы, имеющие
форму профиля крыла и расположенные вдоль хорды крыла. Нер-
вюры сохраняют форму профиля, воспринимают и распределяют
усилия между обшивкой и продольными элементами, служат опо-
рами для стрингеров, а также являются элементами местного
усиления конструкции крыла, воспринимающими сосредоточенные
нагрузки от шасси, силовых установок, вооружения и пр.
Нервюры с точки зрения строительной механики можно рас-
сматривать как балки или фермы, нагруженные аэродинамической
нагрузкой и сосредоточенными силами от
агрегатов, присоединенных к нервюре.
Рассмотрим работу нервюры, нагружен-
	н°й аэродинамической нагрузкой. При этом
нервюра оперта на стенки лонжеронов (про-
дольных стенок) и обшивку, на которых воз-
фиг- 50- никают реакции. Полагаем, что носок и хво-
стик нервюры не участвуют в ее работе. Воз-
душная нагрузка в виде распределенных сил приходит на нервюру
от стрингеров — Рс?р (см. фиг. 48) и непосредственно от обшивки,
через заклепки крепления обшивки к нервюре — Робш. (фиг. 51, а).
Заменим распределенные силы равнодействующей Рп, которая
сдвигает нервюру в направлении ее действия и стремится повер-
нуть ее относительно некоторой точки О (фиг. 51,6). Перенесем
далее силу Рп в точку О и добавим крутящий момент Л4кр, равный
произведению силы Ра на плечо переноса (фиг. 51, в). Сдвигу нер-
вюры силой Рп противодействуют стенки, на которых возникнут
реакции Ri и Лг. Повороту нервюры от Мкр противодействуют
верхняя и нижняя обшивки и стенки, в которых возникнут реакции
208
в виде погонных касательных сил q, определяемых по формуле
Бредта (см. разд. I, стр. 60)	3
Я 2FQ ’
где Fo —площадь, ограниченная работающим на кручение кон-
туром.
Суммарные реакции в стенках будут обусловлены сдвигом и по-
воротом нервюры. В результате нервюра будет нагружаться изги-
бом в ее плоскости и сдвигом.
Так же как и лонжероны, нервюры имеют полки, восприни-
мающие изгиб в виде осевых сил (сжатие, растяжение), и стенку
или ферменную решетку, воспринимающую поперечную силу.
Фиг. 51. Нагружение нервюры.
Нервюры в прямых и треугольных крыльях ставятся по потоку,
а в стреловидных, преимущественно, ставятся перпендикулярно
линии четвертей хорд крыла.
Рассмотрим классификацию нервюр.
В соответствии с назначением нервюры подразделяются на
нормальные — участвующие лишь в общей работе крыла, и уси-
ленные— участвующие в общей работе крыла и, кроме того, вос-
принимающие местные сосредоточенные нагрузки.
Особо могут быть выделены панельные, или бесстеночные, нер-
вюры, представляющие собой ободки и профили, расположенные
вдоль хорды (см. фиг. 16).
По конструкции нервюры подразделяются на балочные, фер-
менные и ферменно-балочные, сочетающие элементы ферменных
и балочных нервюр (фиг. 52).
По наличию разъемов нервюры могут быть неразъемными
и разъемными. Разъемные нервюры обычно делятся на три части:
носовую, среднюю и хвостовую. Кроме того, нервюры могут иметь
разъем по хорде.
Неразъемные нервюры применяются сравнительно редко, так
как в этом случае уменьшается высота лонжеронов и, следова-
тельно, увеличивается их вес.
Расстояние между нервюрами крыльев лежит в широких преде-
лах (150—400 мм и более) и зависит от толщины обшивки, шага
и мощности стрингеров, удельной нагрузки на крыло.
1*7	www.vokb-l^sob.ru
14	1563	.
Приближенно шаг нервюр определяется из соотношения —»1-5-1,5 для лон
а
неровного крыла и —«*2-ь4 для кессонного, где а — расстояние между нервю
рами; д —шаг стрингеров.
В носовой части крыла ставят дополнительные носки нервюр,
так как на носок крыла действуют большие воздушные нагрузки.
Вес набора нервюр составляет в зависимости от конструкции
10—14 % от веса крыла.
Балочные
Ферменные
Фиг. 52. Конструктивные схемы нервюр.
Балочные нервюры часто выполняют штампованные из
листов. Стенки нервюр при сравнительно малой толщине (0,8™
1,5 льи) имеют большой запас прочности, и поэтому для уменьше-
ния веса в нервюрах делают вырезы, которые можно использовать
для проводки управления элеронами, механизацией и пр. Для по-
вышения устойчивости стенок края отверстий отбортовывают, ста-
вят стойки, а иногда в стенках делают рифтовку. Отогнутые края
стенок образуют полки нервюр, к которым крепится обшивка.
В усиленных нервюрах полки выполняются из прессованных или
210
катаных профилей. Нервюра, изображенная на фиг. 53, состоит
иэ носовой, двух средних и хвостовой частей.
По контуру сделаны вырезы 1 для стрингеров. С внутренней стороны полок,
в местах крепления съемных панелей, установлены специальные гайки 4. В ме-
стах крепления к лонжеронам полки нервюр имеют подсечки 5.
На фиг. 54 прказана балочная конструкция нервюры с разъе-
мом по строительной горизонтали (по хорде).
Фиг. 53. Нормальная балочная нервюра.
/—^вырезы для стрингеров, 2—отверстия облегчения, 3—рифты, 4— анкер-
ная гайка, 5—подсечка для пояса лонжерона, 6—подкрепляющий профиль.
На фиг. 55 показана усиленная нервюра крыла самолета Ан-10,
пояса которой выполнены из прессованных уголков.
Ферменные нервюры применяются редко и преимущест-
венно в крыльях с большой строительной высотой профиля.
Конструкция их аналогична конструкции ферменных лонжеро-
нов. Иногда встречаются ферменные конструкции нервюр, полу-
ченные из листового материала при помощи штамповки, при этом
для повышения жесткости раскосов и стоек их края отбортовы-
вают (фиг. 56).
Фиг. 54. Нервюра крыла с разъемами по хорде.
Соединение нервюре обшивкой и стрингерами показано
на фиг. 57, а, б. Соединение нервюр с лонжероном показано на
фиг. 57, в для нормальной нервюры и на фиг. 55 для усиленной.
На фиг. 57, г показано соединение ферменной нервюры с лонжеро-
ном и обшивкой.
Для упрощения производства нервюр в современных конструк-
циях применено соединение с помощью компенсаторов (фиг. 57, д;
см. также фиг. 17).
www.vokb-la.spb.ru
14*
В этом случае полка нервюры соединяется с обшивкой не непо-
средственно, а через специальный элемент — компенсатор. Панель
обшивки со стрингерами и приклепанными к ним компенсаторами
Фиг. 55. Усиленная нервюра.
/—узел крепления подкоса мотогондолы, 2—узлы крепления раскосов, 3—кницы крепления
нервюр с панелями, 4—стенка, 5—пояса.
устанавливается в сборочном приспособлении, контур которого
соответствует внешним теоретическим обводам крыла. Затем про-
изводится соединение компенсаторов с нервюрами.
Обшивка
Каркас крыла покрывают обшивкой в виде дуралюминовых ли-
стов толщиной 0,8—8 лш. Основное назначение обшивки — воспри-
нятие воздушных нагрузок, образование и сохранение внешней
поверхности крыла и участие в общей работе конструкции крыла.
Во всех случаях обшивка должна иметь возможно более гладкую
поверхность, так как поверхность обшивки оказывает значитель-
ное влияние на аэродинамические характеристики крыла.
В свободнонесущих крыльях обшивка обычно работает на нор-
мальные усилия — при изгибе крыла и на касательные — от дей-
ствия крутящего момента.
212
Вес обшивки в современных крыльях
составляет в зависимости от конструкции
20—60% от веса крыла.
Обшивка не должна^терять устойчи-
вость от сжатия и сдвига при эксплуатаци-
онных нагрузках.
Толщина обшивки вдоль по размаху
и по хорде меняется.
Стыковка обшивки выполняется одно- и
« двухрядным заклепочным швом на эле-
2 ментах каркаса и бывает следующих Ти-
S. пов: внахлестку со снятой кромкой
« (фиг. 58,а), внахлестку (фиг. 58,6),
* в стык (фиг. 58, в) и внахлестку с подсеч-
к кой (фиг. 58,а).
s Соединение внахлестку дает большее
§ сопротивление и применяется редко.
к Шаг заклепок должен обеспечивать
S устойчивость сжатой обшивки между за-
| клепками, что определяется условием
= /<256.
£ В последнее время начинают применять
соединения обшивки с каркасом при по-
мощи клея и сварки.
х При скоростях полета более 2М дуралю-
’е‘ мин в качестве материала обшивки стано-
вится непригоден вследствие понижения
механических свойств его от аэродинамиче-
ского нагрева.
Для таких скоростей целесообразно
применение обшивки из титановых спла-
вов, а также многослойной обшивки из
стали.
Противообледенительные устройства
Обледенение возникает при полете са-
молета через холодные слои атмосферы,
насыщенные влагой. Переохлажденные ча-
стицы воды, соприкасаясь с холодной
поверхностью частей самолета, оседают
на них в виде льда.
Наиболее интенсивно обледеневают пе-
редние кромки крыла и оперения при тем-
пературах от 0 до —8° С (273-^-265° К) во
и»J время полета в густой облачности или в по-
лосе дождя, выпадающего из верхнего бо-
лее теплого слоя воздуха в нижний более
ХОЛОДНЫЙ СЛОЙ.	www.vokb-la.spb.nl
213
Отложение льда происходит быстро и распространяется по хор-
де на значительную глубину. Толщина льда на передних кромках
может достигнуть 5—8 см.
Отложение льда на -передней кромке крыла в значительной сте-
пени влияет на нормальное обтекание крыла воздухом, нарушает
устойчивость самолета и может привести к аварии.
Известны три способа защиты против обледенения: термиче-
ский, химический и механический.
214
Термический способ наиболее широко применяется в на-
стоящее время и заключается в том, что к передней кромке крыла
или оперения подводится тепло для подогрева обшивки. Подогрев
может быть осуществлен горячим воздухом или электрическим
током.
На фиг. 59 показана воздушно-термическая система с питанием
горячим сжатым воздухом, взятым от компрессора двигателя. На-
Фиг. 59. Полумонтажная схема противообледенителей.
I—заборник горячего воздуха от компрессора двигателя, 2—крыльевые выходные на-
садки, 3—отверстия выхода воздуха. 4—выходные насадки оперения.
ружная 'поверхность носовой части обогревается горячим воздухом,
который проходит по каналам, образованным волнами гофра
и обшивкой. Движение горячего воздуха во внутренней полости
носка крыла показано стрелками.
На фиг. 60 показан электротермический противообледенитель
для крыла и оперения, представляющий собой многослойную кон-
струкцию. Электрический ток по особым шинам подводится к слою
токопроводящей обмазки, изолированной от обшивки стекло-
тканью. При пропускании тока обмазка нагревается, что предот-
вращает обледенение.
Химический способ борьбы с обледенением заключается
в том, что подвергающуюся обледенению поверхность покрывают
слоем специальной жидкости —- «антифриза», замерзающей только
при низких температурах.
215
www. vokb-la. spb.ru
Для того чтобы жидкость не могла быть смыта дождем и не
сдувалась потоком воздуха, на передней кромке крыла укрепляют
накладку из пористого материала (например, кожи), пропитанную
жидкостью.
Фиг. 60 Электротермический противообледенитель.
Механический способ борьбы с обледенением состоит
в том, что образовавшийся лед откалывается и сбрасывается
с крыла. Устройство, показанное на фиг. 61, представляет собой
резиновые протекторы, смонтированные на передних кромках
Фиг, 61. Механический противообледенитель.
J—юбшнвка передней кромки крыла, 2—камерный Протектор, Л—средняя ка-
мера, 4—боковые камеры, 5—слой льда.
крыла и оперения. Внутри протекторов имеются продольные каме-
ры, в которые поочередно поступает сжатый воздух, вздувающий
камеры и ломающий лед.
216
5. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
' Расчетные случаи. Виды нагрузок
Крыло должно быть рассчитано на все расчетные случаи, пре-
дусмотренные нормами прочности.
Наиболее тяжелыми для крыла оказываются случаи:	Л*.
Cjo DK-
В полете, а также при посадке самолета на его крыло дейст-
вуют следующие нагрузки (фиг. 62): аэродинамические нагруз-
фюзеляжа
Фиг, 62, Нагрузки, действующие на крыло.
*' ••
ки qv‘, массовые нагрузки от крыла <7кр; массовые нагрузки от гру-
зов и агрегатов, размещенных в крыле и на крыле Ргр; нагрузки,
вызванные работой агрегатов, связанных с крылом (нагрузки от
шасси, крепящегося к крылу, тяга силовой установки и т. п.).
Аэродинамические нагрузки и массовые нагрузки крыла являются
распределенными. Массовые нагрузки от сосредоточенных грузов,
а также нагрузки от шасси и силовой установки являются сосредо-
точенными и приложены в узлах крепления соответствующих гру-
зов и агрегатов.
Аэродинамические нагрузки
Величина расчетной подъемной силы, действующей на крыло
в криволинейном полете, определяется из формулы
(1)
где G — полетный вес самолета;
лй —коэффициент эксплуатационной перегрузки;
сукр —коэффициент подъемной силы крыла;
QV2
~----скоростной напор;
5 —площадь крыла;
/—коэффициент безопасности.
217
www. vokb-la. spb.ru
Возьмем полоску длиной, равной единице, вдоль размаха кры-
ла (фиг. 63) и определим действующую на крыло погонную на-
грузку qv, которая будет равна-
__ с qV2 z
Чу ^усеч^пол 2
Здесь су сеч — коэффициент подъемной силы рассматриваемого 1
сечения крыла;
Зпол” площадь рассматриваемой полоски
Очевидно, что 5ПОл = b • 1 = Ь.
Тогда
, qV2 ’ .
4y^cyc&fi g
Погонная нагрузка исчисляется в кГ/ai (н/лг). В другом сечении
qv будет отличаться вследствие другого значения сиСеч и Ь, так
как есть величина постоянная для всех сечений. Предположим
приближенно, что су сеч^const=cVKp. Зная из формулы (1), что
Г ~2Gn9
укр~ 5qV2
и подставив значение б\кр в формулу (2), получим после сокра-
щений
Ч,=^Ь'	(3)
о
т. е. погонная нагрузка пропорциональна хорде крыла.
Для трапециевидных крыльев с сужением ц до 3 и стреловид-
ностью х до 60° формула (3) дает значения qv, незначительно от-
личающиеся от точных.
218
В прикидочных расчетах для треугольных крыльев можно счи-
тать ^y^const; при этом
Gn3i
Чу=~Т
где I — размах крыла.
Погонная нагрузка qy направлена
полета (как и подъемная сила У).
Следует помнить, что имеется еще вто-
рая составляющая полной аэродинамиче-
ской силы — сила лобового сопротивле-
ния Q.
Обозначим расчетную погонную лобо-
вую нагрузку через qx.
Найдем проекции погонных сил qxt qv
на направление п (фиг. 64), перпендику-
лярное хорде*.
Получим
=qv cos a+tfx sin а.* **
Для малых углов, какими являются
летные углы атаг.н, можно предположить,
что
sin а=0, cos а як 1;
1ОГДЭ
перпендикулярно скорости
Фиг. 64 Определение
Положение точки приложения qy вдоль хорды, т. е. положение
центра давления для дозвуковых скоростей, определяется, как из-
вестно, по следующей формуле:
хи.,= - —*.	(4)
СУ
где ст— коэффициент момента крыла.
Значение су берется соответственно рассматриваемому случаю.
Коэффициент ст определяется в зависимости от су по кривой,
полученной в результате продувок (фиг. 65). Для сверхзвуковых
скоростей хндМ),5д. Если в нескольких сечениях крыла нанести
положение' центра давления и полученные точки соединить, то по-
лучим линию, близкую к прямой, — линию центра давления.
Массовые нагрузки. Нагрузки при посадке
Из изложенного выше известно, что при криволинейном полете
при посадке расчетная нагрузка от агрегата или груза будет
Р гр — СгрПрасч,	(5)
где Grp — вес груза (например, шасси, двигателя, боезапаса и т. п.);
Ярасч — коэффициент расчетной перегрузки.
/	* Нагружение крыла в плоскости хорд не рассматриваем, так как нагрузки
н этой плоскости сравнительно невелики, а жесткость весьма значительна.
*• Угол между нормалью к хорде п и qv равен а, так как стороны его
зэимно перпендикулярны к хорде и направлению скорости.
219
www. vokb-la. spb.ru
Массовая нагрузка (инерционная сила-|-вес) направлена в сто-
рону, противоположную ускорению, т. е. в сторону, противополож-
ную аэродинамическим нагрузкам, и приложена в центре тяжести
груза. Погонные массовые силы конструкции крыла qKV распреде-
ляются так же, как вес крыла. Приближенно можно считать, что
вес крыла распределяется по размаху пропорционально хордам.
В таком случае погонная нагрузка массовых сил крыла ^кр
будет:
(5')
где GKp — вес конструкции крыла.
Фиг. 65. Определение положения центра давления.
Точка приложения погонной нагрузки дКр находится в центре
тяжести сечения крыла, т. е. на 40-н50% хорды крыла от носка
(0,4-е-0,5)&.
При посадке самолета силы, действующие на шасси, пере-
даются через крепление его на конструкцию крыла. Одновременно
на крыло действуют массовые и небольшие аэродинамические на-
грузки. Массовые силы определяются, как и ранее, по формуле (5)
Ргр — СррИрасч-
Здесь Прасч — коэффициент расчетной перегрузки соответствую-
щего посадочного случая. В дальнейшем рассмотрение нагрузок
и прочности крыла будет проводиться для полетного случая.
Построение эпюр поперечных сил
Для расчета сечения на сдвиг, изгиб и кручение необходимо
знать действующие в сечении поперечную силу Q, изгибающий
Миаг и крутящий Мкр моменты. Рассмотрим полукрыло как кон-
сольную балку, защемленную в фюзеляже в сечении по бортовой
нервюре *. Распределенную нагрузку на участке фюзеляжа отно-
сим к фюзеляжу.
* Это равноценно для работы полукрыла рассмотрению всего крыла как
двухонорной балки (см. фиг. 62).
220
Эпюры Q, Л4Иэг будем строить сразу от разности
q=qy <7кр.
Предварительно построим эпюры погонных нагрузок qv, qKp no
размаху полукрыла, взяв значения хорд Ь для бортового,' конце-
вого и нескольких промежуточных сечений, а затем построим
эпюру q (фиг. 66).
Для стреловидных крыльев построение эпюры q, а также по-
следующие построения эпюр Q, Qrp, Л1изг, Л4гр.ИЗг удобно вести для
истинной длины полу крыл а---, вдоль его оси. Для этого за-
cos хо
меняем приближенно стреловидное крыло равновеликим прямым
(фиг. 67, а) и распределяем нагрузку по длине —-—, где /о — угол
cos хо
стреловидности по оси крыла.
В этом случае значения погонных нагрузок определяем из:
Gn^f ,
Чу=-~-icosxo, s.	(3)
О
---д—6cosx0,	(4)
о
q — qy qKp.
www. v<22Ila. spb.ru
Для треугольного крыла без излома продольного набора в пла-
не поступаем как для прямого крыла (фиг. 67,6, сплошные линии),
для треугольного крыла с изломом продольного набора в плане
поступаем как для стреловидного (фиг. 67,6, пунктир).
Построим эпюру поперечных сил Q от распределенных нагрузок
q для прямого крыла (фиг. 66).
Фиг 67.
В сечении 1 поперечная сила равна сумме всех сил, располо-
женных справа от сечения 1. Элементарная сила справа от сече-
ния /
dQ = qdl,
где dl — элемент длины крыла.
q —г переменная погонная нагрузка.
Сумма элементарных сил справа от сечения /
<?>=]?<«.
О
(6)
Интегрирование ведется от начала отсчета I (концевое сечение
крыла) до сечения /.
ц
Аналогично Q^—^qdl и т. д.
и
222
Интеграл (6) удобно вычислять графо-аналитическим спосо-
бом, как площадь эпюры, ограниченной кривой и ординатами q
в концевом сечении (/=0) и в рассматриваемом сечении 1 (l=h)
с учетом масштаба построения эпюры. Это положение известно
из математики.
Площадь эпюры практически удобно измерять, сведя искомую площадь
к площади трапеции. Масштаб учитывается таким образом- при вычислении пло-
щади эпюры основание трапеции берется в метрах, в соответствии с масштабом
длины эпюры q. а высота трапеции берется в кГ/м (н/м) в соответствии с мас-
штабом q
Определив таким образом значения Q в нескольких сечениях
крыла, откладываем их от оси абсцисс в выбранном масштабе
и, соедйняя концы отрезков плавной кривой, получаем эпюру по-
перечных сил Q от распределенных нагрузок. Эпюры поперечных
сил Qrp от сосредоточенных массовых сил строятся по обычным
правилам курса сопротивления материалов, т. е. последовательно
суммируются все силы по одну сторону от сечения.
Пример построения эпюры Qrp приведен на фиг. 66. Знак
эпюры Qrp противоположен знаку эпюры Q от распределенных
нагрузок.
Построение эпюр изгибающих моментов
Из курса сопротивления материалов известна теорема Журав-
ского: производная от изгибающего момента МНЗг по длине балки
дает поперечную силу, т. е,
Q___^М13Г
dl
Отсюда
и
(7)
О
Таким образом, значение изгибающего момента в сечении
крыла может быть ‘получено интегрированием эпюры поперечных
сил Q в пределах от начала отсчета длины (от концевого сечения
крыла) до рассматриваемого сечения. Аналогично предыдущему,
интегрирование заменяется вычислением соответствующих пло-
щадей эпюры Q — интеграл j Qdl есть площадь эпюры, ограни-
0
ченная кривой и ординатами Q при /=0, 1—1\. Учет масштабов
эпюры Q производится так же, как было указано выше, т. е. при
вычислении площади эпюры основание трапеции берется в метрах,
а средняя высота трапеции в килограммах (ньютонах), в соответ-
ствии с масштабом Q. Произведя такие подсчеты для нескольких
223
www. vokb-la. spb.ru
сечений, получаем значение МКЗт в этих сечениях, по которым
строим эпюру ЛГизг (см. фиг. 66).
Эпюра изгибающих моментов от массовых сил Л1гризг может
быть построена интегрированием эпюры Qrp от массовых сил
и будет иметь ряд прямолинейных участков с изломами в местах
приложения массовых сил. Более просто эту эпюру можно полу-
чить вычислением суммы моментов справа от сечения для несколь-
ких сечений.
Например, для бортового сечения
Эпюра ЛГгризг показана на фиг. 66. Знак ее противоположен
знаку эпюры МцЗГ от распределенных нагрузок. Построение эпюр
Q и ЛГцзг для стреловидных и треугольных крыльев ведется анало-
гичным образом (см. замечания к построению эпюры </).
Центр жесткости. Ось жесткости
Рассмотрим изгибаемую балку прямоугольного сечения с на-
грузкой, лежащей в плоскости симметрии сечения (фиг. 68, а) и вне
ее (фиг. 68,6). Очевидно, что в случае б будет иметь место кру-
Фиг. 68
чение балки, в отличие от случая а. При этом кручение будет
происходить относительно точки О, лежащей на пересечении двух
осей симметрии сечения, и крутящий момент определится из
МКр=PG
где с — расстояние от линии действия силы до точки О.
224
Очевидно, что и в сечении крыла есть точка, относительно кото-
рой происходит кручение крыла; силы, приложенные в данной
точке, не вызывают кручения крыла. Такая точка называется
центром жесткости (ц.ж.) сечения *. Линия, проходящая через
центры жесткости различных сечений, называется осью жесткости,
или линией центров жесткости. На схеме в показана деформация
крыла силой, приложенной в центре жесткости, на схеме г — вне
центра жесткости.
Фиг. 69.
Положение центра жесткости зависит от жесткостей лонжеронов (продоль-
ных стенок). При равных их деформациях (прогибах, перемещениях о г сдвига)
крыло не будет закручиваться и сила будет приложена в центре жесткости.
Но для того чтобы получить равные деформации при разных жесткостях лонже-
ронов необходимо, чтобы сила была приложена ближе к более жесткому
лонжерону. Следовательно, центр жесткости смещен по направлению к более
жесткому лонжерону.
Положение центра жесткости сечения крыла приближенно определяется из
следующих уравнений: *♦
Для двухлонжеронного прямого крыла (фиг. 69,а), а также для двухлон-
жеронного стреловидного крыла на расстоянии > с от сечения ВС (фиг, 69,6).
•^задн
а =---------------с
^пер + /задн
J пер
=-----------------с
пер + Аадн *
(8)
где /дер, /задн — моменты инерции переднего и заднего лонжеронов.
* Иногда ее называют центром изгиба.
'* Даны без вывода.
15	1563
www.^2®-la.spb.ru
Для двухлонжеронного стреловидного (треугольного) крыла в сечении ВС
(фиг. 69,6).
Ладн ( 1 + f х)
J пер^х + Jзади (1 + х,
•^пер ^Х
---------------7------~	\ с
7пер \ + Jзади (	I	+ ^х	)
Л	cos3X	+	1
с	sin X	tgx	’
(9)
где х — уГОл стреловидности по линии четвертей хорд.
На участке длиной с от сечения ВС линия центра жесткости приближенно
может быть получена плавным сопряжением линии центра жесткости заштрихо-
ванного (фиг. 69, б) участка с центром жесткости в сечении ВС. Для однолон-
жеронных прямых и стреловидных крыльев центр жесткости находится на оси
лонжерона.
Для кессонных прямых и стреловидных крыльев положение центра жест-
кости определяется по формулам (8), (9) соответственно, в которых вместо мо-
ментов инерции J лонжеронов фигурируют площади сечения F стенок лонжеро-
нов (продольных стенок).
Если данных по моментам инерции и площади стенок лонжеронов еще нет
(например, в ста ди эскизного проектирования), то можно предположить, что
момент инерции лонжерона пропорционален квадрату его высоты Д2, а площадь
стенки — высоте лонжерона Н. Тогда в формулы (8), (9) подставляем №
вместо 7 и Н вместо Д.
Построение эпюры крутящих моментов
Обозначим плечо погонной силы qv (т. е. расстояние между
центром давления и центром жесткости в данном сечении) через
Хц.ж, а плечо погонной силы qKp (т. е. расстояние между центром
тяжести и центром жесткости) через хц'ж. Называя крутящий мо-
мент, действующий на единицу длины крыла, погонным крутящим
моментом т кГ*м!м (н-м/м) *, получим схему закручивания
крыла, показанную на фиг. 70

(10)
По вычисленным таким образом значениям т для нескольких
сечений строим эпюру погонных крутящих моментов tn (фиг. 71) **.
Крутящий момент ЛМнр, вызванный в любом сечении крыла по-
гонным крутящим моментом, действующим на длине dl, опреде-
лится из	*
dMKp=mdl.
* Сокращение единиц длины в размерности величины т нецелесообразно,
так как при этом теряется физический смысл погонного крутящего момента.
** Фиг 71 может быть построена как продолжение эпюр фиг. 66.
226
Тогда полный крутящий момент в сечении 1, равный сумме всех
крутящих моментов по одну сторону от рассматриваемого сечения,
будет
G
AfKPi=Jm<//.	.	(11)
о
Вычисляется этот интеграл, как и предыдущие, графо-анали-
тическим способом: как площадь эпюры т от конца крыла до рас-
Фиг. 70. Погонные крутящие моменты от аэродинамических
нагрузок.
сматриваемого сечения (пользование масштабами при этом ана-
логично предыдущему).
Вычисляем 2Икр в нескольких сечениях и строим эпюру Л1К1).
Условимся о правиле знаков: если момент закручивает крыло
на увеличение угла атаки, то считаем его положительным и на-<
оборот.
Фиг. 71.
Крутящий момент в рассматриваемом сечении, обусловленный
сосредоточенными массовыми нагрузками, получаем как сумму
моментов относительно оси жесткости всех сил, расположенных по
одну сторону от сечения.
Знаки моментов учитываем, как было указано выше. Эпюра
Мгр.кр приведена на фиг. 71.
' 227
www. vokb-la. spb.
15*
Обозначая плечо силы относительно оси жесткости через хц.>к
(см. фиг. 66), запишем выражение крутящего момента от сосредо-
точенных массовых нагрузок в корне крыла
Л^рк“р= -Ргр,х„.ж,+РГР2х„.Ж2.
Построение суммарных эпюр
Получив в результате приведенных выше построений расчет-
ные эпюры Q, Мизг, Л1кр от распределенных и сосредоточенных
нагрузок, построим суммарные эпюры
Qs=Q+QrP
Л7цзг 8==^изг4- ^гр.изг
“Ь^гр.кр-
(12)
Суммирование величин Q, Л4ИЗГ, Л1Ир производится с учетом
знаков. Суммарные эпюры показаны из фиг. 72.
Фиг. 72. Построение суммарных эпюр Мизг Е, Мкр Е.
Для стреловидных и треугольных крыльев построение эпюр Л1Кр
не отличается от описанного.
Рассмотрим особенности построения эпюр для однолонжеронного стреловид-
ного крыла с внутренним подкосом. Ограничимся рассмотрением лишь аэроди-
намических нагрузок qv.
Эпюру qv строим вдоль оси лонжерона, которая является осью жесткости
(фнг. 73). Из равновесия лонжерона находим реакцию фюзеляжа Ri и реакцию
228
главной балки R<. Момент аэродинамических сил qv относительно оси жесткости
уравновешивается реакцией фюзеляжа R2 в узле 2, откуда находим
г
f ffy-Яц.ж & %
Рассматривая внутренний подкос как балку, опертую на фюзеляже и нагру-
женную силами Ri и R2, находим реакцию 7?поди=—
Фиг. 73. Построение эпюр для стреловидного
крыла с внутренним подкосом.
Строим эпюры Q, ЛТизг для лонжерона и для внутреннего подкоса и эпюру
МКр для крыла (фиг. 73).
6. РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА. РАСЧЕТ НЕРВЮР
Расчет сечения лонжеронного крыла
Сечение крыла нагружено поперечной силой Q, приложенной
в центре жесткости сечения, изгибающим моментом Л1изг и крутя-
щим моментом Л1кр. Поперечная сила нагружает стенки лонже-
ронов, которые работают на касательные напряжения; изгибаю-
www.vokb-l&si&.ru
щий момент нагружает пояса лонжеронов осевыми силами, причем
ч пояса работают на нормальные напряжения; кручение вызывает
касательные напряжения в контуре, образованном стенками лон-
жеронов и межлонжеронной обшивкой ♦. Определим перечислен-
ные напряжения.
Рассмотрим расчет двухлонжеронного крыла, прямого, стрело-
видного или треугольного, схема сечения которого приведена на
фиг. 74, а. Прежде всего распределим поперечную силу Q и изги-
фиг. 74, Нагружение сечения двухлонжеронного крыла.
бающий момент MliSC между передним и задним лонжеронами. Так
как сила Q перенесена в центр жесткости сечения **, то, распреде-
лив ее по лонжеронам, получим
<2aa««=Q-y-.	(13)
гДе Спереди. 0заД11 —поперечные силы по переднему и заднему лон-
жеронам.
Величины а, Ь, характеризующие положение центра жесткости,
получаем из формул (8) и (9). Распределение Л1пзг и Q между
лонжеронами одинаково, т. е.
2Иа.дп=Мизг-^.	(14)
Осевая сила S в поясе лонжерона
। Л4ИЗг
“ Л *
где h — расстояние между центрами тяжести поперечного сечения
поясов лонжерона (см. фиг. 39).
• Работой обшивки носка на кручение в целях упрощения задачи пренеб-
регаем.
*• С добавлением крутящего момента.
230
Обозначив через И высоту лонжерона (или высоту профиля
в месте расположения лонжерона) и приняв А ^0,95//, будем иметь
С	1 впереди „	-Л^зат	_
впереди- ±0,95Нпередн ’ дзаДН-- 0,95Язад1[ *
Нормальные напряжения получим, разделив силу S в поясе
лонжерона на площадь F сечения лонжерона
(16)
Полученные напряжения в сжатом поясе (так же как в растя-
нутом) сравниваем с ав, так как сжатый пояс подкреплен в двух
плоскостях и устойчивости не теряет.
Напряжения в стенке лонжерона определяются, как отношение
силы Q к площади сечения стенки лонжерона. Например, для пе-
реднего лонжерона
Спереди	Спереди	/17\
передн р	г, ле tj *	*	(	) f
‘ передн	и,voппереднопередн
Напряжения от кручения в тонкостенном контуре находим по
формуле Бредта
где 6 — толщина обшивки (стенки), для которой определяется
напряжение.
Так как стенка лонжерона нагружается касательными напря-
жениями т от Q и Мкр, то
T = Tq±Tm-	(19)
Суммирование или вычитание напряжений зависит от направ-
ления крутящего момента. Как видно из схемы фиг. 74, б, на стен-
ке переднего лонжерона эти напряжения вычитаются, на стенке
заднего лонжерона — суммируются.
Касательные напряжения т в стенках лонжеронов, а также
в обшивке, не должны превышать критических напряжений.
Предельные касательные напряжения принимаются для дур-
алюминовой стенки примерно 1500 кГ/см2 (147 Мн/м2) и для дур-
алюминовой обшивки— 1200 кГ1см2 (118 Мн/м2) с учетом работы
обшивки на нормальные напряжения.
В случае ферменного лонжерона, рассматривая лонжерон, как балку с па-
раллельными поясами *, получаем усилия в стойках (фиг. 75, а) и раскосах
(фиг, 75,6)
5С1 — 5раск —
cos а
* Ввиду малой величины угла наклона поясов это допустимо.
231
www. vokb-la. spb.ru
По найденным усилиям прочность стоек и раскосов проверяется на растя-
жение и продольный изгиб.
Усилия и напряжения в поясах ферменного лонжерона определяются, как
и для балочного лонжерона, по формулам (15), (16).
Пример определения нагрузок и расчета сечения
лонжеронного крыла
Приведем пример проверочного расчета сечения двухлонжеронного прямого
крыла. Расчет проведем от аэродинамических нагрузок случая Ак.
Разгрузку от массовых сил учтем приближенно, снизив расчетные значения
Л1Изг и Q * на 20%.
1 Исходные данные (фиг. 76, 77). Крыло трапециевидной формы в пла-
не. Лонжероны расположены, пердний на хорды, задний на 651%» хорды.
Высота лонжеронов одинакова и равна 0,54 ж; cvmax = l,4, соответствующий
ему ст =—0,35; шаг нервюр 400 лшЛ обшивка дуралюмиповая толщиной
ЙоОШ —1,5 Л1Л1, Оц ЛОНЖ—120-	 (1180	—
мм- \ Aft /

а)	б)
Фиг. 75 К расчету ферменного лонжерона.
размах крыла /=20 м; хорды: йвврт=3,7 м, 5КОнц=1,85 м; пло-
щадь крыла 5=55 м2. Полетный вес самолета G =41 000 кГ (108 000 н). Коэф-
фициент эксплуатационной перегрузки случая At Пд=8; коэффициент безопас-
ности f=I,5
Построение эпюр. Определяем расчетную нагрузку
/’расч =	11 000- 8• 1,5 = 132 000 кГ (1 290 000 я).
Берем 10 сечении крыла (на расстоянии через 1 jw) и вычисляем для каж-
дого сечения погонную нагрузку q, значения хорд берутся из чертежа (фиг. 76).
Ррасч* 132 000
д = --— =	— b = 2400 b кГ/м.
S 55
Вычисления значении q, Q и Л1Изг в различных сечениях по размаху крыла
сведены в табл. I.
Таблица 1
№ сечения	0	1	2	3	4	5	6	7	8	9
b м	3,7	3,49	3,29	3,08	2,88	2,67	2,46	2,26	2,05	1,85
q кГ/м	8 800	8380	7 900	7400	6 910	6410	5 916	5430	4920	4440
Q кГ	60000	51300	43200	35 500	28400	21700	15 500	9880	4680	0
	238 000	184000	140 000	99 000,	67500	41 000	22 500	9500	2350	0
Выбрав масштаб q. строим эпюру q для полуразмаха крыла (см. фиг. 76,6).
* Значения Л1кр не снижаем, так как массовые силы могут даже увели-
чить
232
Для построения эпюры поперечных сил Q производим графическое интегри-
рование эпюры q. Интегрируя эпюру Q, получаем значения Л1ИЗГ.
Выбрав масштабы Q и Л1изг, строим эпюры (см. фиг. 76, в, г).
Погонный крутящий момент
т=д-хц ж,
где хн ж — плечо нагрузки относительно центра жесткости.
Фиг. 76. К расчету сечения крыла.
Так как высота лонжеронов одинакова, то центр жесткости находится по-
середине между лонжеронами, т. е. на расстоянии от носка сечения, равном
л 1ct , 0,65ft —0,15ft Л _
0,15ft +--------------— = 0,4 ft.
2
www. vokb-la. sfJSai
Центр давления находится на расстоянии от носка сечения, равном
= 0,254.
Су 1,4
Тогда
и
лц ж=0,46—0,256=0,156
т=0,156 q.
Вычисления по определению т и Л1кр сведены в табл. 2.
Сечение крыла
Материал поясов-ст ЗОХГСА
Предел прочности бь-120кГ/нн2
(118103 м/Сп2)
Поперечное сечение пояса
лонжерона F= 1600 кн2
Материал стенки - Д16Т
Фиг. 77.
Таблица 2
№ сечения
0	1	23456789
b м
q кГ1м
т кГ’М]м
Afkp кГм
3,7
8 880
4 930
26 000
3,49
8 380
4390
21500
3,29
7 900
3 900
17 100
3,08
7 400
3 420
13600
4,88
6 910
2 980
10 300
2,67
6410
2570
7470
2,46
5910
2180
5070
2,26 2,05
5430 4920
1840 1520
3080 1365
1,85
4440
1230
0
Выбрав масштаб т, строим эпюру (см. фиг. 76, д).
Для построения эпюры крутящего момента Акр производим графическое
интегрирование эпюры т.
Выбрав масштаб Л1кр, строим эпюру (см. фиг. 76, е).
Расчет бортового сечения крыла на изгиб Схема сече-
ния крыла приведена на фиг. 77, а. Нагрузки берем из эпюры Л1изг на фиг. 76.
231
Разносим AUr по лонжеронам. Так как центр жесткости делит расстояние меж-
я,	^изг 238000
Ду лонжеронами пополам, то Л1Переди=Л!задИ =—-— = —-—=119 000 кГ'М
(1 170 000 н-л).
Находим усилия S в поясах лонжерона; для переднего и заднего лонжеро-
нов они равны
-впереди	-^зади
ПереДИ = S3aJH “ °’8 0,95Явередн = °’8 0,95Язадн
119000
= 0,8- —„ ел = 185000 кГ (1 815 000 н).
0,95-0,54
Коэффициент 0,8 учитывает разгрузку массовыми силами.
Зная величину усилия, действующего в поясе лонжерона, определяем на-
пряжение в поясе лонжерона (см. фиг. 77,6).
5	185000
« = ~ = —Тёпл— = 115 кГ1мм2 (ИЗО Л1н/.и2) < а
г 1600
Расчет бортового сечения крыла на кручение
и сдвиг. Полагаем, что крутящий момент воспринимается контуром abed
(см. фиг. 77, а),
^54-185^10000 см2.
Л1кр	2600 000
2Г05Общ = 2-10000-0,15
= 870 кГ!смЧ (85,2 Мн!м2) < т°бш.
Так как центр давления располагается впереди центра жесткости
(см. фиг. 77, а), то напряжения при сдвиге от поперечной силы и кручения
суммируются на переднем лонжероне и вычитаются на заднем.
т	„ Qnepeju
₽	2/^Зпередц	0,95/7п е ре дн впереди
2600000
2-10 000-0,5
30 000
+0’8^цлч °1200 кГ1см2 <118
и,VO•оч-и,о
AfKp
Тэа”=2Л^Г“0’8
Сзади
0,95 Н3 а гнВ з а ян
2600 000 Л Л 30000
“гйоСОоТо/ “°-8^ 95.54.0,5 = 60° кГ/сМ <66’5	< Т« •
Следовательно, по расчету на случай Лк стенка заднего лонжерона может
быть сделана более тонкой. Однако этот вывод требует проверки и на другие
расчетные случаи.
Расчет сечения кессонного крыла
На фиг. 78 показано нагружение прямого кессонного крыла.
Изгибающий момент 7HII3r нагружает две панели кессона осевыми
усилиями. Сдвиг же от поперечной силы и кручение кессонного
крыла принципиально не отличаются от соответствующего нагру-
жения лонжеронного крыла.
235
www.vokb-la.spb.ru
Поэтому расчет сечения такого крыла на сдвиг и кручение про-
изводится, как и расчет лонжеронного крыла, по формулам (17),
(18), (19).
Осевое усилие S, нагружающее панели, определяется из
С_______________________ । Мизг
где h — расстояние между центрами тяжести панелей кессона,
которое может быть приближенно принято равным 0,85 от макси-
мальной высоты профиля в данном сечении.
Фиг. 78. Нагружение сечения кессонного крыла.
Напряжение в растянутой панели получим, разделив усилие S
на площадь панели *. Эти напряжения должны быть меньше пре-
дела прочности ов материала панели
S _________________S__________
Т7раст	пл стр “ЬВЪ
(20)
Здесь У, Лпл — площадь сечения поясов лонжеронов или продоль-
ных стенок, входящих в растянутую панель;
Л'стр —- площадь сечения стрингера;
л —число стрингеров;
В —ширина панели кессона;
S —толщина обшивки.
Для определения напряжений в сжатой панели необходимо вве-
сти редукционный коэффициент <р обшивки, учитывающий потерю
устойчивости сжатой обшивкой, т. е. степень участия обшивки
в работе крыла при изгибе **.
Полученные напряжения сравниваем с критическими напряже-
ниями стрингера.
* Элементы панели выполнены из одного материала.
** Полагаем, что в рассматриваемом крыле жесткость пояса лонжерона
и стрингера примерно равны
236
Таким образом, имеем
О
°СЖ ~ S ^+nFCTp+¥B» "" °кр стр‘	В * * * * * * * * * * * * (21)
Значение редукционного коэффициента <р берется на основании
опытных данных для панелей, однотипных по конструкции с рас-
сматриваемой, или определяется приближенно по формуле
где b — шаг стрингеров.
_ 408	,
> 1,
b
В стреловидном, а также треугольном кессонных
крыльях с изломом в плане продольного набора, как сказано было
ранее, имеет место догрузка задних продольных элементов и уча-
стков обшивки и разгрузка передних. Эпюра распределения нор-
мальных напряжений <гк в корневом сечении от изгиба по панели
стреловидного крыла изображена на фиг. 79, а. На этой же эпюре
показано распределение напряжений cr0K=const без учета стрело-
видности. На графике фиг. 79,6 даны осредненные кривые зависи-
— ск	- х
мости сгк— ~ от относительного положения точки сечения х =
°ок
Пользуясь этими кривыми для любого значения х, находим х, ок
и ан = акОок. Естественно, предварительно нужно определить на-
пряжения оОц как для прямого крыла.
Пример расчета сечения стреловидного кессонного крыла
1 В качестве примера рассмотрим проверочный расчет корневого сечения стре-
’’ ловидного кессонного крыла, показанного па фиг. 80.
Угол стреловидности по оси крыла Хо—35°.
Относительная толщина профиля в корне с=15<|/о.
www.vokb-Ш^зЬ.ги
Рассмотрим равновеликое прямое крыло (пунктирная линия на фиг. 80)
I 7,4
с длиной -----== —777 =9 Л! и хордами 6Кор8=4,52  cos 35°=3,7 м и 6КОИЦ=
cos Хо c°s 35
=2,26Xcos35°=l,85 м, т. е. с размерами приведенного выше двухлонжеронного
крыла (см. фиг. 76). Исходные данные примем те же, что и для упомянутого двух-
лонжеронного крыла. Поэтому эпюры Q, MU3r, Л1кр остаются без изменения (см.
фиг. 76).
Расчет на кручение и сдвиг не отличается от изложенного выше и повто-
рять его не будем.
Проведем расчет корневого сечения на изгиб.
Сперва рассчитаем сечение прямого крыла.
МИэг=210 ООО кГ • м (2 060 000 нм) (см. эпюру фиг. 76, а)
Ьморн=3,32 м (см. схему фиг. 76, а)
Л=0,85с=0,85- 0,15 - 3,32 = 0,424 м.
„	„ Л*изг	0,8-210000
5=0,8—= -	----=396000 кГ (388 • 104 «).
h	0,424
Коэффициент 0,8 учитывает разгрузку массовыми силами. Конструкция верх-
ней (сжатой) панели кессона: толщина обшивки бОбш = 1»5 мм; шаг стрингеров
£=64 мм. Стрингер выполнен из дуралюминового прессованного профиля
ПР102-12 с площадью сечения /'сТр==353 мм2; ов=40 кГ/мм2 (392 Мн/м2)-,
критическое напряжение окр=28 кГ/мм2 (274 Мн/м2).
Число стрингеров по верхней панели — 25.
Пояс лонжерона выполнен из двух дуралюминовых прессованных профилей
с площадью сечения
Кзони< =2 -865=1730 мм2.
Приведенная площадь сжатой панели
Кприв сж=2/*лонж^ЗаКстр + фКобт-
238
Редукционный коэффициент <р обшивки приближенно определяем как
40Ь 40-1,5 Л _
^т=-й-=0-94
Гприв.(ЭК = 2-1730 + 25-353 + 1660-1,5-0,94 = 14650 м$;
396 000
~ = 27 KPjMAfi (265 Мн/Afi).
14650
°ОК.ОК —
Растянутая панель отличается от сжатой количеством стрингеров, умень-
шенным до 14,
Граст = 2 • 1730+14 • 353+1660 • 1,5= 10 900 лм2;
396000
°0к.раст= ~ Q“ =36,3 кГ/мм*(356 Мн/м?).
1U VUU
Найдем поправочные коэффициенты ок (см. фиг, 79, б) для определения
напряжений в более нагруженных задних элементах (стрингерах) стреловидного
крыла.
Фиг. 81,
Для х = 0, интерполируя, имеем ак«#1,6.
Следовательно,
ак,сж=27- 1,6=43 кГ/мм2 J421 Л1н/ла)>сгКр,стр.
Ок,раст=36,3-1,6= 58 кГ/мм? (568 Л4н/ж2)>Ов-
Сечение не прочно.
О температурных напряжениях в крыле
Представим сечение кессона крыла как симметричное (фиг. 81) и выполнен-
ное из разных материалов. Под действием температуры элементы кессона из-
менят свои длины.
Пусть все элементы крыла свободно удлинились от нагрева так, что удлине-
ния их различны и равны atl, где а — коэффициент линейного расширения эле-
мента, £—температура нагрева.
Плоскость сечения исказится (как показано на фиг. 81) ив сечении темпера-
турные напряжения не возникнут. Фактически сечение остается плоским, де-
формации всех элементов одинаковы и равны Д/=а/.
Тогда, очевидно, напряжения в элементах будут обусловлены лишь дефор-
мацией al—atl—El
и относительной деформацией
8=д—at.	(23)
Соответствующие деформации е напряжения
сг=е£.
Е
Введем коэффициент редукции по модулям <р= ~ (см. разд. I, стр. 51),
где £о —модуль упругости 1-го рода материала, принятого за основной.
239
www. vokb-la. spb.ru
ruqds в[-сррл7ймм
Тогда
(Т = ЕЕоф.
(24)
Из равновесия кессона, свободного от внешних нагрузок, следует, что сумма
проекциии всех сил в сечении па ось крыла равна нулю
2аДГ = 0,
(25)
где AF—площадь элемента (стригнера, участка обшивки). Сумма распростра-
няется на все сечение.
Подставляя в (25) значения о, е из (24), (23), получим
2(«-а0 £0Т^ = 0
2 atEtf&F

(26)
Подставляя выражение (26) в (23) и полученный результат в (24), получим
окончательно:
'Eo^fat^F
(27)
Определение нагрузок на стыковые соединения
Рассмотрим нагружение стыковых узлов двухлонжеронного
прямого крыла (фиг. 82).
Сила S, действующая на стыковой узел в направлении пояса
лонжерона,
(28)
Здесь Л4переДн, Л1заДН —изгибающие моменты по переднему и
заднему лонжеронам в месте стыка, по-
лученные по формуле (14);'
//перед», А/задн — расстояние между стыковыми болтами
Так как
лонжеронов.
 Af персДн Vai задн
то сила, действующая на стыковой узел, например передний, будет
равна*
Qпередн i Qai переди	1
передн.ст
(<?одая«±^).	(29)
* Полагаем, что эта сила распределяется поровну между верхним и нижним
узлами.
240
’ \ Здесь Фпередн и Qm переди поперечные силы по лонжерону от
^’Изгиба и кручения соответственно;
В — расстояние между лонжеронами.
Знак + или — в скобках зависит от направления крутящего
момента. Таким образом, имеем нагружение стыкового болта
силой
впереди “Ь Опереди, ст (СМ. фиг. 82).
Здесь R — суммарная сила.
Фиг, 82. Нагружение стыковых узлов двухлонжеронного прямого крыла.
Рассмотрим контурный стык кессонного прямого крыла
(фиг. 83, а).
Осевые силы 5передш 5задн, действующие на узел лонжерона,
и SK, действующие на один болт контурного стыка *, найдем, пола-
гая, что усилие, нагружающее панель,
5 =	(30)
распределяется между болтами стыка панели пропорционально их
площадям разрыва** (или квадратам диаметров).
* В сжатой зоне болты стыка на осевые усилия не работают; усилия эти
с одной части крыла на другую передаются непосредственно контактом стыко-
вых угольников.
** Если болты работают на срез, то берем площади среза.
16	1563
241
Тогда
)•	(32)
Фиг 83 Нагружение стыкового соединения кессонного крыла.
Вертикальная поперечная сила, действующая на один, напри-
мер, передний узел лонжерона,
~	Qперед» ± Q?lf передп _ 1	0.5Мьр
впереди.ст'	' £ ^*псредн —
Эта формула аналогична формуле (29) с той только разницей,
0,5Л4кр
что в случае кессонного крыла QM передп— чмзад№----------—» т- е-
В
принимаем, что вертикальные реакции в виде пары сил на лонже-
ронах вызываются лишь половиной крутящего момента Мкр. Вто-
рая половина Мпр передается через контурный стык в виде сил Тк.
В лонжеронном же крыле весь крутящий момент создает верти-
кальные реакции на лонжеронах.
Горизонтальная сила Тк, действующая на один болт контурного
стыка, определяется из
0,5Л1Кр /к
к~ h HJi
где h— расстояние между центрами тяжести панелей (см. стр. 236
и фиг. 78);
/к— площадь среза контурного болта, в котором определяется
усилие.
(33)
242
Сумма распространяется на все болты панели, раоотающие на
срез от Тк *.
Для стреловидных (треугольных) крыльев нагрузки на стыко-
вые соединения приближенно определяются следующим образом
Предварительно необходимо пе-	.
реити от моментов /иизг, 7Икр, взя-
тых вдоль и относительно оси
крыла (см. фиг. 67), к моментам
Mhpz, Мизгг, действующим в пло-
скости стыка и перпендикулярным
ей (фиг. 84).
Для этого воспользуемся изо-
бражением моментов в виде век-
торов, направленных по правилу
штопора.
Далее графическим путем на-
ходим равнодействующий момент
М и раскладываем его на Л4ИЗГ1
и ЛД-pz (фиг 84) Аналитически
Фиг 84
может быть выполнено так
А^нзг г ~"А1НЗГ COS /о 714кр S1H/0 1	(34)
z —~ А4ИЗГ sin Хо “F* АДр cos Хо- I
Найденные значения ЛГизгг, Л4крг подставляем в формулы (14),
(28)-н(33) вместо Л4ИЭГ,
Положение центра жесткости стреловидного (треугольного)
крыла, необходимое для распределения Л/изг по лонжеронам, опре-
деляется по формуле (9).
Дальнейшее определение нагрузок не отличается от приведен-
ного выше для прямого крыла.
Найденные по формуле (31) значения впереди, *$задш для кес;
сонного_стреловидного крыла необходимо домножить на коэффи-
циент сгк, взятый по графику фиг. 79, б в зависимости от относи-
тельной координаты ~ рассматриваемого болта (фиг. 83. о)
В
Расчет нервюр
Конструктивные размеры и сечения нормальных нервюр, нагру-
женных аэродинамической нагрузкой, как правило, обеспечивают
их прочность.
Рассмотрим определение изгибающих моментов и поперечных
сил, а также определение напряжений в сечении усиленной нер-
вюры, воспринимающей местные нагрузки.
* По схеме фиг 83 болты стыковых узлов лонжеронов в сумму нс вктю-
чаются, так как они на срез от Тк не работают
16*
243
www. vokb-la. spb.ru
Рассмотрим нервюру, связывающую лонжероны в месте креп-
ления стойки шасси (фиг, 85,а). Нервюра передает на крыло кру-
тящий момент P(a + d)t где Р— сила, действующая от стойки
шасси; (a+d)—плечо силы до центра жесткости сечения крыла.
На нервюру от обшивки и стенок лонжеронов будут действовать
а)
Фиг. 85. Нагружение усиленной нервюры.
реактивные погонные касательные силы, определяемые по формуле
Бредта
^кр Р (и 4- d)
2Р0
(35)
Кроме кручения, сила Р вызывает также сдвиг нервюры; реак-
ции, возникающие на лонжеронах, определяются положением цен-
тра жесткости относительно лонжеронов
/?Д=Р —; RB=P — .	(36)
с	с
Теперь, от опоры В к опоре А строим эпюру поперечных сил Q.
На участке ВА, т. е. по длине рассматриваемой средней части
нервюры,
Q « const = /?в—<///срл
где НСр — средняя высота нервюры (высота прямоугольника, ко-
торым условно заменена нервюра).
Изгибающий момент Л1ИЗГ в точке В равен нулю, от В до Л
изменяется по линейному закону, а в точке А равен
ЛТизг A=Pd-	)
*
Эпюры Q и Мизг приведены на фиг. 85, а.
Расчетные формулы для определения напряжений в сечении
нервюры не отличаются от приведенных выше формул для-лонже-
244
рона, так как конструкция нервюры и лонжерона однотипна
(фиг. 85.6).
S
°раст F
• раст
£ -Мизг
0,95/7
S .
Зв> °сж — р	°кр
(37)
(38)
т=—2-
0,95/75
где /’’’раст, FCJK—площади сечения растянутой и сжатой полок нер-
вюры;
тв — для дуралюмина принимается 1500 кГ[см2 (14700
н/см2).
(39)
7. ФЛАТТЕР КРЫЛА
Определения
Флаттером называются самовозбуждающиеся колебания в по-
лете крыла или оперения с быстронар а стающей амплитудой.
При некоторых условиях полета самолета крыло под действием
одноразового внешнего возмущения (например, порыва' ветра)
приходит в колебательное движение. Отклонения крыла от его
начального положения в течение корот-
кого промежутка времени (1—5 сек)	р ।
нарастают столь резко, что конструкция
разрушается. При этом источником ко-
лебаний являются возмущающие силы; w
созданные самим крылом. Флаттер про-
является в виде сильной тряски про-
водки управления и всего самолета
и резких возрастающих колебаний
крыльев, или оперения. Явления эти
столь опасны, что предусмотрение мер,
устраняющих явление флаттера, является одной из важнейших
задач при конструировании самолета.
Напомним некоторые определения, связанные с , колебаниями
Выведем балку (фиг. 86) из состояния равновесия и предоставим
ее самой себе. Балка будет совершать колебания относительно по-
ложения равновесия со все уменьшающимися отклонениями — за-
тухающие колебания. Количество колебаний балки за единицу
времени (в секунду) называется частотой собственных колебаний.
Величина наибольшего отклонения от положения равновесия
называется амплитудой. Причиной уменьшения амплитуд, т. е.
затухания колебаний, являются: силы трения в заделке, трение
частиц материала * и силы сопротивления воздуха, называемые
О
фиг. 86.
* При деформации тел одни частицы материала смещаются относительно
других, что сопровождается трением.
www. vokb-la. sptZAS
демпфирующими силами. Если в крайних положениях балки при-
кладывать к ней силу, направленную по движению балки, то эта
сила будет стремиться увеличить амплитуду колебаний балки,
сделать колебания нарастающими. Такая сила называется возму-
щающей Условием нарастания колебаний является превышение
энергии (работы), возмущающих сил над работой демпфирующих
сил. Частота изменения возмущающей силы называется частотой
вынужденных колебаний системы.
Имеется два вида флаттера крыла: изгибно-кр утильный и из-
гибно-элеронный.
Изгибно-крутильный флаттер
Пусть крыло, находящееся в потоке, получило начальное от-
клонение (прогиб) вниз и затем было предоставлено самому себе
(положение 0 на фиг. 87,а). Элерон при этом жестко закреплен.
Фиг 87
Для удобства рассмотрения полагаем самолет неподвижным, а по-
ток— набегающим со скоростью V. На фиг. 87, а показаны центр
жесткости и центр тяжести сечения, которые в обычных конструк-
циях крыльев расположены примерно на 38—40% и 42-е-45%
хорды соответственно. Пунктиром показано начальное положение
хорды крыла. Под действием сил упругости сечение крыла будет
перемещаться из нижнего положения в начальное. Скорость и
вертикального перемещения крыла будет при этом нарастать от
нуля до максимума в начальном положении.
246
Далее, благодаря накопленной кинетической энергии сечение
будет передвигаться вверх со все уменьшающейся скоростью
вплоть до остановки, после чего силы упругости заставят сечение
переместиться вниз и т. д.
Эпюра вертикальных скоростей и движения сечения крыла
приведена на фиг. 87, в. Эпюра вертикальных ускорений IF сече-
ния крыла приведена на фиг. 87, г.
В среднем положении 2 скорость максимальна, а ускорение
равно нулю.
При ускоренном движении будут иметь место инерционные си-
лы движущихся масс крыла, направленные против ускорения
и приложенные в центре тяжести сечения.
При движении сечения от положения 0 до положения 2
(фиг. 87, а) инерционная сила будет направлена вниз (ускорение
направлено вверх) и вызовет закручивание крыла относительно
центра жесткости, увеличивающее угол атаки сечения. Центр тя-
жести как бы отстает в своем движении от центра жесткости. При
движении ог положения 2 до 4 ускорение и инерционная сила ме-
няют знак, сечение «раскручивается», угол атаки уменьшается
и в положении 4 приходит к начальному. Центр тяжести как бы
стремится догнать центр жесткости.
Таким образом, изгибные колебания сопровождаются крутиль-
ными.
Связь между положением крыла и величиной угла закручива-
ния довольно сложна, так как величина упругих и инерционных
сил меняется. Но очевидно, что во всех промежуточных положе-
ниях 1, 2, 3 сечения имеем увеличение угла атаки, сравнительно
с исходным, и, следовательно, наличие дополнительной аэродина-
мической силы ДР, направленной вверх — в сторону движения
крыла. Сила ДР является возмущающей, величина ее не постоянна.
Теперь рассмотрим обратное движение сечения крыла (поло-
жения 4—8, фиг. 87,6). Рассуждая аналогично предыдущему, за-
метим, что при движении крыла вниз от положения 4 до положе-
ния 8 углы атаки меньше исходного, что равносильно добавлению
подъемной силы ДР, направленной вниз, т. е. возмущающей силы.
В итоге рассмотрения колебаний крыла приходим к заключе-
нию, что на всем протяжении колебаний на сечение крыла дейст-
вуют возмущающие силы. Последовательные стадии движения
сечения крыла в полете при изгибно-крутильном флаттере пока-
заны на фиг. 88. Там же показано и направление возмущающих
сил ДР.
При описанных выше явлениях, кроме возмущающей силы ДР,
имеют место также демпфирующие силы, к которым относятся*
силы трения в соединениях и внутренние силы трения ДР; в мате-
риале, а также аэродинамические силы ДРг при изгибных коле-
баниях.
При движении сечения крыла, например, вниз, к поступатель-
ной скорости V добавляется вертикальная скорость и (фиг. 89, а),
247
www. vokb-la. spb.ru
что вызывает увеличение угла атаки на Да и дополнительную
подъемную силу ДР2, направленную против взмаха, т. е. препят-
ствующую колебаниям.
Фиг. 88.
Если работа возмущающих сил больше работы демпфирующих
сил, то энергия системы возрастает, что вызывает «раскачивание»
системы, т. е. изгибно-крутильный флаттер. Это явление происхо-
дит на больших скоростях.
Если работа возмущающей силы ДР меньше, чем работа демп-
фирующих сил ДР1 и ДР2 (что
Фиг. 89.
происходит при полете на малых
скоростях), то флаттер не имеет
места.
Рассмотрим, от чего зависят
силы ДР, ДРЬ ДР2.
Аэродинамическая возмущаю-
щая сила ДР при данной жест-
кости крыла, как известно из
аэромеханики, зависит от квад-
рата скорости самолета
(40)
где k — коэффициент пропорцио-
нальности.
Сила трения APj от скорости полета не зависит.
Аэродинамическая демпфирующая сила ДР2 пропорциональна
первой степени скорости, т. е. ДР2=А]У, где ki —'коэффициент, не
зависящий от скорости. Покажем это.
Аэродинамическая демпфирующая сила
ДР2=ДСУ2$
где через Дс^ обозначено приращение cv за счет вертикальной
248
скорости п. Зависимость между Дс^ и приращением угла атаки
Да может быть выражена (см. фиг, 89, б)
откуда
Дгу2-;&a-tgy.
Но так как Да — (см. фиг. 89, а),
то
A^=-7tgTST=*lV-	(41)
Таким образом, влияние возмущающей силы более значитель-
но на больших скоростях, чем влияние демпфирующих сил,
В такой же зависимости от ско-
рости полета находится и работа
этих сил. Эта зависимость приве-
дена на фиг. 90, где нанесены сум-
марная работа демпфирующих сил
ДР1 и ДРа и работа возмущающей
силы ДР.
Точка а — пересечения кривых
работы возмущающих и демпфи-
рующих сил — дает скорость, при
которой наступает изгибно-крутиль-
ный флаттер — критическая
рость
тера.
колебания, возникшие под действием случайной силы, будут воз-
растать, не нуждаясь во внешних толчках.
СКО-
изгибно-крутильного флат-
Начиная с этой скорости
Изгибно-элеронный флаттер
Рассмотрим изгибные колебания крыла с очень большой жест-
костью на кручение, т. е. практически не закручивающегося. Пред-
положим при этом, что, при наличии люфтов в проводке управле-
ния и нежесткости проводки, элерон может отклоняться и что центр
тяжести сечения элерона находится за осью вращения.
Рассуждая аналогично -предыдущему, отметим, что при дви-
жении сечения крыла снизу вверх до исходного положения 2
(фиг. 91, а) сила инерции элерона PjajI, приложенная в его центре
тяжести, вызовет отклонение элерона вниз, элерон будет как бы
отставать от крыла. Появится дополнительная подъемная сила
АРэл, направленная вверх. В положениях 2—4 направление инер-
ционной силы изменится, элерон будет возвращаться к исходному
положению, сила ДР0П будет уменьшаться. Таким образом, во всех
* положениях движения крыла вверх имеет место дополнительная
249 .
www.vokb-la.spb.ru
подъемная сила, направленная вверх и являющаяся возмущающей.
Такая же картина наблюдается при движении сечения крыла вниз
(фиг. 91, б).
Фиг 91.
Последовательные положения сечения крыла в полете при из-
гибно-элеронном флаттере показаны на фиг. 92
Кроме рассмотренной возмущающей силы ДР3л, имеют место,
как и ранее, демпфирующие силы: трения ДЛ и аэродинамическая
Фиг. 92
сила при изгибных колебаниях крыла ДР2 При работе возмущаю-
щей силы, превышающей работу демпфирующих сил, наблюдается
250
изгиб но-элеронный флаттер. Скорость, при которой наступает это
явление, называется критической скороаъю изгибно-элеронного
флаттера.
Меры предотвращения флаттера
Так как флаттер возникает тогда, когда скорость полета дости-
гает критической величины
VkPMT фл>
то для предотвращения флаттера необходимо создать такую кон-
струкцию, чтобы максимально-возможная для данного самолета
скорость была меньше Ущттфл.
Рекомендуется соблюдать неравенство
1 >1 Ртах^ ^крит фл	(42)
Для устранения из ги био-крутильного флаттера проводятся сле-
дующие мероприятия.
1) Увеличение жесткости крыла на кручение путем утолщения
обшивки и стенок лонжеронов. Это уменьшает закручивание сече
ния крыла, являющееся источником возмущающих сил.
2) Перемещение вперед линии центра тяжести сечений крыла.
Обычное расположение центра тяжести и центра жесткости пока-
зано на фиг. 87. Перемещение центра тяжести сечения вперед
уменьшает момент инерционной силы Pj вследствие уменьшения
плеча этой силы и уменьшает закручивание крыла
Перемещение центра тяжести достигается путем увеличения
толщины обшивки носка * и рационального размещения агрегатов
в крыле и на крыле. Например, установка двигателя па крыле по-
вышает Укрит фл
Иногда для увеличения УнрИтфл приходится загружать перед-
нюю кромку крыла. В этом случае нет надобности загружать ее
по всему размаху, а достаточно загрузить только концевую часть,
которая оказывает наибольшее влияние на флаттер (см. фиг. 22)
Важнейшим мероприятием для предотвращения изгибно-эле~
ройного флаттера является весовая компенсация элерона — совме-
щение центра тяжести элерона с осью его вращения — и переком-
пенсация — расположение центра тяжести элерона перед осью вра-
щения. В последнем случае отклонение элерона под действием
сил Рзал происходит в направлении, обратном изображенному на
фиг. 91, и дополнительная подъемная сила ДРЭл из возмущающей
превратится в демпфирующую. Весовая компенсация (перекомпен-
-сация) осуществляется путем расположения в носке элерона спе-
циальных грузов — балансиров (фиг. 93, а). Однако установка
грузов увеличивает вес конструкции крыла.
* Это мероприятие полезна и для увеличения жесткости крьыа на кручение,
и для улучшения аэродинамики крыла, а также для уменьшения аэродинамиче-
ского нагрева
251
www. vokb-la. spb.
Увеличение УИрИт.фл может быть достигнуто с помощью уста-
новки демпферов (фиг. 93,6), которые при отклонениях элеронов
создают дополнительные демпфирующие силы. Происходит это
следующим образом: при отклонениях элерона связанный с ним
поршень А перемещается в цилиндре В, заполненном вязкой жид-
костью (например, смесью спирта и глицерина). Поршень имеет
Весовая коппсираиия
Зяерсма
а)
Фиг. 93.
небольшие отверстия, и перетекающая через них при отклонении
элерона жидкость создает сопротивление движению элерона. При
медленном отклонении элерона сила сопротивления жидкости
невелика, при больших же скоростях отклонения сила сопротивле-
ния жидкости резко увеличивается, так как эта сила пропорцио-
нальна квадрату скорости движения жидкости.
Уменьшение люфтов в проводке управления, допускающих сво-
бодное отклонение элерона под действием"^ инерционных сил, также
увеличивает У1фит.фл.
Влияние некоторых параметров на Укрит.фл
С формой крыла в плане связано распределение массы крыла
по размаху, жесткость на кручение также зависит от формы крыла
в плане.
Проведенные в ЦАГИ сравнительные расчеты показали, что
наименьшую критическую скорость флаттера имеет прямоугольное
крыло, а наибольшую — треугольное.
Удлинение крыла и стреловидность крыла
влияют на Укрит.фл через интенсивность нарастания су по а, кото-
рая характеризуется величиной ~ =tgy (см. фиг. 89) и обуслав-
da
ливает рост возмущающих сил.
Для крыльев малого удлинения, а также при большой стрело-
видности величина tgy сравнительно мала и Уирмт.фл возрастает.
Число М полета также влияет на наклон кривой су по а
(на tgy). При дозвуковых скоростях с ростом Mtgy увеличивается
и Укрит.фл падает; при сверхзвуковых скоростях с ростом М tgy
уменьшается и Укрит.фл растет.
С увеличением высоты полета Укрит.фл растет, т. к. умень-
шение плотности воздуха q тормозит рост возмущающих сил.
252
8. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
* Механизация крыла служит для увеличения его подъемной
силы, а в ряде случаев и для увеличения сопротивления. Некото-
рые типы механизации улучшают поперечную устойчивость и управ-
1 ляемость на больших углах атаки.
(	На возможность получения крыла с повышенной подъемной силой впервые
	указал академик С. А. Чаплыгин еще в 1910 г. Он предложил сделать в крыле
I несколько щелей, разрезающих его вдоль по размаху. На больших углах атаки
I	через щели проходят струи воздуха, которые сдувают пограничный слой на .
I	верхней поверхности крыла. Первые самолеты с механизированными крыльями ’
’ были построены в конце 20-х и начале 30-х годов. С 1935—1937 гг. механизмро-
ванные крылья стали устанавливать почти на всех самолетах.
! Используется механизация крыла главным образом при посад-
\ ке и взлете самолета.
( Применение механизации >при посадке позволяет уменьшить
площадь крыла без увеличения посадочной скорости. Известно,
что величина посадочной скорости определяется формулой
Г	1/	(43)
;	Г	Су tnaxOo*-’
I где р— коэффициент, учитывающий влияние земли.
j При ограниченной посадочной скорости Упос площадь крыла
может быть тем меньше, чем больше cvmax- Уменьшение площади
крыла позволяет уменьшить-и другие размеры самолета и таким
образом снизить общее лобовое сопротивление самолета, что при-
} водит к увеличению максимальной скорости^
• Кроме того, применение механизации повышает су на углах
атаки, меньших критического, соответствующих режимам разбега
I и взлета. Это позволяет сократить длину разбега при взлете
и длину пробега после посадки.
/ Применение механизации при посадке позволяет также вслед-
I ствие увеличения лобового сопротивления уменьшить пробег са-
j молета после посадки.
У Свойства некоторых видов механизации крыльев давать одно-
временно с ростом Су и резкое увеличение сопротивления крыла,
т. е. понижение качества самолета, используются для увеличения
। угла планирования.
i	Из аэродинамики самолета известно, что угол планирования 0 тем больше,
Т	Су	1
» чем меньше качество —,так как tgfl =“. Увеличение угла планирования 6
i	сх	А
I-	важно для расчета планирования перед посадкой, особенно при небольших раз-
мерах посадочной площадки и закрытых подходах к ней.
\ Кроме того, механизация может «тормозить» самолет в полете
(для увеличения его маневренности (например, уменьшения ра-
диуса виража истребителей) или ограничения скорости. В этих
случаях механизация значительно увеличивает схсам.
К механизации предъявляются следующие основные требова-
) ния: возможно большее увеличение cvmax, незначительное увели-
Iwww.vokb-la.spb.ru
253
чение критического угла атаки (при котором су будет максималь-
ным), так как в противном случае для обеспечения посадки на ре-
жиме* Сушах потребуется большой посадочный угол атаки и очень
высокое шасси; малое перемещение центра давления крыла вдоль
хорды — иначе применение механизации создаст значительные
продольные моменты, нарушающие балансировку самолета; ми-
нимальное ухудшение аэродинамики самолета при закрытой меха-
низации, т. е. в нормальном полете; максимальное значение
„	сх
при частично использованной механизации для взлета.
Механизация должна отвечать также общим требованиям
упрощения самолетной конструкции, повышения надежности ее
действия и достижения малого веса.
Типы механизации. Классификация.
Имеются два основных типа механизации (фиг. 94).
1. Механизация, увеличивающая подъемную силу.
2. Механизация, увеличивающая только лобовое сопротив-
ление.
При первом типе механизации увеличение подъемной силы
обеспечивается:
а)	изменением кривизны профиля;
б)	управлением.пограничным "слоем (УПС);
в)	комбинированными средствами: управлением пограничным
слоем с одновременным изменением кривизны профиля; изменени-
ем кривизны и увеличением площади крыла; изменением кривизны
профиля, увеличением площади крыла и УПС.
Изменение кривизны профиля достигается путем от-
клонения вниз всей хвостовой части крыла или только ее нижней
поверхности. В первом случае применяется закрылок (фиг. 94, а),
во втором — щиток (фиг. 94, б).
Вследствие увеличения кривизны возрастает 'Подъемная сила
и сила сопротивления крыла, критический угол атаки несколько
уменьшается. На взлете закрылки и щитки отклоняются обычно
на 15—20°, при посадке — па 40-^50°.
Управление пограничным слоем осуществляется
сдуванием или отсасыванием его. При сдувании пограничного слоя
передняя часть крыла на участке размаха выполняется в виде от-
дельного агрегата — предкрылка, который в неотклоненном поло-
жении плотно прижат к крылу, а в отклоненном — образует с кры-
лом профилированную щель (фиг. 94, в). Поток, выходящий из
щели, при обтекании крыла на больших углах атаки обладает
большой скоростью, большой кинетической энергией и, будучи на-
правлен по касательной к верхней поверхности крыла, отодвигает
назад (сдувает) точку отрыва пограничного слоя. Это увеличивает
а также акрит- Увеличение акРит усложняет применение пред-
крылков при посадке самолета, так как требует значительного
254
Фиг 94 Классификация типов механизации.
255
www. vokb-la. spb.ru
увеличения длины ног шасси. Предкрылок иногда используют для
повышения акрИт в полете (что улучшает противоштопорные харак-
теристики крыла), а также для улучшения работы элеронов на
больших углах атаки. В последнем случае предкрылок устанавли-
вается против элерона.
Различают фиксированные предкрылки, жестко связанные
с крылом, и автоматические предкрылки. Выдвижение автомати-
ческого предкрылка происходит под действием аэродинамических
сил, автоматически: на малых углах атаки крыла аэродинамиче-
ские силы прижимают предкрылок к крылу, на больших — наобо-
рот, отодвигают его впе-
ред от крыла (фиг. 95).
Отсасывание погра-
ничного слоя как само-
стоятельный тип механи-
зации применяется редко
ввиду конструктивной
сложности. Сущность
этого способа заключает-
ся в создании разрежения
Фиг 95. Силы, действующие на предкрылок
при разных углах атаки.
на верхней поверхности крыла с помощью отсасывания специаль-
ными вентиляторами пограничного слоя через щели в обшивке
(фиг. 94, г).
Комбинированные типы механизации представ-
ляют собой объединение в одном агрегате упомянутых выше типов.
Щелевой закрылок (см. фиг. 94, д) осуществляет увеличение
подъемной силы как путем увеличения кривизны профиля, так
и путем отсасывания пограничного слоя, благодаря наличию про-
филированной щели между крылом и закрылком. Выходящий из
щели с большой скоростью поток воздуха создает разрежение
в задней части профиля и, отсасывая пограничный слой, смещает
к задней кромке точку отрыва потока от крыла.
Щиток со скользящей осью вращения (см. фиг. 94, е) меняет
кривизну профиля, а также увеличивает площадь крыла.
Выдвижной закрылок * (см. фиг. 94, ж) представляет собой
профилированное крылышко, расположенное в задней нижней
части крыла. Закрылок обеспечивает изменение кривизны профиля,
увеличение площади крыла, а также «щелевой эффект», т. е. сме-
щение точки отрыва пограничного слоя к задней кромке. Выдвиж-
ные закрылки в настоящее время получили наибольшее распро-
странение. В целях дальнейшего повышения эффективности вы-
движных закрылков стали устанавливать на них дефлекторы
(предкрылки) (фиг. 94, з). Такой вид механизации получил назва-
ние двухщелевых выдвижных закрылков.
На современных сверхзвуковых самолетах с тонкими профиля-
ми крыльев и острой передней кромкой применяют отклоняющийся
* Закрылок Фаулера.
256
носок (фиг. 94, и). В неотклоненном положении острый носок при-
водил бы к срыву потока на больших углах атаки. При отклонении
вниз носок становится примерно по потоку, что затягивает срыв
потока и приводит к увеличению Сутах-
Так как отклоняющийся носок дает одновременно большое
увеличение акрит, то его целесообразно применять в комбинации
с закрылком.
Дальнейшее повышение эффективности механизации достигается примене-
нием закрылков со сдуванием пограничного слоя (фиг. 96, а) и реактивных за-
крылков (фиг. 96, б), находящихся в стадии исследования.
В этих случаях используется сжатый воздух от компрессора ТРД (ТВД)
или выхлопные газы.
Фиг. 96
Эксперименты показывают, что при сдувании пограничного слоя с отклонен-
ного вниз закрылка можно увеличить cvmax крыла в 2,5-i-3,0 раза. Более рез-
кое увеличения подъемной силы крыла можно достичь с помощью «реактивного
закрылка», выпуская мощную струю газов через узкую щель, расположенную
вдоль размаха крыла у задней кромки, вниз, под углом к набегающему потоку
(фиг. 96, б). Однако для этого требуются большие расходы газа.
Сила реакции R вытекающей струи увеличивает подъемную силу на R sin О
и тягу на R cos 0, где 0 — угол отклонения вниз реактивной струи.
Для увеличения эффективности механизации иногда на одном
самолете сочетают два типа механизации, например, предкрылок
и закрылок или отклоняющийся носок и выдвижной закрылок.
Эффективность каждого из средств механизации может быть
оценена отношением приращения Асу вследствие механизации
к Сутахисх исходного профиля, т. е. величиной —~— -
Су max исх
Выразив это отношение в процентах, получим данные по эф-
фективности механизации *, приведенные в табл. 3.
Эффективность механизации зависит от доли размаха крыла,
занимаемого механизацией места расположения ее и относи-
тельной хорды элементов механизации bMCJb.
Механизация, расположенная в задней части крыла, занимает
60—70%' размаха крыла ** и находится между элеронами и фюзе-
ляжем.
* При размещении механизации по всему размаху крыла.
** Включая и подфюзеляжную часть крыла.
17	1563	www.vokb-ESfb.ru
Таблица 3
Средства механизации (см. фиг. 94)	dcv 	*— 100% СУ max исх
Предкрылок в	55—65
Отклоняющийся носок и	50—60
Нещелевой закрылок а	65-75
Щиток б	75—85
Щелевой закрылок g	85-95
Щиток со скользящей осью вращения е	85-95
Выдвижной закрылок Фаулера ж	110—130
Двухщелевой выдвижной закрылок з	130—150
Относительная хорда такой механизации составляет 20 4-30 %
хорды крыла. Предкрылки размещаются чаще всего перед элеро-
нами. В этом случае они называются концевыми и занимают 30 4-
45% размаха. Относительная хорда механизации, расположенной
в передней части крыла, составляет 10-М 5 % хорды крыла.
Необходимо отметить, что с увеличением стреловидности крыла
эффективность механизации падает. Особенно это проявляется
у треугольных крыльев, для которых, в целях достижения прием-
лемой посадочной скорости, принимают малые удельные нагрузки
на крыло (см. разд. И).
Ко второй группе средств механизации, увеличивающих только
лобовое сопротивление самолета, относятся тормозные щитки (см.
фиг. 94, к). Назначением таких щитков является быстрое умень-
шение скорости самолета при горизонтальном полете и длины про-
бега после посадки.
Конструкция основных типов -механизации
Конструкция большинства типов механизации с точки зрения
строительной механики представляет собой опертую в несколь-
ких узлах крепления к крылу тонкостенную балку, нагруженную
аэродинамическими силами, вызывающими изгиб, сдвиг и кру-
чение ее.
Для воспринятия изгиба и сдвига в конструкции предусматри-
вается один-два лонжерона, на которых устанавливают узлы под-
вески и управления. Иногда узлы подвески ставят на усиленных
носках нервюр.
Для воспринятия кручения служит замкнутый контур обшивки,
или трубчатый лонжерон, или лонжерон, образующий вместе
с обшивкой замкнутый контур.
Рассмотрим конструкции некоторых типов механизации.
258
Предкрылок, изображенный на фиг. 97, состоит из лонже-
рона 1, переднего 2 и заднего 3 стрингеров, нервюр 4 и обшивки 5.
Все элементы конструкции предкрылка выполнены из тонкостен-
ных профилей и листов. На шарнирном четырехзвеннике, установ-
Фиг. 97. Предкрылок.
ленном в вертикальной плоскости, предкрылок выдвигается, не
перемещаясь вдоль крыла (по размаху).
На фиг. 98 показан отклоняющийся носок, состоящий
из стенки /, нервюр 2, обшивки 3, узла подвески 4 и цилиндра
управления 5. Пунктиром показано отклоненное положение носка.
На фиг. 99 «показана конструкция щитка.
Фиг. 98. Отклоняющийся носок.
Он состоит из лонжерона /, разрезных нервюр 2, переднего стрингера 3
и заднего стрингера 4; с наружной стороны щиток зашит обшивкой. Лонжерон
является основным продольным элементом, к которому крепятся шарниры б
для тяг-тапдеров отклонения щитка. Щиток подвешивается па крыло при помощи
петель 5, вклепанных в переднюю кромку.
На фиг. 100 показан выдвижной закрылок. При выпу-
ске и уборке закрылок передвигается по направляющим стальным
рельсам на прикрепленных к нему каретках. Каждый из направ-
ляющих рельсов крепится к заднему лонжерону посредством двух
17*	259
www.vokb-la.spb.ru
подкосов. Передвижение закрылка по направляющим рельсам про-
изводится посредством подъемников-ходовых винтов с помощью
специальных гаек, связанных шарнирно с рычагами выдвижного
закрылка. При вращении ходовых винтов гайки перемещаются
и переводят закрылок в соответствующее положение. Ходовые вин-
ты приводятся в действие реверсивным электродвигателем, соеди-
ненным с ходовыми винтами трубчатым валом с коническими зуб-
чатыми колесами.
В-В

Фиг. 99. Щиток.
Конструкция закрылка подобна конструкции крыла и состоит
из двух лонжеронов, штампованных нервюр и дур алюминоном об-
шивки (см. сечения по А—А, В—В фиг. 100).
При взлете закрылок отклоняется приблизительно на 15—20°,
образуя щель с крылом; в этом случае значительно увеличивается
су при малом приращении сх.
При посадке закрылок отклоняется на 40—60° и выдвигается
назад, что дает возможность наряду с изменением кривизны про-
филя заметно увеличить несущую площадь крыла.
Двухщелевой закрылок или закрылок с дефлектором
показан на фиг. 101. Дефлектор жестко прикрепляется к носовой
260
части закрылка. Между дефлектором и закрылком имеется про-
филированная щель, улучшающая аэродинамику крыла при от-
клоненном закрылке.
В—В
Фиг. 100. Выдвижной закрылок.
На фиг. 102 показано устройство для сдувания шлраничного
слоя с поверхности закрылка.
На фиг. 103 показан общий вид воздушного тормоза (тормоз-
ного щитка), установленного на крыле самолета.
WWW. vokt$§.lpb .П1
Фиг. 101. Выдвижной двухщелевой закрылок.
Фиг. 102. Схема сдувания по-
граничного слоя с поверхности
закрылка.
/—распределительный воздухопро.
вод, 2—сборная камера, 3—насадок,
4—щель для выдувания воздуха.
262
Стремление 'использовать заднюю часть крыла для механиза-
ции, увеличивающей су, привело к тому, что конструкторы стали
Фиг. 103. Воздушный тормоз на крыле
устанавливать тормозные щитки в хвостовом отсеке фюзеляжа по
обеим его сторонам, а иногда на крыльях перед закрылками.
Нагрузки и расчет на прочность механизации
Величина расчетной воздушной нагрузки на щиток, закрылок
-Ррасч^=^5мех<7мех>	(44)
где k — коэффициент пропорциональности, задаваемый нормами
прочности;
f — коэффициент безопасности;
-$мех — площадь щитка, закрылка;
<7мех — расчетный скоростной напор.
По размаху Ррасч распределяется пропорционально хордам
(45)
^мех
По хорде нагрузка распределяется по трапеции (для щитка)
или по треугольнику (для закрылка).
Рассмотрим, например, последовательность расчета выдвиж-
ного закрылка, опертого на двух рельсах.
Находим Ррасч по формуле (44) и (?расч по формуле (45). При
этом можно принять £MCx^const = ^Pe/H.
Центр давления расположен в центре тяжести эпюры нагрузок
на хорде.
На закрылок действует воздушная нагрузка Ррасч» силы реак-
ции со стороны рельсов и (заменяем их одной силой R),
а также сила S со стороны подъемника (фиг. 104, а, б).
263
www. vokb-la. spb.ru
Реакции на роликах А, В, которые считаем перпендикулярны-
ми поверхности рельса, дают равнодействующую R, проходящую
через точку О,.
Реакция S направлена по подъемнику и пересекается с силой
Ррасч в точке О. Так как силы S, Ррасч и R находятся в равновесии,
то они пересекаются в одной точке —в точке О. Отсюда направле-
ние реакции пройдет через точки О} и О. Строим замкнутый
Фиг. 104. К расчету закрылка.
треугольник сил, из которого находим величины S, R (фиг. 104,в).
Далее определяем составляющие Sn, Rn> перпендикулярные хорде
закрылка, и в результате приходим к расчетной схеме, изображен-
ной на фиг. 104, г.
Там же изображены эпюры Q, Мизг
^1~(7расчЙ’	^\п>
^1мзг (7расч g ’ «зг ~ 9рзсч
^»»=^=?рк,(а+*)+^-=-^Е25~- 
264
Значение крутящего момента в середине пролета вычислим,
определив положение центра жесткости как для сечения крыла,
где с, е — плечи сил Ррасч и /?1Л относительно центра жесткости
(см. фиг. 104, а).
Определение напряжений в сечении по найденным значениям
Q, Миаг, Мкр принципиально не отличается от определения напря-
жений в сечении крыла.
Глава XIV
КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ
И РАСЧЕТ ЕГО НА ПРОЧНОСТЬ
1. НАЗНАЧЕНИЕ, ФОРМА И РАСПОЛОЖЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ
Назначение оперения
К оперению самолета относятся; элероны; горизонтальное хво-
стовое оперение, состоящее из неподвижной (или ограниченно под-
вижной) поверхности — стабилизатора и подвижной — руля высо-
ты; вертикальное хвостовое оперение; состоящее из неподвижной
поверхности — киля и подвижной — руля направления.
На сверхзвуковых самолетах горизонтальное оперение обычно
выполняется цельноповоротным (без руля высоты).
Назначением оперения является обеспечение устойчивости
и управляемости самолета относительно всех трех осей.
Устойчивость есть способность самолета сохранять задан-
ный летчиком режим полета и возвращаться к нему, если самолет
выведен из пего какой-либо внешней причиной.
Управляемостью самолета называется его способность,
отвечать на перемещения рулей соответствующими перемещениями
в пространстве.
Различают три вида устойчивости и управляемости: продоль-
ную — относительно оси z, путевую — относительно оси у и попе-
речную— относительно оси х (фиг. 105).
Продольная устойчивость самолета обеспечивается гори-
зонтальным оперением, а продольная управляемость — рулем вы-
соты. Так как эффективность рулей высоты на сверхзвуковых ско-
ростях полета уменьшается, то для повышения продольной управ-
ляемости самолета применяется цельнороворотное горизонтальное
оперение.
Путевая устойчивость обеспечивается вертикальным опере-
нием, а ’путевая управляемость — рулем направления.
265
www. vokb-la. spb.ru
Поперечная устойчивость самолета обеспечивается прида-
нием крылу поперечного V (см. гл. XIII, фиг. 3), а поперечная
управляемость — элеронами, отклоняющимися в противоположных
направлениях.
При полетах самолетов на больших высотах в условиях очень малой плот-
ности воздуха использование аэродинамических органов управления (рулей
высоты, рулей направления и элеронов) невозможно. В этих случаях для управ-
ления используют струйные рули (фиг. 106), которые устанавливаются на зна-
чительных расстояниях от центра тяжести самолета. Принцип действия струй-
ных рулей состоит в том, что из сопел выпускается струя газа с большой ско-
ростью, которая и создает необходимую реактивную силу для управления са-
молетом.
Фиг. Ю5.
Общие требования, предъявляемые к оперению, можно сфор-
мулировать следующим образом: 1) эффективность при всех ско-
ростях и углах атаки; 2) малое лобовое сопротивление; 3) допу-
стимые усилия при управлении; 4) отсутствие вибрации; 5) доста-
точная прочность и жесткость при малом "весе; 6) при крене про-
извольные моменты рысканья * должны быть минимальными;
7) простота производства.
Выбор размеров оперения производится по статистическим коэф-
фициентам и проверяется расчетом устойчивости и управляемости
самолета.
Значения относительных площадей и а также значения
относительных площадей рулей и элеронов (см. разд. II, стр. 130).
Большие значения и меньшие значения —принимаются
для стреловидных и треугольных крыльев.
Относительно оси у.
266
Вертикальное оперение
www. vdk^a. spb.ru
Хорда рулей составляет 0,35—0,45 хорды оперения. Размах
элеронов определяется из -—«0,34-0,4; хорда элерона равна
примерно 0,25 хорды крыла.
Относительные толщины: сг о ж св о ~ 3 - 8%.
Удлинения о 3-4,5 и'Хв 0 .^0,8-н 1,2.
Сужения: -qr Q'ж т]в 0	2,0:--3’,0.
Фиг. 107. Интерцептор на крыле.
В бесхвостых самолетах и в самолетах типа «летающее крыло» применяют-
ся элевоны, т. е. такие элероны, которые, кроме своей основной функции, выпол-
няют еще и функции руля высоты.	'	
Для поперечного управления применяются иногда интерцепторы, представ-
ляющие собой пластинки или щитки, расположенные на верхней поверхности
крыла. При выдвижении или отклонении интерцептора от поверхности (фиг. 107)
создается интенсивный срыв потока, понижение подъемной силы и поперечный
момент для управления самолетом.
Форма и расположение оперения
Горизонтальное и вертикальное оперения по своим внешним фор-
мам весьма близки к крылу (фиг. 108).
Отмеченные выше преимущества и недостатки различных форм
крыльев в равной мере относятся и к аналогичным формам опе-
рения.
Шайбы двухкилевого оперения часто делаются овальными,
эллиптическими. Профили оперения применяются тонкие симмет-
ричные, для сверхзвуковых самолетов — с заостренными носками.
Для улучшения характеристик на больших скоростях оперению
придается стреловидность, применяются треугольные оперения.
Профили рулей являются частью профиля хвостового оперения
и делаются также симметричными. Профиль элерона — несиммет-
ричный. Рекомендуемая ЦАГИ форма- профиля элерона показана
на фиг. 109.
Отклонение обоих элеронов всегда взаимно противоположно. Например, для
того чтобы накренить самолет влево, необходимо правый элерон отклонить вниз,
а левый — вверх (фиг. НО). У полукрыла с опущенным элероном увеличится
подъемная сила Уо 3, а у полукрыла с поднятым элероном она уменьшится
268
—Уи>0. Разность моментов подъемных сил создаст крепящий момент ДЦ относи-
тельно оси ох, под действием которого самолет начнет вращаться в сторону под-
нятого элерона.	'
При крене на большом*угле атаки изменяются и лобовые со-
противления. полукрыльев. Лобовое сопротивление полукрыла
с опущенным элероном Хо.о увеличится на большую величину, чем
4
Фиг. 108. Формы оперения.
а, б—прямое, в—стреловидное, г—треугольное.
Фиг. 109, Профиль элерона.
лобовое сопротивление пол укрыл а с поднятым элероном Хп,э.
Вследствие разности моментов лобовых сопротивлений полукрыль-
ев возникнет разворачивающий момент Му, который повернет
самолет в сторону полукрыла с опущенным элероном (см.
фиг. ПО), т. е. в сторону, противоположную крену. Для уменьше-
ния этого момента применяют элероны с формой профиля, пока-
занной на фиг. 109. При отклонении такого элерона вверх из обво-
да крыла выступает носок, который
увеличивает сопротивление этого полу-
крыла.
При отклонении элерона вниз щель
между элероном и крылом улучшает
обтекание элерона и несколько сни-
жает сопротивление крыла с опущен-
ным элероном. Благодаря этому раз-
ность сопротивлений полукрыльев
уменьшается, а следовательно, умень-
шается и разворачивающий момент.
Для уменьшения вредного момента при отклонении элеронов
применяется также дифференциальное управление элеронами, за-
ключающееся в том, что угол отклонения элерона вниз делается
меньшим (104-15°), чем угол отклонения элерона вверх (154-25°).
Это уменьшает сопротивление крыла с опущенным элероном, т. е.
уменьшает разность лобового сопротивления правого и левого
крыльев. Разность подъемных сил при этом примерно сохраняется.
www.vokl2tiftpb.ru
Расположение оперения должно обеспечивать эффективность
его работы на всех возможных режимах полета. Это обеспечивает-
ся расположением горизонтального оперения по длине, по высоте
и взаимным расположением горизонтального и вертикального
оперений.
Расположение оперения по длине должно обеспечить плечо
Lr0, ^в.о аэродинамических сил, действующих на оперение, относи-
тельно центра тяжести самолета.
Чтобы избежать вредного влияния спутной струи, сходящей
с крыла на больших углах атаки, горизонтальное оперение целе-
сообразно вынести из спутной струи (зоны завихренного потока)
вверх или вниз (см. фиг. 61, разд. II) „
При расположении горизонтального оперения наверху верти-
кального уменьшается жесткость крепления горизонтального опе-
рения, т. е. увеличиваются деформации его под нагрузкой, услож-
няется конструкция узлов крепления (из-за малой базы крепления)
и увеличивается их вес. Однако при таком расположении горизон-
тального оперения существенно повышается эффективность вер-
тикального оперения.
Устранение затенения одного оперения другим (например, вер-
тикального оперения горизонтальным) достигается некоторым
смещением одного оперения относительно другого вдоль оси са-
молета. Это улучшает противоштопорные характеристики са- i
молета.
В некоторых случаях применяется разнесенное (двухкилевое,	I
трехкилевое) вертикальное оперение (фиг. 111, 108,б).	>
270	Ч
Двухкилевое вертикальное оперение имеет перед однокилевым
некоторые преимущества:
1. Улучшение работы горизонтального оперения вследствие
снижения индуктивного сопротивления его;
2. Меньшая высота двухкилевого оперения сравнительно с одно-
килевым уменьшает плечо силы, действующей на вертикальное
оперение относительно оси фюзеляжа и момент, скручивающий
фюзеляж.
Фиг. 111. Разнесенное вертикальное оперение.
Наиболее существенными недостатками разнесенного верти-
кального оперения при фюзеляжной схеме самолета являются:
1) увеличение веса горизонтального оперения;
2) неблагоприятные изменения вибрационных характеристик
горизонтального ^перения, сосредоточенные массы— шайбы на
концах стабилизатора уменьшают собственную частоту его ко-
лебаний.
Разнесенное вертикальное оперение устанавливается на само-
летах, выполненных по двухбалочной схеме, а иногда и на само-
летах обычной схемы с ПД.
Встречаются самолеты с горизонтальным оперением, имеющем большие углы
поперечного V (фиг. 112). В этом случае отпадает надобность в вертикальном
оперении.
Впервые V-образное оперение было построено и испытано в СССР в на-
чале 30-х годов конструктором Д. П. Григоровичем на самолете Р-5.
271
www.vokb-la.spb.
Такое оперение представляет собой две несущие поверхности, расположен-
ные наклонно по бокам хвостовой части фюзеляжа. Эти поверхности состоят из
неподвижной стабилизирующей части и подвижной — рулей.
При отклонении рулей в одну сторону (только вверх или только вниз) они
действуют как рули высоты (фиг. 112, 6). Возникающие при этом дополнительные
аэродинамические силы R дают вертикальную составляющую У и горизонталь-
ную Р. Горизонтальные составляющие взаимно уравновешиваются, а верти-
кальные направлены в одпу сторону и создают продольный момент самолега
относительно оси Ог.
При отклонении рулей в разные стороны они действуют, как рули направ-
ления (фиг. 112,6). В этом случае горизонтальные составляющие Р направлены
в одну сторону и создают момент относительно оси Оу. Вертикальные состав-
Фиг. 112. V-образное оперение.
ляющие У направлены в разные стороны, дают пару сил, кренящую самолет,
которая парируется элеронами. Значительные моменты, закручивающие фюзеляж,
сложность кинематики управления и конструкции узлов крепления к фюзеляжу,
обусловили ограниченное применение такого оперения.
Обеспечение требуемой эффективности горизонтального опере-
ния на сверхзвуковых скоростях достигается путем замены руля
высоты цельноповоротным горизонтальным оперением. На некото-
рых сверхзвуковых самолетах применяется также цельноповорот-
ное вертикальное оперение.
При дозвуковых скоростях отклонение руля высоты изменяет распределение
давления по всей поверхности горизонтального оперения (фиг. 113, а).
Снижение эффективности руля высоты при М>1 объясняется тем, что воз-
мущения (изменения давления), вызываемые его отклонением, не выходят за
область скачка давления (ткп) (фиг. 113,6) и таким образом не достигают
стабилизатора. Следствием этого является то, что'отклонение руля не оказывает
влияния на перераспределение давления по стабилизатору и увеличение его аэро-
динамической силы.
Элероны располагаются по задней концевой части крыла,
вследствие чего увеличивается их плечо до оси хх (см. фиг. 105)
самолета. Они несколько не доходят до конца крыла, что предот-
вращает срыв потока с конца крыла при отклонении элерона.
272
При длинных элеронах изгиб крыла может привести к тому,
что оси шарниров, подвески элерона не будут лежать на одной пря’
Фиг. 113.
мой, что может вызвать заклинивание элерона. Для устранения
этого явления элерон разделяют на несколько независимых, от-
дельно подвешенных, но синхронно работающих частей.
2. МЕРЫ, УМЕНЬШАЮЩИЕ ДАВЛЕНИЕ НА РУЧКУ (ПЕДАЛИ)
Аэродинамическая компенсация
При управлении самолетом летчик прикладывает к ручке
штурвалу, педалям) усилия, которые возрастают по мере откло-
нения рулей.
Эти усилия можно определить из условия равенства работ: ра-
бота летчика равна Pdx, где Р— сила, приложенная летчиком
к ручке (педали), dx— элементарное* перемещение ручки (педа-
ли) в направлении силы Р.
Работа аэродинамических сил, преодолеваемых летчиком при
повороте руля, равна
Mmd6,
где Мш — шарнирный момент (момент аэродинамических сил от-
носительно оси шарниров); dd — элементарное угловое перемеще-
ние руля (фиг. 114)
Pdx^M^ft	(46)
и
(«)
dx
Величина называется передаточным числом управления.
При росте скорости полета и при увеличении размеров само-
лета шарнирные моменты, а вместе с ними и усилия на ручке,
штурвале и педалях управления будут интенсивно возрастать,
вследствие чего управление самолетом станет невозможным.
* На конечном перемещении х величина Р не постоянна, поэтому рассматри-
ваем перемещение dx.	....
www. vokb-la. spb.ru
18	1563	273
Усилие Р можно уменьшить применением аэродинамиче-
ской компенсации рулей. Ее действие основано на том,
что относительно шарниров рулей создается момент обратного
знака.
Фиг. 114.
Роговой компенсатор представляет собой часть рулевой поверхности,
вынесенной перед осью вращения и расположенной у края рулей (фиг. 115).
Нагрузка, действующая на компенсатор, дает относительно оси вращения момент,
знак которого противоположен знаку момента нагрузки на основную часть руля.
Фиг. 115. Роговая и осевая компенсации.
Недостатком роговой компенсации является ее расположение у края руля,
что, из-за образующейся при отклонении руля щели, вызывает значительные за-
вихрения и увеличение лобового сопротивления. Тем не менее, ввиду простоты
конструкции, роговые компенсаторы иногда применяются на самолетах.
274
Осевая компенсация представляет собой часть рулевой
поверхности, расположенной впереди оси вращения по всей длине
руля или по ее части (фиг. 115).
Площадь осевой компенсации составляет 10-^-25% площади
руля. Дальнейшее увеличение площади компенсаторов быстро
приводит к 100%-ной компенсации (равенство моментов руля
и компенсатора) и даже к «перекомпенсации», которая недопусти-
ма, так как крайне затрудняет управление.
Фиг. 116, Внутренний компенсатор элерона.
/—камеры, 2—щели. 3—прорезиненная ткань, -/—стенка лонжерона
крыла.
Внутренний компенсатор. Этот вид компенсации при-
меняется преимущественно для элеронов и представляет собой
осевой компенсатор большой относительной величины, помещенный
в камеру 1 с узкими щелями 2 (фиг. 116,а). Камера 1 разделена
герметической гибкой перегородкой 3, прикрепленной с одной сто-
роны к носку элерона, а с другой — к стенке 4 камеры (продоль-
ной стенке или стенке лонжерона). Носок элерона не обтекается
потоком, как при осевой компенсации, а находится под действием
разности статических давлений, которые устанавливаются на дан-
ном режиме полета в обеих полостях камер (фиг. 116,6). Для
необходимой степени компенсации площадь компенсатора прихо-
дится делать до 40% от площади элерона, что уменьшает диапа-
зон углов его отклонения. Преимуществом подобного типа компен-
сации является ничтожный прирост лобового сопротивления кры-
ла, так как при отклонении элерона носок компенсатора не выхо-
дит за очертания профиля крыла.
18*	275
www. vokb-la. spb.ru
Сервокомпенсатор представляет собой часть поверхно-
сти руля у задней кромки (фиг. 117), отклоняющейся в зависимо-
сти от отклонения руля при помощи тяги, соединенной с неподвиж-
ной частью оперения (килем или стабилизатором).
Сервокомпенсатор 1 имеет рычаг 2, который тягой 3 соеди-
нен с неподвижным кронштейном 4. Шарнирный четырехзвенник
abed при отклонении руля меняет свою конфигурацию, причем
Фиг. 117. Сервокомпенсаторы.
/—сервокомпенсатор, 2— рычаг сервокомпенсатора, 3—тяга, 4—кронштейн.
сервокомпенсатор поворачивается в сторону, противоположную по-
вороту руля. На руле образуется момент Ph, а на сервокомпенса-
торе момент PVH обратного знака.
Площадь сервокомпенсатора составляет 6—8% площади руля.
Сервокомпенсатор имеет недостатки:
1) уменьшение эффективности руля, так как сила, развиваю-
щаяся на компенсаторе, противоположна силе на основном руле;
2) наличие сервокомпенсатора может стать источником виб-
рации.
Из-за этих недостатков сервокомпенсаторы обычно применяют
в сочетании с осевой компенсацией.
Средства балансировки
В отличие от аэродинамической компенсации, автоматически,
без вмешательства летчика, уменьшающей усилия на ручке, имеют-
ся средства, с помощью которых летчик по своему желанию может
«снять» усилие с ручки (педалей). Такие средства называются ба-
лансировочными. Необходимость пользования ими возникает при
длительном полете на установившемся режиме. К средствам ба-
лансировки относятся изменение угла установки стабилизатора и
триммер.
276
Изменение угла установки стабилизатора служит только для
продольной балансировки самолета (относительно оси z). Одно из
креплений стабилизатора (заднее на фиг. 118) сделано шарнир-
ным, а другое соединено с механизмом, перемещающим его по вер-
тикали, что обеспечивает перестановку стабилизатора в нужном на-
правлении.
Пусть, например, необходимо снять усилие с ручки управления при откло-
ненном вверх руле высоты 2, создающем на оперении отрицательную силу
—Pro (сплошные линии на фиг 118,6). Тогда с помощью подъемника 3,
поворачивающего рычаг 4 и серьгу 5, стабилизатору 1 придается меньший
угол установки (пунктир на фиг. 118,6). При этом необходимая для
балансировки сила —Рг о создается за счет уменьшения угла атаки
стабилизатора, а руль высоты займет положение, соответствующее нулевому
усилию на ручке
Триммер (фиг. 119) отличается от описанного ранее серво-
компенсатора (см, фиг. 117) тем, что он имеет самостоятельную
систему управления и при отклонении рулей сохраняет неподвиж-
ное положение по отношению к рулям. Отклонение триммера соз-
дает шарнирный момент, обратный шарнирному моменту руля, и
таким образом удерживает руль в отклоненном положении, т. е.
как бы заменяет действие руки летчика.
Триммер устанавливается на руле высоты, руле направления
и элероне, площадь его составляет 4-н8% площади руля или
элерона. Триммер используется также и для других целей.
Например, на самолетах с двумя и несколькими двигателями
при помощи триммера отклоняют руль направления для
гашения момента, появляющегося при остановке одного из
двигателей; с помощью триммера элерона гасят реактивный
момент винта.
Как известно, при вращении винта возникает реакция отбрасываемых вин-
том масс воздуха, отклоняющая самолет в сторону, противоположную вращению
винта. При соответствующем отклонении триммера элерона на крыле создается
увеличенная подъемная сила, которая противодействует крену.
Следует отметить, что реактивный момент винта на самолетах с одним дви-
гателем удобно гасить также с помощью соосных винтов (двух винтов, вра-
щаемых специальным редуктором в противоположных направлениях), а на са-
молетах с несколькими двигателями — применением двигателей с разным направ-
лением вращения винтов.
Функции триммера, как средства балансировки, и сервокомпен-
сатора, как средства аэродинамической компенсации, могут быть
объединены в одном агрегате — триммер-сервокомпенсаторе
(фиг. 120). Схему его получают из обычной схемы сервокомпен-
сатора (см. фиг. 117), в которой шарнир Ь делают передвиж-
ным вдоль хорды и управляемым. При фиксированном
положении шарнира b и отклонении руля триммер-сервокомпен-
сатор работает как сервокомпенсатор; при перемещении шар-
нира b и неподвижном руле он работает как триммер При
одновременном перемещении шарнира b и руля триммер-серво-
компенсатор может получить большое отклонение, что снижает
его эффективность.
277
www.vokb-la.spb.ru
Фиг 118 Изменение угла установки стабилизатора,
/—стабилизатор, 2—руль высоты, 3—подъемник, 4—рычаг, 6—серьга.

3. ВИБРАЦИИ ОПЕРЕНИЯ. РЕВЕРС ЭЛЕРОНОВ
«Бафтинг» оперения
Вибрации типа «бафтинг» представляют собой колебания опе-
рения, вызванные завихренным потоком, срывающимся с крыла,
фонаря кабины, гондол двигателей и других, расположенных впе-
реди, обтекаемых потоком частей. Это явление возникает чаще
всего на больших углах атаки, т. е. на малых скоростях полета.
Такой «бафтинг» называется нескоростным. Вихри, срывающиеся
с крыла периодически, через малые промежутки времени создают
пульсирующий поток, который, попадая на оперение, вызывает
воздушные удары (фиг. 121). Особенно опасен «бафтинг» в случае
Фиг. 121. «Бафтинг» оперения.
совпадения частоты воздушных ударов с собственной частотой
колебаний оперения. Б этом случае имеет место явление резонан-
са, т. е. колебания будут совершаться со все возрастающими
амплитудами. Но и при отсутствии резонанса удары могут быть
достаточно сильными.
На больших скоростях полета при неблагоприятном располо-
жении оперения возможен скоростной «бафтинг», который вызы-
вается нарушением плавности обтекания крыла из-за возникнове-
ния скачков давления (так называемый волновой срыв потока).
В результате этого позади крыла образуется завихренный поток.
Попадая на оперение, вихри вызывают сильную тряску его.
Мерами устранения «бафтинга» являются:
1) вынос оперения из области завихренного потока позади кры-
ла. Для этого горизонтальное оперение следует или высоко под-
нять, или низко опустить;
2) устранение причин, вызывающих завихренный поток.
На срыв потока в корневой части крыла очень сильно влияет
характер сопряжения крыла с фюзеляжем. Правильно выполнен-
ные зализы имеют существенное значение для устранения «баф-
тинга».
Флаттер оперения
Флаттер представляет собой незатухающие упругие колеба-
ния горизонтального и вертикального оперения в полете, возникаю-
щие при достижении некоторой скорости, зависящей от характе-
ристик конструкции оперения.
280
Флаттер оперения возникает в основном по тем же причинам
и подчиняется тем же закономерностям, что и флаттер крыла.
Поэтому предупреждать его следует теми же мерами в отношении
аэродинамики, жесткости и распределения масс, что и флаттер
крыла.
Различают изгибно-рулевой флаттер (изгиб фюзеляжа с отклонением ру-
лей) и крутильно-рулевой флаттер (кручение фюзеляжа с отклонением рулей)
оперения.
Причина возникновения этих форм флаттера заключается в том, что
собственный вес руля, создавая момент относительно шарнира вращения при
случайно начавшемся колебании, дает инерционную силу и момент, вращающий
руль. Так как подвески руля и проводка управления не абсолютно жестки,
то руль отклоняется и создает аэродинамическую силу, действующую по ходу
уже возникших колебаний. Так возникает периодическая сила, вызывающая
флаттер.
Для предотвращения флаттера оперения аналогично сказанному
в гл. XIII применяют весовую балансировку (компенсацию) рулей
(см. фиг. 93 гл. XIII).
Реверс элеронов
Реверсом элеронов называется явление потери эффективности
элеронов или обратное действие их при достижении самолетом
критической скорости VKp реверса.
Рассмотрим прямое крыло. При отклонении элерона, например
вниз (фиг. 122, а), соответствующая половина крыла получит при-
Фиг. 122. Схема реверса элерона.
ращение подъемной силы на величину ДУЭ. Сила ДУЭ на крыле
с опущенным элероном будет приложена позади центра жесткости
сечения крыла (см. фиг. 122, а). При таком расположении сила
ДУЭ на плече d до центра жесткости даст некоторый момент, кото-
рый будет закручивать его, в данном случае уменьшать угол атаки.
Это вызовет уменьшение подъемной силы крыла.
Таким образом отклонение вниз элерона не только увеличивает
подъемную силу, но одновременно и уменьшает ее.
281
www. vokb-la. spb.ru